● 摘要
高空长航时无人机是我国未来军用武器装备及民用科研通讯发展的重点机型。这类飞机普遍采用大展弦比的机翼，结构质量轻、柔性大，有些采用螺旋桨发动机作为推进系统。一方面，螺旋桨的载荷和滑流会对机翼流场产生强烈的干扰，加之机翼翼载荷较低，可以预见机翼的受力和变形情况会发生较大变化；另一方面，大柔性的机翼在飞行过程中会发生较大结构变形，传统基于小变形假设的气动弹性分析方法不再适用，需要引入非线性分析方法以适应几何非线性引起的结构气动新的气动弹性特点。
从工程适用性出发，本着快速分析的目的，论文采用Prantld修正的叶素动量理论结合兰金涡核模型和三维准定常涡线法两种方法进行螺旋桨载荷计算和滑流流场分析；采用推广的三维升力线方法计算机翼曲面构型下的空间气动力；采用非线性有限元结合随动载荷进行大变形后的结构几何非线性变形分析；利用曲面样条插值解决结构/气动耦合问题，最后利用迭代计算方法建立了螺旋桨柔性飞机静气动弹性变形、载荷及配平分析方法。并以某常规布局的大展弦比柔性飞机为算例，采用本文方法对其静气动弹性特性分析，分析过程简洁快速，分析结果符合物理事实，验证了本文方法的可行性和正确性；另外还对螺旋桨电机系统进行了静载荷测试试验以修正螺旋桨载荷计算方法，设计风洞吹风试验模型对‘螺旋桨/柔性机翼’系统静气动弹性特性进行实际测试，验证和修正本文所建立的分析方法。