作为国防之利器,集超隐身能力、超音速巡航能力、超机动能力和超视距作战能力于一身的先进战斗机备受各大军事强国的青睐。在未来的空战尤其是近距格斗中,先进战斗机的超机动性仍是决定战斗胜败的关键因素,因此对于过失速机动的研究仍将是国内外研究的热点。先进战斗机在大迎角机动飞行时,流经其机体的气流经历了附着流、旋涡流、涡破裂直到分离流的变化过程,产生了具有严重的非线性、耦合性和迟滞性的非定常气动力。如何建立大迎角飞行时精确的非定常气动力模型,如何在考虑这些气动特性的基础上实现冗余的气动舵面和推力矢量喷口的协调控制,是先进战斗机研发过程中亟待解决的问题。本文基于一套先进战斗机缩比模型的大幅振荡风洞试验数据,系统全面地分析和研究了先进战斗机大迎角气动建模和协调控制等关键问题,完成了单轴大幅振荡和双轴耦合大幅振荡下的非定常气动力建模、飞机数学建模及自然特性分析、协调分配方法、非定常气动力作用下大迎角控制方法等研究。本文研究内容涉及航空领域气动和控制交叉学科,为先进战斗机大迎角飞行控制提供了理论研究基础,主要创新点和工作如下:(1)提出了一种单轴振荡下改进的非定常气动力模糊逻辑建模方法。基于大幅振荡风洞试验数据分析结果,借助二次型隶属度函数将迎角、侧滑角、迎角导数、迎角二阶导数和缩减频率等作为模糊输入变量,将基于模糊规则得到的气动系数作为模糊输出变量。该方法将回代法和牛顿迭代法相结合,可同时确定模糊逻辑模型结构和参数,具有较高的建模精度。(2)提出了双轴耦合振荡下非定常气动力的建模方法。针对气动参数严重的非线性、耦合性和迟滞性等现象和风洞数据样本大的特点,设计了一种基于交叉验证方法的最小序列优化-支持向量回归(CV-SMO-SVR)的非定常气动力建模方法,在分析风洞数据的基础上选择了合理的模型输入变量、核函数以及输出变量,利用大样本训练获得了准确的非定常气动力模型。为了提高非定常气动力模型预测速度,设计了一种基于改进极限学习机(ELM)的双轴耦合非定常气动力建模方法,并证明了该方法的收敛性。仿真结果表明了双轴耦合非定常气动力建模方法具有精度高、预测速度快、通用性强的特点。(3)针对飞机大迎角飞行时操纵面操纵系数的非线性和操纵面间的气动耦合等问题,提出了一种基于舵面位置反馈的非线性分配方法。该方法从期望三轴力矩系数中除去上一拍舵面偏转产生的二次项和耦合项等力矩系数,将耦合非线性分配问题转化为线性分配问题,利用线性分配方法求解舵面偏转值,避免了已有非线性分配方法计算量大和实时性差的难题。证明了该方法的稳定性,并分析了该方法在实际应用中的可行性。通过与其他方法的仿真对比以及MATLAB xPC Target实时系统的仿真验证,突出了该方法精度高、实时性好、易于工程实现的优点。(4)针对非定常气动力作用下常规动态逆方法的控制误差,提出了一种基于改进动态逆的大迎角控制律设计方法。根据奇异摄动理论,设计了时标分离的动态逆控制律,在快回路中加入积分环节提高了控制精度,在较慢回路加入了滞后校正环节改善了非定常气动力造成的较慢回路相位滞后现象。完成了单轴振荡和双轴耦合振荡非定常气动力作用下飞机大迎角机动仿真验证,仿真结果表明所提出的改进动态逆方法具有控制精度高且无相位滞后的优点。(5)提出了一种非定常气动力作用下基于径向基函数(RBF)网络补偿的反步大迎角控制律设计方法。将非定常气动力引起的建模误差等效为角速率回路和气流角回路模型的不确定性,利用RBF网络逼近模型不确定项。基于反步法分别设计了具有不确定性的角速率回路和气流角回路的控制律,给出了RBF网络更新规律,并证明了该控制律下闭环系统的稳定性。结果表明所设计的控制律控制精度较高,可准确消除非定常气动力影响。