飞机在爬升或下降过程中穿越富含过冷水滴的云层时,过冷水滴撞击到机翼、发动机短舱等关键部位极易出现冻结现象,这些部件表面结冰不但造成飞行器重量增加,而且改变其气动外形进而影响空气动力性能,引发飞机机翼升力下降阻力增加以及发动机空中停车等严重事故,因此对这些关键部位进行防冰十分必要。当前主流的防冰方法有热气防冰和电加热防除冰,将介质阻挡放电等离子体激励器(Dielectric-Barrier-Discharge Plasma Actuator,简称DBD-PA)射流技术引入防除冰领域是本文最大的创新点,其防冰机理与前两者有极大不同。在冰风洞中开展了结冰条件下NACA0012机翼模型的等离子体射流防冰实验研究,一共包含五项小实验,所开展的防冰实验条件参数包括:来流温度(T_∞)-10℃,来流速度(v)30m/s,液态水含量(LWC)0.7g/m3,过冷水滴平均直径(MVD)20μm。设计加工了等离子体射流激励器并粘接于机翼表面,热电偶巧妙埋设于激励器下方以检测防冰效果。实验首先研究了等离子体射流防冰性能随激励电压、激励频率以及来流LWC等参数变化的规律。其次验证了激励器掩埋电极上方等离子体射流的防冰性能,研究结果对等离子体射流防冰效果的认识和理论发展具有现实的意义。然后比较了阵列式流向和展向布置等离子体射流激励器的防冰效果,发现展向布置激励器由于在裸露电极上方无法生成等离子体射流,因而会有明冰生成,防冰效果较差,而流向布置激励器在来流的作用下能够部分弥补这一缺憾,具有更为全面的防冰效果,研究结果对于DBD-PA的布局优化设计具有重要的现实意义。最后比较了等离子体射流和传统的电加热两种方法的防冰性能,基于本文设计的激励器,发现相同面积电加热膜只需要消耗一半的功率就能获得比等离子体射流激励器更好的防冰效果。DBD-PA的设计优化还有很大的发展空间。