目前越来越多的研究者和科研机构发现了折叠翼尖技术的潜力,开展了广泛的气动弹性研究。而折叠翼尖技术由于其涉及到多变量、多学科、多策略的交叉优化求解,因此具有相当大的复杂程度和计算量。本文针对折叠翼尖的气动弹性问题,提出基于部分动力学等效方法简便快速的对折叠翼尖模型进行气动弹性评估和技术开发,同时通过对机翼模型和部分等效的平板模型开展仿真计算进行初步验证,并应用于大展弦比模型和小展模型的折叠翼尖气动弹性研究工作,获得了不同折叠设计变量对于折叠翼尖模型的气动弹性影响规律。本文具体内容如下:基于气动弹性基本方程推导了折叠翼尖平板模型的结构动力学运动方程,并根据方程提出了部分动力学等效方法,构建了与机翼模型外形一致,质量和部分刚度等效的结构动力学平板模型,同时通过仿真计算对比了两者的结构动力学特性和气动弹性特性,验证了利用部分动力学等效方法开展大展弦比&小展弦比模型气动弹性评估的有效性,并在后续探究了应用于折叠翼尖技术开发的可行性。开展了折叠翼尖的气动特性研究,对亚声速客机机翼不同折叠角、不同马赫数、以及不同折叠展长在不同迎角下的气动特性进行了初步计算,以及通过文献调研与总结归纳的形式获得超声速战机XB-70折叠翼尖的研发历程与飞行性能,从而进一步确立大/小展弦比机翼折叠翼尖的应用形式,为后续可折叠翼尖模型提供设计参考与研究方向。进行了大展弦比机翼自适应折叠翼尖模型和小展弦比机翼主动折叠翼尖模型的气动弹性变参研究,并将部分等效的平板模型与机翼模型的结构动力学分析与气动弹性计算结果进行对比,初步验证了利用部分动力学等效方法进行技术开发的可行性。同时针对自适应折叠翼尖设计与主动折叠固定翼尖设计分别开展不同折叠设计变量的气动弹性变参分析,包括结构动力学分析、颤振分析、飞行载荷计算、离散阵风响应计算,揭示了不同折叠设计变量对于其折叠翼尖模型的气动弹性影响规律,也为后续折叠翼尖技术的研究提供了相关参考和设计依据。