现在的大型运输机，大型客机及执行远程战略任务的轰炸机，侦察机多采用大展弦比机翼。飞行器使用大展弦比机翼可以有效减小能耗，但大展弦比机翼由于自身结构的细长型，在重力与气动力的作用下，会产生较大变形。机翼大变形时需考虑自身结构变形的几何非线性特征，此时要想较为准确的获知机翼的运动状态，必须建立计入几何非线性及其它非线性因素影响的机翼的结构动力学方程，再以此非线性方程为基础综合气动力的作用才能对机翼展开分析。基于以上的思想，本文的研究工作将围绕以下方面展开。1.将大展弦比机翼视为一根悬臂的Euler-Bernoulli梁，以梁截面的轴向位移，弯曲位移以及绕截面法线转动的转角作为运动变量。在Euler-Bernoulli梁的假设下结合Lagrange-Green应变公式以及刚体有限转动理论推导出梁截面的运动变量与应变的关系，并同时得到梁每一微段在变形时的动能表达式。利用Hamilton原理建立大展弦比机翼的控制方程，该控制方程是一个弯扭耦合的非线性方程。2.给出机翼的刚性截面在变形后相对于来流的位置及速度，并得到机翼在变形后的有效攻角表达式。结合准定常气动力模型给出机翼变形时每一微段的气动升力与气动力矩从而列出机翼的气动弹性动力学方程。利用Galerkin离散方法，将机翼振动的线性模态函数代入所得到的气动弹性动力学偏微分方程组，从而获得模态空间下的运动常微分方程组。3.机翼可以视为在一个变形较大的平衡位置附近作微幅振动，分析机翼的动力学特性时，将模态空间下的机翼振动方程在平衡位置附近进行线性化，以线性化后的方程组为基础探究由于变形的非线性对机翼结构的振动频率等动力学特性的影响。利用线性化后的方程在一定的来流速度区间下对机翼进行气动弹性稳定性分析，从而进一步分析结构的非线性因素对颤振临界速度的影响。在得到颤振临界速度后，在颤振临界速度附近对机翼的动力学响应进行时域上模拟。模拟结果显示当来流速度靠近但略小于颤振临界点的来流速度时，在一定扰动下机翼的运动并不会衰减，最终将变为具有一定幅值的周期运动。非线性因素改变了机翼的颤振临界速度并使机翼在颤振临界点附近的性质变的复杂。