机翼颤振是一种常见的动气动弹性问题，在受到气流的影响后所产生的自激振动现象，而高超音速使得机翼颤振需要考虑热效应的影响。本文对悬臂板机翼模型进行热模态分析和热颤振分析，并对双楔形翼段做了相应的颤振分析和主动颤振控制。主要工作内容主要分为下面几部分：1、将机翼简化为二维悬臂板模型，应用结构动力学知识建立机翼的振动方程，并用有限元方法对机翼进行热模态分析。热效应对机翼的动力学特性影响不大，固有频率随着展弦比的增大而减小。2、采用二阶活塞理论计算高超音速流作用在机翼模型上的气动力和气动力矩，建立模态坐标下的机翼颤振方程，利用V g法对机翼进行颤振分析，当弯曲频率和扭转频率发生重合时，机翼发生颤振现象，温升使得机翼颤振速度降低。3、采用三阶活塞理论计算非定常气动力，建立双楔形翼段模型的运动微分方程，并对方程进行无量纲化。利用四阶Runge-Kutta法对微分方程进行求解，得到翼段相应的颤振特性，在临界马赫数下，翼段会产生极限环运动现象。4、在SIMULINK中建立翼段运动方程的结构模型，通过改变控制面角度作为输入信号，控制面铰链力矩作为输出信号，设计PID控制器和模糊PID控制器，对两种控制策略的控制效果进行比较分析。两种控制器可以有效地抑制翼段颤振的发生，使各自由度振动趋于稳定。PID控制器将临界马赫数从5.6提高到10，而模糊PID控制器将临界马赫数提高到11.2。