【摘 要】
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以飞翼布局飞行器模型为研究对象，在来流速度为8.2m/s时，首先进行了模型的纵向舵效实验研究.然后在飞行器上布置等离子体激励器，对等离子体激励器在开启状态下对飞行器的气
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以飞翼布局飞行器模型为研究对象，在来流速度为8.2m/s时，首先进行了模型的纵向舵效实验研究.然后在飞行器上布置等离子体激励器，对等离子体激励器在开启状态下对飞行器的气动力矩特性影响进行了实验研究，通过在飞行器不同位置布置不同的激励器，实现了对飞行器气动力矩的控制，改变激励电压，激励频率，激励占空比，实现了对气动力矩的比例控制.使用PIV测试技术，得出等离子体激励器对飞行器力矩控制机理：通过控制流动分离，涡破碎的大小及流动分离，涡破碎的位置，从而对机翼上的流态进行改变，最终改变飞行器的气动力矩.通过比较表明，采用介质阻挡放电等离子体激励器，滚转力矩，偏航力矩，俯仰力矩的控制都可以达到常规舵面偏转5°的控制效果，从而初步验证了应用等离子体气动激励流动控制技术代替传统的舵面控制技术，实现对无尾飞翼布局飞行器飞行姿态的控制的可行性.
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