兩電極等離子體合成射流性能及出口構型影響仿真研究

周 巖，劉 冰，王 林，羅振兵，夏智勛

（國防科學技術大學高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室，湖南長沙 410073）

兩電極等離子體合成射流性能及出口構型影響仿真研究

周 巖，劉 冰，王 林，羅振兵＊，夏智勛

（國防科學技術大學高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室，湖南長沙 410073）

通過將火花放電的物理效應等效為氣體焦耳加熱的過程，在能量方程中引入能量源項，進行了單次能量沉積下兩電極等離子體合成射流的唯象模擬。提出將等離子體合成射流對外界流場的動能和熱能注入分別作為表征射流“沖擊效應”和“熱效應”的參數。研究表明在單次放電條件下射流建立的自維持振蕩過程中，射流動能和熱能主要集中于主射流階段且射流的“沖擊效應”相比“熱效應”衰減更快，在一個大氣壓下兩電極激勵器總的能量轉化效率約為2.3%。分析了出口構型對射流的影響，研究表明收縮孔結構可以有效提高射流速度，但將導致射流動量和飽和頻率的降低。

等離子體合成射流；唯象模擬；能量效率；出口構型；性能

0 引 言

對流場進行有效操控具有重要的應用價值。新型流動控制技術的研究對于改善飛行器的氣動性能、提高飛行器的安全性和可操作性具有重要意義。目前，主動流動控制技術受到越來越廣泛的關注。

主動流動控制激勵器的設計和研究是主動流動控制發展的核心問題之一，等離子體氣動激勵器是目前最引人關注的一種主動流動控制激勵器［1－3］。根據放電特性和工作原理的不同，等離子體氣動激勵器主要分為介質阻擋放電（DBD）［47］、直流／準直流電弧放電［8－9］和等離子體合成射流［10－11］等幾種類型。其中，等離子體合成射流激勵器又稱為火花放電式合成射流激勵器，它融合了合成射流與等離子體激勵器兩者的優勢，克服了常規等離子體激勵器誘導氣流速度較低的不足，因而在高速流動控制領域表現出良好的應用前景［1，12］。

兩電極等離子體合成射流激勵器的結構和工作示意圖如圖1所示，它由開有射流出口的絕緣腔體和一對電極組成。其工作過程分為三個階段：1）能量沉積階段，通過在兩電極之間加載高壓，在腔體內產生火花放電，電加熱作用使得腔內氣體的溫度和壓力快速升高；2）射流噴出階段，腔內氣體從出口高速噴出，產生等離子體射流；3）吸氣復原階段，由于高速射流的引射導致腔體內形成負壓，外部氣體重新充填腔體，準備進入下一工作周期。

圖1 兩電極等離子體合成射流激勵器示意圖Fig.1 Schematic of two-electrode plasma synthetic jet actuator

美國約翰霍普金斯大學［10，13－14］于2003年首先開始了兩電極等離子體合成射流激勵器的研究，隨后德克薩斯大學［12，15－17］、法國宇航研究中心［18－19］、新澤西州立大學［20－21］及空軍工程大學［22－23］、國防科學技術大學［11，24］、南京航空航天大學［25］等單位也相繼開展了相關試驗和仿真研究。目前，試驗研究主要是采用紋影和PIV技術對射流瞬時流場結果進行觀察，以及對激勵器放電時的電參數進行測量，但是由于等離子體合成射流激勵器工作空間狹小、電磁干擾大、射流流場變化劇烈等原因，射流的動量、質量流量、溫度等參數不易精確測得。因此，數值仿真對于指導激勵器的設計、研究不同工作參數對激勵器工作性能的影響規律十分必要。

目前，針對等離子體合成射流的數值仿真方法主要分為兩類：一是將激勵器氣體放電過程簡化為對腔體的等容瞬時加熱，并將按理想氣體狀態方程計算的激勵器腔體達到的理論高溫、高壓值作為射流形成和發展的初始條件，進行理想氣體條件下等離子合成射流的模擬；二是將激勵器氣體放電過程等效為功率密度按一定時間和空間分布的能量注入過程，通過在能量方程中添加源項的方法進行模擬，此方法相較于前一種方法更能反應激勵器的真實工作過程，因而計算結果具有更高的可信度。文獻［23］采用第一種方法進行了射流演化過程的模擬，并分析了放電持續時間的影響。文獻［24-25］采用第二種方法研究了放電頻率、放電電能、激勵器尺寸等參數對射流性能的影響。射流出口是激勵器結構中一個關鍵部分，出口構型的不同對于激勵器的工作性能具有重要影響，文獻［24］等研究了不同出口直徑的影響，結果表明小的激勵器出口直徑可以產生速度更高、飽和頻率較小的射流，但是針對孔的收縮角不同對激勵器性能的影響還缺乏相關研究。

本文采用文獻［24］在能量方程中添加源項的方法，進行了等離子體合成射流的唯象模擬，針對三維模型網格量較大的問題，采用了簡化的二維軸對稱模型，縮短了計算周期。通過與文獻［16］試驗數據的對比，驗證了計算方法的可行性。通過對射流參數進行詳細分析，結合等離子體流動控制的機理，提出將等離子體合成射流對外界流場的動能和熱能注入分別作為表征射流“沖擊效應”和“熱效應”的參數，并由此定義了激勵器總能量效率的計算方法。同時針對之前研究中存在的不足，進一步研究了激勵器射流出口收縮角對工作性能的影響。

1 物理模型和計算方法

1.1 控制方程

由于等離子體合成射流涉及流體力學、電磁學、等離子體物理學等多個學科，對其建立精確的物理仿真模型十分困難。因此本文采用了文獻［24］中的物理模型和簡化假設，控制方程為非定常可壓縮粘性N-S方程組，通過在N-S方程組的能量方程中添加能量源項的方法來模擬放電過程中的熱量注入，采用有限體積法對控制方程進行離散，空間離散采用二階迎風格式，時間離散為二階隱式格式，計算時間步長取為2×10－9s，每個時間步內迭代20步，使得所有變量迭代計算殘差小于10－6以保證收斂。

1.2 計算域及網格劃分

計算域包括激勵器腔體、射流出口和外部流場三部分，其網格劃分如圖2所示，考慮到計算域的對稱性，為減小計算網格數，僅選取射流流場的1／2進行計算。其中激勵器的結構與文獻［16］試驗中所使用的激勵器結構相同，具體尺寸如圖2中所示。為了消除外部邊界對計算結果的影響，使外邊界側向距激勵器出口35mm，縱向距激勵器出口80mm。

圖2 計算區域及網格劃分Fig.2 Computational domain and mesh

為獲得精細的射流流場結構，對激勵器腔體和射流出口部分的網格進行局部加密，網格尺寸約為0.026mm×0.026mm。外部流場第一層網格高度取為0.026mm，網格增長率1.005。計算網格數約為8萬。

1.3 邊界條件

計算域外邊界設置為壓力出口邊界條件，根據文獻［16］中的試驗條件，總溫為300K，總壓約為4666 Pa。激勵器腔體和射流出口邊界設置為固體壁面，壁面與外部環境的熱交換可表示為

其中φ為有效傳熱熱流密度（W／m2），傳熱系數h取為8W／（m2·K）［22］，Tw為固體壁面溫度，T∞＝300 K為環境大氣溫度。

根據文獻［16］，激勵器工作過程中可以將整個腔體視為放電通道，并作為能量注入區域，在放電電流為3.5A條件下單次放電注入電能約為40mJ，能量注入過程主要集中在放電前5μs內，電能到氣體熱能的轉換效率約10%。根據基本假設認為氣體加熱在時間和空間上為均勻分布，可以得到能量注入區域的功率密度Q為：

其中氣體加熱的效率ηe＝10%，注入電能E＝40mJ，腔體體積V＝90.5mm3，注入時間τ＝5μs，計算可得氣體加熱的功率密度Q＝4.42×1010W／m3。

2 計算方法驗證及結果分析

2.1 計算方法驗證

圖3所示為放電開始后30μs的流場密度及速度云圖。由圖3可知激勵器腔體內的氣體由于受熱快速膨脹而從射流出口高速噴出，射流的最高速度達到358m／s，并且在射流外形成一道前驅激波，射流兩側形成對稱旋渦。

圖3 射流流場密度及速度云圖（放電開始后30μs）Fig.3 Contours of density and velocity of plasma synthetic jet（30μs after the start of the discharge trigger）

激勵器軸線上流場的壓力、溫度分布曲線如圖4所示，其中橫坐標表示至激勵器出口的距離。壓力曲線中，氣壓在至激勵器出口約11mm處出現由P1點突降到P2點，這代表了前驅激波前后壓力的變化。溫度曲線中，激勵器出口溫度呈現先降低、后略有回升的變化趨勢，如圖4（b）中T1至T3點所示，其中T1點到T2點為高溫射流主流所在位置，射流鋒面大約位于至激勵器出口約7mm的T2點，T2點到T3點溫度的微升可能來自于前驅激波造成的氣動加熱。

計算得到的不同時刻前驅激波和射流鋒面位置與相同條件下試驗結果［16］的對比如圖5所示，其中橫坐標表示放電開始后的時間，縱坐標表示至激勵器出口的距離。由圖5可知，前驅激波位置隨時間基本呈線性變化，這表明激波運動的速度保持恒定，計算得到的激波推進速度約為412.7m／s；而射流鋒面的移動速度逐漸減慢。圖5的結果表明計算得到的前驅激波及射流特性與試驗結果較為一致，所采用計算方法能滿足本文計算要求。分析認為產生誤差的主要原因有：1）計算時假設能量在整個腔體內均勻注入，而實際的放電電弧區域并不會充滿整個腔體，因而導致計算得到的前驅激波和射流鋒面位置要略大于試驗結果；2）假設能量注入過程在時間上為均勻分布；3）對計算流場的二維軸對稱簡化。

圖4 激勵器軸線上壓力與溫度分布曲線Fig.4 Pressure and temperature on the axis of actuator

圖5 放電開始不同時刻前驅激波與射流鋒面位置Fig.5 Trajectory of the plasma synthetic jet precursor shock and front jet

2.2 射流性能及出口構型的影響

2.2.1 計算算例

激勵器結構參數是等離子體合成射流性能的重要影響因素。選取如圖6所示的三種激勵器出口構型作為計算算例，研究不同出口構型對等離子體合成射流性能的影響。其中注入電能E＝50mJ及氣體加熱的效率ηe＝10%保持不變，激勵器腔體尺寸均為4mm×4mm，環境溫度和壓力分別為300K和1atm。激勵器出口喉道高為0.7mm，底徑為Φ1mm，收縮角分別為0°、12°和23°，如圖6所示。

圖6 三種激勵器出口構型Fig.6 Three kinds of actuator orifice shapes

2.2.2 性能評價參數

文獻［26］指出，等離子體流動控制的作用主要包含動力效應、沖擊效應、熱效應三個方面。其中，動力效應指等離子體在電磁力作用下的定向運動，而等離子體合成射流的流動控制主要在無外加強磁場的情況下進行，因此其動力效應較小，主要依靠射流的沖擊效應和熱效應。

沖擊效應取決于等離子體合成射流動量或動能大小，射流動能Ekinetic可以表示為［24］：

其中t1～t2為射流噴射的時間，m·為射流的質量流率，ujet為射流的速度。

熱效應來自于氣體放電加熱引起的流場物性參數的改變。在傳統航空條件下，這方面的作用很小，但是在臨近空間稀薄空氣高電離率和高超聲速飛行條件下，這方面的作用可能增大。熱效應可以通過等離子體合成射流向外部流場的熱能注入來衡量，等離子體合成射流向外部流場的熱能注入Ethermal可表示為：

其中Tjet為射流的溫度，T∞＝300K為流場的初始溫度，射流氣體的定壓比熱Cp為Tjet的函數。

為了對激勵器的工作性能進行評價，定義激勵器總能量轉化效率η為：

其中ηkinetic、ηthermal分別表示電能向射流動能和熱能的轉化效率。

為保證激勵器腔體內有足夠的氣體工質，優化連續脈沖工作的射流特性，必須合理選擇激勵器的放電頻率。文獻［24］定義了能夠實現腔體充分回填的激勵器最大工作頻率為等離子體合成射流激勵器的飽和頻率fsat，當放電頻率超過fsat時，容易造成激勵器腔體無法充分回填而出現“啞火”［16］。

此外，為了評價激勵器的快速響應能力，定義激勵器射流動量到達最大值的時間為射流的峰值時間tpeak，峰值時間越短表明激勵器的響應越快。

2.2.3 射流性能分析

圖7所示為孔型1結構激勵器對應的射流出口速度、射流動能、腔體壓強、腔體內剩余氣體質量、射流出口溫度、射流注入熱能等參數隨時間的變化。

由圖7可知，激勵器射流出口速度存在明顯振蕩，當ta＝196μs時射流出口速度開始為負值，此時主射流噴射結束，外部氣體開始回填腔體；當tb＝283μs時回填過程結束，至此激勵器完成一個工作周期，并開始進入一個振幅不斷衰減的自維持周期性工作過程，直至下一次氣體放電開始。激勵器的飽和頻率fsat＝1／tb＝3.54kHz。射流的動能和注入熱能絕大部分集中于主射流，在主射流結束后基本降為0。腔體內壓強在氣體放電階段由101 325Pa急劇升高到140 124Pa，腔體內剩余氣體質量由初始時刻的5.92 ×10－8kg降低到ta時刻的4.63×10－8kg，在主射流階段腔體內最多有21.8%的氣體噴出。對比射流出口速度與溫度可以發現，射流速度和動能在達到峰值后開始逐漸衰減，而射流溫度卻有一個高溫平臺區，其持續時間約為整個主射流噴出階段，直至接近ta時刻才開始快速衰減，表明射流可以在較長時間內維持高溫。同時對比射流動能與射流熱能曲線可以發現，射流熱能曲線在達到峰值后的下降速度更慢，這表明射流的“熱效應”相比“沖擊效應”衰減相對緩慢。

2.2.4 出口構型的影響

三種不同出口構型的激勵器各項性能參數比較如圖8所示，其中Vmax、m·max、pmax分別表示出口處射流的最大速度、最大質量流率和最大動量。由圖8可知，隨著射流出口收縮角的增大，可以明顯達到提高射流最大速度的目的，并且射流的峰值時間略有縮短，表明收縮孔結構仍能具有比較好的快響應特性。但是射流最大速度的提高存在一定的限度，由孔型1到孔型2出口頂部面積收縮51%，射流最大速度提高28.3m／s；而由孔型2到孔型3出口頂部面積進一步收縮33%，射流最大速度僅僅提高了1.4m／s。說明當超過一定限度時，出口收縮導致的阻塞作用將使射流增速大大放緩。并且相比射流速度的提高，射流最大質量流率的減小更為顯著，這導致了射流最大動量的降低。

圖7 孔型1結構激勵器參數變化曲線Fig.7 Jet and actuator parameters varying with time for orifice shape 1

圖8 三種出口孔型激勵器性能參數比較Fig.8 Performance comparison of three kinds of actuator orifice shapes

隨著射流出口收縮角的增大，射流到達峰值的時間雖然變化不大，但是峰值過后射流的衰減速度卻顯著放緩，即射流由“短時間大流量”噴射轉變為“小流量長時間”噴射。這造成兩方面的影響：一是主射流的持續時間顯著增加，這表明射流的有效作用時間延長；二是射流的飽和頻率降低，限制了激勵器工作頻率的提高，如圖8（c）所示。通過能量效率的計算可以發現，收縮孔結構由于會造成更多的動能損失因此總能量轉化效率略有降低，但總體而言各個孔型效率差別不大，大約為2.3%。

綜上所述，為了實現激勵器整體性能的最優，需要根據不同的使用要求合理設計射流出口構型。如果射流出口收縮過度，不僅對于射流增速作用不大，而且會造成射流動量和效率的降低，更重要的是導致激勵器工作頻率的提高受限，而激勵器的高頻工作特性對于特征頻率較高的高速流動控制至關重要。

3 結 論

（1）通過在能量方程中添加源項的方法進行了兩電極等離子合成射流的唯象模擬，與相同條件下試驗得到的前驅激波與射流鋒面等數據對比表明，本文所采用的等離子合成射流唯象仿真模型可以與試驗數據獲得較好的吻合，仿真結果能夠比較真實地反映等離子體合成射流的特性。

（2）基于等離子體合成射流流動控制機理，提出將等離子體合成射流對外界流場的動能和熱能注入分別作為表征射流“沖擊效應”和“熱效應”的參數，進而給出了射流的總能量轉化效率和反映射流響應特性的峰值時間等評價參數。研究表明射流動能和熱能主要集中于主射流階段且射流的“沖擊效應”相比“熱效應”衰減更快，在一個大氣壓下兩電極激勵器總的能量轉化效率約為2.3%。

（3）在一定程度上采用收縮孔結構可以有效增大射流的最大速度，但是當出口面積收縮過大（收縮率由51%進一步收縮為84%）時，由于阻塞作用顯著增強，增速的效果出現明顯降低。同時，收縮孔結構會造成射流動量的降低，更重要的是導致激勵器工作頻率的提高受限，而激勵器的高頻工作特性對于特征頻率較高的高速流動控制至關重要。因此，在激勵器實際工作過程中要根據不同的使用要求對激勵器的出口結構進行合理優化。

［1］ Wang L，Luo Z B，Xia Z X，et al.Review of actuators for high speed active flow control［J］.Sci.China Tech.Sci.，2012，55：2225-2240.

［2］ Wang J J，Choi K S，Feng L H，et al.Recent developments in DBD plasma flow control［J］.Progress in Aerospace Sciences，2013，62：52-78.

［3］ Nie W S，Cheng Y Fa，Che X K.Review on dielectric barrier discharge plasma flow control［J］.Advances in Mechanics，2012，42（6）：722-734.（in Chinese）聶萬勝，程鈺鋒，車學科.介質阻擋放電等離子體流動控制研究進展［J］.力學進展，2012，42（6）：722-734.

［4］ Meng X S，wang J L，cai J S，et al.Flow control over a slender conical forebody by different plasma actuations［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2013，31（5）：647-651.（in Chinese）孟宣市，王健磊，蔡晉生，等.不同形式等離子體激勵對細長體分離渦的控制［J］.空氣動力學學報，2013，31（5）：647-651.

［5］ Zhang P F，Dai C F，Liu A B，Wang J J.The effect of actuator strength on the plasma synthetic jet［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2012，30（2）：228-232.（in Chinese）張攀峰，戴晨峰，劉愛兵，等.激勵強度對等離子體合成射流的影響［J］.空氣動力學學報，2012，30（2）：228-232.

［6］ Xue B M，Yang Y.Numerical research on airfoil leading edge separation control using plasma actuator［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2009，27（1）：1-4.（in Chinese）薛幫猛，楊永.應用等離子體進行翼型前緣分離控制的數值模擬研究［J］.空氣動力學學報，2009，27（1）：1-4.

［7］ Li Y H，Wu Y，Zhang P，et al.Experimental investigation on airfoil stall separation suppression by plasma actuation［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2008，26（3）：373-377.（in Chinese）李應紅，吳云，張樸，等.等離子體激勵抑制翼型失速分離的實驗研究［J］.空氣動力學學報，2008，26（3）：373-377.

［8］ Leonov S B，Bityurin V A，Yarantsev D A，et al.High-speed flow control due to interaction with electrical discharges［R］.AIAA 2005-3287.

［9］ Cheng Y F，Nie W S，LI G Q.Numercial study of plasma aerodynamic actuation mechanism［J］.Acta Phys.Sin.，2012，61（6），060509.（in Chinese）程鈺鋒，聶萬勝，李國強.等離子體氣動激勵機理數值研究［J］.物理學報，2012，61（6），060509.

［10］Grossman K R，Cybyk B Z，Vanwie D M.Sparkjet actuators for flow control［R］.AIAA 2003-0057.

［11］Wang L，Xia Z X，Luo Z B，et al.A three-electrode plasma synthetic jet actuator for high speed flow control［J］.AIAA Journal，2014，52（4）：879-882.

［12］Narayanaswamy V，Clemens N T，Raja L L.Investigation of a pulsed-plasma jet for shock／boundary layer control［R］.AIAA 2010-1089.

［13］Haack S J，Taylor T，Emhoff J，et al.Development of an analytical sparkJet model［R］.AIAA 2010-4979.

［14］Grossman K R，Cybyk B Z，Rigling M C，et al.Characterization of sparkjet actuators for flow control［R］.AIAA 2004-0089.

［15］Narayanaswamy V，Shin J，Clemens N T，et al.Investigation of plasma-generated jets for supersonic flow control［R］.AIAA 2008-0285.

［16］Narayanaswamy V，Raja L L，Clemens N T.Characterization ofa high-frequency pulsed-plasma jet actuator for supersonic flow control［J］.AIAA Journal，2010，48（2）：297-305.

［17］Narayanaswamy V，Clemens N T，Raja L L.Method for acquiring pressure measurements in presence of plasma-induced interference for supersonic flow control applications［J］.Measurement Science and Technology，2011，22：125107.

［18］Caruana D，Barricau P，Hardy P，et al.The“plasma synthetic jet”actuator aero-thermodynamic characterization and first flow control applications［R］.AIAA 2009-1307.

［19］Hardy P，Barricau P，Belinger A，et al.Plasma synthetic jet for flow control［R］.AIAA 2010-5103.

［20］Anderson K.Characterization of spark jet for flight control［D］.New Brunswick：Rutgers，The State University of New Jersey，2012.

［21］Golbabaei M，Knight D，Anderson K.Spark Jet efficiency［R］.AIAA 2013-0928.

［22］Jia M，Liang H，Song H M，et al.Characteristic of spark discharge plasma jet driven nanosecond pulses［J］.High Voltage Engineering，2011，37（6）：1493-1498.（in Chinese）賈敏，梁華，宋慧敏，等.納秒脈沖等離子體合成射流的氣動激勵特性［J］.高電壓技術，2011，37（6）：1493-1498.

［23］Liu P C，Li J，Jia M，et al.Investigation on flow field of the plasma synthetic jet device［J］.Journal of Air Force Engineering University，2011，12（6）：22-25.（in Chinese）劉朋沖，李軍，賈敏，等.等離子體合成射流激勵器的流場特性分析［J］.空軍工程大學學報，2011，12（6）：22-25.

［24］Wang L，Luo Z B，Xia Z X，et al.Energy efficiency and performance characteristics of plasma synthetic jet［J］.Acta Phys.Sin.，2013，62（12）：125207.（in Cinese）王林，羅振兵，夏智勛，等.等離子體合成射流能量效率及工作特性研究［J］.物理學報，2013，62（12）：125207.

［25］Shan Y，Zhang J Z，Tan X M.Numerical study of the flow characteristics and excitation parameters for the sparkjet actuator［J］.Journal of Aerospace Power，2011，26（3）：551-557.（in Chinese）單勇，張靖周，譚曉茗.火花型合成射流激勵器流動特性及其激勵參數數值研究［J］.航空動力學報，2011，26（3）：551-557.

［26］Wu Y.Study on the mechanism of plasma aerodynamic actuation and its application in compressor stability extension［D］.Xi’an：Air Force Engineering University，2007.（in Chinese）吳云.等離子體氣動激勵及其擴大壓氣機穩定性的原理研究［D］.西安：空軍工程大學，2007.

Numerical simulation of performance characteristics of two-electrode plasma synthetic jet and the influence of different actuator orifice shapes

Zhou Yan，Liu Bing，Wang Lin，Luo Zhenbing＊，Xia Zhixun
（Science and Technology on Scramjet Laboratory，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China）

Plasma synthetic jet（some called“spark jet”or“pulsed-plasma jet”）is a new type of plasma aerodynamic actuation.It is a synthetic jet that is generated by striking an electrical discharge in a small cavity and the gas in the cavity spurts out through a small orifice in a high speed after pressurization owing to the heating caused by electrical discharge.To study the performance characteristics of two-electrode plasma synthetic jet and the influence of different actuator orifice shapes，aphenomenological simulation of two-electrode plasma synthetic jet built by a single energy deposition was accomplished by equating the physical effects of the spark discharge with gas Joule heating and adding source term in energy equation.The kinetic energy and heat injection into outer flow field of plasma synthetic jet were used as characterizations of“impact effect”and“thermal effect”.The results show that the kinetic energy and heat injection of plasma synthetic jet are mostly concentrating in primary jet during the self-sustained oscillation process established by a single discharge，and“thermal effect”of jet works longer than“impact effect”.Overall energy efficiency of two-electrode plasma synthetic jet actuator is about 2.3%at 1atm.The influence of different actuator orifice shapes was studied and it shows that shrinking orifice can effectively improve the jet velocity，but will reduce jet momentum and saturation frequency simultaniously.

plasma synthetic jet；phenomenological simulation；energy efficiency；orifice shape；performance characteristics

V211.3；TJ011.＋5

：Adoi：10.7638／kqdlxxb-2014.0037

2014-05-19；

2014-08-21

國家自然科學基金（11372349）；全國優秀博士論文作者專項資金（201058）；國防科技大學杰出青年基金（CJ110101）

周巖（1990-），男，山東臨沂人，博士生，主要從事臨近空間飛行器、流動控制技術研究.E-mail：15274914737＠163.com

羅振兵＊（1979-），男，湖北黃石人，教授，主要從事組合推進技術、臨近空間飛行器、流動控制技術研究.E-mail：luozhenbing＠163.com

周巖，劉冰，王林，等.兩電極等離子體合成射流性能及出口構型影響仿真研究［J］.空氣動力學學報，2015，33（6）：799-805.

10.7638／kqdlxxb-2014.0037 Zhou Y，Liu B，Wang L，et al.Numerical simulation of performance characteristics of two-electrode plasma synthetic jet and the influence of different actuator orifice shapes［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（6）：799-805.

0258-1825（2015）06-0799-07