随着航空航天产品的综合性能的不断提升,飞机气动外形的技术要求也越来越高。在现代大型民用飞机上为了获得更大的经济效益,机翼的气动性能有着越来越高的要求,在满足安全性的前提下尽可能的增加迎角来增加升力。但当迎角过大时,机翼上表面会形成分离涡从而诱发湍流,导致升力系数大幅下降,飞机失速发生安全事故。同时由于飞机各部件载荷复杂的原因,航空材料有着更高性能的要求,对于材料的性能,尤其是低周疲劳性能更为严格。通用轻型飞机常采用NACA四位翼型。本文以典型通用轻型飞机NACA2412翼型为例,探究适合航空领域的湍流模型,并对该翼型的气动性能进行分析。利用STAR-CCM+软件通过模拟实验得到该翼型的气动性能参数,并结合风洞试验结果,分析在不同迎角下翼型各点的压力分布,从而确定升力随迎角的变化趋势,找出临界失速迎角。为保证飞行安全,迎角需要稳定在提供稳定升力的范围内,这便要求较高的飞机的纵向稳定性。因此本文从短期振荡和长期振荡的两个角度讨论并分析了飞机的静态和动态纵向稳定性,建立动态稳定性传递方程从而判断迎角修正模型的安全性。本文还针对典型客舱为研究对象,分析在巡航过程中机身客舱受到的不同载荷类型下的应力和疲劳情况,并利用CES Edu Pack软件进行选材分析,以及安全性能评估。在确定客舱工况的情况下,通过ABAQUS仿真模拟对2024铝合金和TB17钛合金分别进行静态和动态应力下的裂纹扩展模拟实验来分析材料的疲劳性能,模拟三种不同初始裂纹长度的2024铝合金和TB17钛合金试样板在受静态和动态载荷下的应力方向的应力场并对应力强度因子进行求解。并对不同材料在低周疲劳下不同循环、不同硬化模式的迟滞回线进行模拟分析,确保材料在正常工况下不会发生疲劳失效。