目前,机翼的气动特性和翼型表面的流动控制是现代飞行器的重要的研究方向之一,其研究持续受到各国众多学者和航空航天公司的关注。飞行器的减阻增升的改善可以大幅度的降低飞行器飞行的成本,优化改进了飞行器的气动性能。为探究翼型的气动性能,通过流体力学仿真研究对相对厚度不同的对称翼型进行优选,对比分析出最优翼型NACA0012。本文基于Fluent仿真软件,湍流模型采用SST k-ω湍流模型,将模拟结果与实验数据进行对比,验证模型的可行性。研究翼型NACA0012在不同马赫数、雷诺数和迎角下对其最大升力系数、最大升阻比的影响规律以及通过数值研究方法对机翼的失速情况进行特性分析。对等离子体热效应激励的流动控制技术进行数值模拟分析,本文在基于“唯象学”的仿真建模方法,将翼型表面的电弧放电等离子体激励简化UDF热量源项文件,与Fluent求解器进行耦合计算,进而开展对翼型的增升减阻的流动控制研究。在本文中,等离子体激励作用于机翼的上下表面和前后边缘,以找到增加升力和减少阻力的最佳位置。同时,在一定程度上解释了单激励和双激励的物理机制。通过流体力学仿真,在不同雷诺数、迎角、激励强度对等离子体激励效果的影响。分析和研究等离子体激励在解决翼型失速问题中对翼型的激励作用效果。为有效的控制等离子体激励的区域尺寸和便于改变激励的位置,本文采用翼型的数值表达式来确定激励位置、激励区域尺寸以及能量输入的大小,文章采用UDF源项文件与Fluent求解器共同计算。结果表明:翼型在等离子体作用下表现出增升减阻的效果,但激励效果受位置的影响很大。在特定的雷诺数、迎角、激励强度范围对等离子体激励效果有所差别,分析和研究了等离子体激励对上翼型表面流动分离区域抑制流动分离的影响。本文一方面补充了低速对称翼型的流场特征数据库,另一方面提出了在等离子体热效应激励作用下对翼型流动控制效果的规律。