现代战争中对无人机遂行多样化任务的要求越来越高，无人机在执行攻击任务当中会发射导弹或投掷炸弹，该现象属于多体分离问题的范畴，由于载机和分离体在分离初始阶段存在显著的气动干扰，尤其在发射导弹时导弹尾喷流对载机的气动影响更为严重，致使载机在这一时刻有很大的飞行不稳定性。因此，研究分析无人机挂载及发射导弹时，在分离瞬间载机与导弹之间的气动干扰问题的产生机理和影响程度，对无人机的安全飞行和导弹的安全分离都具有一定的实际意义。本论文着重研究分析无人机发射导弹时，导弹尾喷流对载机机翼的气动性能产生的影响，以及由此气动力所致的机翼机构应力、应变变化程度。在本论文中采用流固耦合的方法，首先在流体计算模块通过建立经过简化的模型、设置流场域类型、边界条件和运动参数来实现对真实发射过程的模拟，在模拟过程中应用六自由度耦合方程，对无人机发射导弹时的分离过程进行数值仿真。文中应用计算流体力学技术FLUENT软件建立了无人机发射导弹的流场域模型，应用适合于分离体运动的非结构动网格技术划分流场，并对导弹尾喷口设置独立的喷流参数，对导弹固连运动坐标系，求解导弹发射时载机和导弹的气动参数变化过程，并研究气动干扰原理。然后将流场气动载荷耦合加载到机翼翼面，应用固体弹性力学原理，针对机翼结构在受到气动载荷和结构动载荷叠加影响时进行研究，该分析部分主要使用ANSYS软件流固耦合动力学分析，计算模拟各种载荷加载到机翼结构上，机翼所产生的应力分布和应变量变化，通过研究分析掌握机翼气动耦合影响的原理。通过模拟计算结果所知，导弹发射初始阶段的尾喷流极大的改变了机翼周围的流场结构，对无人机机翼的气动性能产生显著的影响，对导弹的前期飞行也有很大的不稳定干扰；并且通过耦合计算也可以看到由于外挂物重量和机翼周围气动流场的影响，机翼会产生不同程度的颤振和扭转。