现代高性能战斗机在战术需求上非常强调高隐身性，而目前喷气式飞机采用的涡轮发动机由于存在周期运动的组件很容易被侦查设备捕捉到。S形进气道由于内流道弯曲能对涡轮叶片有效遮蔽，提高了飞行器的隐身性能，得到了广泛的应用。然而，S进气道内流场中存在流动分离、二次旋流等复杂的流动问题，这些流动问题将对发动机性能造成不利的影响，甚至可能导致发动机无法正常工作。本文以S形进气道内的复杂流动问题为背景，针对设计制作的某S形进气道模型进行了内流道流场特性实验研究。使用PIV、七孔探针、壁面及空间测压等流体流动测量方法，掌握了进气道内的流动特征，并确定了分离区域及起始分离点等关键信息。进行了涡流发生器应用于S形进气道流动控制的研究，着重分析了安装位置以及高度对控制效果的影响。由于传统涡流发生器存在不容忽视的缺陷，又在此基础上提出带反馈机制的涡流发生器流动控制技术，大幅提升了控制效果和效率，能够根据进气道入口速度自主调节涡流发生器高度，令其始终处于最优控制参数。进行了S形进气道合成射流主动流动控制的实验研究，研制了应用于亚音速S形进气道流动控制的活塞式高速合成射流激励器，射流出口速度可达到100m/s以上。重点分析了三缝斜出口以及“八字”出口两种形式合成射流对S形进气道的控制特性。结果表明：合成射流可有效抑制S形进气道内分离流动，提高总压恢复系数，降低流场畸变指数。当进气道入口速度V=160m/s时，“八字”出口合成射流能使总压恢复系数提高1.4%，稳态畸变指数降低28.7%，动态畸变指数降低17.2%。