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现代导弹的作战环境变得复杂、恶劣，这使得导弹结构的柔性增大，气动弹性效应更加显著。这些气动弹性效应都应综合考虑到导弹设计中去，以防止出现不利的气动弹性现象。为此，目前仍处于校核地位的导弹气动弹性分析已不能满足导弹设计要求，有必要在导弹的初步设计阶段就对导弹进行气动弹性设计考虑。本文针对小展弦比翼舵的细长体导弹，开展了导弹气动弹性快速分析研究，在此基础上提出了一些防颤振设计方法。本论文的主要内容包括：在舵面颤振快速分析方面，首先阐述了舵面刚性假设条件，对于满足刚性假设的舵面可利用假设模态法推导舵面颤振方程，求得颤振速度（颤振频率）的解析表达式，此式可供设计人员在导弹初步设计阶段使用。此外，还分析了舵面颤振特性的参数影响。在全弹颤振快速分析方面，基于实验得到的单独弹体和单独舵面模态，利用子结构模态综合法得到全弹模态，进而求得全弹颤振速度。在导弹气动伺服弹性稳定性分析方面，在常规分析方法基础上提出一种用于分析弹体弹性运动对伺服稳定性影响的简化方法；同时，基于假设模态法提出一种用于计算伺服稳定性稳定裕度参数灵敏度的近似方法。在舵面防颤振设计方面，提出了舵面弯扭频率、质量分布和切角变形三种防颤振设计方法。在全弹防颤振设计方面，为快速计算全弹颤振速度，弹体、舵面分别作“均匀梁”、“均匀板”近似假设，并计算了的使用误差。在伺服稳定性方面，介绍了如何通过设计质心位置、传感器位置和滤波器参数来提高稳定性稳定裕度。