飞机的飞行安全是人们一直关注的首要问题,民用飞机的安全更为重要。飞行载荷的设计与分析是飞机设计的关键。本文主要从工程应用与电动飞机适航性的角度出发,对某型号四座电动飞机从初始设计阶段到详细设计阶段的飞机气动模型与结构模型建立着手,并且使用不同的专业软件对比分析是否考虑翼型弯度的涡格法,对电动飞机纵向配平与稳定性导数的影响。对比发现某型号四座电动飞机随着来流速度的增加,全机的配平迎角逐渐变小,全机的升降舵偏角也逐渐减小。通过与风洞试验数据对比,得出考虑翼型弯度的涡格法与风洞试验数据具有较好的一致性,可为电动飞机纵向配平提供更可靠的数据。分析了重心位置对飞机的纵向静稳定性的影响,同时使用Matlab编程的方式分析电动飞机在纵向扰动中的状态,分析结果纵向操纵系统稳定,电动飞机的速度、俯仰角速度、俯仰角的增量对单位升降舵偏角的单位阶跃响应呈振荡收敛状态。按照《正常类、使用类、特技类和通勤类飞机适航规定》,即CCAR-23-R3部设计电动飞机的飞行参数与原始数据,设计并绘制电动飞机的飞行包线。同时根据适航规定设计电动飞机的在飞行包线边界上以及边界内严重载荷工况下的选取,对该工况下电动飞机气动载荷分布与结构模型的变形分析与计算,完成了俯仰、偏航、滚装等机动情况的气动载荷的分析,确定了剪力与弯矩载荷最大的情况。使用MSC.Flight Loads时,气动模型与结构模型都是各自独立的,气动模型与结构模型之间的样条插值的方式传递节点之间的应变和应力。考虑到工程实际情况,电动飞机的机翼安装会存在偏差,本文引入了两个修正参数对设计的气动弹性进行修正。修正前后的仿真结果都满足电动飞机结构设计要求。通过对飞行包线A点的结构静力试验对比,有限元模拟结果为636mm,试验结果为翼尖变形655mm,机翼翼尖变形的仿真结果与试验结果相对误差为2.9%,通过理论与试验相互结合的方式验证了某型号四座电动飞机满足结构设计要求。