本文针对新一代战斗机大迎角可控飞行的需要,针对角速度矢量引起的非定常气动力开展了大迎角非定常风洞实验、非定常气动特性和气动力建模、相应的大迎角侧向偏离预测分析、增稳控制律设计、飞行仿真以及大迎角尾旋特性等相关问题的研究。第一部分,首先开展了大迎角偏航-滚转耦合运动风洞实验研究。通过调整实验中偏航、滚转运动的振幅实现不同偏航-滚转耦合程度的运动,从而系统性地研究了偏航-滚转耦合效应对非定常气动特性的影响。比较了实验范围内频率和耦合比对偏航、滚转力矩阻尼特性的影响。对比了动导数模型计算值与实验值的区别。结果表明,常规动导数无法准确反映不同耦合运动中横航向气动力矩阻尼特性的变化。第二部分,在上述风洞实验数据的基础上,将角速度矢量产生的非定常气动力分解为角速度矢量的模和姿态变化引起的侧滑角变化率产生的非定常量两部分,建立了一种非定常气动力(?)模型。该模型可以较好地实现对运动频率的拓展。分别使用(?)模型和动导数模型对偏航-滚转耦合运动、旋转流场下叠加单自由度偏航/滚转运动、俯仰-滚转耦合运动以及俯仰-偏航耦合运动等不同运动中的横航向气动力进行计算并与风洞实验结果进行了比较。结果表明(?)模型比动导数模型更能准确的反映这些运动中的横航向气动力矩阻尼特性。第三部分,在飞机运动方程线性化基础上进行了飞机横侧运动稳定性的近似分析,获得了基于(?)模型的大迎角侧向偏离预测准则。相比传统的横航向偏离预测判据,(?)模型不仅准确预测出了偏离迎角,还将偏离区域精确到了具体的耦合比范围内。此后,针对某飞机由于侧向不稳定引起侧滑角振荡的试飞结果进行了横航向偏离的飞行仿真,结果显示,由于(?)模型充分考虑了耦合比对非定常气动特性的影响,因此能准确反映不同运动中的侧向偏离现象,而混合模型则无法准确预测偏离迎角,同时也无法仿真出类似现象。第四部分,在前文侧向偏离动态判据的基础上,使用极点配置方法分别通过常规动导数和(?)模型设计了两套横航向增稳系统。常规动导数给出的增稳反馈增益在每个迎角下只有唯一一组。而(?)模型在每个迎角下,不同耦合比区域分别呈现的稳定和不稳定特性,计算得到了两组不同的增稳反馈系数,获得了一套“两段式”增稳系统。对超过偏离临界迎角后的定直平飞仿真显示,在实现类似飞行品质的前提下,通过常规动导数获得的增稳系统需要的控制力远大于“两段式”增稳系统。大迎角盘旋飞行仿真结果对比显示,基于常规动导数的增稳系统在较剧烈操纵时无法防止飞机偏离进入尾旋,而“两段式”增稳系统在副翼满舵或方向舵偏转较大的状态下依然能保持稳定盘旋,并且盘旋时间和盘旋半径都能准确地跟随舵偏量变化。此外,使用“两段式”增稳系统能在十分简单的操纵下实现“眼镜蛇”机动和“Herbst”机动等复杂机动动作。对“Herbst”机动仿真的结果对比表明,“两段式”增稳方法比传统方法在过失速机动中表现出了更好的“纠偏”效果。第五部分,分别使用(?)模型和混合模型进行了尾旋仿真研究,从气动阻尼特性的角度分析了尾旋过程中进入阶段、稳定阶段和改出阶段运动形成的原因,并将两种模型的仿真结果与立式风洞尾旋实验结果进行了比较。结果表明,(?)模型的仿真结果与风洞实验结果完全一致,而混合模型由于无法准确反映不同耦合比下的非定常气动特性,因此无法复现“反蹬舵”不能改出平尾旋的现象。此外,通过尾旋自动改出效果的对比可以发现,“两段式”增稳系统在改出尾旋的效果上明显优于传统增稳系统。总体而言,本文基于偏航-滚转耦合运动实验方法能比较完整地反映角速度矢量变化引起的横航向非定常气动力现象,因此基于该实验数据建立的非定常气动力(?)模型无论从气动力计算、侧向偏离预测、飞行仿真还是控制律设计方面都明显优于经典的气动导数模型,并且能通过局部线性化的方法很好地与目前工程实践中广泛应用的小迎角气动力研究方法相衔接,对我国新一代战斗机实现大迎角可控飞行具有一定的理论意义和工程参考价值。