飞机飞行载荷是飞机强度分析和结构设计的重要依据,现代飞机的临界载荷条件经常处于跨声速、大迎角机动飞行状态,跨声速激波效应及流动分离引起的气动力非线性特征明显,而长期以来用于机动载荷分析所建立的气动力求解方法是线性的,不能有效地预测气动力非线性特征,从而很大程度地影响了机动载荷计算的精度。同时,现代飞机结构柔性越来越大,气动弹性效应对机动载荷的影响更加明显,考虑飞行控制系统在飞机系统中越来越广泛的应用,飞机机动载荷计算是一个典型的气动、结构、运动及控制等多学科耦合问题,这使得飞机临界载荷的精确计算面临巨大的挑战。本文旨在通过发展高精度、高效率的气动力计算方法以及建立机动载荷耦合求解的模型,解决当前飞机机动载荷计算面临的技术难点,主要研究工作如下:(1)基于CFD精细流场解和重叠场源法(Overset Field-Panel Method),发展了高精度高效率的非定常气动力求解方法。该方法将CFD定常流场数值解引入跨声速小扰动方程,在小扰动条件下非定常激波效应由定常流场的激波强度和位置确定,可对跨声速非定常气动力进行有效计算。数值算法利用分块三对角近似技术提高了求解方法的计算效率、节省了计算所需内存空间,并采用重叠场源策略为复杂构型的非定常气动力计算提供了有利保障。分别以F5机翼、LANN机翼、CRM翼-身-尾构型及SDM全机构型为计算算例,验证了本文发展的非定常气动力求解方法的可靠性以及对跨声速非定常气动力预测的能力。本文发展的非定常气动力求解方法为跨声速范围内动导数计算、静气动弹性配平分析及机动载荷分析奠定了基础。(2)基于重叠场源法得到的非定常气动力,发展了适用于跨声速范围内动导数计算方法,与基于CFD的动导数计算方法相比,本文动导数计算方法大大提高了计算效率,可以实现所有动导数的同时求解。针对SDM飞机构型,计算了不同马赫数、不同迎角状态下纵向及横航向动导数,与相关实验及计算结果进行对比分析,检验了本文基于重叠场源法的动导数计算方法的可靠性及适用性,算例结果表明:本文发展的基于重叠场源法的动导数计算方法可有效地预测跨声速范围内和大迎角状态下动导数的非线性特性。此外,利用计算得到的相关动导数,基于MATLAB/Simulink建立了飞机俯仰、滚转和偏航机动模拟模型,可对传统的机动模拟方程进行快速求解。(3)气动力求解采用重叠场源法,发展了基于非线性气动力的飞机静气动弹性配平分析方法,与经典的线性气动力方法(偶极子格网法)相比,其适用范围可扩展到跨声速及大迎角飞行状态,静气动弹性配平分析结果可为飞机跨声速机动载荷瞬态分析提供较准确的初始配平条件。(4)针对气动弹性系统状态空间建模的需求,研究了广义气动力有理近似的最小二乘法并构造了CLS双重近似算法。将所构造的近似算法用于F5机翼和AGARD445.6机翼广义气动力系数矩阵的有理逼近,分析了不同滞后根取值和个数对本文算法拟合精度的影响并得到了CLS双重近似算法滞后根选取的一般规律,为机动载荷计算的状态空间模型的建立提供必要准备。(5)提出并建立了一种时域状态空间形式的机动载荷分析模型。研究了数值求解的时间步长及初始配平条件对机动载荷响应分析的影响;对比分析了气动力求解采用偶极子格网法和重叠场源法对飞机机动响应及载荷变化的影响;将气动力采用重叠场源法建立的状态空间模型所得飞机机动响应结果与传统的机动模拟方法所得结果进行对比,验证了机动载荷计算的状态空间模型的有效性和可靠性。(6)采用本文建立的机动载荷分析的状态空间模型对国内某大型客机和某螺旋桨飞机进行了机动载荷计算分析。气动力求解采用重叠场源法,完成了俯仰、滚转及偏航机动载荷分析,研究了这些机动情况下机体状态量及飞机部件载荷的响应规律,计算得到了机动过程中机翼、平尾、垂尾、升降舵、副翼和方向舵的严重载荷情况,研究了弹性变形对飞机各个部件载荷的影响量,为飞机相关部件的强度分析和结构设计提供精细化和定量化的技术参考和依据。