飞行器在大迎角状态下,头部会出现非对称流动,并伴随出现很大的侧向力。本论文选取两种布局的飞机模型,一种是常规布局,一种为鸭翼布局,分别进行了大迎角大振幅俯仰动态风洞试验,比较了两者的横侧向气动特性,研究了鸭翼对于横侧向气动特性的影响;在此基础上在常规布局模型头部加装了扰动片,尝试对大迎角状态下的侧向力进行控制,结果显示,不论是静态过程还是动态过程,都使得模型的侧向力和偏航力矩减小,从而改善了俯仰运动过程中大迎角下的横侧向气动特性。接着,采用PIV测试技术,在静止空气中测量了H型、L型和O型三种结构的介质阻挡等离子体激励器的诱导速度场,分析其流场结构,并研究了激励器的几何参数和激励电压对诱导速度的影响。通过实验得出,L型激励器诱导出的是一股沿顶角平分线方向斜向上的射流,O型和H型激励器会产生垂直方向的射流。三种结构的激励器产生射流速度随着电压的增大而增大。此外,H型激励器的诱导射流速度受电极极间宽度影响,L型激励器的诱导射流方向受电极顶角影响,O型激励器的诱导射流速度受到激励器电极直径影响。最后,在流动显示实验中,在旋成体头部加装常规等离子体激励器和L型激励器,对大迎角下的头部非对称涡进行控制;实验结果显示,通过开启一侧的激励器,能够改变非对称涡对的偏转方向。