作为新概念可变体飞行器的一种，折叠翼飞行器能够通过机翼的伸展和折叠主动改变机翼面积，从而始终保持最优飞行状态，最大限度地拓展飞行包络线，可以执行不同任务，满足不同飞行环境要求。当折叠翼飞行器在不同折叠角度飞行过程中，由于机翼构型的变化引起的气动与结构的变化，会使折叠翼飞行器在不同角度下具有不同的振动特性。因此，对折叠翼飞行器不同折叠角度时的振动特性进行研究，对指导折叠翼飞行器的结构设计和安全飞行都具有非常重要的价值。本文以折叠翼飞行器为研究对象，对其进行振动实验、仿真分析和飞行试验研究，主要研究了折叠翼飞行器的振动特性、变形控制和飞行稳定性等问题。(1)将折叠翼可变体飞行器的折叠翼部分简化成折叠板结构，设计制作二折折叠板实验装置和三折折叠板实验装置，使用LMS模态分析软件，对实验装置进行锤击法模态实验，得到折叠角为0°、30°、45°、60°、90°、120°时各阶模态和固有频率。(2)使用PROE建立折叠翼飞行器机翼部分在折叠角为0°、30°、45°、60°、90°、120°状态时的三维实体模型，使用ANSYS对模型进行模态分析，对比各阶振型和固有频率，研究不同折叠角度的振动特性。(3)设计制作平直翼、后掠翼、三角翼固定翼飞行器并分别进行试飞，记录飞行结果，对比飞行性能，选择合适的改装机型。针对所选改装机型，设计制作折叠翼飞行器，并分别进行折叠翼飞行器在不同折叠角度下的飞行试验，记录飞行结果，对比飞行性能。(4)综合对比折叠板实验装置振动实验、折叠翼仿真分析和折叠翼飞行器飞行试验的结果，研究折叠翼飞行器飞行过程中的的振动特性和飞行稳定性问题，对于折叠翼飞行器的结构设计和安全飞行具有一定的指导意义。