新型飞翼无人机以其独有性能,在气动、结构上有可能获得更高的效率优势成为无人机研究热点。大展弦比飞翼式无人机采用翼身融合和梁式翼面的构型,其飞行过程又会面临一些流动分离及其它的气动干扰这些一些非线性特性及不同特征,这会使得无人机的结构响应特性与无人机气动载荷间的相互交耦作用变得更会严重,这将可能产生一些特别复杂气弹性现象。随着CFD与CSD求解技术的发展,因此有必要发展一种CFD/CSD耦合气动弹性数值计算方法研究大展弦比飞翼无人机的气动弹性特性。基于此研究背景本文研究工作包括飞翼无人机CFD/CSD气动弹性计算和偶极子网格法的颤振抑制及鲁棒颤振研究两大部分,本文的研究内容及创新点如下:阐述气动弹性计算方法原理及气动结构耦合插值技术,介绍计算流体力学中的流体控制方程、有限体积法、空间离散格式、时间推进方法及湍流模型等,基于流固耦合界面插值技术,发展一种无人机的CFD/CSD耦合气动弹性数值求解技术,依据CFD的用户自定义函数的程序接口和动网格能力,将CSD有限元分析结果以UDF形式实现气动结构双向耦合界面数据的传递。首先验证计算NACA0012、NACA0006与M6机翼谐和振动的非定常气动力,并与实验值进行对比分析。其次验证计算AGARD445.6颤振特性与切尖三角翼的极限环颤振特性,并与实验结果对比验证发展的CFD/CSD耦合技术的合理性。建立飞翼式布局的无人机气特性计算的模型与飞翼式无人机的结构特性计算模型,采用雷诺平均的气动N-S方程和SST形式的湍流模型建立起无人机的结构动力学特性及飞翼式无人机流体控制的计算飞翼式松耦合求解法;选取三维的插值技术进行飞翼式无人机耦合面上出现结构的变形位移与无人机气动力载荷数据的相互传递;采用LU-SGS形式迭代时间推进求解的方法与HLLEW形式的空间离散方法求解无人机的气动力。首先通过气动结构松耦合技术研究飞翼无人机静气动弹性响应,对比分析刚性与弹性气动特性;分析高度、马赫数、迎角及侧滑角静气弹参数响应;其次研究单一舵偏与组合舵偏的静气动弹性特性,分析结构几何非线性对静气动弹性的影响;然后分析飞翼无人机不同阻力方向舵开裂角对静气弹的影响;最后研究不同舵面不同马赫数下的操纵效率。研究表明方向舵操纵效率与组合舵面操纵效率相比差异较小,且组合舵面操纵效率与单一舵面相比较高。基于无人机结构模型与气动模型,采用LU-SGS子迭代时间推进方法与HLLEW空间域的离散技术求解无人机的气动力,建立流动控制方程与结构动力学方程耦合方法求解飞翼无人机方向舵偏转引起的舵面偏角与全机位移响应,分析参数的影响。研究表明不同于其他参数,旋转角频率对方向舵偏转引起响应的频率影响较大;且随旋转角频率增加,偏角响应的频率和位移响应的频率也增加;而高度仅对位移响应的幅值有影响。基于RANS方程和SST湍流模型采用升力系数判据、俯仰力矩系数判据、表面极限流判据预估刚性飞翼无人机在低速大迎角状态下的抖振始发迎角;基于RANS方程和CFD/CSD耦合计算抖振始发迎角附近的抖振载荷响应。研究表明基于升力系数判据、俯仰力矩系数判据预测的抖振始发迎角与表面极限流判据预测的始发迎角相比要保守一些;升力系数判据和俯仰力矩系数判据方法给出比较确定抖振始发迎角,但不能给出气流分离的具体情况和原因;而表面极限流判据却能给出翼面气流流动的细节。基于偶极子网格法利用无限板样条插值实现网格数据的传递,利用最小状态近似方法对广义空气动力矩阵进行变换,通过引入相关空气状态变量建立起考虑作动器模型与传感器模型的气动伺服弹性模型;对高阶气动弹性模型降阶分别采用经典SISO方法和LQG方法分析单输入单输出系统与多输入多输出系统的开闭环特性。首先对带有前缘与后缘控制面的翼段模型,采用线性分式变换建立起考虑非定常气动力摄动、非线性结构刚度摄动与变结构阻尼摄动的鲁棒气弹模型,利用鲁棒?方法分析鲁棒颤振,探讨参数摄动的标称系统与鲁棒系统稳定性。针对无人机开闭环气动弹性状态方程,建立起考虑动压参数摄动、刚度参数摄动与阻尼参数摄动的鲁棒气动弹性模型,基于状态空间法与鲁棒?方法分别分析标称系统与鲁棒系统模型特性。