变体飞机是一种在飞行中可以自主改变外形来适应变化的任务环境的多角色飞机。变体技术的发展可以提高飞机多任务适应能力、改善飞机整个飞行包线的综合使用性能并降低飞机成本,符合未来先进飞机在军民两方面的设计需求。近年来,基于智能材料和结构的变体飞机结构设计和变形技术研究成为了热门课题。本文对中等尺度变形的变体飞机结构设计和变形技术进行了应用基础研究,围绕可变形机翼和可变形进气道,开展了基于可变形蜂窝的复合式柔性蒙皮设计与性能分析、分布式伸缩充压管驱动器设计与性能分析、基于可变形蜂窝的柔顺变弯度机翼设计和变形演示以及基于双稳态结构的可变形鼓包进气道型面变形分析研究,主要研究内容与成果如下:(1)针对目前变体飞机可变形结构设计面临的结构面内变形和面外承载矛盾,在对常规六角蜂窝变形机理分析基础上,设计并制作了一种十字形柔性蜂窝结构。该柔性蜂窝重量轻、具有良好的面内变形能力,在垂直平面方向具有一定的承载能力。用代表体元法分析了该十字形蜂窝结构的面内变形机理、力学性能和参数影响规律,将其等效为三维正交各向异性材料,并推导了主要等效模量的理论表达式。对十字形蜂窝试件进行了力学性能实验,理论和仿真分析结果与实验数据吻合良好。提出了基于十字形柔性蜂窝的复合式蒙皮及其设计方法,根据机翼变弯度方案对蒙皮面内变形和和垂直平面方向的性能要求,对十字形蜂窝的网格几何尺寸、支撑柔性面板厚度等参数进行了设计,给出了满足蒙皮使用需求的参数适合范围,为该复合式柔性蒙皮的应用提供了理论基础。(2)为了满足变体飞机分布式驱动要求,将天线结构的运动方式引入液压驱动器结构设计中,发展了一种新颖的柔性伸缩充压管驱动元件,由进油阀芯、内部储油胶管、铝合金内护管、外护管以及锁紧螺母组成,具有重量轻、通过改变管内压力可以输出较大驱动力和驱动位移,并且沿轴向可以提供一定抗压刚度等特点。分析了该充压管驱动元件的工作原理,建立了包括液柱、柔性胶层和刚性外壁的柔性伸缩充压管结构模型,理论推导了充压管结构参数、管内充压大小与轴向输出载荷以及等效抗压刚度之间的关系,给出了等效抗压刚度的工程简化表达式。加工出充压管驱动元件,并设计了包括液压源、支撑和测量于一体的实验装置系统,对其驱动能力和力学性能开展了实验研究,为该伸缩充压管驱动器在变体飞机上的应用提供了一定的技术参考。(3)提出了基于可变形蜂窝的柔顺变弯度机翼概念设计,利用全高度十字形柔性蜂窝作为可变形结构,并在可变形结构中阵列布置柔性伸缩充压管驱动器。根据柔性后缘的变形和承载要求,对各组成结构包括可变形蜂窝、伸缩充压管、支撑腹板、承力芯板进行了具体参数设计和分析。建立了柔性后缘结构的有限元模型,对可变形蜂窝和充压管驱动元件进行了等效简化,在保证分析准确性的同时大幅度降低了模型自由度,对柔顺后缘模型的变形和承载特性进行了分析,结果表明该柔性后缘变形和承载能力好、可以有效地抵抗扰动载荷,满足预期飞行工况下的使用要求。制作出柔顺后缘机翼试件,对其在无来流状态下的驱动变形进行了演示实验,实验过程平稳、数据符合预期,验证了柔性后缘设计和分析方法的有效性,为变弯度方案的工程实现提供了一条新的设计途径。(4)为了改善不可调鼓包进气道在非设计点处的进发匹配特性,提出在其喉道位置采用双稳态可变形鼓包型面代替原不可调鼓包型面的设计方案,利用变形型面的两种稳定构型调节进气道进气量。通过数值仿真研究了变形型面的双稳态转换机理并给出双稳态存在需要满足的参数和边界条件。初步提出两种双稳态型面驱动方案,通过刚性框架在型面上施加线布载荷以及利用刚性角片在型面边缘施加弯矩,对这两种加载方案下型面的变形过程进行了分析,结果显示通过调节加载位置和形状参数拱高厚度比值可以改变型面的变形过程类型。在施加线布载荷下,分析了加载位置和形状参数对结构双稳态转换需要的临界驱动载荷、输入能量以及结构应变水平的影响,并给出双稳态型面适宜的加载区间和材料选择,为可变形鼓包进气道的结构和驱动设计提供了参考。