题目：满足结构强度规范要求的飞行载荷分析研究

飞行载荷是飞机结构设计和强度计算的主要原始数据，它直接影响到飞机的重量、作战性能和飞行安全。随着飞机设计的不断发展，飞机结构的柔性不断增大，气动弹性现象日益突出，结构与气动之间耦合也越来越强烈，将飞机当作刚体的飞行载荷计算方法早已不适用与飞机的结构设计。根据强度规范要求计算飞行载荷是一架飞机从方案设计到详细设计都必须进行的步骤，在计算中必须考虑到飞机飞行包线内所有可能遇到的所有载荷情况。首先要计算纵向和横侧向的飞行运动方程，从中挑选出危险载荷可能出现的状态；然后针对这些计算状态的参数进行气动力和惯性力计算，再全机配平以得到全机的载荷；在这些状态下得到所有计算剖面的载荷中选取出最大的载荷作为设计载荷。由于计算量的限制，在方案设计阶段一般使用现有的气动弹性软件进行计算;详细设计阶段的载荷计算往往是通过风洞实验得到气动力数据，然后进行弹性修正。对于本文要计算的大展弦比无人机，将按军标中军用运输机的的要求选取飞行参数。对于此类飞机，由于一般不会有剧烈的机动动作，阵风临界的可能性较大，所以必须计算阵风载荷。本文建立了一架大展弦比无人机的有限元和气动力模型，此模型的尾翼是非常规的V型尾翼，所以在计算的时候需要注意舵面之间的协调偏转关系。对于V型尾翼的舵面，在纵向机动时，舵面向同一方向偏相同角度就充当升降舵的功能，在本文计算的横侧向机动的情况下，有的时候舵面反向偏转相同值充当方向舵，有的机动情况下，舵面自由度放开配平会得到不同的配平偏角。 对于突风载荷，本文用了两种方法，一种基于偶极子格网法计算垂直连续湍流在频域的响应情况；另外建立数值模型，计算了飞机在1-cos型突风作用下频域和时域的响应情况。