气动弹性问题伴随着飞行器发展的全过程,一直是飞行器设计中高度重视的问题。大展弦比机翼造成水平一弯频率下降,大变形的几何非线性效应引起了水平弯曲和扭转模态产生运动耦合,出现了机翼水平弯曲模态参与耦合的颤振型,其影响形式随水平弯曲频率与垂直弯曲频率和扭转频率的接近程度而呈现不同的结果。因此对该类非线性颤振特性和设计方法的研究具有重要的工程意义。首先,建立了一种考虑几何非线性的颤振分析方法,研究了大展弦比机翼的颤振特性,分析了非线性颤振设计的可行性,在此基础上提出了简化模型——细长盒段模型,通过组合不同的水平弯曲频率和扭转频率的接近模式,系统分析了该接近模式对细长盒段非线性动力学特性的影响规律,提出了水平弯曲频率和扭转频率发生模态交换的存在条件。进一步非线性颤振分析,发现水平一弯模态参与耦合降低了机翼传统模式的颤振速度,增大水平一弯的频率有助于该类颤振速度的提高;同时在水平一弯频率和扭转频率逐步接近时,会导致机翼颤振速度显著下降,颤振型式会由水平一弯和垂直弯曲的耦合颤振转化为水平一弯和扭转耦合的颤振。然后,研究了复合材料的铺层主刚度方向角对机翼非线性振动特性和颤振特性的影响规律,提出了大展弦比机翼非线性颤振剪裁设计的新方法。结果表明主刚度方向角的变化主要引起了水平一弯模态振型的改变,一般表现为主刚度方向角从机翼后梁向后缘偏转,该阶模态的相对扭转振型节线位置向前缘移动;反之,该节线位置后移。进一步非线性颤振分析,发现水平一弯模态振型的变化引起了该阶模态参与耦合颤振速度的明显改变,主要表现为该颤振型的颤振速度随该阶模态的相对扭转振型节线位置前移量的增加而增大。通过两个算例验证了本文结论的正确性;同时研究中还发现,当主刚度方向角从机翼后梁向后缘偏转会引起翼尖产生正扭转,进一步非线性发散分析表明过大的翼尖正扭转将显著降低机翼静发散速度。总体而言,复合材料机翼主刚度方向角的设计是一个综合性设计过程,提高颤振速度与提高发散速度是相互矛盾的,为了得到一个较为满意的设计方案,必须同时兼顾结构颤振、发散等都满足设计要求。最后,探索了在大展弦比机翼初步设计阶段的一种气动弹性设计的综合优化方法,该方法包含了非线性颤振、非线性发散和静强度性能等分析功能,综合考虑了复合材料铺层厚度、铺层方向以及结构布置对气动弹性性能的影响,并将试验设计与二次响应面模型、人工神经网络等工程近似技术相结合,建立了非线性气动弹性特性和结构特性的近似分析模型,在近似模型的基础上来进行最优化设计。通过一个具体的大展弦比复合材料机翼非线性气动弹性优化问题说明了本文优化设计的可行性和有效性。