高空长航时无人机为了提高气动效率、任务载荷和燃油装载能力,往往采用大展弦比轻质柔性机翼。大展弦比轻质柔性机翼导致高空长航时无人机产生了相比常规飞机更严重的气动弹性问题,甚至严重制约了无人机飞行性能的实现。Helios原型机失事后的事故分析报告指出,缺乏可靠有效的能够反映结构动力学和飞行力学耦合的动气动弹性分析方法和分析工具是当前在高空长航时无人机设计研究中面临的主要问题。以机动载荷减缓、阵风减缓、主动颤振抑制等为代表的现代主动控制技术的发展为气动弹性问题带来了新的解决方案。在设计过程中考虑主动控制技术不仅可以更有效的发挥主动控制系统的潜力,还能够进一步提高飞机飞行性能。因此,开展柔性飞机气动伺服弹性建模方法和主动控制技术研究,发展可以同时进行精细的气动外形设计、详细的结构尺寸设计和控制律综合设计的多学科优化设计方法,搭建考虑主动控制的多学科优化设计平台是非常有必要的。基于上述原因,本文主要完成了以下工作:1、建立了高低精度搭配的气动弹性静力学数值求解系统。采用了CFD/CSD松耦合迭代方式求解气动弹性静力学问题,利用板壳有限元模型对结构建模,气动网格与结构网格间数据的传递通过径向基函数插值方法实现,迭代过程中的CFD网格通过体样条插值和无限插值动网格技术重构。在多学科优化过程中,气动特性和结构静力学的评估以基于附面层修正的速势方程建立的静气动弹性求解方法为主,基于雷诺平均纳维-斯托克斯方程的静气动弹性求解方法用来对前者进行验证;2、提出并建立了一种时域状态空间形式的气动伺服弹性模型。为满足柔性机翼动力学特性分析以及应用现代控制理论进行控制律设计的要求,采用Peters有限状态理论、入流动力学方程和ONERA失速模型建立了二维非定常气动力模型,三维非定常气动力通过片条假设并加入三维横流效应修正计算。机翼结构通过等效梁方法建模,梁有限元网格与气动片条采用了相同的分布规律以便于使用虚功原理计算等效节点力。将气动伺服弹性方程整理为状态空间形式后可以通过特征根判断系统的稳定性,通过显式龙格库塔方法进行时间推进仿真,经过与风洞试验数据和文献公布的结果对比,验证了本文建立的气动伺服弹性模型;3、推导了柔性飞行器飞行力学与结构动力学耦合方程并建立了数值仿真系统。基于准坐标系下的拉格朗日方程推导了同时考虑机身、机翼和尾翼为柔性体的六自由度飞行动力学与结构动力学耦合方程,通过加入柔性部件坐标系为质点向量定义提供了便利,并进一步给出了方程的空间离散形式。分别根据刚体机身、小柔性和惯量不变假设得到了刚弹耦合动力学方程和基于平均轴系法的动力学方程。结合本文的气动伺服弹性模型编写了柔性飞行器动力学仿真程序,经过与文献中结果对比,验证了本文开发的程序;4、对二维系统动失速颤振分岔现象进行了仿真和分析。根据风洞试验状态对二维动失速颤振现象进行了仿真,结果清晰的展示出了二维气动弹性系统亚临界极限环振荡和对称/非对称极限环振荡共存的两次分岔现象。分析了动失速颤振的分岔类型和出现原因,从数学角度阐述了动失速颤振的非线性现象。采用静态输出反馈方法设计了主动颤振抑制系统,测试了控制器对存在分岔现象的极限环振荡抑制能力,闭环仿真结果显示可以将颤振边界提高约31%;5、设计了高空长航时无人机阵风减缓和主动颤振抑制系统控制律。通过H₂静态输出反馈方法考虑了系统中存在不可观测状态变量的问题。通过引入保守性假设的线性矩阵不等式方法求解H₂静态输出反馈问题,通过降阶模型的应用解决了现有的数值计算方法无法处理高阶的全机动力学方程的问题。数值仿真结果指出阵风减缓系统可以分别将1-cos阵风和连续紊流状态下的机身过载降低约47%和57%;6、改进了平衡截断降阶模型。原始的平衡截断模型因为需要求解动力学系统的可控和可观Gramian矩阵,要求系统必须是稳定的,不适用于发生颤振的动力学系统。本文通过引入实舒尔分解排序的方法处理系统矩阵,将系统矩阵进行稳定性分解,通过对系统稳定部分降阶并保留不稳定部分的方法,解决了原始平衡截断降阶模型只能对稳定系统进行降阶的问题;7、对典型的高空长航时无人机构型实现了精细化的气动伺服弹性优化设计。分别建立了气动结构优化设计框架以及考虑主动控制技术的气动伺服弹性优化设计框架,机翼的气动外形通过翼根和翼稍弦长、翼稍前缘点坐标、沿展向布置的翼型以及翼型扭转角表达,翼型通过类函数/形函数变换方法参数化,机翼气动设计变量共82个,机翼结构有限元模型经过分区后共包括121个尺寸变量。CFD与CSD求解器与柔性飞机动力学模型之间通过平面形状、扭转角信息以及等效工程梁方法衔接。在保证HALE无人机最大起飞重量不变的条件下,通过气动结构优化设计使无人机航程和航时增加了约4.6%,气动伺服弹性优化设计使无人机航程和航时增加了约8.3%,证明了本文提出的优化设计思路和框架可靠、有效。