随着现代科技进步,航空航天飞行器发展中涉及的气动弹性问题越来越复杂。随着飞行速度的提高,一系列飞行安全问题开始显现,其中最危险的就是机翼气动弹性响应问题,稍有不慎就会造成机毁人亡。目前,对机翼颤振问题的研究在结构模型中大多数采用二维机翼剖面,气动力模型也以线性气动力居多。随着对飞行要求的逐步提高,现有的研究还不能解决复杂的颤振问题。因此,对非线性气动力模型和三维机翼复杂结构的颤振问题进行研究显得尤为重要。本文主要做了以下研究工作:（1）建立了带有控制面偏转的三自由度二维机翼剖面的结构模型,并在已有的二自由度Onera气动力模型中加入控制面偏转的力矩方程,与三自由度机翼结构方程相匹配。然后采用Theodorsen非定常气动力模型与Onera失速气动力模型,与结构方程联立,分别推导了系统的运动方程。（2）采用V-g法在频域范围内求解机翼的临界颤振速度和颤振频率,针对单位展长机翼质量、大气密度、半弦长、控制面转轴位置等影响因素进行颤振特性分析,并将两种气动力模型的计算结果进行对比分析。（3）在时域范围内利用Runge-Kutta法求解两种气动力模型下的微分方程,进行线性与非线性系统的气动弹性响应分析。（4）将二维机翼扩展至三维直机翼,通过“积分”的思想建立带有控制面的三维机翼结构模型,利用Theodorsen的气动力模型,推导了系统的运动方程。分析了三维机翼具体的参数对颤振特性的影响。最后对系统的响应进行分析,并与二维机翼结果进行对比。仿真计算分析表明:Onera气动力模型在添加控制面偏转自由度后的计算结果可以得到准确验证。二维机翼的半弦长、控制面轴心位置等因素与三维机翼的展弦比、控制面的长度及位置等因素均对颤振特性有显著影响;并且不同的初值条件对颤振临界速度也会有不同程度的影响。