La tecnología actual para evaluar el comportamiento aeroelástico de las estructuras aeroespaciales se basa en el acoplamiento escalonado entre solvers estructurales y aerodinámicos linealizados de baja fidelidad, que tiene limitaciones inherentes, aunque ha sido probado y confiable fuera de la región transónica. Estas limitaciones surgen de las suposiciones en la formulación de la aerodinámica linealizada y de la menor fidelidad en la descripción del campo de flujo que rodea la estructura. La validez de la aerodinámica de baja fidelidad también se degrada rápidamente con la desviación de una forma aerodinámica típica debido a la inclusión de varios dispositivos de control, huecos o discontinuidades. A medida que las alas innovadoras tienden a volverse más flexibles e incluyen una variedad de dispositivos de transformación, se espera que el uso de aerodinámica linealizada de baja fidelidad en el análisis aeroelástico tienda a inducir niveles más altos de incertidumbre en los resultados. Una solución obvia a estos problemas es utilizar aerodinámica de alta fidelidad. Sin embargo, el uso de aerodinámica de alta fidelidad incurre en un costo computacional muy alto. Varias formulaciones de modelos de orden reducido han mostrado resultados prometedores en la reducción del costo computacional. En el presente trabajo, se obtiene el comportamiento aeroelástico estático de tres problemas aeroelásticos característicos utilizando tanto un esquema acoplado escalonado tridimensional completo como un modelo de orden reducido basado en series de Volterra en el dominio del tiempo. Se destaca la capacidad del modelo de orden reducido para mantenerse válido en un amplio rango de presiones dinámicas alrededor de un número de Mach específico (y régimen de número de Reynolds si se considera el flujo viscoso) y la capacidad de modificar parámetros estructurales como las razones de amortiguamiento y las frecuencias naturales.