为了提升飞行性能，现代飞行器越来越注重提高气动效率和减轻结构重量，结构设计得越来越柔，导致了飞行器气动弹性效应的增加。气动弹性是一个多学科交叉问题，带有严重的非线性和不确定性，它一直是飞行器设计的重点和难点问题。因此，开展飞行器气动弹性问题的研究具有重要的科学意义和工程价值。　　导弹作为飞行器中的一员，其长细比变得越来越大；较大的柔性变形会与气动力、控制力产生耦合，对导弹的稳定性、控制的精度乃至飞行品质都会产生影响。如何设计制导和控制系统、使柔性导弹能够精确地打击目标是一个值得研究的问题。　　在气动弹性问题的各种表现形式中，颤振是其中很重要的一种。当飞行器的飞行速度超过临界颤振速度后，在气流激励的作用下，翼的惯性力、结构弹性力、和气动力会相互耦合，导致颤振的发生，如不及时抑制颤振会造成灾难性的后果。　　本学位论文在国家自然科学基金(11132001,11272202)、上海市教委科研重点项目(14ZZ021)和上海市自然科学基金(14ZR1421000)的资助下，进行了导弹制导与控制系统的设计，研究了翼颤振的发生机理，完成了翼颤振的时滞和容错控制律的设计。具体的研究内容和成果总结如下：　　(1)对导弹制导和控制系统的设计进行了研究。首先依据动力学基本原理建立导弹的数学模型；然后基于该数学模型利用广义比例导引法设计导引律；接着进行三通道的导弹控制系统的设计；同时本文还讨论了大长细比导弹的柔性变形与气动力的耦合效应对导弹飞行的影响，建立了柔性弹体考虑气动力耦合的振动方程。研究结果表明：(i)对于细长弹体，在考虑轴向速度后系统方程出现阻尼力阵，同时系统的刚度阵也有所改变；弹体长细比越大，系统趋向不稳定，振动响应也越大；弹体轴向速度越大，刚度阵越小，系统越容易失稳，振动响应也越大。(ii)利用比例导引法设计的制导律和运用三通道独立控制加入协调回路方法设计的控制系统是有效的，各运动参量都能较好地跟随控制指令，在一定程度上达到了导弹能够拦截具有一定机动性目标的目的。　　(2)对飞行器的翼颤振问题进行了研究。在亚音速的前提下，引入Theodorsen非定常气动力模型，并且考虑俯仰刚度的立方非线性，对飞行器的二元翼进行颤振的动力学建模；采用V-g法进行颤振分析，求出翼的临界颤振速度。研究结果表明：(i)在不考虑立方非线性的情况下，当飞行速度小于临界颤振速度时，系统是稳定的；当飞行速度达到临界颤振速度时，系统做简谐运动；当飞行速度大于临界颤振速度时，系统不稳定。(ii)当系统中存在立方非线性，风速超过临界颤振速度时，沉浮位移和俯仰角响应在原点附近出现稳定的周期解，产生极限环震荡，系统是不稳定的。　　(3)对飞行器翼颤振的时滞反馈控制进行了研究。首先将带有时滞的系统动力学方程通过一种特殊形式的积分变换转换成表面上不含有时滞的标准状态方程形式，然后采用瞬时最优方法和变结构控制方法进行时滞反馈控制律的设计。研究结果表明：(i)控制系统中的时滞会对控制性能产生重要的影响，如果不对时滞进行处理，它会引起控制的失效。(ii)本文中所提出的时滞反馈控制律能够有效地抑制翼的颤振，其中时滞变结构控制律不仅适用于小时滞量的情况，还可用于大时滞量的情况。　　(4)对飞行器翼颤振的容错控制进行了研究。在执行器部分失效的情况下，分两种情况设计容错控制器。如不考虑输入饱和，采用一种自适应变结构控制方法，利用自适应算法估计执行器有效因子的最小值，并融入变结构控制思想，设计出容错控制器；若考虑输入饱和，则在之前容错控制的基础上，采用输入饱和误差动态放大的方法，实现控制饱和的补偿，获得考虑输入饱和的非线性容错反馈控制律。研究结果表明：本文所设计的自适应容错控制律在执行器部分失效时能够有效地抑制翼的颤振。