边界层摩擦阻力占总阻力的大部分，研究边界层减阻问题对飞机效益相当可观，可以增加航程，增大飞行速度，节省燃料等等。而等离子体边界层转捩控制技术是一种新型的主动控制技术，本文利用了两种放电型式的等离子体激励器对翼型边界层进行了转捩控制实验研究。　　论文首先介绍了等离子体激励器减阻和边界层控制的相关研究，说明了等离子体在边界层转捩控制应用中的可行性。并对实验中运用到的两种转捩测量技术—油膜干涉法和表面热膜技术进行了简要介绍，简单讨论了两种实验技术的实际风洞应用技术细节以及各自的适用情况。　　然后，利用表面热膜和油膜干涉测量技术，从定性和定量两个角度分别进行了介质阻挡放电等离子体激励器对翼型边界层转捩控制的实验研究。在低速实验中发现合理布置等离子体激励器可以有效推迟翼型边界层转捩位置，在20m/s来流条件下最大可推迟转捩位置约x/c=0.1~0.13，并且增大激励器放电电压可以有效增强转捩控制效果。随后又在亚音速条件下进行了激励器的转捩控制实验，实验中在Ma=0.3条件下最大可以扩大层流区范围18％。　　最后，利用PCB电路板印刷技术制作而成的滑移放电激励器可以获得稳定的滑移放电状态，获得了长度约20mm的稳定等离子体放电区域。随后利用PIV技术对滑移放电等离子体激励器的流场特性进行了实验研究，并进行了简单的流场分析。实验中发现通过调整直流端与交流端的电压高低可以形成与壁面呈不同夹角的射流。之后又利用油膜干涉技术进行了滑移放电等离子体激励器的翼型边界层转捩控制实验，实验中发现利用滑移放电可以获得一定的转捩控制效果，在20m/s来流条件下最大可以推迟转捩约x/c=0.05。