为辨识三角翼俯仰振荡的气动力与力矩,利用单输入Volterra级数,提出了一种非定常气动力降阶方法。采用小波变换压缩模型的辨识参数个数,在两种平均迎角下,采用降阶方法预测3°与5°幅值三角翼正弦振荡的升力与俯仰力矩系数,研究了一阶、二阶Volterra核对气动响应的线性与非线性分量在时域和频域内的辨识效果。结果表明随着平均迎角的增加,三角翼俯仰振荡的气动力及力矩响应的线性与非线性分量均明显增大。

以欧拉方程为基础，采用有限体积方法，建立了用于非定常流动模拟研究的计算方法。文中引用了变系数的残值光顺方法，在保证原求解方程二阶精度的前提下，使得计算效率提高了近１０倍。民建立的方法对绕尖锐前缘三角翼作大振幅振荡的非定常旋涡流动进行了模拟计算，收到了良好的计算效果。

设计制作了一种基于MEMS技术的微气泡型致动器，并对前缘布置有微致动器的三角翼进行了数值模拟，结果表明：微致动器可以改变三角翼前缘的旋涡流状态，扰动边界层分离，改变三角翼前缘分离涡的位置，合理布置微致动器可以获得一定的俯仰、滚转和偏航力矩，利用微致动器成功进行分离涡流控制。

为探索多路阵列式微秒脉冲表面电弧放电(μs-SAD,Microsecond pulse surface arc discharge)对尖前缘小后掠三角翼流动分离的控制效果和作用机理,首先通过放电测试和纹影测试对多路阵列式μs-SAD的激励特性进行研究,揭示其对流场的作用原理,进一步将多路阵列式μs-SAD用于三角翼流动控制,开展了小后掠三角翼流动分离控制低速风洞实验,研究了来流速度、激励电压和激励频率等参数对控制效果的影响规律。结果表明:多路阵列式μs-SAD能够快速放热,单路瞬间放电能量可达68mJ,在流场局部可诱导产生冲击波;机翼前缘多路阵列式μs-SAD能有效改善三角翼大迎角气动特性,当来流速度为30m/s时,使最大升力系数提高27.2%,失速迎角推迟4°;来流速度增大到40m/s时,流动控制效果减弱,使最大升力系数提高15.5%;存在最佳激励频率使无量纲频率F^+=1时,控制效果最好;激励电压存在阈值,其随来

红外热成像技术是一项非接触式的测试技术，通过细致测量目标表面的温度变化及其分布，可以反映表面流场的状况，应用该技术对自然转捩，人工转捩及三角翼表面流场进行了测量，并应用图像处理技术得以很好的结果。

在低速实验中，应用激光片光 ＣＣＤ摄像系统，对一装有“前端襟翼”和“前缘襟翼”的双襟翼７４°后掠三角翼进行实时记录以态显示的试验技术和图像的三维重建。在迎角０－５０°范围内，对双襟翼的偏角作不同匹配，机翼在定常和非定常的俯仰与滚转运动中出现的旋涡流态，以了解分离涡系发展、破裂和相互作用的演变，物理机理和双襟翼的控涡效果，并对所有显示图像进行分析。

给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元ＮＡＣＡ－００１２翼型表面边界层转捩点位置测量，三种方法都给出了相吻合的结果。三元的６０°三角翼模型经过多次实验，测量结果表明：表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量测量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响，

用流动显示技术研究矢量单喷流对６５°尖前缘三角翼前缘涡破裂影响的实验结果表明，偏转角度小于１０°时，矢量喷流对前缘涡破裂的影响很少；随着喷流偏转角的增大，喷流对流动控制的作用越来越大，喷流使喷流偏转方一侧前缘涡破裂位置的延迟量增大，而另一侧前缘涡有提前破裂的趋势。在相同的喷流情况下，随着攻角的增大，喷流的控制效果有减弱的趋势；另外当攻角α＝４０°时，很小的喷流就可以使前缘涡由左右掺混谱为喷流方向的

为了提高大迎角下三角翼的机动性,在北航0.6m×0.6m×4.0m水槽中对后掠角Λ为70°的三角翼模型进行流动显示实验来研究尖顶襟翼对三角翼前缘涡破裂的影响.迎角α范围为30°～50°,弯折位置为30%c,向下弯折角B为0°～30°.试验结果表明:低头的尖顶襟翼对延迟三角翼前缘涡的破裂有显著效果,且弯折位置在涡破裂点附近时,推迟涡破裂的效果较好.迎角α≤40°时,存在一个推迟前缘涡破裂最有效的弯折角度.对于迎角α=40°,当弯折角度B＝20°时效果最佳,可使前缘涡涡破裂点位置推迟33%～35%c.