本文分三个部分研究飞机大振幅运动非定常空气动力特性。第一部分为风洞实验技术;第二部分为飞机非定常空气动力特性和空气动力模型;第三部分为飞机非定常空气动力特性对机动飞行特性的影响。首先,在南京航空航天大学NH-2低速风洞研制了一套两自由度大振幅运动动态实验台。该实验台不仅能实现模型绕体轴大振幅单自由度俯仰、偏航、滚转运动,而且能实现模型偏航滚转耦合运动和俯仰滚转耦合运动,满足飞机大振幅耦合运动风洞试验的需要。通过调节耦合运动时偏航滚转运动的振幅,可以实现模型绕速度轴的无侧滑转动运动。采用几何外形相似的大中小3个三角翼模型,研究了非定常空气动力的洞壁干扰问题。研究表明,模型阻塞度为4.87%的模型,洞壁对模型法向力的最大干扰量约为4.1%。本文还研究了动导数仿真方法,运用大振幅运动风洞试验数据进行动导数仿真,并与常规动导数试验结果进行了比较。研究表明,动导数仿真方法是一种获得飞机动导数的新方法,通过实验结果对比,证明仿真数据可信。它的优点是使大振幅实验与小振幅动导数实验有机地统一为一种实验方法(大振幅非定常实验)。在上述研究结果的基础上,分析研究了BJ-1和BJ-2飞机模型的单自由度和偏航滚转耦合运动的非定常空气动力特性。研究表明,耦合运动非定常空气动力特性与单自由度运动非定常空气动力特性有质的差别,在中大迎角范围内,单自由度运动空气动力线性叠加结果与耦合运动试验结果在阻尼特性方面会出现相反的结果。同时表明,本文所研究的两种布局的飞机在大迎角耦合运动非定常气动特性方面也存在较大的差别。其次,为了能把非定常空气动力风洞试验结果方便应用于飞行器机动飞行动态特性的分析研究中,对空气动力模型和非定常空气动力建模方法进行了研究。本文采用模糊逻辑原理进行建模,该方法的优点在于建模变量不受限制,建模过程为纯数学过程,模型建立后,计算非定常空气动力简便,便于推广运用。通过对定常、单自由度非定常、耦合运动非定常气动力建模结果与试验结果比较表明,两者符合较好,建模结果能反映气动特性本质。在非定常空气动力建模的基础上,研究了大迎角空气动力线性叠加模型的适用性。研究表明,当模型迎角达到中大迎角区后,线性叠加模型不再适用。表现在叠加模型的空气动力在阻尼特性方面与耦合运动风洞试验非定常空气动力相反。最后,研究了大迎角非定常空气动力对飞行稳定性的影响。采用六自由度方程,分别运用叠加模型的空气动力和耦合运动风洞试验的空气动力进行飞行仿真,比较上述两种气动模型的仿真结果。结果表明,由于两种模型产生的非定常空气动力在阻尼特性方面有相反的结果,使得仿真结果差别很大,具体表现在,叠加模型使仿真结果趋于稳定,而非定常空气动力模型使仿真结果趋于不稳定。这一结果也解释了F-16飞机在大迎角飞行试验中出现的横向左右摆动的现象。