在现代飞机的结构设计过程中，设计者孜孜不倦所追求的目标是减小飞机结构重量，同时避免由于结构重量减轻所带来的气动弹性效应。如果遵循传统的刚度设计准则，则必须通过提高结构刚度（特别是扭转刚度）来回避气动弹性效应。但提高结构刚度的直接后果就是增加了结构重量，不利于提高飞机的总体性能。主动气动弹性机翼技术的提出为飞机设计带来了全新的设计理念。该设计理念不是回避、而是充分利用气动弹性效应，并借助于气动弹性主动控制技术，来减轻结构重量和优化飞机性能。　　从上世纪80年代起，气动弹性主动控制技术取得了可喜的研究进展，但仍存在一些亟待解决的问题，如如何处理控制回路中的时滞效应、控制面间隙非线性对气动伺服弹性系统稳定性的的影响、跨音速空气动力的非线性对气动伺服弹性系统动力学行为的影响、气动弹性主动控制技术的实时仿真等。本文采取理论分析、数值仿真和风洞实验相结合的研究方法，对亚音速、跨音速飞行区域的气动弹性主动控制技术进行了深入研究，提出了一些新的分析方法并取得了具有工程意义的研究进展。论文的主要创新性工作如下：　　（1）发展了一种基于分段多项式插值的线性颤振计算方法，并针对颤振计算过程中出现的模态“窜支”问题提出一种基于频率的保形插值方法。数值模拟表明，该方法可有效解决模态“窜支”问题。针对小展弦比机翼的风洞模型，通过风洞实验验证该颤振计算方法的准确性。　　（2）针对三维机翼的颤振主动抑制（AFS：Active Flutter Suppression）问题，基于有界增益遗忘估计和无约束优化技术设计了一种新的自适应输出反馈控制律。首先，用有界增益遗忘估计技术辨识受控气动弹性系统的参数，并利用所辨识的参数在线调节受控系统的参数化模型。其次，针对该参数化模型，采取无约束优化技术设计降阶的最优控制律。仿真结果表明，该自适应控制律可有效抑制三维机翼的颤振失稳，并且对建模过程中的非参数化不确定性具有一定的鲁棒性。　　（3）揭示了输入时滞对高维、不可压缩流动下的受控气动弹性系统稳定性的影响，并提出一种新的时滞反馈控制律来抑制含输入时滞的高维气动弹性系统的颤振失稳。该时滞反馈控制律的设计过程分为三步：首先，采用零阶保持的离散化方法将基于时滞微分方程描述的气动弹性系统离散化；其次，采用状态变换方法将离散化的时滞状态方程转化为无时滞状态方程；最后，采用线性控制理论，如线性二次高斯（LQG：Linear Quadratic Gaussian）理论，通过求解等价的黎卡提方程来完成控制律的设计。为考察上述方法在设计多控制面机翼模型AFS控制律方面的有效性，将其与经典反馈控制方法和标准LQG控制方法进行了对比研究。经典反馈控制方法和LQG控制方法不能考虑输入时滞的影响，当输入时滞量较大时气动弹性系统会出现闭环失稳。与之相反，时滞反馈控制律的控制效果明显要优于上述两种控制方法。　　（4）针对含多间隙非线性的高维气动伺服弹性系统，提出一种新的非线性气动伺服弹性建模方法，分析了前后缘控制面的间隙非线性对线性控制系统的影响。在非线性气动伺服弹性建模中，采用虚拟质量模拟控制面的间隙非线性，并根据控制面偏转角度的不同组合将非线性气动伺服弹性系统表示为含9个线性子系统的分段线性模型。为了说明多间隙非线性因素对线性控制系统的影响，采用无约束优化方法分别设计了单输入/单输出（SISO：Single-Input/Single-Output）和多输入/多输出（MIMO：Multiple-Input/Multiple-Output）控制律。闭环气动伺服弹性响应的数值结果表明，多间隙非线性因素会引起气动弹性系统的发散运动或极限环振荡。　　（5）针对基于计算流体动力学（CFD：Computational Fluid Dynamics）方法的MIMO空气动力系统，提出一种新的非线性模型降阶方法，其非线性降阶模型（ROM：Reduced-Order Model）由多个Wiener模型并联所得。首先，利用CFD方法计算出的空气动力系统的输入、输出数据，拟合出第一个Wiener模型并计算该Wiener模型的输出及输出样本残值。其次，基于系统的输入样本和输出残值拟合出第二个Wiener模型。重复上述辨识过程，直至系统的输出残值仅含有噪声信号。为提高Wiener模型的辨识精度，提出了线性状态方程串联单层神经网络的新型Wiener模型结构，并采用Levenberg-Marquadt算法来优化Wiener模型的参数。对二维NACA64A010翼型的跨音速可压缩流动的数值仿真、Isogai机翼模型的跨音速颤振分析等表明，该非线性ROM能高效、精确地描述跨音速空气动力的非线性，进而预测非线性气动弹性系统的跨音速颤振边界。　　（6）建立了基于非线性ROM的跨音速气动伺服弹性数学模型并提出跨音速AFS控制方法。针对由Navier-Stokes方程描述的三维空气动力系统，发展了一种新的、稳定的非线性ROM，其线性部分的辨识采用基于观测器的子空间方法，并由规划方法来保证线性部分的稳定性。基于该ROM开展跨音速气动弹性分析，通过数值仿真证明该非线性ROM可高效预测三维机翼的跨音速颤振边界和极限环振荡。通过简谐慢扫频方法发现，控制面偏转引起的空气动力非线性会导致扭转模态的幅频和相频曲线发生跳跃现象。基于递归子空间方法设计自适应跨音速AFS控制律，通过数值仿真证明该控制律可在较大的马赫数和动压范围内抑制三维机翼的颤振失稳。　　（7）在MATLAB/SIMULINK和VC环境下，建立了包括噪声滤波、信号采集与处理、舵机伺服跟踪控制、控制律数字化执行、人机交互界面设计在内的AFS实时仿真平台。借助于该实时仿真平台，开展了AFS技术的风洞实验工作。风洞实验结果表明，基于极点配置的输出反馈控制律和计入时滞的最优控制律均可有效抑制三维机翼的颤振失稳。