细长旋成体大攻角飞行姿态下的侧向力问题是流体力学领域一个重要的研究方向。大攻角飞行状态下,由于头部粗糙度等原因,头部背风区会形成非对称的涡系,这是侧向力产生的主要原因。而非对称涡系扰流对头部微小扰动十分敏感,在飞行器头部施加微小扰动,即可达到控制非对称涡流动的目的,从而控制侧向力。本文对振荡射流激励器进行了相关研究,研究通过仿真计算手段进行。振荡射流激励器的流动特性及偏转特性与激励器的部分物理量相关,通过改变部分参数,能够实现气流偏转特性的增强。本文详细论证了劈距,尖劈夹角,控制端位置对偏转特性及流动特性的影响,为等离子体应用于振荡射流激励器打下了基础。本文以细长旋成体为实验模型,在模型头部背风区两侧布置吹气孔位并施加振荡射流。实验初期对前体非对称涡进行了相关研究,主要讨论了非对称涡与迎角及来流速度的关系。开环控制实验详细讨论了振荡射流频率对侧向力的影响及相关性,并得出振荡射流频率与侧向力大小的相关关系。在此开环控制基础上,设计闭环控制电路。闭环控制平台选用Arduino单片机控制平台。压力信号通过传感器测量后,经单片机闭环控制算法计算输出,反馈给控制器,控制器控制输出的振荡射流频率,从而实现对侧向力的自动控制。实验为高机动战斗机和战术导弹提供了具有实用前景的工程控制技术。