随着现代战争以及未来高新技术战争的发展需要，先进的战斗机，战术导弹往往需要在大攻角状态下进行机动飞行，而此时需要解决的一个关键问题就是大攻角状态下伴随而来的对飞行器有很大安全隐患的侧向力。本文以此为研究背景，以在大攻角状态下消除以及连续控制侧向力（通过改变前体涡的不对称程度来连续控制侧向力的大小和方向）为研究目标，利用了双出口合成射流激励器为技术手段，进行了前体涡的主动流动控制研究。通过大量的风洞实验证明，实现了大攻角下细长旋成体侧向力的消除和前体涡的连续控制，为前体涡的主动流动控制及有效利用提供了一种简单可行的新方法，这种方法无需改变飞行器的外部造型，无需复杂的机械结构，利用很小的能量输入就可以得到很好地控制结果。　　本文首先设计了一个双出口合成射流激励器，利用总压管测速的技术手段，在不同参数条件下，对激励器左右两侧出口的射流特性进行了标定，得到了不同控制参数下激励器的出口射流平均速度的变化特性。随后将此激励器应用在前体涡的连续控制中，利用了六分量杆式天平测力技术、动态压力测量技术、七孔探针流场测试技术以及PIV流场测量技术等技术手段，进行了大量的风洞实验。通过天平测力结果、壁面压力测量结果、流场测试结果对不同激励器参数对前体涡的不同控制效果进行了对比分析，研究结果表明：利用双出口合成射流激励器可以有效控制前体涡，并且可以通过改变激励器输入信号的占空比来连续控制侧向力。