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本文介绍在扰动来流下声控机翼流动的试验装置，低速大攻角时的声控效果以及附面层中流动参数的变化规律，并由此得出，随着来湍流流度的增加，因声激励而产生的附面层中大尺度有序结构涡（ＬＳＯＳＶ）的脉动速度幅值Ｖ，湍流度增量ｕａ／ｕ∞以及升力系数增益△ＣＬ均将迅速减小，而激励声压级有效阈值ＳＰＬｅｆｆ则随之逐渐增大，周期性脉动来流在沿机翼附面层流动中急剧衰减，并对机翼分离流动（包括有或无声控）基本上没有什么