本文针对超声速、高超声速飞行器的发展需求,结合我国飞行器设计研制的实际需要,开展超声速、高超声速非定常气动力计算方法以及全机组合体超声速颤振和气动伺服弹性分析方法研究,完成了如下研究内容：发展和完善了结合CFD的当地流活塞理论,推导了微分形式表示的任意外形曲面垂直于物面方向振动产生的下洗速度表达式和当地流活塞理论计算旋成体机身、对称翼型升力面非定常气动力的表达式,将当地流活塞理论推广应用到带攻角三维升力面和旋成体机身的非定常气动力计算中,为全机组合体的颤振及气动伺服弹性分析奠定了基础。设计了翼-身-舵组合体模型,开展了风洞测压试验,验证了CFD数值模拟求解Euler方程和N-S方程来获取准确的当地流参数的方法。针对以往当地流活塞理论仅应用于升力面非定常气动力的计算,尚未在旋成体机身上应用和验证的情况,设计了旋成体机身测压模型和激励装置,利用高超声速风洞进行动态测压试验,测量不同来流马赫数及攻角下振动模型的压力分布,验证了结合CFD的当地流活塞理论计算旋成体弹身非定常气动力的方法和计算结果。开发了利用CFD数值求解当地流参数,当地流活塞理论计算非定常气动力进行全机组合体大攻角颤振及气动伺服弹性稳定性分析计算的成套方法和程序。颤振计算结果接近非定常气动力采用CFD数值方法计算的CFD/CSD直接耦合的方法,而计算速度却提高了百倍以上。以典型翼-身组合体飞行器为算例,研究了攻角对组合体颤振的影响,结果显示高马赫数下攻角使得颤振边界大幅下降,必须在设计中加以重视；以及复杂组合体和多模态自由度耦合条件下,不同模态耦合程度的变化会引起颤振边界非单调性变化。通过调节控制系统中敏感元件的位置参数,研究了敏感元件位置改变对系统稳定性的影响规律,并通过串联结构陷幅滤波器提高了系统的气动伺服弹性稳定性,为飞行器设计提供了有益的参考结论。