近年来,通过控制操纵面的转动来进行颤振主动抑制,是一种可望应用于实际工程中的控制方法。随着研究的深入,在各种类型机翼的颤振主动抑制中,控制系统存在的饱和问题、非线性反馈问题和系统参数波动等问题,给传统的控制理论带来了新的挑战,值得深入研究。本文通过数学建模,理论分析和数值仿真相结合的方法,研究了典型三自由度二元翼段的输入饱和控制,带前后缘控制面的四自由度二元翼段反馈线性化自适应控制和多控制面大展弦比平直机翼的次最优控制与鲁棒控制问题。论文的主要研究工作如下:(1)对存在分段线性刚度的二元翼段气动弹性系统,进行规范化后,解耦出一个二维不稳定子系统和一个稳定的六维子系统。通过求解逆系统轨迹等方法,分析了不稳定子系统存在输入饱和时的最大吸引域问题,结合原系统吸引域的大小设计了保守性低的输入饱和控制律,讨论了控制性能,并进行数值仿真验证。(2)对有前后缘控制面的二元翼段,首先,推出考虑气动力模型为建模主要摄动变量的非线性气动弹性系统方程,采用反馈线性化的方法求得输入反馈。其次,考虑控制系统存在气动压力参数摄动的情况,推出了基于Lyapunov稳定意义下的自适应反馈控制律。最后,通过数值仿真验证了其颤振抑制效果。(3)基于结构动力学、Theodorsen非定常气动力模型、片条理论和模态截断方法建立了包含两个不连续控制面的大展弦比平直机翼气动弹性方程。分析了机翼的颤振临界速度和气动弹性变形,并设计了颤振次最优控制律。仿真结果得知,次最优控制律可以有效抑制机翼的颤振,在机翼振型取低阶截断时,理论上颤振临界速度能提高12.3%以上。(4)针对大展弦比平直机翼气动弹性方程,分析其各种摄动的来源。当作动器建模方程和沉浮阻尼、扭转阻尼等参数存在不确定性时,研究了鲁棒μ控制器的设计问题。大量的仿真表明,μ控制器可以有效地抑制机翼的颤振,并且当模型取二阶模态截断时,理论上,μ控制器可以将颤振临界速度提高9.9%以上。