本文以现代大攻角飞行器前体非对称背涡产生的随机侧向力导致飞行器出现的复杂运动现象为研究背景,以一个尖拱形的细长旋成体模型为实验研究对象,以风洞模型试验为主要研究手段,研究大攻角细长体的尾流场非对称背涡的空间结构。应用七孔探针定量测试技术,在低速风洞中,详细地研究了零侧滑条件下细长旋成体在典型大攻角情况下背风区附体和离体涡系的空间演化规律,加深了对细长旋成体背风区不对称涡系的空间模型以及涡系之间的相互干扰作用的认识。 从影响非对称流动形成的因素着手,运用模型测力、模型表面测压、空间流场流动显示和定量测量等多种实验技术,研究了来流小扰动和前体头尖部的细微不对称对非对称背涡和侧向力的影响规律,提出了“扰动组合”的概念。解释了模型背风区为双稳态流动时,侧向力随模型前体滚转角变化为迟滞环曲线特性的形成机制。在此基础上提出了一种新的非对称背涡控制的方法,七孔探针和PIV定量的流场测量结果显示,在细长旋成体头尖部施加非定常小扰动控制下非对称背涡变成了对称涡。测力试验研究结果表明,该方法在细长旋成体侧向力产生的大攻角范围内都可以有效的消除侧向力。 在理解非对称背涡特性的基础上,研制了一种新的大攻角侧向力的控制技术,除了进行侧向力的消除控制以外,能以很小的能量输入将大小和方向随机变化的侧向力加以精确控制,使其变成有利于飞行控制的气动力矩,达到变不利为有利的目的。 最后,利用以大攻角细长旋成体侧向力的控制技术,研究了在DBM01标准全机模型上的侧向力控制规律,验证这种控制方法的有效性和先进性。