三角翼和双三角翼一类的气动部件提供的涡升力可有效地改善大迎角过失速机动飞行性能，为现代战斗机广泛采用。然而，当迎角过大时，三角翼前缘涡发生破裂，高度紊乱的气流可能造成飞行器结构的强烈振动。本文针对三角翼大迎角分离涡破裂前的集中涡系的动态特性和涡破裂后的飞行器抖振特性，开展了一系列的数值模拟研究。主要的研究工作和结论如下：1.实现了对三角翼大迎角动态流场的数值计算，计算方法充分考虑了粘性效应造成的高次分离涡结构，并具有模拟翼面运动时的非定常流场的能力，为论文后续的各项研究奠定了基础。通过Hummel76п后掠尖前缘三角翼模型考核了数值方法对三角翼主分离涡以及粘性效应导致的二次、三次分离涡的捕捉能力，以76п后掠前翼/40п后掠主翼的双三角翼模型验证数值方法对涡-涡干扰的模拟能力。通过AGARD CT5算例考核了数值方法的非定常计算能力。2.研究了几何构型对三角翼俯仰与滚转特性的影响。数值模拟了60п后掠单三角翼、80п后掠前翼/60п后掠主翼的双三角翼、80п后掠前翼/40п后掠主翼的双三角翼和翼身组合四种外形的俯仰和滚转运动，对比分析了各外形振荡运动动态流场及气动响应变化规律，重点考察了边条、后掠角和柱状机身三种几何形状对动态流场时滞效应和气动响应时滞环的影响，获得了大量复杂流场分析结论。3.根据Volterra级数理论，发展了一种二阶非线性气动力降阶模型。利用小波压缩Volterra核，减少辨识参数个数和模型记忆长度，通过辨识二维翼型俯仰和沉浮运动的非定常气动响应，考核了方法对非线性气动力的辨识效果。在此基础上，辨识了76п后掠尖前缘三角翼振荡运动的非定常气动力和力矩系数响应。4.实现了流体/结构耦合的气动弹性时域仿真。详细阐述了耦合计算的各项关键技术，包括：流体/结构两场的松耦合方式，结构求解的模态叠加法和耦合数据传递方法。给出了气动弹性时域仿真框架，并通过气动弹性标模验证了耦合计算方法的可靠性。进一步引入滚转运动方程，形成了流体/结构/滚转运动的耦合计算系统。5.研究了涡破裂诱导的垂尾抖振特性。利用流体/结构耦合仿真程序，数值模拟了一个结构加强的垂尾在76п后掠三角翼的涡破裂流场中的抖振响应，研究了来流迎角30п和40п时涡破裂流对对垂尾各阶结构模态的激励作用及垂尾弯扭变形特性，结果表明，垂尾抖振的位移响应幅值较小，但造成了很大的加速度响应。此外，随着迎角的增加，涡破裂流频带带宽明显增加，脉动能量峰值向低频段移动，流场对低频模态的激励作用大幅增强，抖振位移和加速度响应的幅值大幅增加。6.研究了滚转运动对三角翼抖振特性的影响。利用流体/结构耦合仿真程序，数值模拟了一60п后掠三角翼在大迎角下的抖振响应，并与无粘结果比较，发现空气粘性对抖振激励起到一定的抑制作用。利用流体/结构/滚转运动的耦合计算程序，数值模拟了三角翼在滚转运动下的抖振响应，并与无滚转时的计算结果进行比较，发现滚转运动大幅增强了流场与低频结构模态间的耦合作用，增强了抖振位移和加速度响应的幅值。