大涵道比涡扇发动机的过渡态性能优化对提升飞机安全性，减少事故发生率有着重要作用。优化发动机过渡态性能的目的是减少其响应时间，同时必须保证发动机不超温、不超转并且远离喘振边界。并保证发动机工作在安全的工况下使飞机在紧急情况下能迅速恢复推力。为研究发动机加速过程的优化对飞机性能的影响，本文根据民航机气动特性数据建立了B747-100的地面滑跑/空中六自由度模型，并基于热力学原理建立了大涵道比涡扇发动机部件级模型，在考虑两者的耦合关系之后建立了民航机飞/推综合模型。本文采用SQP法对涡扇发动机过渡态控制进行了优化，减少了发动机加速的响应时间，并在飞/推综合模型上进行了测试，该测试模拟了民航机在单发失效时以及飞机在复飞过程中紧急提升发动机推力的过程。最后，本文针对飞机在液压系统失效而无法操纵传统的气动控制面的情况，设计了仅靠推力改变飞机姿态的控制方法，验证了推力改变对飞机姿态的影响，以左右发推力差来控制飞机的偏航和滚转,以左右发动机推力的同步增减来控制飞机的俯仰。在此基础上实现了TOC（Throttle Only Control）迫降的模拟，验证了TOC的有效性。为了实现飞行模拟中的三维视景仿真，本文使用VegaPrime软件与VS2005联合开发了相应的三维仿真程序，基于OpenFlight格式的三维模型建立了可自由切换舱内/舱外视角、舵面可自由偏转的民航机模型，并提供了与真实飞机类似的操纵输入手段以及友好的人机交流界面。