近些年来,高空、长航时无人机在军民用领域都得到了广泛的应用。这类无人机的机翼大多具有结构质量轻、结构柔度大、展弦比大的特点,导致机翼在气动载荷作用下会产生较大变形,相较未变形状态存在明显几何差异,因此导致传统的基于线性假设的气动弹性分析方法不再适用。另一方面,虽然结构变形较大,但其内部的应变仍是微小的,应力-应变关系仍为线性。这种“大位移”、“小应变”的特点,就是一种结构几何非线性问题。几何非线性效应对大展弦比机翼气动弹性的影响是当前理论研究的热点,对于梁式结构机翼,可以将其假设为一根弹性梁,采用非线性梁理论与气动力模型耦合可以对其进行气动弹性分析。但对于复杂结构机翼,这种完全非线性的分析方法很难适用,可以利用在静平衡位置处动力学线性化的方法对其进行非线性气动弹性分析。除了理论方法的研究,风洞试验对观察和研究大变形下非线性气动弹性的现象、机理以及验证理论方法的准确性也有着至关重要的作用。首先,利用在静平衡位置处进行动力学线化的方法,结合定常\非定常气动力计算的涡格法、偶极子格网法建立了考虑几何非线性的机翼颤振分析方法。利用这种方法分析了机翼承载后产生的大变形引起的几何非线性效应对机翼固有振动特性和颤振特性的影响。其次,本文根据在静平衡位置处进行动力学线化的方法、针对SHDF低速风洞的性能参数设计了大展弦比柔性机翼模型,建立了考虑几何非线性的机翼颤振风洞试验方案。对设计模型进行气动弹性分析,表明几何非线性会显著影响模型的固有振动特性和颤振特性,使得模型一阶扭转模态频率明显下降且具备了水平弯曲运动分量,水平一弯模态频率明显增大且具备了扭转运动分量,模型临界颤振速度和颤振频率相较线性情况均有明显下降。最后,对制作的机翼模型进行线性和非线性地面振动试验,线性情况下机翼结构动力学特性和有限元模型计算值吻合良好,非线性地面振动试验结果表明机翼一阶扭转模态频率随载荷值增加而减小,水平一弯模态频率随载荷值增加而增大,且两者互相耦合具有了对方的运动分量,验证了理论计算得到的几何非线性效应对机翼振动特性的影响。