在一般的气动弹性系统中，通常假设结构是线性的，目前工程上仍主要采用线性化的计算方法来确定系统的发散，颤振等特性。然而，飞行器结构中往往存在着大量的非线性环节，这些非线性因素不仅影响系统的颤振速度，而且对其运动特性也有明显的影响。随着防空导弹高速高加速和轻质化的发展，结构柔性加大，气动弹性问题越来越突出，同时各个环节存在的非线性环节对导弹颤振速度和运动特性的影响日趋明显。为了更加准确地评估颤振速度，指导设计与分析工作，必须深入研究各种非线性环节的响应特性。非线性气动弹性问题的研究对于飞行器性能设计与分析具有重要的理论价值和现实意义，可为新一代飞行器的非线性气动弹性设计打下基础。本文针对防空导弹舵系统的折叠间隙和舵机内部的动态特性所带来的非线性气动弹性响应特征做了详细研究，讨论了舵系统设计和改进工作应遵循的基本原则，提出了一种快速有效的改进设计方法和验证手段。　　 (1)基于折叠舵系统的结构特点和模态特征，选取典型剖面，运用能量方法建立了舵系统的运动微分方程，其中包含弯曲和扭转两维间隙的非线性刚度模型，非定常气动力和气动力矩采用活塞理论计算，从而构建了适于数值分析的非线性气动弹性响应仿真方程。根据折叠间隙的结构形式，建立了弯曲间隙和扭转间隙的相对关系式，并建立了基于模态频率的刚度确定方法。算例仿真表明，在两维非线性刚度状态下，舵系统的发散速度将低于线性颤振速度，同时会导致系统在发散速度前进入极限环振荡，极限环的幅值随来流速度的增大而增大，该现象源于亚临界Hopf分叉。针对该算例的进一步仿真表明，弹性轴位置的后移将导致亚临界速度和发散速度双双下降；扭转间隙是导致系统产生亚临界颤振（极限环振荡）的主要原因。相对扭转间隙而言，弯曲间隙不会导致亚临界颤振，且有助于提高系统的发散速度。工程设计中，为了提高颤振速度和减小间隙非线性的影响，应重点关注扭转间隙的控制。　　 (2)考虑舵机内部复杂的控制环节和结构形式，深入研究了舵机动刚度特性的内涵，它不仅与系统刚度有关，还与质量、阻尼以及激振频率有关。为了研究舵机系统的非线性特性，使用框图模型描述舵机模型，使用状态空间描述舵面结构模型，利用力矩与转角的输入输出关系将二者整合起来形成舵系统模型，从而建立了考虑真实舵机模型的气动弹性仿真手段。算例仿真结果表明，在存在外界静扭矩、动扭矩或施加舵偏指令时，舵系统均会在一定速度范围内出现亚临界颤振现象（即极限环振荡），同时其颤振发散速度也会低于线性颤振速度。在存在静扭矩情况下，颤振发散速度随扭矩幅值的增大而降低，最终趋于一稳定值；而在动扭矩情况下，颤振发散速度随扭矩幅值的增大而不断降低，因此有必要在舵面设计时注意质心的调平，以避免带来过大的扰动扭矩。　　 (3)基于非线性气动弹性研究成果，结合舵系统设计的基本原则，针对工程中可能遭遇的设计改进问题，讨论认为增加配重实现质量平衡是一条较为快速有效的方法，并指出质量平衡的目标就是在舵面振动时，由操纵面的质量惯性力所产生的对铰链轴线的力矩为零。通过算例，研究了配重位置的选择原则和配重设计方法，并提出了一种通过扫频试验来测量扭转力矩或表征扭转力矩物理量的测试验证方法。进一步的分析表明，通过质量平衡作为改进的主要措施后，不仅舵系统的线性颤振速度有了明显提高，两个非线性环节均对外界扰动不再敏感，非线性影响可控，有利于系统保持稳定。