随着航空发动机的性能要求越来越高,压气机作为发动机核心部件之一,必须提高单级压比、减小级数。压气机叶栅流动是扩压流动,随着压比的提高,在大的压力梯度下,叶片吸力面将发生分离。流动分离必然造成很大的损失,从而影响压气机的性能。因此,控制压气机叶栅的分离流动成为提高压气机性能的有效手段。传统的控制手段,如吹、吸气等,都会带来附加的损失。等离子体激励器由于输入能量少,结构简单等优点,现在成为流动控制的新的热点。关于等离子体激励器控制流动分离的研究,国内外学者作了很多的研究,包括理论方面和实验方面。但到目前为止,还没有将等离子体激励器应用于大折转角的压气机叶栅中。本文是以公开发表的NACA65的大折转角的静叶为研究对象,将DBD等离子体激励器应用到该静叶叶栅流动中,控制流动分离。首先依据文献,推导出三种等离子体激励器简化模型,对其进行数值模拟分析,找到最佳的简化模型。等离子体激励器装置安装在不同的叶栅轴向弦长处,包括40%、50%、60%、70%轴向弦长。等离子体激励器施加不同的工作电压,包括5kv、20kv、30kv。应用最佳的等离子体简化模型,通过数值模拟,来观察等离子体激励器对大折转角叶栅的流动控制效果。结果表明,在设计攻角下,等离子体激励器能够对大折转角叶栅的流动分离有一定的控制效果。在原始叶型中,吸力面分离线起始于35%轴向弦长处,施加等离子体控制后,分离线的起始位置没有变化,但是分离流动的强度逐渐减小的,分离线在尾缘的高度是越来越低的。由于来自于端壁位置低能流体的堆积和附面层内流体的分离,叶展中部存在着一定的能量损失。随着等离子体激励器安装位置的后移,随着所施加电压逐渐的增大,其总压损失系数是减小的,但在叶片根部附近,总压损失系数没有多大的改变。原型叶栅几乎在全叶高内存在着欠偏转,施加等离子体激励器后,在叶展中部,叶栅的落后角减小,气流的折转角增大,但是,叶根处由于二次流作用那个而形成的过偏转没有多大的变化。原型叶栅在轴向弦长的15%以后处于逆压梯度流动状态,施加控制后,在等离子体激励器两极板交接处形成一个顺压梯度,能够增大该处的速度,增强其抵抗流动分离的能力。等离子体激励器能够增加端壁附面层内流体的能量,使其能够继续向下游流动,它还能形成气体栏栅,抑制了端部低能流体向叶展中部的积聚。通过以上两方面的作用,它可以减弱由二次流引起的通道涡的强度,减小它的影响范围,从而降低其总损失。在非设计工况下,通过分析出口气流角、总压损失、型面静压和二次流的数值模拟结果,可以知道,在非设计工况下,等离子体激励器可以控制流动分离的,它的控制原理和设计工况下是类似的。