航空超声速及高超声速飞行器在高速飞行阶段,其自身结构所受载荷环境复杂,其中噪声载荷造成结构的振动问题十分严重。这类噪声载荷主要是由于发动机的高速气流引起的喷气噪声和飞行器高速飞行时非定常气动力引起的,严重危害航空飞行器的设备可靠性。噪声载荷的组成复杂,同时具有频带宽、幅值大、来源广、随机性强的特点,一方面其宽频带随机载荷可以激发飞行器结构各阶模态的振动,另一方面其有效幅值较大时,也可以使飞行器结构受到复杂的应力状态而产生结构破坏。本文从频域-时域噪声载荷的相互转换出发,研究时域随机噪声的获取及加载方法,研究噪声载荷作用下薄板结构在时域和频域内的动力学响应,并进行了薄板典型结构在噪声载荷作用下的声振实验,验证了噪声转换方法及加载方法的正确性。利用传统的傅里叶变换方法,结合周期图法,研究了噪声在频域和时域间的相互转换方法,在频域的噪声载荷信号中加入随机相位信息,以达到获取时域随机噪声的目的,并利用Matlab软件进行编程实现。进行了在随机噪声载荷的作用下,薄板的瞬态及频响分析。在研究中,将噪声响应分析分为两类:(1)不考虑噪声在气体介质中的传播,将噪声直接加载在薄板表面,获得薄板关键节点的加速度及应力响应;(2)考虑噪声在气体介质中的传播,噪声通过气体介质作用到薄板表面,通过计算获得声压在气体中的分布,以及薄板关键节点的应力响应。在对薄板声振响应的分析基础上,对薄板进行声振实验,得到薄板的固有频率和振型,以及薄板关键位置的时域加速度响应数据和应变响应数据,并与有限元仿真结果进行对比,验证了有限元模型、噪声载荷转换方法及加载方法的正确性。对某型号高超声速飞行器机翼结构进行了机翼结构的动力学仿真计算,得到了机翼结构的前十阶模态,并得到了机翼结构振动最剧烈以及应力最大的位置,为机翼结构的设计提供的分析依据。