间隙非线性广泛存在于航空飞行器结构之中,如飞机副翼,襟翼和升降舵。间隙作为一种集中非线性,会使得飞行器在飞行过程中出现特殊的动力学现象,如极限环振荡,嗡鸣等;其中翼、舵的大幅极限环振荡将影响飞行器的操纵稳定性并可能造成疲劳破坏。在工程应用中,往往忽视间隙采用线性方法进行强度设计和气动失稳预测,得到的分析结果偏于保守。然而,存在的制造、安装误差和工作磨损又使得间隙不可避免地出现。因此,为了提升飞行器的极限性能、准确的进行控制律设计和对生产精度提出要求,有必要考虑间隙非线性的准确建模问题和探讨间隙参数的影响。本文以某战术导弹的折叠控制舵面为对象,研究间隙非线性对舵面的振动特性和气动弹性的影响规律。首先,对存在间隙的铰接折叠舵面进行地面振动试验研究和非线性建模方法研究。通过对预紧线性舵面进行模态试验,获得模态参数,作为建模准确性的依据;接着调节间隙和振动量级,通过振动台进行基础激励,获得折叠舵面的非线性动力学特征。地面振动试验表明间隙的引入会使得结构响应产生诸多非线性现象,如随机激励下原第一阶弯曲模态消失、扫频实验的正反扫差异、频响跳跃等。非线性的影响主要是体现在一阶弯曲模态的振型和频率改变,增大激励量级和减小回转间隙都会使得第一阶共振峰频率、峰值增大并逐渐接近预紧舵面的第一阶频响。接着,建立折叠舵面的有限元模型,利用MPC等效铰接链接,采用Craig-Bampton子结构模态综合法、整体混合坐标降阶方法对舵面进行动力缩聚,线性部分直接缩减用模态坐标代替,而模拟间隙接触部分的自由度作为物理坐标保留下来。两种方法都能建立较为准确的模型,但后者可以大大缩小模型规模和简化流程。对于铰接部分,探究了不同的接触理论模拟实际结构运动过程中的碰撞和接触的应用,最终选择分段线性刚度作为本文的间隙模型。比较了Henon-RK4和-Bathe算法计算非光滑系统的精确性,Henon-RK4具有更高的精确性和计算效率,但暂时只适用于自治系统。通过-Bathe两子步算法计算基础激励下该结构的动力学响应,重现了实验中的现象,验证模型的准确性;探索了不同接触刚度、间隙大小参数、结构阻尼对结构动响应的影响。对于模型中的间隙的大小参数采用基于冲激响应检测方法进行识别,刚度参数通过对实验测得的预紧舵面模态参数使用Model Updating方法进行识别。接着,在准确的结构动力学模型基础上,将结构和气动力耦合,进行气动弹性分析。利用基于线性化势流理论的偶极子网格法进行气动力计算,通过无限板样条插值进行结构变形和气动力之间的传递,建立考虑间隙非线性和三维气动力的折叠舵面气动弹性方程;分析了间隙大小、接触刚度、结构阻尼对气动稳定性的影响。结果表明,随着飞行速度增加,结构会出现衰减振荡、极限环振荡、最后发散。由于俯仰和扭转模态频率差降低,连接刚度增大会使得颤振速度减小,间隙的引入会提高发散速度,但是具有提升上限;结构阻尼的增大会提高颤振边界,同时会在发散速度之前引入极限环运动,不同的初始扰动条件下间隙舵面气动弹性响应的稳定性不同。