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前体涡诱导的机翼摇滚是具有细长机身的战机在大迎角下普遍出现的非线性飞行现象，机翼摇滚不仅会造成升力的损失，而且会影响飞行器的安定性和操控特性，从而严重威胁飞行安全。本文首先通过表面的测压实验给出连续态前体非对称涡的攻角区域，接着通过自由摇滚实验系统地探究了自由摇滚运动类型与头部扰动周向角的对应关系，在此基础上，又开展了连续态前体涡诱导机翼摇滚的流动机理研究，目标是要认识翼身组合体机翼摇滚与头部人工扰动的相关性及诱导机翼摇滚的流动机理。本文研究发现，在亚临界Re数、攻角30o和35o下，前体截面的侧向力系数 和机翼截面的滚转力矩系数 随扰动周向角变化一周都呈现“双周期连续态”的变化，在攻角40o下，随扰动周向角变化一周，前体截面的侧向力系数 呈现“双周期连续态”的变化，但是机翼截面滚转力矩系数的变化却呈现“双周期双稳态”的变化趋势。通过自由摇滚实验研究发现：在亚临界Re数区，当模型处在不同的攻角下，自由摇滚运动类型与头部扰动周向角有着不同的对应关系:（1）在攻角 时，将头部扰动周向角变化一周，自由摇滚运动形式有三种：偏向一侧的单极限环振荡、单极限环振荡和微振，偏向一侧单极限环振荡的方向取决于起始的滚转力矩方向。（2）在攻角35o下，将头部扰动周向角变化一周，自由摇滚运动形式有两种：偏向一侧的单极限环振荡和发散，偏向一侧单极限环振荡的方向取决于起始的滚转力矩方向。（3）在攻角40o下，将头部扰动周向角变化一周，自由摇滚运动形式有两种：发散和偏向一侧的微振，需要说明的是，其中发散的方式有振荡发散和单向发散，偏向正向还是负向微振取决于起始的滚转力矩的方向。在上述研究的基础上，我们通过全机测力实验系统地研究了40o攻角下机翼摇滚的运动-力矩特性，并对每个运动形式的形成机理进行了定性的分析。研究表明：（1）当头部人工扰动在一定的扰动周向角，模型的运动方式为发散，我们发现在发散前的运动中，前体非对称涡一直保持着同样的涡型，也就是说前体非对称涡诱导的滚转力矩系数会一直为正或负，在运动的过程中，如果机翼下截面产生的阻尼力矩不能有效地“阻止”前体涡诱导的驱动力矩，那么模型就会发散掉，也就是说模型处于一种不稳定的前体涡状态下。（2）当头部扰动在一定的扰动周向角，模型的运动方式为微振，我们发现在微振前的运动中，模型会来回振荡几个周期然后在某个平衡位置微振（滚转角 ），平衡位置附近的滚转力矩系数导数 （我们称之为局部动稳定的），正是由于此处局部稳定的力矩特性才导致模型在平衡位置附近作微小的振荡。（3） 我们还研究发现:在不同的扰动周向角下，只要是微振的运动形式，在其滚转力矩系数随滚转角变化的曲线中，平衡位置处的 都是小于0的，通过测力实验得到的 曲线和通过自由摇滚实验得到的 曲线相似，随着头部扰动周向位置的变化一周，微振的平衡位置会有正负滚转角的双周期变化，平衡位置在90o和270o附近突然跳跃，变成相反方向的微振。