现代先进飞行器在大迎角、高机动飞行中,非定常绕流与运动之间常常会出现强烈的非线性耦合效应,从而可能诱发非指令的自激运动,导致飞行失控,危及飞行安全。传统的采用常规风洞试验及计算流体力学方法建立的准定常数据库和气动力模型在小迎角、附着流的研究中应用较多,也基本能够满足型号研制需求;但对于大迎角高机动飞行状态,将难以准确预测非定常气动力和姿态的快速变化,需要在飞行器设计后期开展大量的飞行试验,发现问题并修正前期设计方案,这样将导致设计周期延长、研制费用增加,同时也增大了事故风险。近年来,出现了风洞虚拟飞行试验技术和气动/运动一体化数值计算技术,其共同特点是能够在地面尽可能地模拟飞行器的真实飞行过程,实现空气动力学/飞行力学/飞行控制的集成验证,以填补风洞试验与飞行试验之间的鸿沟。通过将基于风洞的虚拟飞行试验技术和耦合气动/运动的一体化数值模拟技术有效结合运用,将有望在飞行器设计初期阶段对气动外形、结构强度和控制系统进行更加全面的评估,减少后期飞行试验的次数,对加快航空武器的研发进度,降低研制成本,规避事故风险有着重大的意义。本文首先阐述了气动/运动及集成飞行控制律的一体化计算方法,随后针对典型高机动飞行器的气动/运动耦合问题,开展了数值模拟研究,发现了某高机动导弹在俯仰机动过程中存在滚转耦合运动现象,通过采用滚转优先控制策略实现了纵、横向的解耦控制,保证了姿态稳定,取得了与风洞虚拟飞行试验一致的研究结果,表明计算方法达到了气动/运动/控制一体化数值模拟的目的。全文共分为六章,各章的主要内容为:第一章介绍了本文的研究背景,并针对基于风洞的虚拟飞行试验技术和气动/运动一体化数值模拟技术,简述了国内外的相关研究进展,最后介绍了本文的研究工作。第二章介绍了本文所采用的数值计算方法,包括非定常流场计算、飞行力学方程求解和两者的耦合策略,以及动态网格技术等。通过对多个模块的整合,建立了气动/运动一体化并行数值计算平台。第三章采用几个典型算例,进行了数值方法的验证。其中计算了层流、湍流的平板边界层流动、RAE2822翼型跨声速流动、典型窄条翼导弹纵向气动特性,验证了程序的定常计算能力及模拟舵面运动的动网格技术;模拟了NACA0012翼型小振幅俯仰振荡和NACA0015翼型的动态深失速过程,验证了程序对动态问题的计算能力,以及DDES模型在较复杂分离流动问题方面的有效性;进行了Basic Finner导弹标模的俯仰、滚转动稳定性预测,表明了计算程序在动态问题的研究上具有一定的工程实用性。第四章首先简要介绍了在2.4米跨声速风洞建立的虚拟飞行试验技术,随后采用建立的气动/运动/飞行控制一体化计算方法,对典型导弹模型的纵向单自由度开环、闭环和俯仰/滚转/偏航三自由度耦合及其解耦的闭环控制过程开展了数值模拟,并与试验和仿真结果进行了对比分析,结果表明:计算结果与风洞试验、仿真结果基本一致;所研究的导弹模型在俯仰拉起过程中会出现滚转方向的失稳和连续振荡,从而诱发出现纵、横向的耦合运动,导致姿态失控;发展的基于滚转控制优先的多通道解耦控制方法,能够有效抑制导弹的滚转失稳行为,改善控制效果,确保导弹姿态可控。第五章进一步探索了DES类方法在气动/运动一体化计算中的应用。采用基于S-A模型的DDES方法,对翼身组合体模型自由摇滚运动开展了模拟,并与URANS方法所得结果以及风洞试验结果进行了对比分析,结果表明,DDES方法与URANS方法相比,更容易模拟得到与试验结果接近的摇滚现象,展示了DES类方法的应用前景。第六章对全文的研究内容进行了回顾和总结,指出了一些存在的不足,并提出了关于今后研究方向的一些思考。