翼型的流动分离控制在工程中具有重要的意义。流动分离,是指飞行器在飞行过程中,随着翼型攻角的增大,翼型吸力面的边界层在逆压梯度的作用下与壁面发生分离,并在翼型后方形成较大的尾流区,从而造成飞行器的失速。基于此背景,我们使用等离子体激励技术对其进行控制,并分析了相关的流动控制机理,对等离子体激励器的布局结构进行了改进,以此来进一步提升在高雷诺数下的控制效果。本文研制了一种新型布局方式的锯齿形等离子体激励器,在雷诺数为0.77×10~5～3.0×10~5的范围内对NACA 0015翼型进行流动分离控制。主要在以下几个方面展开研究:首先测量了在不同激励模态下新型激励器对翼型气动性能的提升,找出不同雷诺数下所对应的最佳控制参数值并进行分析;通过热线风速仪实验测量,研究流场中旋涡结构的发展与脱落的情况,分析不同工况和位置处流场结构的变化,并找出了瞬时升力剧烈波动的原因;通过烟线流动显示与二维粒子图像测速仪实验,重点探究了新型激励器的流动分离控制机理。对于翼型气动性能的提升,新型布局方式的激励器相较于传统的激励器控制效果更佳:雷诺数为0.77×10~5时,最佳控制参数为脉冲频率F+=0.6,占空比DC=5%,最大升力系数提升28.6%,失速角延迟6°;雷诺数为3.0×10~5时,最佳控制参数为F+=6.0,DC=60%,最大升力系数提升9.8%,失速角延迟4°。相同条件下,新型布局方式的激励器控制效果远优于传统激励器。对于流动控制机理的探究,由于等离子体诱导射流的速度与流动角度均沿展向周期性变化,对流场产生了不稳定的三维扰动。诱导射流与自然来流相互作用并混合形成沿下游方向的合成流,出现大量不同尺度与强度的展向旋涡。这些展向交替变化的大、小旋涡的轨迹紧贴着翼型的吸力面,从翼型的前缘旋转移动到了尾缘,大大增加了剪切层内外的动量掺混,使得上表面的吸力迅速上升,从而上下表面的压差增大,在翼型上产生附加的升力。同时,不稳定扰动促进了层流向湍流的转捩且较大面积的再附着到翼型表面。