本文利用了Fluent软件强大的流体计算功能,通过其UDF功能来编写结构方程和流固耦合程序并实现数据传递,从而实现了利用流固耦合方法来进行气弹分析,为在时域内分析复杂结构的非线性气动弹性响应问题提供了有效手段,具有重要的工程应用意义。为能正确进行气动弹性分析,本文首先对振荡翼型的非定常特性进行了研究,包括小攻角时和动态失速时的非定常气动力计算,并与实验结果进行了比较。攻角较小时的气动力计算结果与实验结果吻合较好,超过失速攻角的气动力计算结果与实验结果基本趋势一致,但是在数值上有一定的偏差,本文也对造成这种偏差的可能原因做了分析。然后计算了不同振幅、折算频率和雷诺数等参数情况下的气动力,并分析了这些参数对非定常气动特性的影响。建立了二维机翼和三维机翼的结构动力学模型,采用流固耦合方法对二维翼型和三维机翼的颤振行为进行了数值模拟。对二维机翼,首先进行了线性颤振计算,所得结果与NASTRAN平板气动力模型计算结果是一致的;然后对二维机翼的失速颤振进行了计算。当来流速度较小时,响应是收敛的;随着来流速度增大,机翼出现极限环振荡,而且极限环的幅值随着来流速度的增大而增大;当来流速度增大到一定程度,响应发散。对三维机翼,文中只做了线性颤振计算,得到了颤振边界,且与NASTRAN计算得到的结果是吻合的,另外本文方法也可用于大攻角以及失速等复杂情况。本文还对结构含有间隙非线性的二维机翼的气弹响应进行了分析。分析了来流速度、初始俯仰角速度、间隙大小、间隙位置、间隙处摩擦力等参数对气弹响应的影响。它们对气弹响应的影响都比较大,当它们增大到某个值时,机翼的运动开始出现极限环振荡,并且极限环振荡的幅值随来流速度、间隙大小、间隙位置的增大而增加,随摩擦系数的增大而减小,但是机翼的极限环振荡的幅值并不随初始俯仰角速度的变化而变化,而是保持一个定值。