飞机在飞行过程中，经常受到突风影响而产生不希望的附加过载。突风响应一方面使飞机承受很大的动态结构载荷，进而缩短机体结构的疲劳寿命；另一方面降低了乘座品质。随着飞机结构柔性的不断增加，突风响应问题越来越不容忽视。本文针对气动弹性系统的动稳定性问题，分别采用V g法和g方法计算，并分析不同飞行速度条件下，各阶模态对颤振稳定性的影响。并针对离散突风建立数学模型，分别采用傅里叶变换，时域法和混合法三种不同方法建模。突风响应减缓可有效抑制飞机由于离散突风和紊流引起的附加过载。如今，大型民用飞机普遍装备了突风减缓伺服控制系统。本文以某民机为研究对象，基于飞机结构动力学方程和非定常空气动力学模型，建立了弹性飞机在突风作用和控制面偏转联合激励下的开环气动弹性方程。引入坐标变换，建立了飞机刚体模态对应的广义坐标与飞行动力学运动变量之间的关系，从而实现了气动弹性方程与飞行动力学方程的融合。本文以副翼和升降舵为突风减缓控制面，设计了两种控制方案；并针对离散突风和连续突风，分别设计了相应的控制律；根据仿真结果，评价控制方案。