现代大型飞机使用大展弦比后掠翼，同时大量采用先进结构设计和复合材料技术，使结构重量进一步减轻，结构柔性越来越大，静气动弹性问题尤为显著。为了研究大展弦比机翼的静气动弹性影响，需要开展相应的静气动弹性风洞试验。静气动弹风洞试验是采用静弹性模型进行风洞试验，在不同的风洞速压下（模拟不同飞行高度），测量试验模型弹性变形及其对气动特性的影响和变化规律，在飞行器研发中，为风洞刚性模型载荷测量数据提供静弹性影响修正依据，为地面与飞行数据相关提供依据，同时为静气动弹性数值模拟计算提供验证依据。与常规试验相比，静气动弹性试验有两个技术难点。第一，静气动弹性模型的设计与制作。第二，静气动弹性风洞试验技术与方法。静气动弹性模型设计的基本要求是模拟飞机的几何外形、刚度分布，使风洞模型的气动力特性和结构力学特性与真实飞机相似。开展高速静气动弹性模型设计技术研究对大型飞机静气动弹性特性影响测量、结构校核和优化有着重要的意义。本文采用结构优化技术，将静气动弹性模型设计转化为在给定柔度矩阵情况下的结构反设计过程。主要研究内容如下：在引言中，介绍了气动弹性问题的由来和发展，从三个方面综述了静气动弹性对飞行器气动特性影响。在第二章中，以二元翼型为例阐明了静气动弹性问题的物理本质，用量纲分析方法和物理方程建立了静气动弹性相似律，阐述了结构模型化方法在大展弦比机翼结构分析中的应用。在第三章中，给出了静气动弹性模型设计的方法和过程，地面刚度试验的原理和方法，并基于多学科优化平台Isight联合结构分析软件MSC.NASTRAN构建了静气动弹性模型结构优化设计流程。在第四章中，利用MSC.PATRAN对某大展弦比机翼高速静弹性模型进行建模，利用MSC.NASTRAN计算了其柔度矩阵，采用近似模型技术进行了结构优化设计，对模型进行了地面刚度试验，结果与目标柔度矩阵一致性表明了模型设计的方法的正确性。最后，对已有的工作做了总结，指出了存在的不足和今后的研究方向。