机翼是飞机最主要的气动升力来源。飞机在起飞、降落或其他特殊情况下需进行大迎角飞行,此时原本附着在翼面上的气流可能由于无法克服逆压梯度而发生流动分离。流动分离会造成噪声增加、机体振动、舵效下降。严重的气流分离会导致飞机失速,极大影响飞行安全。因此有必要对机翼分离流进行流动控制。　　以旋涡发生器为代表的被动控制手段虽然结构简单价格低廉,但其不能适应不同工况、巡航状态下产生废阻的缺陷限制了其发展。而主动控制手段通过“主动”的能量注入和调节,可针对飞行器不同飞行状态进行最优化控制,因此越来越受到业内的重视。本文采用一种新型主动控制技术—合成射流对NACA633-421机翼模型进行分离流控制研究。　　首先从传统的展向平直狭缝出口合成射流出发,对比两种不同后偏角出口(直出口及30°斜出口)对机翼分离流的控制效果差异。天平测试结果表明:斜出口可有效提升机翼最大升力系数及升阻比,在激励器最大能量比下可使机翼升力系数提高11.52％;而直出口在推迟失速方面表现更优,可使失速迎角推迟2°。对射流与主流作用下的流场结构进行了PIV测试研究,结合边界层测试结果,得到了二者不同的控制机理:前者基于展向旋涡对气流的诱导掺混作用,后者直接向边界层进行动量注入。　　在对传统出口的研究结果基础上提出基于流向旋涡的流动控制的设想,设计了4种新型出口形式:八字出口、微型八字出口、锯齿出口以及流向狭缝出口。测试结果表明,相比于传统出口,八字、微型八字和锯齿出口在推迟失速方面具有显著的优势,分别可推迟失速迎角3°、3°和4°,但4种新型出口在提升升力系数方面均不及斜出口。对新型出口合成射流与主流作用特性进行了PIV测试,获得了各自的流向涡结构特点。　　针对斜出口在提升最大升力方面和八字出口推迟失速迎角方面的优势,提出了“出口组合”的概念。通过对前八后斜和前斜后八两种组合形式出口的研究,发现前者控制效果与八字出口相似,而后者是斜出口和八字出口各自控制优势的一个折中。　　最后,利用主动控制的优势,在机翼分离流闭环反馈控制方面进行了初步的探索。设计研制了一款可用于反馈控制的单片机控制系统,通过监测机翼后缘多点压力系数的斜率,实时判断是否发生流动分离并调整激励器的工作状态,最终成功实现了机翼分离流的反馈控制。