中文摘要：

首先通过耦合数值求解Navier-Stokes方程与刚体飞行器运动方程，探索引起细长飞行器大攻角运动失稳的力学过程及流动机理。然后基于高阶摄动理论，发展一种分析细长飞行器动稳定性的多自由度简化数学模型，该模型方程中的非定常气动力函数，可由飞行器强迫简谐振荡状态（俯仰，滚转和沉浮等）下的风洞试验或数值模拟的气动力数据确定，为飞行器运动变量的简单非线性函数，从而可得到关于飞行器运动变量的一组封闭的非线性常微分方程组，再借助近代非线性动力学的理论和方法，分析飞行器的动态运动特性。最后，通过构造主动控制律，探讨大攻角飞行动态运动特性的主动控制方法。该研究涉及到流体力学、飞行力学数值方法及流动控制理论，属交叉学科。大攻角涡分离和涡破裂会引起飞行器多自由度耦合的动不稳定性，包含复杂的流动机理，已成为当今发展高机动性与高敏捷性军用飞机和导弹当中颇受关注的一个重要课题。

结论摘要：

通过发展NS方程数值计算方法、两方程湍流模型，数值模拟了旋成体大攻角定常流场，解释了横流马赫数在一定范围内，背风面分离涡诱导涡激波的物理机理。研究了三角翼包含俯仰和滚转两自由度的非定常分离流动，计算结果与单自由度强迫运动比较，揭示了两自由度之间的影响规律。发展了NS方程与两自由度飞行力学方程的紧耦合计算方法及基于结构和非结构网格的动网格变形技术，数值分析了飞行器大攻角飞行的多自由度动稳定特性，与单自由度结果比较，对应的振动幅值要小。建立了两自由度非线性动稳定分析的简化数学模型，分析了模型中反映两自由度相互影响的交叉项的作用。简化模型与直接耦合计算比较，提高了计算效率，且计算结果基本一致。验证了发展的简化动稳定分析模型的有效性。通过构造三角翼前缘偏转角与俯仰和滚转角速度线性变化耦合控制律，研究了两自由度动稳定性的主动控制技术。结果表明，多自由度自激动不稳定是可控的，但滚转自由度的控制系数要比俯仰控制系数取大一个量级，反映了三角翼的滚摆特性主要表现为自激滚摆运动，因此，多自由度动不稳定性简化为研究单自由度自激滚摆运动有其内在的合理性。