对于流动分离的主动控制研究一直以来都是流体领域非常关注的课题，本文主要研究内容为使用非稳态正弦激励下的锯齿型等离子体激励器控制NACA0015机翼的表面流动分离现象，并研究了在非稳态控制下锯齿型等离子体激励器对于流动分离的控制机理。　　本文首先研究了无风状态下装置于平板上的锯齿型等离子体激励器在非稳态激励下工作特性，并对其功耗、射流速度与诱导产生涡进行了测量与分析；之后研究了应用非稳态锯齿型等离子体激励器对于风洞中机翼模型气动效应的影响；最后通过PIV研究了非稳态锯齿型等离子体激励器对流动分离的控制机理。研究发现非稳态等离子体激励器功耗与脉冲频率无关而与占空比有线性关系；其诱导产生的平均射流速度同样与脉冲频率无关，与占空比正相关。通过对流显结果研究显示非稳态激励下锯齿型等离子体激励器可以诱导产生由齿槽出发方向指向齿尖的一对涡，涡对仅在单脉冲内脉冲开的区域出现，脉冲关后迅速消失。风洞中对于机翼气动效应的研究发现机翼攻角为16度来流速度6m/s时，非稳态激励下锯齿型等离子体激励器可以有效控制流动分离，大大增加了机翼升力系数。测量结果分析表明，在非稳态激励脉冲频率F+=0.6，占空比5%对于流动分离控制效果最佳，失速角延迟3度，而升力系数增加27.5%，而使用稳态激励的锯齿型激励器失速角延迟5度，升力系数仅增加9%。可以看出在非稳态激励下锯齿形等离子体激励器不但可以有效增大控制效果，并且可以大幅度节省功耗。对于PIV研究结果表明，激励器在非稳态激控制下会产生脉动式放电，通过此放电形式，会对流场产生强烈扰动，将动能由外部高能流体传递至机翼附近的剪切层，从而导致流动再附的发生。