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飞行器抖振为非线性气动弹性问题。大迎角飞行时，机翼、机身前缘的分离涡破裂产生的尾流会诱导尾翼抖振；跨声速激波附面层的相互作用会诱导机翼抖振。飞行器进入抖振后，将会对飞行器性能产生严重影响。本文研究了大迎角三角翼前缘涡破裂诱导垂尾抖振和跨声速翼型激波抖振问题，分析和揭示了不同来流条件下抖振发生的机理，在此基础上，研究了采用纳秒脉冲等离子体激励器实现对激波抖振主动控制的可能性。 在大迎角三角翼前缘涡破裂诱导垂尾抖振研究方面，首先通过计算和实验相结合的方法得到了垂尾模型的固有频率和各阶模态。然后在风洞实验中，使用激光片光烟流场显示技术，得到了三角翼在风速30m/s下，各迎角的前缘涡结构及破裂情况；使用加速度传感器和动态激光测距仪测量了垂尾翼根和翼梢的抖振响应；使用热线风速仪测量了垂尾翼根和翼梢位置的脉动速度分量。结果表明，垂尾抖振的产生与前缘涡的破裂有着密切的联系，前缘涡破裂后产生的高湍流度的尾迹将垂尾裹挟其中，是垂尾抖振的直接原因；抖振边界不仅与前缘涡是否破裂、破裂程度有关，还与尾迹的扩散范围有关。前缘涡破裂后的尾迹包含许多不同尺度的涡结构，其中的低频成分与垂尾的低频振动模态产生了共振，诱导了抖振的发生，其抖振频率与垂尾的固有频率一致，垂尾抖振只集中在低频振动模态上。在国内首次发现了垂尾振动模态与前缘涡破裂后的尾迹包含的不同尺度的涡结构之间的频率响应关系，具体表现为涡破裂后，在较小迎角下，尾迹对垂尾的高频振动模态的激励较为明显，在较大迎角下，尾迹对垂尾低频振动模态的激励加强了。 在国内首次针对NACA0012翼型和SC(2)-0714超临界翼型在跨声速风洞中开展了翼型抖振问题研究。首先，通过测量模型上表面风洞侧壁脉动压力的方法，研究了NACA0012翼型的跨声速抖振特性，得到了NACA0012翼型零迎角下的跨声速抖振特性以及马赫数0.8和0.6下的大迎角抖振特性。重点研究了马赫数MexP=0.80-0.89条件下的抖振特性，结果表明，抖振起始马赫数为0.88，抖振频率随马赫数的增加而增加，抖振振幅随马赫数的增加而减小。其次针对SC(2)-0714超临界翼型，在其上下表面布置了多个动态压力传感器，在跨声速风洞中，对其抖振问题进行了深入系统的研究，给出了翼型跨声速抖振边界与抖振频率等参数，揭示了翼型跨声速抖振变化规律。并以Mexp=0.78，Re=5.0×106，α=3.5°情形下的实验结果为例，验证了Lee提出的翼型跨声速激波自激振汤模型。 本文从控制机理出发，在国际上首次通过实验与计算相结合的办法，研究了单次纳秒等离子体放电产生的激波的特性。使用纹影仪、动态压力传感器和PIV系统，对激波的传播方式、压力变化和激波诱导的流场进行了研究。结果表明，纳秒脉冲等离子体放电产生的激波实际上是一种小型爆炸波，其强度取决于激励电压。激波产生的冲击扰动(压力和诱导速度场）仅仅出现在很小的范围内（1mm)，并且只持续了几微秒。此外，对一个脱体激波和一个附体激波在使用ns-DBD等离子体激励器下的流场进行了数值模拟，结果表明，ns-DBD等离子体激励器产生的激波对超声速条件下的激波有明显的控制效果，说明ns-DBD等离子体激励器产生的激波有足够的强度，很有潜力将其应用在翼型抖振控制中来。