【PPT】飞机总体参数优化
56第04讲飞机主要参数的确定(1)PPT课件
H < 11000 (m):
PP0(14H 43)05.204
TT00.006H5
0(14H 43)04.204
16
H = 11000 (m): P11000 = 22.699 Kpa, T11000 = -56.5 oC, ρ11000 = 0.365 kg/m3
H >11000 (m):
H11000
其中：f 是机轮与跑道间的滚动摩擦系数 水泥：0.035 ； 草地：0.085
CL,max,TO起飞时最大升力系数（统计或经验） 13
• 着陆速度
航空宇航学院
W/S
_
_
Vl 14.4 CL,maLx,(1mRmXH)
（km/h）
其中：_
mR WF WTO
_
mXHWXHWTO
(WXH是消耗载荷)
CL,max,L着陆时最大升力系数（统计或经验）
W/S
……
6
航空宇航学院
主要设计参数与飞行性能的关系
• 最大平飞速度
T12CDV2S
对于喷气式发动机：
H < 11000（M） 时
V m a 1 .x 5 4 ( T 5 /W )( W /S )/C ( D 0 .1)5 （km/h）
H > 11000（M） 时
V m a 1 x .9 5( 4 T /W )( W /S ) /C D
14
航空宇航学院
• CL,max，CL,max,TO和CL,max,L统计数据
机型 单发螺旋浆 双发螺旋浆 战斗机 喷气运输机 喷气公务机
CL,max 1.3 - 1.9 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.4 – 1.8
飞机总体设计PPT课件
经济性能设计
燃油经济性
在保证飞行性能的前提下，通过 优化飞机气动外形、减轻结构重 量、提高发动机效率等措施，降 低飞机的燃油消耗率。
维护经济性
通过采用先进的维护理念和技术 手段，降低飞机的维护成本和停 场时间，提高飞机的出勤率和利 用率。
直接运营成本
包括燃油费、维护费、机组人员 工资等直接与飞机运营相关的成 本。设计中需要考虑如何降低这 些成本以提高飞机的经济性能。
采用遗传算法、模拟退火等启发 式算法，处理飞机设计中的复杂 问题，寻求全局最优解。
利用代理模型对飞机性能进行快 速评估，减少计算量，提高优化 效率。
多学科优化方法探讨
多学科设计优化（MDO）
综合考虑气动、结构、控制等多学科因素，实 现飞机总体设计的协同优化。
分解协调方法
将复杂问题分解为若干子问题，分别进行优化 后再进行协调，降低问题求解难度。
06
确保飞机满足适航法规和标准的要求，包括噪声、排放等 环保指标。
02
飞机总体布局设计
布局形式的选择与特点
常规布局
水平尾翼和垂直尾翼都 放在机翼后面的飞机尾
部。
鸭式布局
水平尾翼位于机翼的前 面，具有较好的大迎角
特性。
无尾布局
没有水平尾翼，靠机翼 后缘襟翼或扰流片等部
件实现俯仰操纵。
三翼面布局
在常规布局上增加一对 鸭翼。
垂直尾翼
主要功能是保持飞机的方 向平衡和操纵飞机的方向 运动。
V型尾翼
由左右两个倾斜的垂直尾 翼组成，像是固定在机身 尾部带大上反角的平尾。
起落架布局设计
前三点式起落架
自行车式起落架
两个主轮对称地布置在飞机重心之后， 前轮位于机身前部。
【PPT】飞机总体参数优化38页PPT
END
【PPT】飞机总体参数优化
21、没有人陪你走一辈子，所以你要 适应孤 独，没 有人会 帮你一 辈子， 所以你 要奋斗 一生。 22、当眼泪流尽的时候，留下的应该 是坚强 。 23、要改变命运，首先改变自己。
24、勇气很有理由被当作人类德性之 首，因 为这种 德性保 证了所 有其余 的德性 。--温 斯顿． 丘吉尔 。 25、梯子的梯阶从来不是用来搁脚的 ，它只 是让人 们的脚 放上一 段时间 ，以便 让别一 只脚能 够再往 上登。
16、业余生活要有意义，不要越轨。——华盛顿 17、一个人即使已登上顶峰，也仍要自强不息。——罗素·贝克 18、最大的挑战和突破在于用人，而用人最大的突破在于信任人。——马云 19、自己活着，就是为了使别人过得更美好。——雷锋 20、要掌握书
飞行器多学科设计优化PPT幻灯片课件
2019年10月4日星期五
24
国内外MDO研究进展
1986年，AIAA/NASA/USAF/OAI等4家 机构联合召开了第一届“多学科分析与 优化”专题研讨会，以后每2年一次。
1991年，AIAA成立专门的MDO技术委 员会，标志着MDO作为一个新的研究领 域正式诞生。
存在的问题是，概念设计阶段由于已知 信息短缺、强调重点学科，不能充分利 用该阶段的自由度来改善设计质量。
2019年10月4日星期五
12
MDO方法的提出
针对传统设计方法的不足，MDO就出现 了，其主要思想是在飞行器各设计阶段 力求学科平衡，考虑各学科的相互影响 和耦合作用，使用有效的优化策略和分 布式计算机网络系统，利用各学科的系 统效应，获得系统整体最优解。
2019年10月4日星期五
22
2019年10月4日星期五
23
国内外MDO研究进展
MDO于1980年代发展起来。奠基人是J. Sobieszczanski-Sobieski，其专长是结构 优化。1982年他在研究大型结构优化问 题求解的一篇论文中，首次提出了MDO 的设想，后来提出基于敏度分析的MDO 方法，引起了学术界极大关注。
约束条件（Constraints）：系统在设计过 程中必须满足的条件。
2019年10月4日星期五
18
MDO的系统学描述
约束条件有等式和不等式之分，分别用h 和g表示，也分系统约束和学科约束。
系统参数：用于描述工程系统的特征、 在设计过程中保持不变的一组参数p。
学科分析（Contributing Analysis CA）: 以该学科设计变量、其它学科对该学科 的耦合状态变量及系统的参数为输入， 根据某一个学科满足的物理规律确定其 物理特性的过程。
第三章 飞机总体参数详细设计
第三章飞机总体参数详细设计（部件设计）3.1 设计的任务和步骤3.1.1 飞机总体参数详细设计的最优化准则本章将说明飞机各个部件，比如机翼、机身、尾翼、动力装置、操纵系统和起落架装置的总体设计特点。
设计的主要任务是保证飞机总体参数的最优化。
由复杂系统的设计理论可知，在一般情况下，由局部最优的子系统组成的系统并不是最优的，然而局部的最优化还是有意义的。
第一，如果各个部件的参数不是互为函数，那么，部件的最优化与整个系统的最优化是一致的；第二，在一些情况下，总体的最优化是不可能或者是很困难的，由于它的数学模型太复杂，或者是不确定的。
那么，系统就只好按各部件最优化，希望结果距离总体最优不远；第三，如果对部件和对系统总体的最优化准则是统一的，或者部件的准则是总体最优化准则的一部分，而这一部分能很好地反应部件的独立参数的变化，则部件最优化也是有意义的。
例如，对于整个飞机的最优化准则是使飞机起飞总重量最小。
对于飞机各部件，例如机翼，最优化准则也可以是以下形式的准则:其中mwing－机翼重量；(L/D)wing－机翼升阻比；S－机翼面积；－分布在机翼内的燃油重量。
A、B、C 和D 是根据所设计飞机而异的系数，它们反映了飞机的战术技术要求和使用技术要求（航程、巡航速度、着陆时的下滑速度、有效载重和装备的多少等）。
这样的评价单独飞机部件最优化的准则形式简单，不要求有整个飞机的优化数学模型，也不要求采用考虑这个部件内部各参量更复杂的数学模型，只需考虑决定它的外部形状的参数变化。
准则的内容应指明为完善这一部件，今后的工作的合理方向，也允许对各部件之间的相互影响进行估算。
3.1.2 飞机总体参数详细设计（部件设计）的主要任务在飞机部件的设计过程中，要解决以下的问题：（1）选择主要参数和几何尺寸的最优值；（2）选择最优形状、最优外形；（3）选择飞机部件的最优结构受力形式，满足强度、刚度等要求并使重量最轻；（4）选择最优材料和工艺过程，使在成批生产中保证外形和表面质量的条件下使飞机部件生产成本最低；（5）保证飞机部件使用维护方便，在飞机部件重要结构和设备的检查和修理时，有自由接近的和进行必需的测量调整工作的可能性。
浅析民用飞机研制总体参数优化
多学科结构优化讲解ppt课件
经营者提供商品或者服务有欺诈行为 的，应 当按照 消费者 的要求 增加赔 偿其受 到的损 失，增 加赔偿 的金额 为消费 者购买 商品的 价款或 接受服 务的费 用
案例二：航天器多组件结构系统设计
以航天器多组件结构系统设计为例，介绍了近年来拓扑优 化技术在航天器多组件结构系统设计中的工程应用情况
气动文件，DV
结构文件，DV
结
加 入
气动优化
分布
结构优化
新 目标：阻力最小 气动力 目标：重量最小
的 约束：气动约束
样 本
变量：DV1
约束：结构约束 变量：DV2
构 节 点 形 变
点
静气动弹性分析
不收敛
获取总体性能参数 构造代理模型
检验代理模型精度
收敛
系统级优化
经营者提供商品或者服务有欺诈行为 的，应 当按照 消费者 的要求 增加赔 偿其受 到的损 失，增 加赔偿 的金额 为消费 者购买 商品的 价款或 接受服 务的费 用
CATIA二次开发自动生 成的气动网格模型。
机翼结构有限 元模型。
经营者提供商品或者服务有欺诈行为 的，应 当按照 消费者 的要求 增加赔 偿其受 到的损 失，增 加赔偿 的金额 为消费 者购买 商品的 价款或 接受服 务的费 用
（3）气动与结构的耦合关系分析
气动载荷分布
结构重量
气动力
结构弹性变形
（5）客机机翼气动／结构多学科优化算例
设计目标：①升阻比尽量大②重量尽量小。 设计约束：①满足升力系数要求；②满足强度、刚度要求；③油箱体积
要求。 设计变量：①外形参数；②结构参数。
结果评价 基于气动/结构的MDO设计方法得出 的最优解集有助于设计人员进行机翼气动 效率与重量之间的权衡分析，确定出最合 理的机翼总体参数。
第三章飞机总体参数详细设计
第三章飞机总体参数详细设计1.引言本章将对飞机的总体参数进行详细设计，包括各种部件的设计。
这些部件的设计将直接影响飞机的性能、安全性和可靠性。
因此，在设计过程中需要充分考虑这些因素，并根据设计需求进行合理的选择和优化。
2.设计原则在进行飞机的总体参数详细设计时，需要遵循一些设计原则，以确保设计方案的合理性和可行性。
首先，应根据飞机的使用目的和飞行任务确定设计需求，明确飞机的性能指标和技术要求。
这些需求将成为设计的主要依据，并对后续的部件设计产生重要影响。
其次，应充分考虑飞机的安全性和可靠性。
飞机作为一种特殊的交通工具，其安全性和可靠性至关重要。
在设计过程中，应采取一系列措施来确保飞机在各种极端条件下均能安全运行，并尽可能降低事故和故障的发生率。
最后，为了提高飞机的性能和经济性，应采用先进的设计和制造技术，利用先进材料和构造，以实现更高的飞行速度、更大的载荷和更低的油耗。
3.部件设计飞机的部件设计是整个飞机设计过程中最为关键的一步。
在部件设计中，需要考虑以下几个方面的问题。
首先，对于重要的部件，如机翼、机身和发动机，需要进行充分的强度分析和优化设计。
这些部件承受着巨大的载荷和压力，必须具备足够的强度和刚度。
同时，也需要考虑到这些部件的重量和制造成本，以实现设计目标的最优化。
其次，对于一些复杂的部件，如起落架和舱门，需要进行特殊的设计和制造。
这些部件的工作环境较为恶劣，需要具备较高的耐热、耐冲击和耐腐蚀性能。
在设计过程中，还需要考虑到这些部件的可靠性和维修性，以保证飞机的正常运行。
最后，对于一些细小的部件，如螺钉、垫圈和接头，需要进行合理的选择和设计。
这些部件虽然看似微不足道，但却是构成整个飞机的重要组成部分。
在设计过程中，需要考虑到这些部件的力学性能和材料特性，以保证飞机的安全性和可靠性。
4.总结飞机的总体参数详细设计是整个飞机设计过程中的关键步骤。
在设计过程中，需要根据设计需求和技术要求，充分考虑飞机的性能、安全性和可靠性，并采用先进的设计和制造技术，以实现设计目标的最优化。
第三章 飞机总体参数详细设计(部件设计)
第三章 飞机总体参数详细设计（部件设计）
的步骤
下面给出对飞机各个部件的主要型式、尺寸、形状的选择步骤；这些部件的其它性能的选择 （结构的、强度的和工艺的等）在专门的教材里进行研究。 （1） 总体布局的选择： ・常规布局（指尾翼在机身后段） ・无尾式布局（指没有水平尾翼和鸭翼） ・鸭式布局 ・三翼面布局 （2） 机身方案的选择 ・乘员、旅客、行李、燃油、货物和其他有效载重的安排
3.1.2
飞机总体参数详细设计（部件设计）的主要任务
在飞机部件的设计过程中，要解决以下的问题： （1） 选择主要参数和几何尺寸的最优值； （2） 选择最优形状、最优外形； （3） 选择飞机部件的最优结构受力形式，满足强度、刚度等要求并使重量最轻； （4） 选择最优材料和工艺过程，使在成批生产中保证外形和表面质量的条件下使飞机部件生产 成本最低； （5） 保证飞机部件使用维护方便，在飞机部件重要结构和设备的检查和修理时，有自由接近的 和进行必需的测量调整工作的可能性。 在第二章中已经说明了确定下列飞机主要参数的方法：翼载荷 W/S、推重比 T/W、机翼面积 S 和发动机的总起飞推力 P 0 和求飞机起飞重量 WTO 的第一次近似值的方法。根据这些参数值和规定的 战术（使用）技术性能来选择飞机部件的主要参数和几何尺寸并使它们最优化：
3.1.1
设计的任务和步骤
飞机总体参数详细设计的最优化准则
本章将说明飞机各个部件，比如机翼、机身、尾翼、动力装置、操纵系统和起落架装置的总 体设计特点。设计的主要任务是保证飞机总体参数的最优化。由复杂系统的设计理论可知，在一般 情况下，由局部最优的子系统组成的系统并不是最优的，然而局部的最优化还是有意义的。第一， 如果各个部件的参数不是互为函数，那么，部件的最优化与整个系统的最优化是一致的；第二，在 一些情况下， 总体的最优化是不可能或者是很困难的， 由于它的数学模型太复杂， 或者是不确定的。 那么，系统就只好按各部件最优化，希望结果距离总体最优不远；第三，如果对部件和对系统总体 的最优化准则是统一的，或者部件的准则是总体最优化准则的一部分，而这一部分能很好地反应部 件的独立参数的变化，则部件最优化也是有意义的。 例如，对于整个飞机的最优化准则是使飞机起飞总重量最小。对于飞机各部件，例如机翼， 最优化准则也可以是以下形式的准则: Wwing=Amwing-B(L/D)wing+CS-Dm T , 其中 mwing－机翼重量；(L/D)wing－机翼升阻比；S－机翼面积；m T －分布在机翼内的燃油重量。A、B、 C 和 D 是根据所设计飞机而异的系数，它们反映了飞机的战术技术要求和使用技术要求（航程、巡 航速度、着陆时的下滑速度、有效载重和装备的多少等） 。 这样的评价单独飞机部件最优化的准则形式简单，不要求有整个飞机的优化数学模型，也不 要求采用考虑这个部件内部各参量更复杂的数学模型，只需考虑决定它的外部形状的参数变化。准 则的内容应指明为完善这一部件，今后的工作的合理方向，也允许对各部件之间的相互影响进行估 算。
飞行器的性能参数优化设计
飞行器的性能参数优化设计一、引言随着科技的快速发展，飞机行业的性能越来越重要，飞行器的性能参数优化设计可以提高安全性、降低成本、提高经济效益以及减少对环境的危害。
本文将讨论飞行器的性能参数优化设计。
二、飞行器性能参数飞行器性能参数是指衡量飞行器性能的各项参数。
在研究飞行器性能优化设计方案之前，应首先明确基本参数：1.速度和航程：航程是飞机在不加油情况下的最大航程，速度是飞机的巡航速度，速度和航程是衡量飞机能力的基本指标。
2.载荷：飞行器的最大载重量和体积限制。
3.燃油效率：可行性的关键。
4.气动特性：空气动力学性能（如升力、飞行稳定性等）是探讨优化的核心问题之一。
5.使用寿命：任何工程设施都有一个有限的寿命，需要进行决策，以确保优化的经济回报。
三、美国飞机制造业的经验美国的航空制造业拥有全球最高水平的飞行器性能参数优化设计经验。
美国飞机制造业在设计和制造飞机时，尤其注重以下几个方面的优化：1.材料选择：美国的飞机设计中十分重视材料选择。
2.结构设计：为了使飞行器能够在不断变化的大气条件下顺利飞行，必须设计出一种可靠的机身结构。
3.推进系统设计：推进系统的设计涉及到燃油消耗、噪声控制和噪声控制等方面。
4.电子系统设计：在电子系统设计方面，美国飞机制造业拥有领先的经验。
四、飞行器性能参数优化设计的方法和技术飞行器性能参数优化设计的方法和技术是多种多样的。
其中包括以下几个方面：1.优化设计流程：一个好的流程可以最大限度地减少在优化设计中遇到的问题。
2.模型建立：根据实际的飞行器数据，建立一个合适的模型是非常重要的。
3.优化算法：通过优化算法来搜索最优解。
4.仿真模拟：仿真模拟可以使设计师快速地进行验证和修改设计。
5.数据分析：对结果进行统计、分析和筛选，可以有效地解决优化问题。
五、结论飞行器性能参数优化设计是一项复杂的工作，需要综合考虑机身结构、机载设备、电子系统、推进系统、材料选择等多个方面的因素，通过流程优化、模型建立、优化算法、仿真模拟和数据分析等多种方法和技术来实现优化设计。
飞机总体设计课件(3) 154页PPT文档
(1) 平尾应避开机翼尾涡的不利干扰。 一般来说，机翼尾涡随迎角增大而增强，因而将 平尾布置在机翼弦平面上下不超过5%平均气动弦 长的位置，有可能满足大迎角时的纵向操稳要求， 因而现代飞机采用下平尾和中平尾的型式居多。 (2) 高置平尾由于存在4个直角，阻力较大，同时 垂尾重量也较大。
(3) T尾的优点是平尾速度阻滞系数大，效率高； 同时平尾相当于垂尾的端板，也使垂尾的效率提高。 这种形式的主要缺点是垂尾的结构重量较大，而且 只对于平直或者小后掠的垂尾才有可能。
不可以
可以
较长/较易 短/易
较易/较轻
易/轻
相当于 机翼下反
概括地讲，大型旅客机以下单翼型式居多；重型 军用运输机一般多采用上单翼型式；战斗机一般情 况下采用中单翼型式的较多。
机翼在机身上的前后位置，决定了飞机的纵向操 稳特性，通常要到重心定位阶段才能确定。
2.1.3 尾翼的位置
I. 水平尾翼的前后位置 飞机的气动特性取决于各承力翼面的相对位置以 及相对尺寸和形状，其中机翼是产生升力的主承力 翼面，前翼、平尾等是辅助承力翼面。 平尾(或辅助翼面)与机翼的前后相对位置是代表 不同飞机型式的显著的标志。
变后掠机翼设计难点之一是飞机的平衡问题：当 增大后掠角时，气动中心后移，重心也后移，但前 者移动量大，飞机会出现低头现象，需要通过调整 燃油来调整重心位置或者增加平尾向下的载荷(同 时增加了配平阻力)来克服。
变后掠机翼设计的另一个难点是由于转轴机构及 其集中传力而带来的机翼结构复杂和机翼重量的增 加(机翼大致增重20%以上)以及由此引起的全机重 量的增加。
单纯的小展弦比直机翼的缺点是跨音速气动特性 较差，焦点变化剧烈，因此在超音速飞机上较少采 用。
(2) 后掠翼 对亚音速飞机而言，后掠翼能有效提高临界马赫 数，延缓局部激波的产生，避免过早出现波阻。 对超音速飞机而言，后掠翼可改善其跨音速气动 性能：后掠翼的CD0~ M 变化较缓，升力线斜率虽 然小于直机翼但比三角翼大。
飞机初始总体参数与方案设计课件
其中：
诱导阻力因子； ↵
A一机翼展弦比； e一奥斯瓦尔德系数。 ↵
(2.3.5)
2.3 飞机升阻特性估算
图2.3.3 装两台涡轮风扇发动机的亚音速飞机的极曲线
S=32m²;A=9;A14=20°;(t/c)=0.14;(t/c),=0.10;d₄=2m;
机翼增升装置：
前缘缝翼及双缝富勒襟翼；1一无增升装置的Ca;2 一起飞时(前缘缝翼不打开，襟
超音速飞机的随飞行M数变化的曲线
2.4 确定推重比和翼载
推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要 的参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分 析、设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼 载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很 远，必须重新设计。
4+
54
6+
70
8+
90
10+
11+
12↵
表2.3.1 最大升力系数典型值
飞机类型
Cu
CLxTP
自制螺旋桨飞机↵
1.2-1.8+
1.2-1.8↵
单发螺旋桨飞机↵
1.3-1.9↵
1.3-1.9↵
双发螺旋桨飞机↵
1.2-1.8↵
1.4-2.0↵
农业飞机↵
1.3-1.9↵
1.3-1.9↵
公务机
1.4-1.8↵
飞机起飞重量
空机重量
总载重
飞机结构重量 设备及操纵重量 动力装置重量↵
装备及服务 设施载重
有效载重
燃油↵
空机及装备重量 图2.2.1 飞机起飞重量分类
2.2 重量估算（续）
第六章飞机总体参数优化[下载]
![第六章飞机总体参数优化[下载]](https://img.taocdn.com/s3/m/fe503a1d59eef8c75fbfb331.png)
第六章飞机总体参数优化6.1 飞机总体参数的多学科设计优化6.1.1 多学科设计优化的基本概念飞机总体设计是一个复杂的系统工程，覆盖了多个学科的内容，例如空气动力学、结构学，推进理论，控制论等。
对某一个学科领域，进行计算分析和优化设计，可以建立起数学模型和计算软件，对于复杂的工程系统，目前很难建立起统一的分析和优化的数学模型，只能是各子系统模型和计算软件的“总装配”，这种装配式的设计必将是低效耗时和昂贵的，它包括了大量的设计变量，性能状态变量，约束方程，各个系统模型相互交叉影响，各个设计目标对设计变量的要求相互矛盾，子系统的构成可能是由不同领域的专家甚至在不同地点来操作运行的。
因此需要发展一种高效适合于象飞机这样的复杂工程系统设计优化的方法。
多学科设计优化（Multidisciplinary Design Optimization）技术就是解决由相互耦合的物理现象控制的，由若干不同的交互子系统构成的复杂工程系统设计的有效方法。
多学科设计优化技术在提供变量、约束、性能间交互作用和耦合信息的基础上实现同时满足各学科和系统约束的设计，具有对各种设计方案迅速进行折衷分析的能力。
多学科设计优化已成为研究的热点是许多国际学术会议讨论的主题。
它不仅仅是学术研究，已经用于工程实践，如在飞机改型设计中，以最小重量和成本代价对现有飞机实现改变设计要求，迅速计算出设计参数对性能的影响，有效控制寿命周期费用。
多学科设计优化是一种解决大型复杂工程系统设计过程中耦合与权衡问题，同时对整个工程进行综合优化设计的有效方法。
它利用计算机网络技术集成各个学科（子系统）的知识，应用有效的设计优化策略，组织和管理设计过程，充分利用子系统之间相互作用产生的协同效应，获得系统的整体最优解。
通过并行设计缩短设计周期，多学科设计优化与现代制造技术中的并行工程思想是一致的，多学科设计优化技术有下列特点：1, 通过对整个系统的优化设计解决不同学科间权衡问题，给出整个系统的最优设计方案，提高设计质量2, 通过直接或间接的数值计算方法解决各学科之间的耦合问题，容易获得各学科之间协调一致的设计，消除了过去依靠经验试凑迭代计算解决耦合问题。
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性能学科优化模型：
式中：“~”表示响应面构造的其他相关学科的近似模型，“RSM” 代表响应面，不标注者为精确模型。
6.2 面向系统设计的方法
现代飞机设计是一个极复杂的系统工程， 决定了飞机设计方法是建立和研究大型 复杂系统的功能性规律最一般的描述及 对其进行分析和综合的方法。
6.2.1 现代飞机设计特点
并行子空间优化算法框架图
6.1.4 某通用航空飞机总体参数优化 1. 飞机总体参数优化问题，以飞机总重最 小为目标，要求满足航程和失速速度的 约束要求，即：航程必须大于允许的最 小航程；失速速度不得超过允许的最大 失速速度，以便获得较好的失速特性。
2.在飞机设计过程中，一般将气动、结 构和性能等列为单独的学科进行分析和 计算。
作为设计对象的现代飞机是一个极复杂 的工程系统，具有高度的层次结构无论 是军用飞机还是民用飞机，都是由机体 平台、动力系统、机载设备、控制系统 等构成的。飞机的各系统是相互联系和 互相制约的。
飞机设计的任务是确定飞机的布局、结 构和其他各组成部分。飞机设计是一个 复杂的多阶段的过程，同时也是一个反 复迭代、逐渐接近给定或最优的过程， 其设计过程框图6.5如下：
3.该设计问题涉及到三个学科：气动分析学科、 重量分析学科和性能分析学科。各学科 的信息交流如图6.3 所示：
4. 各学科内部的信息流(如图6.4 所示)：
5. 系统级和学科级的优化模型
系统级优化模型：
气动学科优化模型：
重量学科优化模型：
重量学科存在内部耦合关系，需要通过迭代分析求出状态变量（ WE 和Wdg ）的精 确值。WE的计算依赖于气动学科的LD，因此该学科的不确定性来自于LD 的近似信息。
协同优化算法框架图
6.1.3 并行子空间优化（Concurrent Subspace Optimization）
并行子空间优化算法将设计优化问题分解 为若干个学科级优化问题和一个系统级优 化问题。在学科级（子空间）优化中，本 学科的状态变量计算通过该学科的精确模 型来获取，所涉及的其它学科的状态变量 计算通过某种近似模型来得到。各学科优 化计算相互独立，可并行进行，因此称为 并行子空间优化算法。
数学模型的建立从对设计对象的形式描 述开始。在一般的情况下，设计对象靠其 模型表达出其概念。为此一开始要找出合 适的参数，使其能对模型分析的结果产生 实质性的影响。这是设计工作带有创造性 的十分重要的阶段。
在飞机论证设计阶段，数学模型的作用特别 大，基本上是采用有效性模型和经济性模型 来描述大量的各个系统和组成部分的功能。 飞机作为整个航空系统中的一员其数学模型 可视为参数化的“点”模型，此时的飞机设 计为面向工程的设计。 在飞机初步设计和详细设计阶段所使用的模 型则不同，应尽量详细和完备地考虑影响选 择设计方案的各种因素。这时的数学模型可 视为参数化的“实体”模型，飞机设计为面 向产品的设计。
多学科优化的算法
MOD算 法
单级优化算法
协同优化算法
并行子空间算 法
多学科优化（MOD） 算法可归纳为三大类：单级优 化算法、并行子空间优化算法和协作优化算法。
6.1.2 协同优化（Collaborative Optimization）
协同优化将优化设计ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ题分为两级：一 个系统级和并行的多个学科级。
多学科设计优化（Multidisciplinary Design Optimization）是一种解决大型 复杂工程系统设计过程中耦合与权衡问 题，同时对整个工程进行综合优化设计 的有效方法。
多学科设计优化技术有下列特点
1 通过对整个系统的优化设计解决不同学科间权衡问 题，给出整个系统的最优设计方案，提高设计质量。 2 通过直接或间接的数值计算方法解决各学科之间的 耦合问题，容易获得各学科之间协调一致的设计，消 除了过去依靠经验试凑迭代计算解决耦合问题。 3 通过系统分解使计算并行化成为可能，通过计算机 网络将分散在不同地区和设计部门的计算模块和专家 组织起来，实现并行设计，使系统的综合优化设计变 得简单。 4 通过近似技术和可变复杂性模型的分析方法，减少 系统分析次数，提高设计优化效率。 5通过系统和各子系统数学模型的模块化以及它们之间 有效的通讯及其组织形式，使各学科各计算模块之间 数据传输量和所需附加操作尽可能少。
根据飞机性能和参数的关系，可将反映其结 构和功能的不同方面分组，组成一系列的子 模型，主要有： 1） 几何模型，描述飞机参数和其外形及尺 寸特性之间的关系。这一模型也称之为统一 数模。 2） 重量模型，统一描述飞机几何形状与结 构承力系统、飞机构造与设备布置、飞机装 载情况与全机及各部件重量之间的关系。
第六章 飞机总体参数优化
6.1 飞机总体参数的多学科设计优 化
6.1.1多学科设计优化的基本概念 飞机总体设计是一个复杂的系统工程， 覆盖了多个学科的内容，例如空气动力学、 结构学，推进理论，控制论等。多学科设 计优化是一种解决大型复杂工程系统设计 过程中耦合与权衡问题，同时对整个工程 进行综合优化设计的有效方法。
3） 气动模型，描述飞机的几何特性和气动力 特性（各种飞行状态下的气动阻力、升力、力 矩以及力和力矩系数）之间的关系。 4） 动力装置模型，描述在各种飞行状态下， 发动机的尺寸、布置和推力及耗油率之间的关 系。 5） 飞行动力学模型，描述飞机的飞行性能和 机动性能（速度范围、航程、爬升率、升限、 过载等）与飞机的气动力、重量特性和动力装 置特性之间的关系。
飞机设计过程图
此框图的实质是在对各种备选设计方案 多次重复分析的基础上实现对新的技术 目标的综合。设计过程中的优化有双重 作用：保证从所研究的许多方案中作出 最优的决策；保证在抉择方案内确定设 计参数最有利的组合。
6.2.2 面向系统设计的方法
面向系统的设计方法是在充分考虑影响 系统完成任务和达到指定目标的所有因 素基础上对系统进行研究。以数学模型 为基础，系统设计的问题可归结为：总 的目标函数在多种约束条件下的优化问 题。