未来的作战环境越来越强调飞行器的高机动性和敏捷性。在进行快速机动时,飞行器将遭受较大的非定常气动力和显著的气动力迟滞效应,从而对飞行性能和控制都产生很大的影响。为了评估非定常气动力现象和在非定常气动力作用下的控制系统性能,一般只能采用飞行试验的办法,利用参数辨识方法辨识非定常气动力,然后或者修改飞行器布局,或者改进控制系统的设计,再进行飞行试验。如此多轮迭代,直到飞行器的飞行响应满足要求为止。这一方法主要有两个缺点:1)非定常气动力建模与辨识存在很大困难,结果的可靠性较差;2)费用高。为了适应新一代飞行器机动性能不断增长对动态气动特性预测能力的需求,避免过分依赖飞行试验技术,以降低风险、加快进度、节约经费,国外正在努力发展一种新型地面风洞试验技术和相应的数值模拟技术,即风洞虚拟飞行试验技术(VFT)和基于动网格技术的非定常流场/飞行器运动/舵面偏转控制一体化的数值模拟技术(可称为虚拟飞行数值模拟技术)。本文针对一种低可探测、非常规布局方型截面导弹,对导弹的俯仰运动及其在舵面偏转控制下的运动规律和气动力特性进行研究。首先对导弹的定常运动研究表明,该导弹是静稳定的,其平衡攻角在0°;对4°攻角的导弹,放开俯仰自由度后,导弹攻角将会减小,本文通过舵偏控制,将导弹的攻角改变到8°。实现了舵面控制的数值模拟技术。对8°攻角的导弹,初始具有较大的俯仰速率,放开俯仰自由度后,导弹仍将作上仰运动。本文通过舵偏的控制,在短时间内将导弹的俯仰速率降为零,使导弹能基本保持在8°攻角。针对控制舵与弹身存在相对运动的情况,发展了一套动网格变形技术,使局部网格在跟随舵面发生较大运动或变形时其质量能得到较好的保证。本文共分五章:第一章首先介绍了虚拟飞行数值模拟技术在飞行器飞行性能和控制性能研究中的重要性,然后介绍了国内外相关的一些研究进展。第二章介绍了本文采用的数值计算方法,包括一种新的数值离散格式AUSM+-up、LU-SGS和双时间步方法等。第三章通过一系列算例对程序的AUSM+-up格式模块进行验证,从低速圆柱绕流、跨声速翼型强迫俯仰震荡、到方形截面导弹,均体现了AUSM+-up格式的较高激波分辨率和计算效率,给出了与实验较为符合的结果。第四章首先介绍了本文针对舵面与弹体有相对运动发展的一套网格变形技术,通过应用表明,该方法能很好的满足较大的变形需要,网格质量也能得到较好的保证。然后对梯形舵导弹无舵控制的自激俯仰、有舵控制的变攻角机动和攻角保持等三种运动过程进行了数值模拟。自激俯仰模拟的结果表明该导弹是静态稳定的;而有舵控制模拟的结果表明:通过舵偏位置的改变,能成功地实现导弹飞行姿态按预定方案的改变;攻角保持的模拟结果表明:通过舵偏位置的改变,能迅速的将导弹的俯仰速率降为零,从而使导弹稳定在某一攻角上。第五章是对本文研究工作的总结,并对以后的研究工作进行展望。最后是本文的参考文献和致谢。