气动弹性分析是现代飞行器设计中的重要环节。现代气动弹性分析中的非定常气动力计算方法主要有以下两种。一种是基于传统升力面理论的线化模型。该方法效率高，已经广泛用于型号设计，但是该模型计算精度较低，也不能用于跨音速、大迎角等非线性气动弹性的研究。另一种是基于CFD技术的流场求解技术。该方法可以模拟复杂的非线性流场，适合于跨音速、大迎角等非线性气动弹性的数值模拟，但其计算效率低，不便于定性分析和参数设计。本文工作旨在缓解现代气动弹性力学的两对矛盾——计算效率和计算精度以及系统的复杂性和易分析、易设计性，开展了如下几个方面的工作：发展了一种基于CFD技术的当地流活塞理论，并推广用于气动弹性的稳定性分析。该方法运用Euler方程求解平衡位置的定常流场，然后在定常流场的基础上使用活塞理论，实现了活塞理论高效率和CFD技术高精度的结合，大大地放宽了经典活塞理论对飞行迎角、M数以及翼型形状的限制，是一种适合于超音速、高超音速气动弹性分析的高效、高精度气动力模型。发展并完善了基于CFD技术的非线性气动弹性数值仿真程序。算例验证了该程序的正确性和适用性。提出了两种基于插值技术的流体／结构动力学时域耦合仿真方法，即改进的龙格—库塔方法和杂交的Adams线性多步方法。在保证高阶耦合精度的同时，实现了在一个物理时间步内只需求解一次非定常流场，不仅减少了计算量，而且使得现有的流场求解器几乎不作改动就可用于流固耦合问题的研究。算例证明这两种耦合方法具有稳定性好、精度高、效率高和耦合简单的特点。发展了基于一种动态近似边界条件技术的非定常气动力求解方法，免去了弹性体振动时的网格运动，提高了程序的鲁棒性，适合于气动弹性研究中的非定常气动力求解。基于CFD技术和ARX模型，运用系统辨识方法，建立了基于模态坐标的降阶非定常气动力模型。耦合结构运动方程，建立了基于ROM(Reduced Order Model)技术的跨音速开环气动弹性分析模型。算例首先验证了该分析方法的正确性和精度。运用该方法揭示了Isogai Wing在跨音速区出现“S”形颤振边界的原因——颤振分支随临界动压的变化而发生转移。运用该方法研究了跨音速操纵面结构参数对机翼颤振特性的影响，算例显示一些适用于亚音速的结构设计准则和颤振排除技术不适合于跨音速状态，可能为跨音速飞行器的结构设计带来重要影响。在开环气动弹性分析的基础上，耦合控制系统，首先建立了跨音速伺服气动弹性分析模型。算例研究了典型导弹的跨音速闭环气动弹性特性，分析了控制参数对系统颤振特性的影响。研究表明伺服系统中未串联陷波器时，传感器的安放位置对导弹伺服气动弹性特性有较大影响，串有陷波器后，该导弹的伺服气动弹性特性与开环特性基本相同。而后在此基础上运用基于输出反馈的次优控制方法设计控制律，率先开展了跨音速颤振的主动抑制研究。算例选择跨音速伺服气动弹性研究的标准模型—BACT模型。运用基于Euler方程的直接伺服气动弹性仿真方法来验证该分析和设计方法的可靠性。数值仿真结果证明，这种跨音速颤振主动控制律的设计方法是正确的，并具有较好的效果。次优控制方法设计的控制律可将颤振速度提高15％左右。