飞翼气动布局具有雷达隐身性能好、气动和载荷效率高等先天优点,是新一代战斗机、轰炸机和民机的重要发展方向,是当前航空业界的一大研究热点。然而,与常规气动布局相比,飞翼布局飞机取消了垂尾和平尾、高度融合了机翼和机身设计,带来更加严峻的气动、控制、运动和结构等多学科耦合问题。为了能够在飞翼气动布局设计的初期开展气动/控制/飞行一体化验证与评估,从而显著加速研制进程、大幅降低探索成本,迫切需要建立一种新的基于风洞试验的建模、分析与试验技术体系。为此,本文以某飞翼布局验证机为对象,针对飞行姿态控制增稳方法验证与评估关键问题,开展了动力学建模、全局稳定性分析、飞行控制律设计和风洞飞行试验等相关研究。研究内容主要包括以下几个方面:（1）基于风洞试验的飞翼布局验证机动力学建模研究。从风洞模型自由飞相似模拟准则出发,给出飞翼布局验证机缩比模型物理特征参数,概述风洞模型自由飞试验系统的组成和原理,梳理了风洞模型自由飞环境中的建模假设和坐标系定义;在此基础上,采用“牛顿-欧拉”方法建立飞翼布局验证机六自由度和三自由度非线性动力学、运动学模型,获得配平点处的线性化、解耦状态空间模型;根据静/动态风洞测力试验数据,建立和分析了飞翼布局验证机气动特性模型;根据校准测试数据,给出发动机、舵面作动器和传感器模型。（2）基于分岔理论的飞翼布局验证机全局稳定性分析。通过与常规布局飞机进行质/惯量和气动特性对比,指出飞翼布局验证机主要在操稳性能方面可能面临的主要问题;在不同的重心位置、航向操控方式和飞行试验自由度条件下,利用带约束的分岔分析方法,计算获得可配平迎角范围内的平衡分支曲线,以及沿分岔曲线的系统局部稳定性;根据分岔分析结果,确定合理的飞翼布局纵向静稳定度范围,指出只有通过反馈增稳才能获得比较理想的闭环航向操稳性能,验证了通过风洞三自由度自由飞试验系统模拟飞翼布局验证机动力学特性和开展飞行控制律验证的有效性。（3）基于H∞理论和非线性动态逆方法的姿态增稳控制方法研究。在平衡点处,分别将飞翼布局验证机的纵向和横航向通道非线性动力学模型简化、分解为线性状态动力学、可估计的非线性状态动力学、仿射非线性控制能效和非线性估计误差之和;通过非线性动态逆将仿射非线性控制能效反馈线性化后,实现原非线性系统的线性化,进而采用具有期望参考模型的H?控制律综合方法设计飞行姿态增稳控制器;在平衡设计点附近,开展了飞行姿态控制仿真,获得了良好的指令跟踪、通道解耦和干扰抑制效果。（4）基于干扰观测器和非线性动态逆的姿态增稳控制方法研究。将飞翼布局验证机三通道耦合仿射非线性动力学模型的建模误差和阵风、紊流等外部干扰统一视为非匹配集中扰动,通过非线性干扰观测器获得集中扰动估计值,并在非线性动态逆控制器中加以补偿,从而减小系统反馈线性化误差,提高闭环系统干扰抑制能力。采用基于干扰观测器的非线性动态逆控制器,不仅在飞翼布局验证机姿态控制仿真中获得良好的指令跟踪、通道解耦和干扰抑制性能,还在自动着陆仿真中取得比较理想的效果。（5）飞翼布局验证机风洞模型自由飞验证与评估。在风洞中,构建了飞翼布局验证机气动/控制/飞行一体化验证与评估技术;采用无动力模型,开展了三自由度自由飞试验,实现了整个失速迎角范围内的稳定、可控飞行,验证了所设计飞行姿态控制增稳系统的有效性和鲁棒性;采用带动力模型,开展了六自由度自由飞试验,实现了不同风速下的稳定平飞,更加深入地验证了所设计飞行姿态控制增稳系统的性能;在风洞自由飞试验过程中,通过飞行员操纵感觉,定性评价闭环系统操稳特性;利用风洞自由飞标准激励响应历程,通过低阶等效系统拟配,定量评估闭环系统飞行品质。本文初步建立了基于风洞模型自由飞的飞翼布局气动/控制/飞行一体化验证与评估手段,可在布局设计初期支撑开展新型航向操纵舵面能效、全机全局稳定性和飞行控制增稳效果等的验证与评估,从而大幅降低飞翼气动布局设计与优化的时间和经济成本,因此具有良好的工程实用价值和型号应用前景。