随着人们对飞机近距格斗的进一步认识,过失速机动已经成为飞机战术性能的设计目标。飞机的过失速机动动作多为大攻角下的多自由度耦合运动,在该过程中,飞机受到的非定常气动力具有极强的耦合迟滞特性。

飞机作失速/过失速飞行时，绕流流场十分複杂，气动力具有很强的非线性和非定常特徵，常规的由静态气动力、动导数和旋转天平数据构成的气动力资料库，已不能满足失速/过失速飞行仿真和控制的需要，一种现实可行的方法是，通过一定量的动态风洞试验，建立气动力数学模型，利用数学模型预测飞行过程中任意时刻的气动力特性。

近十几年来，大迎角非定常气动力问题越来越受到航空界的关注。对于军机而言，以F－22、F－35和T－50为代表的新一代战斗机设计均将过失速机动性能作为一项重要的战技指标，通过过失速机动来获取近距空战优势，提高作战效能；对于民机而言，虽然力图避免大迎角飞行，但由于恶劣的气象条件或操纵失误等因素导致飞机进入失速/过失速状态，进而出现失控的飞行事故时有发生，威胁着航空安全。飞机作失速/过失速飞行时，绕流流场十分複杂，气动力具有很强的非线性和非定常特徵，常规的由静态气动力、动导数和旋转天平数据构成的气动力资料库，已不能满足失速/过失速飞行仿真和控制的需要，必须建立包含动态气动特性的失速/过失速飞行气动力资料库。

目前，地面试验是研究和预测飞机动态气动特性的主要手段。风洞动态试验与常规试验（静态试验、动导数试验和旋转天平试验等）有着本质的区别，这不仅体现在试验技术本身上，更体现在风洞试验与飞行动力学研究的关係方面，即风洞试验数据如何用于飞行控制系统设计、动力学分析和飞行仿真等飞行动力学问题的研究；飞行动力学问题的研究需要怎样的风洞试验数据。众所周知，静态气动力、动导数和锥运动气动力等常规气动力特性，都是马赫数、迎角、侧滑角和旋转角速度等飞行状态参数的函式，其资料库可以比较容易地通过一定量的风洞试验来建立。

整车风洞是汽车空气动力学试验研究不可缺少的实验设施．传统的航空风洞通常都是闭口式风洞，汽车风洞通常採用3/4开口式风洞．该类风洞的特点是气流在喷口边缘处形成具有较大脉动量的射流剪下层．射流剪下层所围内部区域通常称为射流核心区，该处气流较为均匀，具有较低的湍流度，是模型的测试区域．具有较大脉动量的射流剪下层撞到收集口后，部分气流以压缩波的形式从收集口上或两侧返回喷口，激发新的大涡旋产生，从而形成尖劈反馈效应，其他部分气流沿着收集口进入扩散段．可见该处流动具有典型的非定常流动特性。

非定常风洞试验

非定常模型是从多变数模糊逻辑建模发展而来,事先将横向运动实验数据用模糊逻辑原理建模,获得数学模型,然后将该数学模型作为一个函式,模型运动的参变数代入这个函式中便可获得对应状态的非定常气动力是从多变数模糊逻辑建模发展而来,事先将横向运动实验数据用模糊逻辑原理建模,获得数学模型,然后将该数学模型作为一个函式,模型运动的参变数代入这个函式中便可获得对应状态的非定常气动力。

非定常模型实际上是一种建模方法。它从根本上摒弃了线性叠加原理,并且考虑了耦合运动非定常气动力的耦合情况,这是以往空气动力模型所缺少的一项附加非定常气动力。因此,无论是小攻角还是大攻角,非定常模型计算的耦合运动非定常气动力迟滞环特徵与实验结果吻合很好,反映了耦合运动的气动特性。