太阳能无人机有高空,长航时,巡航速度低,铺设太阳能电池板,大展弦比等特点,其对结构要求更加严格。采用传统的经验设计,强度校核的结构设计方法已经难以满足要求,并且设计周期长,工作量大。若结合有限元等现代优化方法对太阳能无人机关键部分进行设计与优化,可以完成满足一定目标函数和性能要求的结构形式,这种方法更加具有科学性,也将飞机结构设计从经验层次提高到科学理论层次。本文以某新型太阳能无人机结构为研究对象,主要研究内容如下:通过分析飞机主要性能指标和结构要求,选择翼身融合式,双梁-翼肋-蒙皮式飞机结构。通过CATIA软件建立飞机三维模型,将简化后的模型导入ABAQUS软件,并对飞机模型进行CFD仿真气动分析,得到两种工况下飞机表面所受气动载荷数据。根据飞机所受气动载荷结合变密度法原理对飞机翼肋进行拓扑优化,得到一种可满足两种工况受载的翼肋结构,将优化结果与经验设计结构比较,结果表明经过优化后的结构对材料利用率更高,在满足强度和刚度要求同时重量大幅度减轻。根据飞机气动分析结果对飞机复合材料主梁进行准等强度设计,首先对主梁上下缘条进行初始铺层,接着使用多目标粒子群优化方法运用ISIGHT集成ABAQUS软件对复合材料主梁上下缘条进行铺层厚度,铺层角度以及铺层顺序优化,最后对优化结果进行有限元分析。优化结果表明,新的铺层结构形式在满足强度要求的同时,使主梁的结构重量大幅减轻,且受力更为均匀,新的主梁结构更优,满足结构设计要求。本文工作为无人机后续结构设计提供重要参考。