飞行器总体设计.docx

雷Jvp球研究生课程考试答题册得分：学号姓名考试课目飞行器总体设计考试日期西北工业大学研究生院声明：本文选取的进气道模型为外压式三锲进气道(见后图)。故计算方法与构型设计仅针对此类进气道。1.高超声速进气道相关专业术语声明：(1)捕获高度（三）,即当飞行器或发动机高度方向垂直于自由流方向时，以进气道唇口和外压缩面构成的最大高度差，单位根。(2)捕获宽度(W),即当飞行器或发动机高度方向垂直于自由流方向时，进气道侧缘构成的最大宽度，单位根。(3)捕获面积(4),即流入进气道的气流在远前方自由流管的横截面积，单位Tn2o(4)基准捕获面积U0),即当攻角为0°时，由划归于进气道的外压缩面和进气道前缘所围成的面积逆流远前方在其垂直面上的投影面积。外压缩面可包括部分或全部预压缩前体，计入捕获面积的最大高度不超过捕获高度,最大宽度不超过捕获宽度，单位租2。(5)基准捕获流量go),即当攻角为0°时，按基准抽获面积计算的自由流管流量，单位3/S。(6)内通道进口面积(A。，即构成进气道全时闭管道起始位置的截面积，该截面垂直于当地气流平均速度方向，单位Hl?。(7)喉道，即进气道内通道最小截而处，般为隔离段进口。(8)总收缩比(Cr),即基准捕获面积与喉道横截面积之比：r4。Cr=-AtkAq-基准捕获面积(Hl?)；喉道横截面积(m2)。(9)内收缩比(Cr1),即内通道进口面积与喉道面积之比：r4。F4-内通道进口面积(m2)；2.高超声速进气道性能参数定义高超声速进气道性能评估的指标很多，其中最常用、最重要的指标就是代表压缩效率的总压恢复系数、代表流量捕获能力的流量系数。此外，进气道的起动能力、抗反压能力、进气道的阻力特性等也是进气道性能的重要指标，在此我们仅探讨前两项重要指标总压恢复系数与流量系数。(1)流量系数(),即实际进人进气道的流量与基准捕获流量之比：=hm0m-实际进入进气道的流量(Ws);(2)总压恢复系数(。)，即进气道出口处气流总压与来流总压之比：o=Pi/Po；3.外压式多级进气道构型下各参数设计原理与性能计算细则为保证进气道总压恢复系数损失较小，对于具有n-1道斜激波，一道正激波的多波系进气道，KQSWatiSCh提出了用于求极值的方法来确定总压恢复系数的理论。经过任一道激波的总压恢复系数为：。产结(i=OJ,.n-l)Pi对于绝热压缩过程：对于整个激波系:由平面激波理论:P,k-l21p2k+1k+fl2sin2lP，22.2oAI=-M：sinB.-T«-Pik+,A+1PiPl故可得总压恢复系数:另外，激波前后马赫数之间关系为:l . A 】，2I 十 -M) T C22 _ ( _ PR”f门P曲21令:将上式代入波前波后马赫数关系式得:6=&L=局g,EPi子=f,g,故通过全部11道激波的总压恢复系数为：巴=*=nL=Il户gMPo=<>Pii=0现问题为确定各激波的倾斜角例(i=0,1,2.n-2),使得最终的总压恢复系数达到最大值。为简化计算，对上式取对数并求其最大值。In4=£卜inf,+In©心TPoI限制条件为：X川=if>gtXl=ylt-t具体步骤省略，运用拉格朗日多项式求极值方法可以得到：=y=%=yt-2即，为得到最大的总压恢复系数，各斜激波前的法向马赫数应该相等，即AfOSinBo=AflSinl=M2sin2=AfISinBT因而，各斜激波的总压恢复系数相等：,=常数Pi此外，极值分析还可得到:i+-!/Ll+AzlAel-g。尸.V0-I(DML +根据上式，即可确定MO时的最大总压恢复系数，且各道斜激波的Mi,t,以及气流经过斜激波的折角色,Mn-I可以由以下近似公式确定：实例示例:AfI=0.94MoSinBO（1.5Af05,n=2.3.4时）采用如上三级压缩进气道，设计马赫数为2.2,通过上述方法计算可得到，三级压缩的转角约为8°（近似数值计算下的最优解），全部激波汇聚于唇口，唇罩内壁倾斜角为24°。其余参数设置：W=2.5m,tHc=0.5m;/=Ilm0（1为进气道长度）转折角实际解算结果：（一级略小于8°,三级略大于8°）237.36858.05478.5769流量系数解算：当来流马赫数为2.2时，即按照规定设计运行，此时三道斜激波汇聚于唇口，流量系数为K当来流马赫数大于2.2时，激波角减小，来流不存在损失，流量系数仍为K当来流马赫数小于2.2时，激波角增大，超出唇口位置，流量系数减小：为简化运算，在考虑二维平面时，流量系数可近似表示为：从唇口处逆向计算，考虑唇口高度为HO,经过斜激波1则扩张为HI当经过所有斜激波后，扩张为Hn-I,则此时，流量系数可表示为：=HnT/%其中，“8为进气道最大迎风口高度。解算结果：0.950.90.850.80.75'11111-1.522.533.544.55马赫数即，在小于额定马赫数是，激波角增大使得气流未能完全压缩进入喉道，达到额定马赫数后恰好完全进入。总压恢复系数由前文多级乘算得到：OS=l23在规定马赫数2.2下，由上文的KQswatisch最优设计原理，其各个激波处前后的总压恢复系数应当相同（名最大时各量极值处）：1=2=3=0.9922t-lIxldouble11I0.9922总压恢复系数为：s=123=0.97691»print总压恢复系数=0.97691流量系数=1W考虑在不同马赫数时总压恢复系数的变化：0.55 ,1.522.533.544.55马林数白喉期B*图中在三马赫数处出现明显错误：原因分析:算法并未考虑波系相交问题;当马赫数增大，斜激波角度减小，此时在喉道处可能产生波系相交（见下图）:即两个斜激波相交后聚合为更强的斜激波，此时新生成的激波角介于汇聚前的两个激波角之间，可由以下公式确定：§PCPbcDyMtc,泗，CPBCJM（C1小MQjC-1处理方案：修正激波角参数，当两激波相交时由上式计算新激波角，并用该激波代替相交前激波。修正后，不同马赫数下总压恢复系数计算：（在发生波系相交前Ma小于2.2时几乎没有变化）10.950.90.850.80.750.70.650.60.551.522.533.544.5与文献吻合度较高。调研目标：Hyper-X43A高超音速飞行器简介：X-43A是美国国家航空航天局(NASA)旗下德莱顿飞行研究中心所开发的极音速飞行实验机,它就是一款速度达到1.15万公里/小时的飞机，也是迄今为止人类所造出使用外进气动力的飞行器中，速度最快的纪录保持者。一.气动外形设计方法：376cm一76Cm366cm-图示为X-43尺寸与结构参数。到目前为止，大量关于X43的研究工作主要集中在飞行器前体与进气道的融合设计、后体和尾喷管的匹配研究、飞行器壁面与进气道的优化设计、乘波体构形与进气道的耦合影响以及燃烧室的工作状态对飞行器气动特性的影响。事实上，推进系统各部件的流道之间存在强烈的耦合作用，并对飞行器的气动力特性有着显著的影响。考虑其飞行包线，X43采用了乘波体构型，作为一种特殊的升力体构型，其升力/升阻比优于旋成体或一般升力体，有效容积大于薄翼构型。X43的机身后部设计有全动式水平尾翼和双垂直尾翼与方向舵。同时，为满足10倍马赫数的高超声速巡航需求，为了将气动阻力降至最小，X43A的前豫设计采用了非常小的曲率半径（0.08cm,后放宽到0.13cm）,控制面也相应的很薄。前机身下部的外形设计可以为超燃冲压发动机进气道提供外部压缩斜面，同时后机身下部的外形设计则可以提供单膨胀喷管面。机体的上表面采用缓和的曲率，机身前端包含有大块的压舱段，从而使飞行器的重心足够靠前，以提供近似中性的纵向稳定性。X43气动外形设计方法主要通过风洞实验及数值模拟研究，分析流道特征，研究飞行攻角、来流马赫数、雷诺数等对飞行器气动力特性的影响。高超声速流是速度远大于声速的流动，通常用自由流马赫数大于5作为高超声速流的一种标志。X43在大气密度很低的高空飞行，高超声速流的低密度效应对空气动力的影响很显著，由于大气密度很低，以至于分子的平均里程与飞行器的特征长度具有相同的量级，空气介质不再连续，必须用分子运动论替代连续流的研究方法。低密度效应对高超声速飞行器的影响在于增加了其表面的负载，并且俯仰力矩系数也明显增大。飞行器在高超声速飞行时，其表面激波层薄，而边界层随机体表面温度增加而变厚，边界层的厚度与激波层相比不能略去，甚至还会出现整个激波层都具有粘性的情况。边界层变厚对无粘流产生影响，无粘流的变化反过来影响边界层的增长，出现了高超声速流的粘性相互作用。粘性效应使得高超声速飞行器的有效气动表面不再是机体表面而是边界层加上机体表面，与无粘分析相比，机体表面因粘性效应的影响存有摩擦，使得高超声速飞行器压力分布与阻力都发生较为明显的变化。高超声速流的高温效应是由于高超声速飞行器运行在高动压条件下，高超声速气流通过激波压缩或粘性阻滞而减速时，运动的动能转化成热能，表面温度升高，当温度达到一定程度时，气体呈“非完全气体”模式。高超声速流的高温效应对高超声速飞行器影响最为明显的部分是其燃烧墙、进气道斜坡以及控制舵面。燃烧墙和进气道斜坡的温度高低直接影响到发动机能否正常工作，而控制舵面温度的高低则会影响到其操纵面的偏转和配置，这些都会对整个系统的稳定性产生影响。因此，必须采用耐高温材料和主动的制冷技术来抑制高温效应对高超声速飞行器的影响。X43助推器气动外形设计：X-43A的三次飞行试验均采用飞马座火箭助推器。飞马座火箭第一级上的专用适配器是由轨道科学公司制造的。计划用B-52飞机将X-43A飞行器和“飞马座”火箭提升到初始的工作高度。试验旨在获得x-43从助推器分离后所需正净推力，以及试飞器在高超声速自由飞行条件下的空气动力系数。用所得空气动力数据和推力数据验证并改进现有的模拟和预测技术。飞马座火箭的气动外形类似一架飞机，火箭在外形、尺寸与发射质量方面均与X-15试验机相似。飞马座的基体结构、机翼与尾翼全部由质量轻、强度高的石墨纤维复合材料制成。在整个飞马座火箭结构质量中，石墨纤维复合材料占94乐铝合金只占5%,钛合金占1%。”飞马座火箭也是美国第一种完全利用计算机进行气动设计的运载火箭。它在NASA艾姆斯研究中心的数值气动模拟设施-克雷2、克雷XMP巨型计算机上，利用计算流体力学软件进行计算并完成了设计，整个研制过程没有进行风洞与缩比模型试验。二.热防护系统设计在穿越或飞行于大气层过程中表面受到强气动加热的作用，温度可达13272727。C甚至更高，因此对飞行器表面热防护系统提出异常苛刻的要求，同时高速飞行器表面不同部位在往返过程中将承受不同的热腐蚀环境，其表面须采用不同功能的热防护材料。其鼻锥、前缘、垂尾等部位采用的是高温/超高温防热材料，而飞行器表面其它部位则主要采用可重复使用的非烧蚀防隔热材料，外加热防护涂层。于是，热防护涂层成为了防隔热材料能否成功运用于飞行器外部防隔热的关键环节，它解决了防隔热材料在高温环境下的抗冲蚀、抗热裂、辐射和抗氧化等瓶颈问题。X43高超声速飞行器热环境具有时间长、中等熔值、中等热流的特点，巡航时存在层流和湍流加热，在前缘等局部位置气动加热比较严重。由于对飞行器外形变化和防热层重量均有严格要求，要求在受到气动力热的环境下多次重复使用，同时超燃发动机对于进入气体的品质有严格要求，不允许防热材料发生热解、烧蚀以及结构材料脱落等现象，同时，热防护材料必须具有高导热、高抗冲击、高强度、高韧性、零氧化烧蚀等结构和功能特性(3A°CC复合材料由于具有较高的技术成熟度(TRL),沥青基炭纤维增强高导热C/C复合材料应用于关键热端部件，可实现高超音速飞行器的非烧蚀防热和热结构承载。X-43A飞行器设计要求的鼻锥尖半径是0.030时(0.762un),如此尖锐型鼻锥尖前(noseleadingedge)的气动加热可产生220OC左右的高温及高的热梯度。基于美国MRW公司提出的非均衡分布高导热沥青基炭纤维的C/C复合材料,有利于传递热量，避免在“飞行器上出现热点，适用于高热流的环境。如MER公司P30X纤维的4:1结构2D-C/C的X向面内室温热导率达到340WmK)的数值、GoOdriCh公司K321纤维的4:1结构2D-C/C的X向室温368W(mK)的数值。X-43A马赫7飞行器鼻锥尖前缘(LE)的最大温度是3000F(1649C),采用日本MPI公司的K321中间相沥青基2k炭纤维、5:1非均衡结构织物、SiC涂层的2D-C/C。马赫10尖前缘理论计算驻点线温度可达4000F(2204C),采用P30X沥青基炭纤维3：1非均衡结构增强的高导热2D-C/C复合材料，表面有三层涂层，分别是C/C材料最初表面的化学气相反应转换法CVR-SiC涂层，接着是化学气相沉积法CVD-SiC涂层，外表面是一薄层CVD-HfC涂层。为了降低X-43A鼻锥尖温度和降低鼻锥尖热梯度，LaRC决定鼻锥尖C/C制造采用MR&D公司提出的沥青基炭纤维4:1非均衡织物结构的高导热C/C材料，以使纵向具有更多的纤维体积分数和更高的热导率。LaRC对马赫10飞行器鼻锥尖前缘(LE)部件的理论分析表明，采用K321纤维1:1结构的2D-C/C材料，鼻锥尖驻点温度是4050F；2：1结构时鼻锥尖驻点温度是3820F；3：l结构时鼻锥尖是3720F；4：l结构时鼻锥尖是3660F。非均衡结构2D-CC材料在单个方向的热导率越高，其在电弧喷射测试中抵抗氧化烧灼性能越好。MR&D公司最初研制的K321沥青基炭纤维4:1非均衡织物结构的C/C材料在研制马赫7飞行器LE时作为一种材料基准使用。但是马赫7飞行器鼻锥LE却使用的是K321沥青基炭纤维5:1织物的块状2D-C/C材料。织物增强体结构的不同主要缘于5:1结构材料较4:1更容易得到，并可以将更多的热量从鼻锥导出去。如图：马赫7飞行器仅使用7块C/C材料LE,°除鼻锥LE外，两个水平尾翼控制面板件是由K321沥青基炭纤维准各向同性铺层制备的，表面SiC涂层；而鼻锥两侧前后共4个LE是由PAN基炭纤维3D针刺C/C制备的，表面SiC涂层。Nose leading edge如图是X-43A马赫7飞行器装配后的鼻锥前缘状态。热分析表明马赫7飞行器四个垂直的尾翼前缘所处的温度不需要使用C/C材料，因而是由哈氏合金(HayneSaIlOy,镶格鸨合金)制造的。两次马赫7飞行器的7块C/C材料LE都是由美国BFGoodrich公司制造。MER公司被选作制造X-43A马赫10飞行器涂层的C/C翼前缘。选用的是美国AnloCo公司的中间相沥青基炭纤维P30X,TextileTechnologies公司织造的3:1非均衡结构织物。X-43A马赫10飞行器的LE由11块C/C材料组成，分别是一块鼻锥尖LE及两侧前后共4个侧翼LE；两个水平尾翼LE；两侧各上下两个共4个垂直尾翼LE,如图3所示.22。表5示出了LE的设计要求和各个部件的主要关心点"，除高温及热梯度外，如水平尾翼LE达33时(838.2mm)的大部件需考虑涂层的均匀性等。11个LE部件中的7个由3:1非均衡结构2D-C/C及三层涂层构成;4个鼻侧LE是准各向同性铺层及仅由前两个涂层组成。aircraftLE部件标称尺寸/时(mm)最高温度F(t)主要设计关注点纤维类别织物结构铺层结构鼻锥18×5×0.63800高的热P-非均2D经纯挑LE(457.2×127×15.2)(2093)梯度30XW3:1¾Z71r列鼻侧18×4×31300P-均衡准各LE(457.2X101.6×76.2)(704)30X1:1I11J性水平33×5×0.63200根部的高P-非均2D经尾翼(838.2×127×15.2)(1760)温、公差30X衡3:1列14×5×0.7非均垂直(355.6×127×17.8)2800固定的公P-2D经纱尾翼8×5X0.6(1538)差30XWJa.排列(123.2×127×15.2)1三.弹道、制导与控制方案:2004年3月27日x-43A第二台飞行试验取得了成功，超燃冲压发动机在27km高空实现超声速燃烧10s,飞行速度达到了Ma=7。在飞行试验时，X-43A试飞器放置在“飞马座”助推火箭的头部，由B-522战略轰炸机携带。在满足试验的条件下，B-52飞机释放“飞马座”助推火箭，助推火箭点火加速到超燃冲压发动机工作条件，试飞器与助推火箭分离进行试验。此后，发动机停止工作，X-43A在空中自由滑行约6分钟后，按预定计划坠入加利福尼亚州附近的太平洋海域。其飞行任务弹道剖面如图所示。Hyper-X计划需要采用氢燃料的超燃冲压式喷气发动机动力装置并进行高超声速飞行试验。而对于飞行试验更为关键的是试飞器的制导和控制系统能够抑制由助推火箭分离所引起的扰动，并且维持发动机试验飞行条件和保证机动情况下可控。500nma制导控制系统框架Hyper-X试验飞行器采用H-764系列的INS/GPS数字飞行控制系统，该控制系统在HoneyWeIl飞行控制计算机上运行。对于参数的获取，在试验段期间惯性解算单元能够得到除了攻角以外的全部参数，在下降期间惯性攻角的测量是通过大气数据测量系统(FADS)估计得到。X43的飞行控制律是通过MatIab软件中的SimUlink来搭建控制模块，采用C代码来执行，运行速率为IOoHZ,更新时间为IOms。飞行控制系统的功能是通过处理制导指令和传感器反馈的信息以产生空气动力面的指令。X43采用四个气动面：两个方向舵、两个全动翼面。方向舵的移动是对称的，全动翼面的不同偏转方式分别起到升降舵和副翼的作用，用以俯仰和滚动控制。每个气动舵面采用电动机械制动装置进行控制。下图给出了X-13A制导控制系统的简要框图。在发动机试验阶段的飞行条件如下:Ma7.0±0.5,动压1000+200psf(47.88±9.58kPa),侧滑角0±0.5deg(0±0.0087rad),名义攻角为2.5deg(0.044rad)°如果在发动机测试期间通过调整姿态使得惯性攻角的变化范围在±0.5deg之间，攻角从1.5至3.5度之间是可以接受的，但这种情况不包括瞬时发生的情况，如整流罩打开、发动机点火、发动机熄火以及发动机不工作等。发动机试验Ma数和动压是高度依赖于Hyper-X助推火箭(HyPeLXlaunchvehicle,简称HXLV)的性能和分离条件，这对X43来说是无能为力。为了保证X43的稳定性、性能及鲁棒性，需要对所有飞行阶段的稳定性和可控性提出要求。控制系统设计对所有反馈回路名义上都需要具有6dB的幅值裕度和45度相位裕度。在整流罩关闭过程中的分离阶段以及在机动和维持稳定下降阶段，线性MOnteCarIo散布精度需要具有最小3dB的幅值裕度和20度相位裕度，而结构模态抑制需要大于9dB的幅值裕度并且闭环系统的所有特征值的阻尼比要大于0.2。整流罩关闭后的可控下降阶段就不需要满足如上准则，然而，整流罩关闭后的飞行控制系统设计的主要目的是保证成功飞行和完成其他研究项目。1 .分离控制逻辑：X43与HXLV的分离应当在2.5s以内完成，X43从HXLV分离结束后，需要抑制由分离引起的扰动并且达到期望的发动机测试条件。分离控制的原理是初始化控制器、最小化与HXLV再次碰撞的概率、保证X43由分离引起的偏离能恢复到正常状态的鲁棒性，同时分离期间控制系统还要防止由于扰动而引起机动指令的误发出。初始升降舵位置偏差通过设置并装订在任务数据(missiondataload(MDL)中，并且MDL中还能装订运行飞行程序所需的可选择的飞行控制、导航、推进系统参数。在开始分离的K)Oms,接入内回路、滚动和俯仰速率反馈，在40OmS加入偏航速率反馈，60OnlS后接入线性反馈回路。在分离的500ms,接入外回路、攻角和滚转角反馈。2 .制导：X43的制导继承了传统航天飞机的制导方式，根据X43的结构、轨迹及所进行的研究项目等适当改进。在发动机试验期间，制导系统仅仅需要维持期望攻角和零度滚转角。在cowldoor关闭之后，制导系统转换到机动状态以防止动压和热流急剧增加。当捕获到下降速率后,飞行器转换到下降模式，同时，发出滚转角和法向加速度指令以保证飞行器沿着预定轨迹飞行，这与X43和HXCV的分离条件密切相关。攻角、动压和法向加速度的约束都是由制导系统限定。当HXRV达到10.000ft（3.048km）,制导系统以固定弹道倾角飞行转换到进场模式。四.多学科优化模型简述：本文将X43的模型简述为以下几个模块，模块间相互耦合影响，构成总体的多学科优化模型：主要包括有：气动模块、动力模块（推进系统）、弹道性能模块、尺寸与质量模块（结构模块）、热防护模块、控制系统模块、经济学模块。模块间相互耦合情况见下图：（竖向看即求解气动需要弹道与结构模块参数，横向看即气动的求解结果影响动力、弹道、热护、控制、经济模块的参数）气动动力弹道结构热护控制经济气动-110111动力0-11111弹道100111结构110-101热护0001-01控制01000-1经济000000-下详细描述各模块输入输出与功能：1 .气动模块：求解飞行器气动性能。设计变量（输入）：1 .机型几何结构特性（与结构模块耦合，采用了何种气动布局等等）：1.1. 机翼参数：例如全翼面积S,翼展L、前缘后后掠角、展弦比九平均气动弦长1等。1.2. 尾翼参数不赘述1.3. 机身参数不赘述2 .飞行器的外部流场环境(弹道模块耦合，飞行马赫数、飞行高度等决定外部流场性质，亚声速、跨声速、超声速、高超声速等流场性质不同)参数有：飞行马赫数，飞行高度，流体密度，动压q,流体粘性，温度等。目标函数：主要用于求解作用于飞行器的气动力与气动力矩，以及飞行过程中产生的热量；，=F(G(S,L,I,.),Ma,H,p,q,T.')沅=M(G(S,L1,l,.),Ma,H,p,q,T.)ql=Q(G(S,L,I,.),M,H,p,q)约束条件：即为满足设计指标：至少应有：当飞行器按照额定马赫数、飞行高度飞行时：fz=G0n=O耦合关系：气动模块的输入参数：结构模块、弹道性能模块耦合；气动模块输出：解算结果为飞行器在空中所受的气动力与气动力矩，同时，由于空气摩擦产生额外热量，故其结果会影响：弹道性能模块、热防护模块。2 .动力模块(推进系统)求解飞行器动力大小设计变量：1 .进气道构型：外压式、内压式，进气道性能参数：流量系数、总压恢复系数等。2 .发动机构型3 .燃料特性：燃烧效率等，同时燃料的燃烧特性也同样与飞行器所处流场环境有关。4 .控制系统输出目标函数：求解推力T、力矩与发动机产热：F=T(G(n,h,),q(Ma.H,m.),.)沅=M(G(n,九q(Ma.H,m.),.)ql=Q(G(n,h,.'),q(Ma.H,m.),.)约束条件：动力模块应满足弹道机动的设计目的：推力与力矩应能达到设计要求，即在指定弹道位置处加上气动力的合力应该为设计值-定值。F=constM=const耦合关系：动力模块输入：结构模块，气动模块，控制模块动力模块影响：热防护模块、弹道性能模块；3 .尺寸与质量模块设计变量：1 .材料2 .几何参数3 .质量损失Int目标函数：M=mmt约束条件：耦合关系：尺寸与质量模块输入：动力模块、防热系统尺寸与质量模块输出：气动模块、动力模块(推进系统)、弹道性能模块、热防护模块、控制系统模块。4 .热防护模块设计变量：1 .几何参数2 .材料覆盖位置、面积、厚度等3 .材料散热效率，同时，飞行器所处的外部流场不同也会影响材料的散热性能。4 .当前时刻未经热防护时温度目标函数：飞行器当前时刻各部件温度t=T(tO,G(S,L,I,.),Ma,H,p,q.)约束条件：飞行器各部件的温度不能超过某个闵值。t<const耦合关系：输入：尺寸与质量模块，弹道性能模块，动力模块，气动模块输出：经济学模块，5 .弹道性能模块设计变量：1 .预定弹道参数：各时刻弹道倾角、速度、方向等2 .当前时刻合外力目标函数：计算下一时刻弹道。I=L(tVtHt,F.)耦合关系:输入：气动模块，动力模块输出：气动模块、动力模块（推进系统）、弹道性能模块、热防护模块、控制系统模块。6 .控制系统模块设计变量：1 .当前弹道与预定弹道误差2 .发动机参数3 .气动力4 .飞行器最大机动性能、飞行器最优机动范围目标函数：计算飞行器如何控制动力系统与气动外形系统，使得飞行器可以使弹道始终稳定于预定弹道。=（Z,W,m,/.）约束条件：求解所得控制力应小于动力系统能产生的最大驱动力加对应分量气动力，求解所得各项加速度应小于结构/动力系统能够承载/产生的最大加速度。f<Fmaxa<Amax耦合关系：输入：弹道性能模块，动力模块、气动模块输出：动力模块，结构模块（可能涉及结构外形改变，例如改变气动外形从而改变气动力）7 .经济学模块设计变量：1 .材料2 .尺寸与结构3 .各模块价格目标函数：计算各部件总花费g=y约束条件：总金额应小于阈值¥<const耦合关系：输入：气动模块、动力模块（推进系统）、弹道性能模块、尺寸与质量模块（结构模块）、热防护模块、控制系统模块。