尖拱形头部特征的飞行器大攻角飞行与机动动作时,在头部将产生非常复杂的非对称旋涡流动,进而诱导产生较大的侧向力与偏航力矩,而此时舵面失效,飞机的横航向稳定性变差极有可能失控或进入尾旋造成飞行事故。因此关于飞行器大攻角飞行与机动动作时头部非对称涡气动特性如何;以及如何连续有效控制头部非对称涡（前体涡）,包括前体涡处于双稳态状态以及动态运动状态时的控制;以及能否通过控制前体涡来改出尾旋、提高飞行器机动性等是本文的研究的重点。合成射流技术具备响应快、零质量流率、结构与操作简单,重量轻等优势,在主动流动控制中被广泛的应用。本文设计了双出口合成射流激励器,进行了不同电压、频率及占空比参数时激励器射流特性的研究,以及细长旋成体静态与动态运动时该激励器对前体涡的控制研究;控制前还进行了细长旋成体静态、动态俯仰振荡与自由圆锥运动时气动特性的研究。本文的主要结论如下:1.基于传统合成射流控制技术,本文提出了交替产生非对称合成射流的控制方案。研究表明双出口合成射流激励器交替产生射流并伴随着涡量与动量的交替产生;激励器具有频率选择特性,共振频率时射流时均速度最大;不同占空比激励时能够形成不同非对称程度的流场分布。2.在较宽的攻角范围内,包括双稳态区,双出口合成射流激励器对前体涡具有较好的控制效果,能够实现细长旋成体侧向力的连续比例控制。控制改变了前体涡双稳态属性,不同频率控制时形成了不同的分布状态:低频控制时形成了前体涡在双稳态之间非定常切换的状态,此时摆动的前体涡完全跟随激励器交替产生的射流;中频控制时由于背涡切换时间小于双稳态转换的时间,形成了前体涡小幅摆动状态;高频控制时,形成了前体涡的准定常对称分布状态。与传统的控制方法不同,双出口合成射流激励器控制连续改变了前体涡的摆动平衡位置,而非调节前体涡在两个稳态上停留的时间比。3.尖拱头部细长旋成体大幅俯仰振荡时会形成侧向力与法向力的迟滞现象,并且迟滞受俯仰角范围与减缩的频率影响较大。根据PIV测得的流场信息可知,细长旋成体动态运动时,背涡的强度、空间位置、涡破裂位置以及非对称流场区域的迟滞等特征导致了细长旋成体气动力的迟滞现象。相对于静态状态,细长旋成体动态下俯时前体涡非对程度增强,前体涡破裂位置以及非对称流场区向前推移形成较大的侧向力,动态上仰时变化规律相反。细长旋成体动态运动时,双出口合成射流激励器对前体涡仍具有控制能力,并能够实现细长体侧向力的大幅削弱与迟滞环几乎消除。4.风洞实验与模型飞机实飞验证分别发现,前体非对称涡会诱使细旋成体绕来流速度矢量旋转形成圆锥运动或进入尾旋。圆锥运动的动壁效应降低了头尖处扰动对前体涡的控制能力,但头尖处的扰动仍然可以实现圆锥运动时侧向力的连续控制、尾旋的改出以及飞行器大攻角飞行时的横航向稳定性与机动性的提高。