飞行器结构大变形会带来复杂的非线性气动弹性问题。一方面,几何大变形会显著地改变飞行器的气动特性,造成气动载荷的极端变化;另一方面,在变形过程中机翼的材料很容易超出强度极限。在实际工程问题中已经出现了由于非线性气动弹性效应引发的飞行器解体事故。因此,非线性气动弹性效应是新型无人飞行器设计中必须考虑的问题。目前,对于三维结构的大幅值运动非线性气动弹性问题还缺乏比较系统和深入的研究。几何大变形非线性气动弹性问题研究对于探索大柔性飞行器在颤振边界附近的气动力载荷、结构响应以及飞行力学稳定性有重要意义。几何大变形非线性气动弹性建模的难点主要涉及到三个方面:1)大变形引起的结构非线性;2)结构大变形引起的非定常气动力;3)结构非线性与非定常气动力之间的耦合。本文针对这三个问题,以三维平板结构为研究对象,建立非线性气动弹性时域仿真模型,对柔性飞行器非线性气动弹性行为特性进行探索。本文的研究内容、主要结论和创新点如下:1.研究了不同的结构几何非线性有限元求解方法模拟大幅值气动弹性响应的能力。以标准模型切尖三角翼为研究对象,对比了多变量实体壳单元与von Karmann非线性板单元、共旋壳单元以及ANSYS高阶实体单元在大幅值极限环振荡数值仿真中的差异,与实验结果的对比表明,本文采用的多变量实体壳有限元方法能够最为有效地消除由于结构大变形带来的锁住效应。2.研究了结构几何大变形引起的非定常气动力建模问题。对比了势流理论方法和计算流体力学方法在几何大变形非线性气动弹性数值仿真中的差异。计算发现,两种气动力建模方法得到的结构气动弹性响应趋势是基本一致的,但是基于CFD方法的仿真结果与实验值更加接近。另外,在悬臂板大幅值气动弹性数值仿真中,非定常涡格法计算的结构瞬态响应过程长于CFD方法的计算结果,传统上认为的非定常涡格法比计算流体力学方法计算效率更高的优势不再明显,造成这种现象的主要原因可能是非定常涡格法的气动阻尼特性弱于CFD方法。3.研究了几何大变形非线性气动弹性建模中的耦合策略问题。分别采用传统的松耦合算法、改进的松耦合算法和强耦合算法实现了结构求解器和气动力求解器之间的耦合。在悬臂板的气动弹性数值仿真中发现,对于小幅值的极限环振荡,改进的松耦合算法与强耦合算法的计算结果非常接近,而松耦合算法由于存在时间滞后效应,与强耦合算法的差异随着时间推移会逐渐增大。对于较大幅值的极限环振荡,不论是传统松耦合算法还是改进的松耦合算法,与强耦合算法的差别都是非常大的。另外,还发现在小展弦比结构的非线性气动弹性数值仿真中,当只有结构几何非线性效应占主导地位时,不同耦合策略的计算结果差别不是很大。当结构几何非线性与气动力非线性效应均较强时松耦合策略和改进的松耦合策略都会引起很大误差。4.研究了三维悬臂板的后颤振气动弹性特性。数值仿真发现,在达到颤振边界以后,结构首先发生一倍周期的极限环振荡,随着来流速度的增加,结构位移响应中的高频分量逐渐增强,极限环振荡由一倍周期运动逐渐变为三倍周期运动,在较大的来流速度下,结构响应呈现出混沌运动特征。另外,还研究了不同非线性因素的影响。首先,对于较大幅值的极限环振荡,结构几何非线性效应明显改变了结构的刚度特性,使得结构位移响应限制在某个幅值范围内。其次,翼尖涡引起的非定常气动力对结构响应也有较大影响,而且相比于尾涡,翼尖涡引起的气动力非线性效应更强。5.研究了悬臂板的大迎角非线性气动弹性特性。数值仿真发现,在较大的初始迎角情况下,结构响应可能存在准周期运动或混沌运动。在稳态响应过程中存在较强的结构几何非线性效应和气动力非线性效应。结构前缘涡受到翼尖涡的影响,在向后缘运动过程中逐渐向结构对称面方向移动,最终在背风面上形成一个涡环,这种涡环是气动力非线性的一个重要来源。