亚音速长航时无人机为了保证航程，机翼往往设计为大展弦比的悬臂板结构。板的展弦比越大，刚度就越小，在气动力作用下容易出现大振幅的流致振动（涡致振动、湍致振动和颤振），如果在悬臂板上铺设压电材料，压电层就可以将机翼上丰富的流致振动转换为电能，并为机翼上的微型传感器供电。这样能够充分利用振动中的机械能，提高无人机的续航时间。因此研究亚音速气流作用下大展弦比压电层合板的俘能效率问题具有重要的工程应用价值。　　在航空领域，颤振等气动弹性问题一直是人们关注的热点。为了方便使用解析或者半解析的方法研究以上问题，需要求解一种解析的亚音速气动力模型，解析的气动力模型对揭示板的颤振机理具有重要的理论意义。　　本论文求解了一种适用于亚音速流作用下大展弦比板、壳结构的气动力解析表达式，在此基础上，研究了大展弦比压电层合板在亚音速气动荷载作用下的非线性动力学行为，研究了临界颤振速度和系统参数的关系，研究了压电层的物理参数对俘能效率和临界颤振速度的影响。论文的研究内容主要有以下几个方面。　　(1)利用于亚音速薄翼理论和Kutta-Joukowski升力定理求解了亚音速气流作用下的大展弦比悬臂板、壳结构的准定常气动力解析表达式。经过与有限元计算的升力分布结果对比，发现理论计算结果与有限元计算的升力分布趋势较为吻合。　　(2)基于一阶剪切板理论和Von Karman大变形几何方程，考虑了横向阻尼的影响，在本文求解出亚音速气动力表达式的基础上，应用Hamilton原理建立压电层合板在亚音速气动力作用下偏微分形式的非线性动力学方程。模型的结构为一层铝合金薄板上复合一层压电层，支撑结构为悬臂。　　(3)选取符合边界条件的模态函数，利用Galerkin方法对第三章建立的亚音速气动力作用下压电悬臂层合板的非线性动力学方程进行离散;对离散后得到的常微分形式的动力学方程利用Runge-Kutta法进行求解，应用MATLAB软件得到压电悬臂层合板在亚音速气动力作用下的波形图、相图。观察相图发现当来流速度达到临界值时系统会出现极限环。通过试算不同系统参数产生极限环的临界颤振速度，研究板的展弦比、板厚、空气阻尼对临界颤振速度的影响。　　(4)分析了不同风速、不同压电片展向长度和布置方式对亚音速气动力作用下压电悬臂层合板的振动和俘能规律的影响。研究了亚音速气动力作用下压电层合板输出电压最大化的压电片布置方法。