现代先进飞行器往往具有细长前体,大攻角条件下细长前体的背风面会形成非对称涡结构,从而产生很大的侧向力和偏航力矩,严重影响飞行器的控制品质和飞行安全。随着先进飞行器的性能提高,大攻角非对称流动问题越来越受到重视。但是大攻角非对称流动的高度复杂性使该研究非常困难,到目前为止还没有从机理上把握大攻角非对称流动产生原因;对大攻角非对称流动的研究滞后于飞行器的研制需求,目前只能在地面常规风洞中进行飞行武器的气动性能预估。但是在实际飞行过程当中,很多先进飞行器比如F-15等都遇到过风洞试验中没有预测到的大攻角横向偏离问题,这种横向偏离不仅有着突发性,且同一构型不同架次飞机的大攻角横侧特性存在很大差异。这些现象对于准确预估飞行器大攻角性能产生了较大的影响,由于地面风洞中模型尺度很小,与真实飞机实际飞行相比,雷诺数相差巨大,因此雷诺数对于大攻角非对称流动的影响研究非常必要。本文首先采用动态测力试验手段研究了大攻角非对称流动的非定常特性,深入分析了大攻角流动结构与流动特性之间的关系。利用不同缩比模型重点进行了亚临界范围内尺度效应和雷诺数效应对大攻角非对称流动的影响研究,并利用人工转捩技术模拟观察了高雷诺数对大攻角非对称流动的影响。大攻角流场内部的能量主要集中在低频范围内,高频成分引起的非定常性对大攻角流动的影响较弱;主涡对大攻角流动的影响最为明显,虽然大攻角流场沿轴向的发展属于非定常过程,大攻角非对称流动的外在表现是定常的,完全可以利用常规试验方法进行大攻角非对称流动的研究。亚临界雷诺数范围内,风速的增加了分离点处边界层提供的涡丝旋度,影响了大攻角分离涡的涡强,加快了强涡的飘起过程。强涡飘起后对于低位涡的干扰明显减弱,使得低位涡控制范围逐步增大,这种影响机制增大了大攻角流动的非对称性。在临界雷诺数范围内,流动的分离位置由θ＜100°推迟到了θ≈140°处;流动的非对称性主要是由于两侧边界层状态的不对称造成,侧向力很低。在超临界范围内,流动非对称由非对称涡以及非对称边界层流动的综合作用形成。分离涡、两侧边界层流动以及侧向力均对于雷诺数不敏感。