可变体飞行器的主要目的是为了追求飞行过程全阶段气动性能的最优化。因此，认识和把握可变体飞行器气动特性与规律，不仅能体现变形的价值内涵，而且也为变形实现途径提供方向性的指引。计算变形机翼结构的气动力需要结合变形机翼本身的机构变形特性，通过分析结构的动力学特性将进一步推动变体飞行器中气动力计算的发展。　　本文主要研究了不同变形机翼结构的气动力计算及非线性动力学分析，推导了在理想不可压流体来流条件下，利用Kutta-Joukowski升力定理、薄翼型理论，将翼面上的边界条件和压强系数线性化，计算中弧线的作用，得到翼型的环量分布，推导出定常气动升力的解析公式。将上述得到的气动力作用在变形机翼结构上，从理论上分析了变形机翼的气动性能。考虑Von Karman几何大变形，应用Hamilton原理建立了在亚音速气动力载荷作用下变形机翼结构的非线性动力学模型。运用Galerkin法对变形机翼结构的非线性动力学方程进行二阶离散，利用数值方法分析了变形机翼结构在特定参数条件下的非线性动力学行为。　　论文的研究内容分为以下几部分:　　(1)变形机翼结构亚音速气动力的计算:在理想不可压流体来流条件下，利用Kutta-Joukowski升力定理、薄翼型理论，推导出变形机翼定常气动升力的解析公式，得到作用在伸缩机翼和Z型折叠机翼上的气动力表达式。　　(2)伸缩机翼动力学模型的建立:将伸缩机翼简化为轴向可外伸的悬臂金属薄壳，考虑薄壳受到亚音速气动力的作用。基于一阶剪切变形理论、von Karman大变形理论、利用Hamilton原理建立了结构的非线性动力学控制方程。然后对伸缩机翼结构的非线性运动方程进行无量纲化，得到无量纲形式的动力学方程，通过Galerkin方法对轴向可外伸的悬臂金属薄壳结构的偏微分方程进行二阶离散得到两自由度的非线性动力学方程。　　(3)通过数值方法分析亚音速气动力作用下伸缩机翼结构在外伸过程中的非线性振动响应。通过波形图、相图、频谱图、以及分叉图等描述系统的非线性动力学行为，分析了外伸速度和扰动速度对结构非线性振动特性的影响，结果发现外伸速度和扰动速度的变化会引起外伸薄壳结构运动稳定性的变化，出现周期运动与混沌运动间的转变。　　(4)将Z型折叠机翼结构简化为三块以刚性理想铰链相连接的碳纤维复合材料层合板，基于经典板理论，von Karman大变形理论，利用Hamilton原理建立了在亚音速气动力作用下的Z型折叠板结构的非线性动力学模型。通过理论分析及已有文献的有限元分析结果，选定Z型折叠板结构的模态函数，对结构的非线性运动方程进行无量纲化，通过Galerkin方法对Z型折叠板结构的偏微分方程进行二阶离散，得到Z型折叠板六自由度的非线性常微分方程。　　(5)通过数值方法研究Z型折叠机翼结构不同折叠角度下的波形图、相图、庞加莱截面和分叉图等，分析在一定的气动力作用下不同的折叠角度对系统非线性振动响应的影响，结果发现折叠角对结构的动态稳定性有着重要的影响。在一定的参数条件下，当折叠角度在30度到135度这个范围内时，系统可以达到一个相对稳定的状态。当折叠角度为90度时，系统处于最稳定的状态。折叠角小于90度时系统的动态特性相对于折叠角大于90度时更为稳定。