随着现代航空航天技术研究的深入,以及实际作战的需要,飞行器运动特性由线性逐渐拓展至非线性范围。当飞机在进行大攻角机动时,将发生显著的气流分离和涡破裂现象,此时气动力会呈现出较强的非线性、迟滞特性,整个飞行器的运动也具有高度的非线性分叉现象,因此常规的飞行动力学小扰动线化分析方法将不能完全用于上述飞行器的分析中。本文从非线性飞行动力学的角度出发,分别对大攻角非定常气动力建模和非线性动力学特性分析进行了全面的研究。具体工作包括:(1)从拟合的角度,利用多变量非线性正交多项式方法,建立了大攻角下俯仰、偏航以及俯仰偏航耦合的非定常气动力模型,并与传统的多项式模型进行了对比。该方法简洁高效,不需事先确定模型结构,并且可以建立全局气动模型,因而具有广泛运用的基础,为后续飞行器设计和分析带来了极大的方便。(2)对分支分析和突变理论方法(Bifurcation Analysis and Catastrophe Theory Methodology-BACTM)进行了介绍,利用MATCONT软件对机翼摇晃这一现象进行分支分析,得到了系统的稳定特性以及Hopf分支点,全面揭示了系统的非线性动力学特性。同时,针对某飞行器的纵向进行了分支分析,通过该改变固定控制参数,得到了其变化对平衡曲线的影响,为飞行器参数设计带来了一定的指导意义。(3)对具有典型乘波体结构的吸气式高超声速飞行器的纵向进行了稳定性分析。利用空气动力学相关理论分别得到了飞行器的气动力和推力数据,并进一步计算出弹性模型中的模态和广义力。通过扩展分支分析方法得到了系统的平衡曲线,分析发现系统此时由于重心位于压心之前所有的平衡状态都是静不稳定的。同时,当飞行器处于高空巡航平衡状态时,根据本文建立的弹性模型发现,由二维机身弹性引起的攻角变化很小。