● 摘要
大柔性飞机通常采用轻质大的展弦比机翼，结构柔性较大，结构、气动、飞行力学非线性效应的耦合现象非常严重，使用线性分析理论难以得到合理的结果。本文针对大柔性飞机结构刚度、气动外形的初步设计，建立了一套非线性气动-结构-飞行力学静动耦合分析方法。主要工作在于：（1）建立了大柔性飞行器非线性气动-结构-飞行力学静动耦合分析理论。综合考虑了结构的几何非线性效应、失速非线性气动力、以及飞行力学非线性效应。全机结构采用相互连接的可以表征任意变形的几何非线性欧拉梁表示。升力面使用顺流向沿展向分布的可压缩马蹄涡网格表示。通过修改气动边界条件方程，考虑了气动力失速效应。在定常气动力的基础上采用二维近似理论计算非定常气动力。发动机推力以外载荷的形式加载到结构上，可以综合考虑推力的随动效应。通过修改升力面法向量方向的方法引入舵面方程。通过舵面协调偏转，可以分析多控制面问题。最终形成的非线性系统采用Newton-Raphson方法进行求解。（2）开展了大柔性飞机非线性飞行载荷分析研究。基于本文方法分别分析了固支机翼模型算例以及无约束定常平飞模型算例，对比了线性同非线性计算结果的差别，并分析了非线性效应产生的原因。对带有多控制面的大柔性飞机，通过协调偏转多控制面对飞行载荷实现了减缓控制。（3）开展了大柔性飞机气动弹性与飞行力学耦合动态特性研究。分别采用频域和时域两种方法对Goland机翼进行颤振分析，分析了频域计算结果和时域计算结果的差别产生的原因。针对某飞翼布局飞行器，开展了考虑飞行力学刚体模态耦合的刚弹性耦合颤振问题研究。对比不考虑飞行力学刚体模态的分析结果，分析了新的颤振型产生的原因，并得出一些有益的结论。