1 引言

等离子体流动控制技术是21世纪国际上公认的最具发展潜力的主动流动控制技术之一，其结构简单、响应迅速、频带宽等优点使其成为流动控制领域一种全新高效的控制手段^[1~6]。但传统的介质阻挡放电激励强度弱，流动控制能力十分有限。等离子体合成射流（PSJ）是新型的等离子体激励方式，其激励强度大、频带宽、响应迅速，只需增加很少的结构重量和复杂度、消耗少量电能，即可有效增大升力，推迟失速。以运20大型运输机为例，其最大起飞重量大于200t，最大升力系数增大1%，即可增加载重量2t，而整套等离子体合成射流激励系统重量远小于2t，效益十分明显。所以，近年来等离子体合成射流引起了主动流动控制领域的广泛关注^[7~9]。

传统压电式合成射流控制翼型流场的研究已有很多。郝礼书验证了合成射流对翼型流动分离的控制效果^[10]；张攀峰等仿真分析了其作用机理，表明回流区内的激励在射流孔前诱导分离泡，使前缘分离点后移^{[11, 12]}；王林等进行了新结构合成射流激励器的设计，在振动膜两侧设计两个射流腔体，提高了能量利用率，解决了压载失效等问题，改善了流动控制效果^[13]。而运用等离子体合成射流进行流动控制的研究主要集中在激波控制方面，在低速流场控制方面应用很少。

在激波控制方面，Cybyk等仿真表明PSJA产生的射流能穿透Ma=3时的附面层，引起附面层分离、增厚^[14]。Narayanaswamy等在Ma=3的流场中施加PSJ，发现射流影响高度约1.5倍附面层厚度；运用PSJA控制激波附面层干扰（SWBLI），表明PSJ能有效减小激波波动范围^[15~17]。Greene等进一步研究发现，射流方向与来流越接近，控制效果越好；最佳激励位置为上游距离分离点1.5倍分离区长度处^[18]。Emerick等在Ma=1.5的流场中，利用锁相纹影研究了工作频率为700Hz的PSJ与主流的相互作用，表明射流能诱导非定常弓形激波，且激波增强减弱频率与激励器工作频率一致^[19~20]。

在低速流场控制方面，Caruana等在NACA 0015翼型前缘布置PSJA，验证了PSJ抑制翼型小迎角下后缘分离的能力^[21]；刘汝冰等探索了脉冲放电PSJ的激励位置、射流角度以及脉冲电压、频率、占空比对NACA 0021翼型性能的影响，发现激励位置越靠近前缘、射流角度越大，控制效果越好；存在最佳脉冲电压和频率；占空比对控制效果影响不大^{[22, 23]}。李洋研究了容性放电PSJA的电压和频率对流动控制效果的影响，发现电压越高、频率越低控制效果越好^[24]。

由于射流流量的限制，单个PSJA在低速流场中的影响范围很小。文献[25]用纹影法研究了PSJA的射流影响面积随电容能量的变化，当电容能量为6300mJ时，其射流影响面积仅为1074mm²。文献[21, 26]利用PIV测速研究了PSJ射流与40m/s主流的相互作用，表明射流能诱导旋涡，距射流出口40mm处旋涡直径不超过10mm。虽然流场对扰动有放大作用，但实际飞机翼展多在10m以上，大型运输机翼展更是超过60m，因此，单个PSJA的分离控制能力十分有限，必须采用多个PSJA才能控制整个机翼的流动分离。

由于前期单个电源只能驱动一个或少数几个PSJA，将其应用到翼型流动控制（大尺度流场控制）中十分困难，对实际飞机机翼的流动分离控制更是难以实现。随着多路放电技术的突破，单个电源高效地驱动多个PSJA成为现实^[27]。本文通过多路放电电路采用单个小型低功率电源驱动多个PSJA，并将其布置到无缝高升力翼型的不同位置，分析多路放电PSJ的演化过程，验证其控制低速流动分离的能力，研究激励频率、电容能量、来流速度和激励位置对控制效果的影响以及阵列式激励的控制规律，并对襟翼分离控制进行探索。

2 实验系统 2.1 等离子体合成射流激励器

实验采用的等离子体合成射流激励器为两电极式，由腔体、钨电极和顶盖三部分组成，如图 1所示。腔体为圆柱形可加工陶瓷，具有良好的绝缘性和耐高温性，腔体直径8mm，高10mm，体积503mm³，底部开有2个小孔，孔中插入直径1mm的钨电极，分别作为放电的阳极和阴极，电极伸入腔体部分长5mm，电极间距2mm。顶盖为聚四氟乙烯模块，顶部中央开有直径2mm，长1mm的射流孔，射流孔轴线与表面垂直。腔体与顶盖以螺纹连接，保证密封可靠。顶盖模块嵌入翼型中，保持型面光滑。

2.2 多路放电电路

PSJA中的放电属于电弧放电，存在负阻抗特性，即随放电电流增大，电极间电压降低。因此并联工作的PSJA随激励器数目的增加，电流迅速增大，使电压迅速降至击穿电压以下，导致电弧熄灭。而将多个PSJA串联则相当于增大电极间距，使击穿电压增大，难以击穿放电。所以以往的研究中多采用多个电源，每个电源驱动一个激励器，实现“多路放电”，导致放电系统的体积、重量以及复杂度随激励器数目的增加而成倍增加，对于在实际飞机中的应用而言不可接受。本文与之不同，通过将多个PSJA串联，并在各PSJA间引入储能元件接力电容，构建出放电电容同时向串联的电极间隙和接力电容放电的格局，形成新型多路放电电路，从而采用一个小型低功率电源（2.5~15kV，0~10mA）即可驱动超过10个激励器工作，对流场进行控制，极大的减小体积和重量，提高效率。

多路放电等离子体合成射流放电电路如图 2所示，其中第一电极为一对不锈钢球，可通过调节钢球间距控制电路击穿电压，接力电容${{C}_{0}}={{C}_{1}}=\ldots ={{C}_{n-1}}=100\text{pF}$，卸荷电阻${{R}_{0}}={{R}_{1}}=\ldots ={{R}_{n-1}}=1\text{M }\!\!\Omega\!\!\text{ }$。电路工作时，直流电源经过限流电阻${{R}_{\text{lim}}}$（10kΩ，25W）向放电电容C（10nF，50nF）充电，由于第一电极击穿前可视为电容，其电容值远小于接力电容${{C}_{0}}$，并与${{C}_{0}}$串联，所以击穿前电极分压很大，足以将电极击穿。击穿后第一电极进入放电过程，性质改变，视为不储能的电弧电阻，放电电容经过电弧电阻向接力电容${{C}_{0}}$充电。充电完成后，${{C}_{0}}$又作为后续电路的放电电容，将高压传递至第二级。与第一级放电类似，击穿前激励器1视为间隙电容，主要承担${{C}_{0}}$提供的电压并击穿，击穿后视为电弧电阻，使接力电容${{C}_{1}}$充电，${{C}_{1}}$成为后续电路的放电电容，将高压传递至下一级。这样电极依次击穿，高压逐级传递，重复相同的过程，直至所有电极击穿，$C$完全放电，实现多路放电。运用示波器（DOP4104）、电压探针（P6015A）和电流环（Pearson2878）测量5路放电时的电压电流变化，如图 3所示。放电后，电源再次为电容$C$充电，准备下一次放电过程。

放电时激励频率由示波器读出，电容C所储存的能量为

$ Q=\frac{1}{2}CU_{\text{b}}^{2} $

(1)

式中$Q$为电容能量，$C$为放电电容，$U_{\rm{b}}^{}$为击穿电压。

2.3 实验翼型与风洞

实验采用无缝高升力翼型，如图 4所示。主翼为EET（Energy Efficient Transport）翼型，弦长${c_1}$=190mm，襟翼为无缝简单襟翼，偏角30°，弦长${c_2}$=130mm，总弦长$c$=320mm。翼型由有机玻璃制成，在吸力面距前缘10%c，15%c和55%c处布置激励器，分别记为位置1，2，3。

通过翼型表面的50个静压测量孔和西北工业大学设计生产的DSY-104电子压力扫描阀测量翼型表面压力。测压孔与激励器射流孔位于同一翼型截面。电子压力扫描阀量程为-10~10kPa，具有96个压力采集通道，系统精度0.05%FS，系统误差为0.01kPa，采样频率100Hz，测量时取测压阀采集6s所得的600组数据的平均值为最终压力值。

实验在空军工程大学低速回流风洞中进行，实验段长3m，宽1.2m，高1m，设计来流速度为5~75m/s，实验段紊流度小于0.2%。

3 激励特性研究

纹影法是测量流场密度梯度变化的光学方法，本文利用高速纹影系统观察12路放电，分析多路PSJ产生的扰动及其演化过程，如图 5所示。由图可见，各激励器均能产生较强的冲击波和射流，各冲击波传播速度相差不大，射流开始较强，随时间逐渐减弱。击穿后21.73${\rm{ \mathsf{ μ} s}}$时，各通道均出现初始的激波结构；击穿后77.12${\rm{ \mathsf{ μ} s}}$激波远离激励器出口，传播至同一水平线上，且出现较强的射流；击穿后150.96${\rm{ \mathsf{ μ} s}}$前驱激波已传播至视野外，射流进一步向前发展，77.12~150.96${\rm{ \mathsf{ μ} s}}$射流平均传播速度为67.71m/s；击穿后298.66${\rm{ \mathsf{ μ} s}}$时，激波和射流减弱变淡，各通道射流开始出现差异，射流头部涡环开始脱离主体；击穿后594.04${\rm{ \mathsf{ μ} s}}$激波结构消失，射流进一步减弱，298.66~594.04${\rm{ \mathsf{ μ} s}}$射流平均传播速度下降到33.85m/s。

冲击波和射流的产生和传播向流场施加扰动，激发流场不稳定性，在剪切层诱导展向涡结构，使分离涡被激励诱导的大尺度涡结构代替，产生额外的涡升力，同时激励促进主流与附面层流体的掺混，将主流动量引入分离附面层，使附面层加速并促进其转捩，抑制流动分离，改善翼型性能。

4 改善翼型性能研究 4.1 表面压力特性

将多路PSJA以5个为一组，展向排布到翼型上，进行风洞实验，分析其对翼型性能的影响。在位置1处布置激励器，当来流速度v=10m/s，迎角α=14°，15°时，激励前后翼型表面压力分布如图 6所示。图中横坐标$b = x/c$为无量纲变量，表示测压点相对翼型弦长的相对位置，x为测压点距翼型前缘的水平距离；纵坐标p为静压。

由图可见，α=14°时，主翼吸力面存在吸力峰值，襟翼吸力面压力基本不变，呈现压力平台，激励前后翼型表面压力变化不大，表明此时主翼附面层尚未分离，襟翼附面层已完全分离，激励对襟翼分离没有抑制效果。α=15°时，主翼和襟翼吸力面都呈现压力平台，表明此时吸力面附面层已完全分离；施加激励后，主翼吸力面压力下降，出现吸力峰值，表明主翼附面层分离被有效抑制，主翼升力增大37.6%；激励后襟翼吸力面仍呈现压力平台，并出现压力上升，表明激励对襟翼分离没有抑制效果，且使襟翼升力减小17.9%。

综上所述，激励对翼型性能的影响是在主翼和襟翼综合作用的结果。施加激励后，主翼附面层分离得到抑制，升力增大，襟翼升力减小，翼型总升力增大14.9%。

4.2 激励频率对控制效果的影响

为比较不同激励频率下多路PSJ对翼型性能的影响，本文进行了低频和高频两种频率范围下的实验，并根据测得的表面压力由式（2）计算翼型升力系数。其中低频包括5Hz，10Hz，15Hz和20Hz，此时电容能量为1120mJ；高频包括50Hz，100Hz，150Hz和200Hz，电容能量为125mJ。

$ {C_{\rm{L}}} = \\ \frac{{\mathop \smallint \nolimits_0^{{c_1}} \left( {{p_{{\rm{down}}}} - {p_{{\rm{up}}}}} \right){\rm{cos}}\alpha {\rm{d}}x + \mathop \smallint \nolimits_{{c_1}}^c \left( {{p_{{\rm{down}}}} - {p_{{\rm{up}}}}} \right){\rm{cos}}\left( {\alpha + 30} \right){\rm{d}}x}}{{\frac{1}{2}\rho v_\infty ^2c}} $

(2)

式中$C_{\rm{L}}$为翼型升力系数，$c_1$为主翼弦长，c为总弦长，${p_{{\rm{down}}}}$和${p_{{\rm{up}}}}$分别为翼型下表面和上表面压力，α为迎角，ρ=12.7kg/m³为空气密度，$v_\infty ^{}$为来流速度。

v=10m/s时，在位置1处施加激励，不同频率下激励前后翼型升力系数随迎角变化如图 7所示。由图可见，施加激励前，α < 14°时，翼型升力系数随迎角线性变化，表明此时主翼附面层尚未分离；α=14°时，升力系数达到最大值0.4974，翼型临界迎角为14°；α继续增大至大于14°后，升力系数迅速下降，表明附面层严重分离，翼型失速。

施加激励后，翼型失速得到推迟，升力系数整体增大。低频情况下，激励频率为5Hz时，翼型临界迎角增大2°，最大升力系数增加4.5%；其余频率下，临界迎角增大1°，平均使最大升力系数增加3.9%，表明在激励频率很低时，频率越低，流动控制效果越好。高频情况下，各频率的激励均使临界迎角增大1°，存在最佳激励频率150Hz增升效果最好，使最大升力系数增加4.7%。综上所述，低频情况下由于电容能量较大，激励推迟失速的能力较强，但就增升效果而言，激励频率为150Hz时效果最好，150Hz为最佳激励频率，此时无量纲频率F⁺=4.8。

文献[28]详细研究了不同频率下等离子体激励对翼型升阻力的影响，并进行了PIV流动显示。结果表明，频率较低时，激励诱导产生独立的大尺度涡结构，产生额外的涡升力，随着频率升高，分离流中的涡结构相互干扰融合，形成新的准周期状态，涡升力消失，升力较低频时小，但翼型尾迹减小，减阻效果较低频好。本文实验中，低频情况下，当频率很低时，激励诱导涡结构产生涡升力，随频率提高，涡结构相互干扰，使分离流逐渐形成准周期流动状态，升力逐渐下降；高频情况下，准周期流动状态已经形成，当激励频率为150Hz时，最接近流场特征频率，激励与流场耦合最好，从而产生最佳的流动控制效果。

4.3 电容能量对控制效果的影响

文献[25]表明，对于容性放电PSJ，电容能量越大，激励所产生的冲击波越强，射流速度和射流影响面积也越大。为得到合理的电容能量范围，通过调节电源电压保持激励频率为15Hz，改变第一电极间距，从而改变放电电容能量，研究电容能量对流动控制效果的影响。

图 8为v=10m/s，在前缘位置1施加激励，不同电容能量时的翼型升力系数曲线。由图可见，电容能量为0.625J和1.120J时，激励强度较小，分别使最大升力系数增加3.3%和3.2%，临界迎角增大1°；当电容能量增大到1.600J，2.025J和6.400J时，激励使临界迎角增大2°，最大升力系数分别增加6.6%，4.7%和5.4%，表明电容能量越大，激励推迟失速的能力越强，最大升力系数和临界迎角提高的越多。

4.4 来流速度对控制效果的影响

将来流速度提高到20m/s，研究来流速度对多路PSJ流动控制效果的影响。v=20m/s，在位置1处施加激励，不同电容能量时的翼型升力系数曲线如图 9（a）所示。由图可见，当电容能量Q≤1.600J时，激励无法推迟失速，电容能量为0.625J，1.120J和1.600J时，分别使最大升力系数增加3.2%，3.4%和3.6%；当电容能量增大到2.025J和6.400J时，激励使临界迎角增大1°，分别使最大升力系数增加4.0%和4.3%。表明电容能量越大，激励推迟翼型失速的能力越强，增升效果越好。

v=20m/s，α=18°时，固定Q=6.400J，激励施加前后表面压力分布如图 9（b）所示。与v=10m/s时的情况类似，施加激励后，主翼吸力下降，吸力峰值增大，主翼升力增加8.0%，附面层分离被有效抑制；襟翼压力上升，襟翼升力减小4.4%；激励在主翼和襟翼的综合作用使翼型总升力增大4.0%。

比较v=10m/s和v=20m/s时，不同电容能量的激励所引起的升力系数和临界迎角的变化如图 10所示。可以发现，各来流速度下激励均能增大升力，推迟失速，来流速度越大，激励推迟失速的能力越小，升力增加越少。

4.5 激励位置对控制效果的影响

分别在位置1，2，3单独施加激励，研究激励位置对控制效果的影响。v=10m/s，激励频率和电容能量分别为15Hz和1.120J时，不同位置激励下的翼型升力系数曲线如图 11（a）所示。由图可见，位置2处的激励推迟失速的能力最强，使临界迎角增大2°，最大升力系数增加6.6%；单独在后缘位置3处施加激励也能达到与前缘位置1处激励相似的控制效果，抑制主翼流动分离，且增升效果比前缘激励好，使临界迎角增大1°，最大升力系数增加7.0%。结果表明翼型前后流场紧密耦合，PSJ能穿透后缘较厚的附面层，对流场进行控制。

图 11（b）为α=15°时，翼型表面压力分布，为便于观察，对翼面压力点进行连线，由图可见，不同位置的激励均能有效抑制主翼分离，产生前缘吸力峰值，但在b=10%~20%的区间内，位置2，3处激励所产生的吸力大于位置1，因此位置2，3的总升力较大，与升力曲线结果一致。究其原因，在大迎角下，翼型距前缘10%~20%弦长处存在分离泡，位置1在分离泡之前，大迎角下激励产生的扰动卷入主流，无法对分离泡产生影响，故升力较小；位置2在分离泡内，激励能有效消除分离泡，故推迟失速能力最强；位置3在分离泡之后，由于翼型前后流场紧密耦合，激励所产生的扰动在回流区内能沿型面向前传播，对分离泡产生影响，但其抑制效果不如位置2，所以流动控制效果较位置1强，较位置2弱。

不同位置激励的结果表明，翼型各个位置的激励均有能力抑制主翼分离，而在何处激励控制效果最好，则需视流场状况而定。

由于传统的介质阻挡放电激励强度弱，产生的扰动易被后缘附面层淹没，后缘襟翼的分离控制十分困难^{[29, 30]}。本文利用多路PSJ穿透后缘附面层，在前后同时施加激励，探索组合激励的控制规律，为襟翼分离控制提供参考。

在位置1和位置3同时施加激励，各位置的激励器个数不变，研究组合激励的控制效果。为保证10路放电稳定，固定激励频率和电容能量分别为15Hz和2.025J，v=10m/s时，单位置激励和组合激励下的升力系数曲线如图 12（a）所示。由图可见，相比于单独在位置1处施加激励，组合激励推迟失速的能力较弱，而增升能力较强，翼型性能更好，位置1处激励增大临界迎角2°，使最大升力系数增加4.7%，组合激励增大临界迎角1°，使最大升力系数增加7.3%，比位置1处激励高2.6%。

图 12（b）为α=16°时单位置激励和组合激励的表面压力分布，可以看出，相对于单位置激励，组合激励下主翼前缘吸力峰值较低，襟翼仍呈现压力平台，但襟翼压力较小，表明额外在后缘位置3处施加激励使组合激励抑制主翼分离的能力减弱，导致主翼升力下降，推迟失速的能力减小，同时显著影响襟翼流场，使襟翼压力升减小，襟翼升力上升，激励在主翼和襟翼的综合作用使翼型总升力上升，激励增升能力增强，与升力曲线结果一致。

4.6 流场的延迟效应

文献[1]表明流场存在延迟效应，即打开等离子体激励后，流动分离很快被抑制，但是关闭激励后流动不会马上回到分离的状态，而是存在一个响应延迟，要经过一段时间才会重新分离，延迟时间为5.2s。

v=20m/s，α=20°时，以测压阀开始采集时刻为时间零点，在t=10s时打开多路PSJ激励，随即在t=15s时关闭，600s内翼型升力系数变化如图 13所示。由图可见，激励前翼型升力系数平均为0.4066，激励后升力系数迅速上升，10~15s内平均升力系数为0.5157，增加了26.8%，流动分离被抑制；关闭激励后，升力系数并不降至激励前的状态，而是在较高的状态波动，15~600s内平均升力系数为0.5016，比激励前增加23.4%，表明附面层未恢复分离，流场存在延迟效应，延迟时间不小于585s。

文献[1]分析延迟效应是关闭激励时所诱导的逐渐减弱的旋涡与绕流附面层相互作用所引起的。本文延迟时间较长，表明在同一时刻，流场存在两个或多个稳定存在状态，激励的短时间作用能使流场从一个状态转变为另一个状态，激励作为流场状态转换触发器对流场进行作用。利用流场的这个延迟效应，在进行流动控制时，可以通过合理控制激励的开关，达到节约能耗、延长激励器寿命的目的。

5 结论

通过本文实验，得到以下结论：

（1）单个电源驱动12路合成射流放电各激励器均能产生较强的冲击波和射流，各冲击波传播速度相差不大，射流开始较强，随时间逐渐减弱；冲击波和射流对流场施加扰动，诱导大尺度涡结构，促进掺混，抑制流动分离，改善翼型性能。

（2）多路等离子体合成射流激励能有效抑制翼型主翼附面层分离，使主翼升力增加，同时使襟翼吸力面压力增大，襟翼升力减小，总升力增大，失速推迟。来流速度v=10m/s，迎角为15°时，激励使翼型升力系数增大14.9%。

（3）无量纲频率F⁺=4.8时存在最佳激励频率150Hz；激励频率极低时，频率越低，流动控制效果越好；电容能量越大，来流速度越小，激励推迟失速的能力越强，增升效果越好。v=10m/s，电容能量Q=6.400J时，激励使失速迎角增大2°，最大升力系数增加5.4%。

（4）翼型距前缘15%c处为最佳激励位置；主翼后缘激励也能有效抑制主翼分离，推迟失速，增加升力；相对于主翼前缘激励，在主翼前缘和后缘同时施加激励抑制主翼分离和推迟失速的能力减小，但能减小襟翼升力损失，使总升力更大。

（5）流场存在延迟效应，延迟时间不小于585s，表明流场存在多个稳定状态，等离子体激励作为状态转换触发器对流场进行作用。

下一阶段将采用更多路，更高强度的激励，研究多种激励布局的流动控制效果，并对流场的延迟效应进行进一步研究。