飞行器的气动特性研究在现代流体力学中占据着十分重要的部分,而如何提高飞行器的气动性能更是研究者所关注的焦点。以NACA0012低速对称翼型为研究对象,对其气动特性进行规律探究,同时研究其在等离子体作用下的增升减阻效果。基于CFD软件,采用SST k-ω低速湍流模型,研究马赫数和雷诺数对NACA0012翼型最大升力系数、升力线斜率和最大升阻比的影响规律。又研究了NACA0012翼型在亚音速下的失速问题,通过拟合曲线表达式定量描述该翼型的失速攻角。基于热效应研究了等离子体单激励和双激励对NACA0012翼型增升减阻的影响规律。通过在翼型的上下表面以及前后缘分别施加等离子体激励,寻找增升和减阻的最佳位置。同时又对单激励和双激励作用的物理机制进行了一定的解释。为加快CFD软件中模型的计算速度,在Fluent中采用求解指导器对翼型进行求解,同时设置合理的边界条件保证求解结果的准确。对计算模型的网格进行了无关性验证,又将计算结果与Ladson的实验数据进行对比,得出该模型具有可行性。提出利用二维翼型的表达式定义激励位置的方法,既能保证激励区域紧贴在翼型表面,又可以快速地改变激励的位置。翼型的升阻力系数计算采用了程序自动求解的方法,等离子体区域的施加和位置改变也是通过编程的方法实现的。研究结果表明,翼型的气动特性在马赫数和雷诺数的作用下具有相关性规律。翼型在等离子体的作用下表现出增升减阻效果,但激励效果受位置的影响较大。研究一方面补充了低速对称翼型的流场特性数据库,另一方面又提出了翼型在等离子体热效应作用下的增升减阻规律。