现代战斗机为了适应高速飞行和高机动的要求，往往设计成细长机身、大后掠翼或三角翼的外形，这种外形飞行器的质量大部分集中在纵轴周围使得绕纵轴的转动惯量很小，具有较好的滚转特性。另一方面，这种外形的飞行器做低速飞行时为了保持较大的升力，必须以较大的攻角飞行，而此时翼背风面形成的分离涡由于相距很近，容易相互干扰，出现不稳定现象。因此，研究大后掠翼飞行器在大攻角飞行时的气动特性及其流场演化成为国内外研究的热点。　　 本文首先从空间离散格式、时间步长等方面出发，研究了模拟细长体大攻角绕流的计算方法；在此基础上，研究了三角翼强迫耦合俯仰滚转运动时，频率、滚转振幅角对气动特性的影响以及流场的演化过程；鉴于乘波体通常具有细长外形的特征，研究了乘波体在低速大攻角时绕流的气动特性和摇滚特性；从滚转频率和振幅出发，研究高超声速下乘波体非定常运动的气动特性，并探讨乘波体在非设计状态时的气动特性。鉴于机翼摇滚为现代飞行器常见的横侧不稳定现象，采用紧耦合流动控制方程/刚体运动方程，构造无时间滞后的多自由度耦合计算系统，研究80°后掠三角翼单自由度摇滚，并和国内外文献结果比较一致。从多自由度运动角度出发，研究了滚转/偏航，滚转/偏航/下沉，滚转/偏航/上升时三角翼的运动演化过程及其规律。