飞机的起降性能作为飞机的关键性能指标,决定了飞机的安全性、机动性、经济性及舒适性。为了进一步提升飞机的起降性能,设计人员通过反复迭代与优化,设计出了克鲁格襟翼、前缘缝翼等机械增升装置。这些装置在提高飞机起降性能的同时,也日趋复杂、昂贵与笨重。发展先进的增升装置是缩短飞机滑跑距离、节约能源消耗、提升飞机起降性能、实现“绿色航空”的关键举措。无缝翼机翼(Slatless Wing)去掉了传统前缘增升装置,如前缘缝翼或前缘襟翼,降低了飞机重量,精简了结构,减少了能耗。但如何解决去除前缘缝翼等装置带来的升力损失,抑制襟翼失速分离,是无缝机翼实现工程应用,净化航空环境的关键。流动控制技术作为空气动力学的基础分支与研究前沿,为解决无缝翼机翼的气动问题,补齐部分飞行器固有短板,推动飞行器发展,提供了重要支撑。等离子体流动控制技术因其结构简单、响应迅速、布置位置灵活等突出优点,逐渐成为流动控制研究领域的主流方向之一。本文以解决无缝翼机翼气动问题为研究目标,以超临界机翼为研究对象,以正弦交流介质阻挡放电等离子体激励器(以下简称激励器)为控制方式,以风洞实验与模型自由飞为研究手段,开展了分离流控制研究,对比了传统非对称布局与对称布局两种激励器的控制效果,探索了控制机理,提高了激励器在百万量级雷诺数下的控制效果,为推动等离子体流动控制的发展积累了技术基础。首先,以静止空气下激励器激励特性研究为出发点,深入研究了激励器电学特性与诱导流场特性,分析了几何参数与激励参数对激励器消耗功率的影响规律,揭示了激励器诱导流场的发展过程,描述了启动涡的演化历程,获得了启动涡诱导环量与涡核半径的变化过程,揭示了体积力分布;此外,通过精细化地流场测量,发现了诱导流场近壁区拟序结构,揭示了层流与湍流两种激励器诱导射流,为全面、客观地认识激励器诱导流场结构,掌握激励器作用机理积累基础。结果表明:(1)上层电极长度是影响激励器消耗功率的关键几何参数;随着上层电极长度的增加,激励器消耗功率不断增大,当上层电极达到阈值时,激励器消耗功率随电极长度变化较小;(2)激励器诱导流场是一个典型的非线性、非定常系统,在近壁区拥有较高的湍流度及湍动能,能够产生较强的扰动;(3)体积力是衡量激励器强弱的标准之一。较大的体积力区域主要集中在壁面附近;随着时间的推移,体积力逐渐增加;当诱导射流达到稳定时,体积力随时间变化较小;(4)激励器诱导启动涡具有较强的卷吸掺混能力。随着的时间的增加,启动涡不断向远离壁面的方向运动,启动涡的诱导环量不断增加,涡核半径不断增大;(5)当激励电压较高时,激励器能产生扰动较大的湍流射流,并且其诱导流场近壁区蕴含着卷起涡、二次涡等丰富的拟序结构。这些涡结构具有特定的频率,能够较好地促进卷起掺混。其次,立足于实际工况,引入来流作为影响参数,以对称布局激励器为研究对象,分析了来流对诱导射流与体积力分布的影响,对比了顺来流与逆来流两种情况下启动涡的涡核半径、环量以及生存时间的变化情况。结果表明:(1)在来流作用下,逆来流方向的启动涡生存时间增加,激励器掺混能力增强;(2)来流削减了顺流向启动涡的寿命,增强了顺流向诱导射流的扰动能力,增大了近壁区体积力。第三,以二维超临界翼型为研究对象,采用测力、丝线流场显示与PIV技术相结合的方法,开展了非对称布局与对称布局两种激励器抑制翼型绕流流场分离的风洞实验,分析了雷诺数对控制效果的影响规律,对比了两种激励器的控制能力,初步获得了两种激励器的控制机理。结果表明:(1)当两种激励器布置在翼型前缘时,激励器能够较好地抑制翼型绕流流场分离,推迟失速迎角,提高最大升力系数,实现类似于前缘缝翼的功能,为解决无缝翼机翼气动问题提供了技术支撑;(2)在诱导涡的作用下,对称布局激励器在较高雷诺数下的控制效果优于非对称布局激励器的控制效果;(3)动量注入是非对称布局激励器主要的控制机理,而动量效应并不是对称布局激励器控制的关键。在来流作用下,对称布局激励器能够产生诱导涡,从而产生虚拟滑移壁面的作用,促进边界层低能气流与外流之间的掺混,实现抑制分离的控制效果;(4)通过引入能耗比系数公式,揭示了对称布局激励器能耗比系数随雷诺数逐渐提高的变化规律。第四,在完成二维翼型流动控制实验的基础上,采用测力与PIV技术相结合的方法,开展了对称布局激励器抑制三维机翼失速分离的实验研究,评估了激励器在百万量级雷诺数下的控制效果。结果表明:(1)在Re=2310~6的情况下,对称布局激励器通过诱导涡,实现了对三维机翼分离流的控制。施加激励后,最大升力系数提高了8.98%,失速迎角推迟了2°;(2)能耗比系数随雷诺数变化规律与二维翼型的实验结果类似;(3)与二维翼型分离流控制结果相比,在相同雷诺数下,大尺度模型的能耗比系数优于小尺度模型的能耗比系数。这预示着对称布局激励器有望实现对大尺度飞机的流动控制。第五,在完成超临界机翼流动控制的基础上,开展了等离子体飞行验证,改造了小型化激励器电源,编写了采集控制软件,研制了数据采集板,布置了压力及姿态角传感器,实现了对电源的无线控制以及实验数据的无线采集及收发,搭建了飞行验证平台,在真实大气环境下考核了激励器的控制能力,建立了从基础研究到工程应用的桥梁。结果表明:(1)在对单侧机翼施加控制时,激励器能够较好地抑制无人机单侧机翼大迎角失速分离,产生较大的滚转角,从而实现对飞机姿态角的控制;(2)在对两侧机翼同时施加控制时,激励器较好地抑制了两侧机翼的失速分离,稳定了机翼的吸力峰值,实现了前缘缝翼的功能,提升了无人机大迎角气动性能。