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,以细长旋成体和BMA-01标准模型为实验研究对象,以风洞模型试验为主要研究手段,采用模型表面测压和测力技术,详细的研究了侧向力随着攻角和滚转角的变化规律。通过对细长旋成体的测压试验,研究了大攻角侧向力随滚转角的变化特性。试验过程中,通过旋转模型的头尖部来改变模型的滚转角。并在此基础上在模型的头部粘贴小扰动片和在模型两侧粘贴转捩绊绊,研究头部小扰动片和转捩绊线对侧向力的影响。研究结果表明:模型侧向力随滚转角的变化存在两种形态:连续变化和双稳态,在40°<α<50°范围内,呈现连续变化,在α>50°范围内,呈现为双稳态。在本次试验中,发现一个特殊的临界状态:模型在α=50°时,沿着轴向,侧向力随滚转角的变化存在着连续变化状态、过渡状态和双稳态状态。头部小扰动片可以控制侧向力的方向,而无法降低侧向力的幅值,而转捩绊线则可以大大降低侧向力的幅值。通过对BMA-01全机模型的测力试验,研究了头部小扰动、边条和这两种扰动的组合扰动对全机模型侧向力的影响。研究结果表明:头部单小扰动片同样可以控制全机模型受到的侧向力,但是由于垂尾的存在,在攻角大到一定程度后(α>45°),单扰动片的控制效率降低,侧向力存在变号,而头部双扰动片则可以很好的消除这种现象。大攻角下模型两侧的边条对称,强制模型两侧边界层分离对称依然会产生很大的侧向力,且侧向力的随机性很强。组合扰动也可以很好的控制侧向力的方向。