★飞行器设计论文摘要范文飞行器设计论文摘要写

飞行器设计论文摘要范文飞行器设计论文摘要写 吸气式高超声速飞行器机体与发动机高度一体化,导致气动、推进、冷却等学科与飞行器总体性能间存在着强烈的相互作用.只有充分考虑学科间的耦合效应,通过涵盖全系统的一体化设计,才能达到高超声速飞行器性能的整体最优.论文以高超声速飞行器为研究对象,采用理论分析、数值仿真和试验验证等多种手段,引入多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization,MDO)方法,对高超声速飞行器机体发动机一体化和总体的设计与优化技术进行了全面深入地研究,取得了一系列研究成果. 四轴飞行器拥有四个旋翼,属于多旋翼直升机.四轴飞行器具有四个成对称分布的旋翼.它通过控制四个旋翼的旋转速度而非机械结构来实现各种飞行动作.四轴飞行器具有成本低、机体结构简单、没有机械结构、飞行稳定性好、重量轻、有利于小型化无人化等特点.因此可以应用在人无法到达的一些复杂环境之中.目前四旋翼飞行器等多旋翼飞行器已经在很多行业比如航空拍摄、遥感勘测、实时监控、军事侦察、喷洒农药中得到了广泛的应用,并已经形成了相关产业.四旋翼飞行器具有非线性控制、控制量多、飞行姿态控制过程复杂等特性.本课题基于实现四轴飞行器低成本小型化通用化的思路,通过研究剖析四旋翼飞行器飞行的原理,根据其数学模型和控制系统的功能要求,在MCU上实现了四旋翼飞行器的姿态数据的获取、飞行姿态解算以及飞行姿态控制.本课题硬件上采用stm32系列STM32F103C8T632位处理器作为主控制器负责分析处理数据,根据姿态运算结果,输出电机控制信号；主要使用惯性测量单元MPU-6050等传感器模块用于姿态信息的检测；采用场效应管驱动电路来驱动空心杯电机；蓝牙模块负责和上位机进行通信以实时采集飞行数据便于分析测试.整个软硬件系统均基于模块化设计的思想.各传感器采集飞行器的传感器数据都使用通用数字接口和MCU进行数据交换和通信.软件上,编写飞行姿态控制软件,在stm32单片机上实现了四元数法和卡尔曼滤波算法,解算出飞行器正确的姿态角,并使用PID控制进行姿态角的闭环控制,稳定飞行姿态.实验结果表明,本课题设计的四轴飞行器能够较好的自主达到稳定飞行状态,抗扰动能力强.飞行姿态控制算法完全实现了使四旋翼飞行器能在室内平稳飞行的控制要求. 微小型飞行器因其体积小、重量轻、结构紧凑、便于携带,且飞行姿态灵活、航线轨迹可控,在军用或民用领域具有良好的发展前途、广阔的应用前景,在学术上也具有重要的研究意义.但是,当遇到空域狭小、障碍众多、环境复杂等情况时,微小型飞行器就可能因发生碰撞而致坠落的风险大幅提高,所以微小型飞行器的飞行安全问题面临严峻挑战.从本质来看,微小型飞行器的安全飞行性能好坏在一定程度上取决于其结构设计理念与飞行控制技术,本文结合微小型飞行器的研究背景及意义,国内外研究现状及分析,针对微小型飞行器面临的上述严峻挑战,设计、研制出一款具有防撞避碰功能的微小型球形飞行器. 首先,本文根据课题技术要求和性能指标,通过对飞行方式、气动布局形式不同方案的对比、分析,完成了“共轴双旋翼、四控制舵面”微小型球形飞行器的总体方案设计,并阐明了其结构特点、飞行方式和工作原理.然后,结合微小型球形飞行器的结构特点、工作原理以及功能需要,对其飞行控制系统的硬件进行设计,制订了硬件设计总体方案,完成了基于双STM32的飞行控制器硬件电路设计和直流无刷电机电子调速器硬件电路设计；在基于双STM32的飞行控制器硬件电路设计中,主要工作包括：控制芯片选型与设计,电源电路设计,遥控接收机接口电路设计,GPS接口电路设计,MS5611接口电路设计,超声波传感器接口电路设计,MPU6050+HMC5883接口电路设计,电调、舵机接口电路设计,SD卡接口电路设计等；在直流无刷电机电子调速器硬件电路设计中,主要工作包括：总体设计方案制定,控制芯片选型,电源电路设计,电机驱动电路设计,相电压检测电路设计等.进而,本文又对飞行控制系统的软件体系进行了设计,制订了软件总体流程,完成了飞行控制系统软件模块化设计,主要工作包括：系统初始化、姿态解算、姿态信息存储、飞行控制指令获取、飞行控制指令传输、中断优先级设置、PWM输出、姿态控制等.最后,本文在结构设计、飞行控制系统软硬件设计工作的基础上,研制出该微小型球形飞行器的物理样机,设计并完成了基于MPU6050姿态测量模块的两轴转台实验、基于MS5611模块的测试实验、超声波传感器测试实验、飞行器调试实验（俯仰、滚转、偏航通道控制实验）、室外飞行试验以及直流无刷电机速度闭环控制实验等. 基于MPU6050姿态测量模块的两轴转台实验结果表明：MPU6050DMP姿态解算静态精度高,动态特性好,能够在微小型球形飞行器的实际飞行过程中为其提供姿态参考信息；MS5611模块与超声波传感器测试实验的结果表明：MS5611和超声波传感器能够稳定、有效地开展工作,且实际工作性能良好；通过飞行器调试实验（俯仰、滚转、偏航通道控制实验）,确定了微小型球形飞行器俯仰、滚转、偏航通道理想的PID控制参数；室外飞行试验结果表明,该微小型球形飞行器能够很好的完成垂直起降、空中悬浮等飞行动作,且在飞行过程中姿态灵活、控制可靠、飞行稳定.本文的研究成果表明,微小型球形飞行器设计方案可行,整体结构合理,控制系统可靠、飞行性能良好,达到了微小型球形飞行器设计的预期效果,本文所得结论和成果可为相关飞行器的设计与研究提供借鉴与参考. 旋翼式飞行器因其起飞和降落所需空间较少,在障碍物密集环境下的操控性较高,以及飞行器姿态保持能力较强的优点,在民用和军事领域都有广泛的应用前景.其中,小型四旋翼飞行器的研究近年来日趋成熟,并为自动控制,先进传感技术以及计算机科学等诸多技术领域的融合研究提供了一个平台.在空中机器人智能控制,三维路径规划,多飞行器空中交通管理和碰撞规避等方面,小型四旋翼飞行器控制系统都具有很高的研究价值. 本论文对小型四旋翼飞行器的多种飞行控制算法展开研究,并通过大量的计算机仿真加以验证.论文的主要工作和贡献如下: 1)小型四旋翼飞行器动力学建模:将四旋翼飞行器看作刚体,选取影响飞行器运动的关键受力和力矩,之后根据牛顿定律和欧拉方程,推导出关于三个平动位移量和三个转动位移量的动力学方程. 2)基于经典PID算法的四旋翼飞行器系统的控制:设计了一个基于经典PID算法的控制系统.在该系统中,将整个控制结构分为内环控制(姿态控制)和外环控制(飞行位置控制)两个闭合环路,分别进行设计.该控制系统可使飞行器准确飞抵目标位置,并在该位置保持盘旋状态下的稳定. 3)基于Backstepping方法的四旋翼飞行器系统的控制:根据四旋翼飞行器系统的状态方程,运用Backstepping方法推导出使系统稳定的控制量表达式.仿真结果显示,该控制器与基于经典PID算法的控制器相比,在系统响应超调,上升时间和稳定时间三个方面均有明显改善. 4)基于Backstepping方法的四旋翼飞行器系统的自适应控制:在之前设计的基于Backstepping方法的控制器的基础上,设计了分别针对质量和外界干扰的估计器,从而使新设计的控制器具有自适应性.仿真结果显示,该控制器在飞行器质量阶梯式递减和存在一定形式的外界小扰动的情况下,仍然能保持系统的稳定,从而验证了该控制系统的鲁棒性. 纵观全文,在所建立的小型四旋翼飞行器动力学模型的基础上,本文在控制系统的设计过程中遵循了由简单到复杂的方法论,在前一步设计的控制系统基础上引入新的控制算法和结构,使飞行器最终在基于Backstepping方法的自适应控制系统的控制下,表现出良好的稳定性和鲁棒性,从而为四旋翼飞行器的实际工程应用提供了重要的理论基础. 碟形飞行器是一种以内置旋翼为主要动力部件具有碟形外形的飞行器,其能够像直升机一样实现垂直起降和悬停与直升机相比,碟形飞行器因其特殊的内置旋翼结构,在气动效率安全性等方面具有独特优势对碟形飞行器的研究目前仍处在发展阶段,其结构设计气动优化和飞行控制等方面均存在较多的问题,飞行性能尚无法满足实际应用的要求,碟形飞行器的构型飞行控制算法等方面仍需进一步的研究和改进 本文设计了具有磁悬浮双旋翼系统和下摆锤结构的新型双旋翼碟形飞行器,建立了飞行器的动力学和运动学模型,并在系统特性分析的基础上,进行了无约束飞行控制以及有约束优化控制的相关研究,取得了以下主要研究成果： 1一种磁悬浮双旋翼碟形飞行器系统 本文设计了一种磁悬浮双旋翼碟形飞行器系统,其主要的结构特征包括：旋翼末端安装有磁悬浮组件,构成磁悬浮旋翼,能够实现旋翼桨叶末端的轴向定位；上下置式的两个磁悬浮旋翼安置在涵道中,构成涵道式双旋翼系统,提供飞行升力和偏航扭矩；碟舱经两个相互垂直的正交关节与双旋翼系统连接,其作用类似摆锤,飞行器的俯仰角滚转角姿态通过关节扭矩进行调节所设计双旋翼碟形飞行器的电气系统为分层递阶结构：组织级以嵌入式工控机为核心,辅以各种人机接口,负责监测获取信息,决策和下达运动控制指令；协调级以DSP为核心,辅以状态感知传感器,主要负责基础的飞行控制；执行级为电机伺服系统,负责控制双旋翼及正交关节的驱动电机以完成指定运动所设计双旋翼碟形飞行器的总体参数包括物理系统参数和气动性能参数,通过对飞行器气动特性的分析,并基于选取的物理系统参数,计算了飞行器的最大负载飞行功率最大爬升速度等飞行性能参数 2双旋翼碟形飞行器的建模与动力学分析 本文借鉴双旋翼直升机以及涵道风扇飞行器飞行动力学的建模特点,基于直升机桨叶空气动力学原理建立了涵道式双旋翼系统的气动力模型进一步,基于凯恩方程建立了双旋翼碟形飞行器的动力学模型,对飞行器的动力学模型进行了实验验证,实验结果符合物理事实,验证了所建模型的正确性,验证实验也反映了双旋翼碟形飞行器的操稳特性：在零输入时水平姿态具有自稳定性；在零初态时控制响应快速平稳；横向和纵向的动力学特性具有对称性最后对系统的动力学模型进行了分析,建立了偏航通道纵向通道和横向通道子系统模型,并建立了系统的小扰动线性化模型,基于系统的线性化模型,研究了飞行器在定点悬停状态附近的能控能观性和稳定性,能控能观性分析为系统控制器设计提供了依据和指导,稳定性分析结果则验证了飞行器自稳定的特性 3双旋翼碟形飞行器的无约束飞行控制 本文基于双旋翼碟形飞行器的飞行动力学特点和控制需求设计了飞行器的飞行控制系统,为系统的线性模型非线性模型以及参数摄变的非线性模型分别设计了适用的无约束飞行控制器,完成了姿态控制定点悬停轨迹跟踪以及抗干扰飞行等飞行任务首先,利用双旋翼碟形飞行器的小扰动线性模型设计线性二次型调节器,根据系统模型的耦合特点,为上机身子系统设计了线性二次性最优控制器,实现了对飞行器的姿态控制定点悬停控制和轨迹跟踪控制；其次,设计了双闭环非线性PID控制方法,对横滚角俯仰角和偏航角的控制由内环非线性控制器（Inner NPID）实现,构成系统的内闭环控制,对惯性坐标及速度的控制由外环线性控制器（Outer PID）实现,内环横滚角和俯仰角的期望信号由外环线性控制器（Outer PID）产生,仿真实验检验了双闭环非线性PID控制器的鲁棒性和动态性能,结果表明双闭环非线性PID方法对飞行器非线性模型的控制是可行有效的；最后,针对无人飞行器气动干扰负载变化等因素引起参数变化的问题,为系统的参数摄变非线性模型设计了容错自适应算法,基于李雅普诺夫方法对算法稳定性进行了分析,由于引入的在线估计环节动态补偿了模型参数摄变带来的不利影响,因而保证了参数摄变系统的稳定性和控制精度,仿真实验验证了这一结论 4双旋翼碟形飞行器的非线性约束优化控制问题研究 针对双旋翼碟形飞行器的非线性约束优化控制问题,根据模型预测控制理论,设计了双旋翼碟形飞行器的非线性模型预测控制器模型预测控制闭环优化的特点保证了控制器具有一定的鲁棒性,稳定性实时性和最优性是双旋翼碟形飞行器模型预测控制器性能改进的主要方向首先,针对模型预测控制核心的有限域优化控制问题（FHOCP）求解问题,提出了一种近似有限域优化控制问题（AFHOCP）来近似代替FHOCP,对预测周期内每一个预测时刻的模型进行递归线性近似化,将复杂的非线性价值函数转化为二次型价值函数,相关理论分析和仿真实验表明,该方法大幅减少优化计算时间,并保证了计算过程的稳定性；其次,在AFHOCP模型预测控制（AFHOCP-MPC）的基础上,针对飞行器纵向通道模型半耦合特点以及模型预测控制预测优化特点,提出了串行预测解耦控制算法,对串行关系的两个子系统分别设计模型预测控制器,利用模型预测控制器的预测信息,建立两个模型预测控制器的串联关系,根据鲁棒模型预测控制理论,分析了串行预测控制器的稳定性,实验结果表明,所设计串行预测解耦控制方法满足了飞行控制实时性和跟踪精度的要求；最后,在串行预测解耦控制方法的基础上,整合李雅普诺夫方法和模型预测控制,设计了滑模模型预测控制算法,基于李雅普诺夫理论分析了算法的稳定性,为了提升算法的实时性,采用分段定值和预先计算控制量策略对算法进行改进,实验结果表明所设计的滑模模型预测控制方法满足了飞行器实时控制的要求,并且在稳定性和优化性能上也获得了预期效果 课题获得国家自然科学基金项目(No.61075110)；国家863计划项目(No.xxAA04Z226)；北京市教委重点项目(No.KZxx10005001)；北京市自然科学基金项目(No.410xx)；高等学校博士学科点专项科研基金资助课题(No.xx1103110007)的资助取得的科研成果,对于优化碟形飞行器的系统结构,分析碟形飞行器的动力学特性,研究碟形飞行器的飞行控制问题具有积极意义和一定的参考价值课题所设计的样机已获得多项国家专利,在无人机技术和控制科学的研究教学领域,以及军用民用无人机领域有广泛的应用价值 随着飞行器系统的日趋复杂和人们对于飞行器设计过程认识的深化,飞行器的总体 设计技术得到了越来越多的重视.本文以优化理论为工具,以提高飞行器设计水平为目 的,结合战略弹道导弹、拦截弹、空中发射火箭、可重复使用运载器、气动力辅助变轨 飞行器、空间作战飞行器等多种研究对象,对飞行器总体优化设计理论进行了系统研究, 得到了许多有意义的结果: 结合飞行器设计的实际要求,对静态优化理论进行了系统研究,给出了飞行器设计 中选择优化算法的一般原则,改进了现有算法并提出了部分新的算法,形成了优化算法 库OPTLIB. 无人飞行器不仅被应用于民用和军用事业,它还具备在恶劣的空中环境中作业的特点,如太空资源的探测开发,小型无人飞行器可分为固定翼和旋翼机两种,旋翼飞行器由于其体积小,轻便灵活,并且能够在狭窄的空间内实现目标上空悬浮、全方向飞行、以及垂直起降,所以旋翼式飞行器更适合于去执行一些侦察或者监视一类的任务. 本文主要研究了适用于室内或在较为狭窄的空间内飞行作业的四旋翼飞行器,其设计采用STM32作为主控芯片对惯性测量、执行驱动等单元模块进行运算及控制.为了增加飞行的稳定性,硬件上,通过三轴陀螺仪测量出飞行器在立体空间中三个轴的角加速度,通过三轴加速度计测量飞行器在三维空间中三个方向的加速度,软件上,研究了一种基于卡尔曼滤波和PID反馈的飞行器姿态控制算法来调整飞行器平衡.此外,为满足室内和较窄空间安全飞行,飞行器需要在具体的动态性和不确定性的环境中具有一定的识别障碍物、避开障碍物的能力.本文采用了红外传感器来探测障碍物并通过简单的避障算法来实现自动避障. 本文研发的四旋翼飞行器重量轻,体积小,机械结构简单,有较好的灵活性和适应性.实验原型机的运行结果验证了此智能飞行器实现自动避障的可行性,为今后进一步工程化和实用化打下了基础.此款飞行器预留有扩展接口,后期可扩展*头、WIFI模块,使之有更广阔的应用空间,例如：实现办公大楼无死角智能远程巡楼；探测地面机器人或地面智能小车无法到达的危险环境；实现高压输电线的空中巡线等,可以极大的节省人力成本和保证人们的生命安全. 高拟真度模型在现代飞行器设计中的应用日益广泛.基于高拟真度模型的多学科设计优化（Multidisciplinary Design Optimization,MDO）由于能够更好地改进产品性能并减少研发时间,在飞行器设计中扮演着十分重要的角色.本文以具有结构功能复杂、涉及学科众多、学科间高度耦合和整体性能非线性典型特征的高拟真度飞行器设计为背景,针对传统MDO方法在建模和求解方面的不足,围绕着MDO模型、近似技术、MDO架构、参数化建模和学科接口5个方面进行深入研究.在此基础上以高超声速飞行器为研究对象,探索高拟真度MDO在航空航天领域的应用模式,发展飞行器MDO的一套解决思路与求解方案.主要研究内容如下： （1）提出一种基于学科关系矩阵的MDO问题建模方法,在此基础上重新设计MDO问题的求解流程并建立了相应的评价指标.以学科分析模型的输入/输出变量为基本接口,依托学科关系矩阵给出了MDO问题的耦合关系识别准则；对常用MDO策略进行重定义和规范化,建立以学科分析模型为核心的面向设计人员的MDO建模方法和求解流程,实现了MDO问题求解的规范化和自动化；在学科关系矩阵的基础上,通过定义学科全局/局部影响度的概念,依此提出学科及MDO系统的耦合度和复杂度评价指标,建立了MDO系统的评价标准. （2）研究了基于结构风险最小化原则的RBF和Kriging*模型的各向异性核参数优化方法.将核参数优化思想引入到RBF和Kriging*模型的核参数设计过程中,以光滑性度量为优化指标衡量*模型的推广能力,实现了RBF和Kriging的各向异性核参数优化；通过标准测试函数和NACA0012翼型优化问题验证了上述方法的有效性,并分别针对样本点均匀分布和非均匀分布两种情况进行了对比分析. （3）提出了一种基于学科*模型随机渐进抽样修正的MDO架构.利用模式跟踪抽样算法的随机渐进抽样修正原理,实现了学科*模型的动态自适应更新；结合基于学科关系矩阵的MDO模型,将MDO求解过程分解为架构层、策略层与学科层进行独立设计和管理,建立了具有交互式并行计算特点的DMPS-MDOF方法；从动态加速效果、学科修正能力、渐进收敛特性、并行计算能力、多策略选择和交互式求解环境等方面对上述方法进行深入分析,并针对原均匀离散设计空间在最优区域设计点不足的缺陷,提出了基于多元正态分布抽样修正的改进方法.算例测试结果表明,上述新方法具有分布式并行计算的特点,只需花费一半甚至更少的学科分析模型计算次数即可在精度相近的情况下达到原MDO策略的收敛效果. （4）提出了一种基于解析几何描述方式的飞行器三维CST参数化几何建模方法.在原二维CST基础上引入与截面描述类似的轴向和侧向CST解析表达,推导了完全解析形式的三维CST参数化几何外形描述方程,结合部件组合设计思想,发展了一套基于三维CST解析表达的飞行器通用参数化几何建模方法；提出基于三维CST参数化几何模型的多学科主模型建模思想,建立了气动、结构和气动热学科分析模型的一体化建模方法和实现流程. （5）提出了基于特征正交分解（Proper Orthogonal Deposition,POD）*模型学科接口的场量变量处理方法.针对MDO问题中场量变量耦合的三种不同情况,建立了基于POD*模型学科接口的MDO问题应用模式；以耦合CFD/CSD高拟真度学科分析模型的静气动弹性优化问题为例,实现了考虑场量耦合的M6机翼静气动弹性优化.计算结果表明,降维后的MDO问题能够很好地支持并行计算环境,相比于传统串行求解过程能够大幅度节省计算时间. （6）在飞行器总体快速设计与优化软件平台MCDesign的基础上,研究高拟真度MDO建模和求解平台的实现方式,建立了一套支持MDO问题快速定义、自动化策略搭建及动态自适应求解能力的MDO求解环境；以X-37高超声速飞行器为对象,建立几何、气动、结构、热防护、飞行轨迹和质量学科的高拟真度分析模型及相应的MDO模型,基于上述求解环境实现了X-37飞行器MDO问题的优化求解. 四旋翼无人飞行器（Quadrotor Unmanned Aerial Vehicle）是一种可垂直起降的飞行器（Vertical Take-Off and Landing,VTOL）.与传统的固定翼飞行器相比其有许多不可取代的优势,如能够在空中完成悬停、垂直起降、低速飞行和室内飞行等任务.近年来,四旋翼无人飞行器以其诸多优点在公路巡航、无人侦查、交通监控、森林防火、航空摄影以等方面的广泛应用前景,得到了人们的广泛关注,并且成为了国际上的研究热点. 本文的工作主要针对四旋翼无人飞行器建模、设计、飞行器控制以及导航展开,论文主要工作如下： 1.四旋翼无人飞行器模型的建立与动力学分析.建立准确的数学模型是飞行器设计成功与否的第一步.本文利用建立飞行器的姿态矩阵,利用姿态矩阵得到飞行器在地理坐标系下的运动模型,利用运动模型分析四旋翼飞行器的基本运动规律,利用MTALAB对飞行器的运动模型进行仿真验证,为飞行控制系统的设计提供了相关依据. 2.四旋翼飞行器控制系统的设计与实现.根据所建立的模型以及系统模型的分析,以FPGA和DSP为主控芯片,设计飞行器主控制系统.根据飞行器姿态及位置信息的要求,以ARM7为主控芯片以及MEMS陀螺、加速度计以及磁阻传感器设计飞行器的导航系统.选取直流无刷电机作为四旋翼无人飞行器执行机构,利用线间反电动势检测法对电机转子位置进行估算,并设计了电机系统的控制程序.设计相关硬件电路,并做了大量的系统软硬件调试工作,最终完成系统硬件设计. 3.四旋翼飞行器控制算法设计.为四旋翼飞行器设计合适的控制方法是本文的重要内容.在本文中提出了两种控制方法,首先介绍了基于飞行器简化模型的经典PID控制器,基于飞行器简化模型的位置控制器设计.然后介绍了基于Backstepping控制方法的设计与仿真. 4.捷联导航算法研究.对捷联算法采用仿真数据进行了仿真实验；结合MEMS惯性器件精度介绍了扩展卡尔曼滤波算法,并设计EKF估算系统的姿态和位置等信息.并用实际采样数据对该算法进行了仿真分析,仿真得到姿态误差为,0.5,速度误差为,0.2m/s,位置误差最大为-7m.通过仿真分析,对实际嵌入式软件的设计提供了指导. 5.四旋翼无人飞行器地面站软件设计及系统实验研究.首先使用WPF编程环境完成了无人机地面站软件的设计；其次,设计无人机验证实验,分析了实验结果,同时对系统提出了改进建议. 飞行器总体设计涉及众多学科,且各学科间相互耦合,由此引起的飞行器系统分析的计算复杂性和各学科间的通讯复杂性,使得飞行器总体设计过程十分复杂.为挖掘设计潜力,提高设计质量,多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization,MDO)方法得到了极大重视.MDO方法遵循飞行器设计的多学科本质,应用有效的设计/分析/优化过程集成各学科的知识并对整个系统的设计过程进行组织和管理,通过充分利用各学科间相互作用所产生的协同效应,获得系统的整体最优解.目前,MDO已引起了国内外航天界的广泛关注,并在多种飞行器的总体设计过程中得到了成功应用,产生了巨大的效益. 结合我国飞行器MDO研究的实际需求,本文主要研究了MDO中的灵敏度分析技术、近似策略、搜索策略和优化过程等四项关键技术,在此基础上形成了一套较为完整的总体设计方法,并将此方法成功应用于固体战略弹道导弹总体设计和高超声速飞行器总体设计过程中. 系统研究了灵敏度分析技术.为解决MDO中离散变量的灵敏度分析问题,提出了适合连续/离散变量的广义灵敏度概念.实现了连续变量广义灵敏度分析的自动微分方法和复变量方法,改进了离散变量广义灵敏度分析的正交试验设计方法和神经网络方法.在此基础上,成功研制了鲁棒性好、适用性广的广义灵敏度分析软件包GSASP.最后,结合学科广义灵敏度,研究了系统灵敏度分析方法.研究了基于广义灵敏度的MDO近似策略基于改进的完全两点信息近似的累积近似策略(MTPACA策略).根据设计变量之间耦合关系的强弱,将被近似函数分为设计变量可分离、设计变量弱耦合和设计变量强耦合三