为了能在未来近距空战中取得优势，新一代高性能飞行器需要具备过失速机动能力，尤其是空空战术格斗导弹更要求具备超机动性能。飞行器作过失速机动时，姿态角很大，气动力的变化严重依赖于运动的历程和参数，反过来运动状态的变化又会受到气动力的牵制，气动、运动形成紧密耦合。准确预测飞行器过失速机动过程中的动态气动特性和运动现象，对了解飞行器高机动时的性能、开展高机动飞行器研制具有重要意义和价值。　　本文以风洞试验为基本手段。为能够在风洞中准确预测过失速机动过程中的非定常气动力和非线性运动现象，首先对过失速机动的风洞动态试验，从刚体飞行器六自由度运动方程和流体Navier-Stokes方程出发推导了试验相似参数和相似准则。　　为满足过失速机动的风洞动态试验要求，南航1m非定常风洞新设计研制了一套基于混联机构的五自由度动态试验机构。本文从机构架构、运动模型以及控制采集系统等角度，详细介绍了五自由度动态试验机构，并采用翼身组合体模型开展了单自由度强迫运动测力试验，以及滚转自由度释放试验，验证了五自由度动态试验机构能够满足有关动态试验要求。　　随后，运用该平台研究了高机动导弹模型的非线性滚转特性。通过自由滚转试验，预测了试验模型在不同迎角下的滚转运动现象。结果表明：模型迎角小于20°时，能够在处于“＋”形状态的滚转角位置上保持稳定；迎角在20°至30°范围之间时，模型能够在处于“×”形状态的滚转角位置上保持稳定；迎角在30°至53°范围内时，模型以“×”形状态的滚转角位置为平衡点产生滚转极限环振荡运动；当模型迎角大于53°迎角后，滚转极限环振荡运动发散成沿一个方向的转动。测力试验和非线性分叉分析表明：模型滚转动、静稳定性决定了其非线性滚转运动现象。当滚转平衡点附近同时具有滚转静、动稳定性时，模型稳定在平衡点处；当平衡点附近是滚转静稳定、动不稳定时，模型以平衡点为中心产生极限环振荡，而且振幅随迎角的增大而增大。模型有四个平衡点，振幅大于22.5°后，振荡运动发散。　　之后，运用PIV测量手段开展了包括拆件模型在内的流场结构分析。结果表明：模型大迎角下产生的非线性滚转运动是由边条翼引起的背风面不对称涡系在边条翼上产生了滚转力矩引起的。另外，模型尾舵受上游不对称涡系的影响产生横向流动，其滚转稳定性降低，促使了非线性滚转运动的产生。　　最后，采用等离子体激励器和涡流发生器对振荡运动的抑制开展了研究，发现50°迎角下产生的滚转极限环振荡运动得到了有效抑制。流场显示结果表明：激励器位于模型迎风面时能够在边条翼背风面的流场产生扰动，改善了原本不对称的流场结构，提高了模型滚转稳定性，从而抑制了极限环振荡运动。　　本文研究工作可为未来高机动导弹和飞行控制率设计提供参考。