三角翼DBD等離子體流動控制研究進展

牛中國，趙光銀,*，梁華，柳平

1. 空軍工程大學 航空工程學院 等離子體動力學重點實驗室，西安 710038 2. 重慶交通大學 航空學院，重慶 400074

三角翼布局的優點是超聲速飛行時阻力低、失速迎角相對較大，因此多用于現代戰斗機的設計。大后掠角低展弦比三角翼適用于高速飛行器[1]；中小后掠角低展弦比機翼常用于微型飛行器和無人轟炸機等[2]。然而，三角翼布局相對低的升阻比不利于長航程的設計需求，升力系數曲線斜率較緩意味著其在起飛/著陸階段產生的升力較低，大迎角時翼尖的抖振也較為嚴重。三角翼在較大迎角繞流時往往表現出渦流主導的繞流特性，空氣動力特性受渦結構影響較大。控制這些渦流具有諸多意義[3]，例如增加升力和提高臨界迎角、產生用于飛控的操縱力矩、減緩機翼或尾翼的振動。

前緣渦結構受三角翼幾何構型影響較大，尤其是前緣后掠角的影響[3]。圖1給出了不同后掠角三角翼失速特性[3-7](圖中α為迎角，CL為升力系數)。對于細長三角翼(后掠角Λ≥65°)，渦破裂的發生點距失速邊界很近，這意味著渦破裂導致的渦升力的丟失影響著機翼的最大升力系數和失速；細長三角翼渦破裂點的前后不穩定移動范圍可達10%弦長，會引起氣動力和力矩振蕩[6]。當渦破裂發生在非細長三角翼上(Λ∈[35°，55°])時，升力系數仍可近似線性地增大到較大迎角下(圖1(c))，這意味著渦破裂并非影響非細長三角翼大迎角空氣動力特性的主導因素，近失速時翼面上的旋渦難以附著到翼面上可能是其失速的主要原因。因此，對脫體渦流型的流動控制與后掠角有較大關系。

近幾年，較多的試驗和仿真研究了三角翼前緣渦的控制，控制方式有機械式和氣動式，比如多渦系、控制舵面、吹吸氣、低頻和高頻激勵、反饋控制、柔性機翼、等離子體激勵等。這些控制方式的概念和控制機理在文獻[3]中進行了詳細的闡述。邊條翼、鴨翼產生渦流通過多渦耦合干擾控制，增強前緣渦的穩定性和強度，結構簡單，使用可靠，目前很多戰斗機仍在使用；前緣吹氣、尾緣射流、吹吸氣等控制方式，需要比較復雜的氣路，難以產生響應快、頻帶寬的激勵，而且氣源也是一個問題；前緣渦襟翼、尖頂襟翼則需要復雜的機械裝置。因此，迫切需要探索新的三角翼前緣渦控制技術。

圖1 不同后掠角三角翼的失速特性[3-7]Fig.1 Stall characteristics of delta wings with different swept angles[3-7]

等離子體流動控制是基于“等離子體氣動激勵”的新概念主動流動控制技術，與傳統流動控制手段相比，易于產生快速(<0.1 ms)、可控的寬頻帶氣動激勵(0.01～100 kHz)，結構簡單，不改變原有氣動型面，有望解決其他流動控制手段不能解決或難以解決的快速主動控制等問題，進而為流動控制方式從固定的開環控制向自適應的閉環控制轉變提供良好的基礎條件。

1 DBD等離子體氣動激勵

放電原理不同，可產生不同形式的等離子體氣動激勵，比如用于流動分離控制的表面介質阻擋放電(Surface Dielectric Barrier Discharge, SDBD)激勵[8]，用于激波控制的表面電弧放電激勵[9]，基于弧光放電和火花放電原理產生的等離子體合成射流激勵[10]等。文獻[11]就多種典型等離子體氣動激勵的特性和應用，綜述了等離子體流動控制的研究進展。對于分離流控制和旋渦控制，常用的SDBD等離子體激勵器，如圖2所示。典型的常用SDBD激勵器是由高低壓電極非對稱地粘貼于絕緣介質層兩側構成的，介質層的作用是防止微放電向熱電弧轉化，有利于產生大區域相對均勻的等離子體。

根據施加于激勵器上的電壓信號，可產生流動控制常用的4種DBD激勵：連續模式的AC-DBD (Alternating Current-DBD)，脈沖調制模式的AC-DBD(如圖3(a)所示，圖中AM表示正弦波調制，BM表示脈沖調制)，微秒脈沖DBD(μs-DBD)[12]，納秒脈沖DBD (NS-DBD)[13-14](如圖3(b)所示)。相對于高頻連續模式的AC-DBD激勵，脈沖調制模式的AC-DBD、μs-DBD和NS-DBD的脈沖頻率要低1～2個數量級，相對于低速流動，具有明顯的非定常性，這里稱為非定常激勵；相對地，將高頻連續模式的AC-DBD激勵稱為定常激勵。

圖2 流動控制中典型的SDBD激勵器示意圖Fig.2 Schematic of typical SDBD actuator in flow control

圖3 激勵器上典型電壓波形Fig.3 Typical voltage waveforms applied to actuator

文獻[15-18]對不同時間尺度DBD激勵的放電特性和誘導流動特性進行了研究，發現不同激勵誘導的擾動形式有本質不同，如圖4所示(圖中d為高低壓電極垂直間距)。AC-DBD激勵可看作體積力源，定常AC-DBD激勵主要誘導近壁面射流，而非定常AC-DBD激勵在一定條件(合適的頻率和占空比)下可誘導周期性啟動渦。NS-DBD激勵向流場注入很小的動量，卻可誘導形成沖擊波，原因是部分放電能量在短時間(<1 μs)轉為熱能，瞬間局部放熱誘導沖擊波。相比AC-DBD，NS-DBD誘導速度很低(0.5 m/s以下)，可看作一個瞬間熱量源。文獻[15]對不同時間尺度DBD激勵的電特性和體積力特性進行了測試，發現μs-DBD最大放電電流和誘導體積力介于AC-DBD和NS-DBD之間。空軍工程大學等離子體動力學重點實驗室的相關研究表明：μs-DBD激勵單脈沖放電能量介于AC-DBD和NS-DBD之間，可誘導周期性旋渦和沖擊波結構產生[16]，表明μs-DBD激勵可誘發體積力和熱兩種擾動形式。μs-DBD的脈沖激勵電壓上升沿在微秒尺度，使其電磁干擾比NS-DBD低得多。

圖4 不同時間尺度DBD激勵誘導流場結構Fig.4 Induced flow structure by DBD actuation at different time scales

關于AC-DBD近幾年在流動控制中的發展、新型設計、創新應用，文獻[19-21]分別進行了綜述。激勵誘導最大速度限于絕緣材料和激勵器結構，體積力作用主導的AC-DBD激勵誘導速度較低(<10 m/s)，流動控制能力較弱。在追求表面DBD控制高速分離流的研究中，逐步認識到，非定常等離子體激勵的控制能力優于定常激勵[22]；相比AC-DBD和μs-DBD，NS-DBD流動控制能力得到巨大提升[23]。NS-DBD激勵已被驗證在起飛著陸馬赫數和雷諾數下能夠推遲機翼失速[24]，在馬赫數Ma=0.74下可有效抑制翼型繞流分離[13]，在高馬赫數下可有效控制脫體激波強度和位置[25-26]，在Ma=0.5下可有效改善超臨界翼型和飛翼布局的氣動特性[27]。然而，文獻[14]比較了二者控制效果，發現在前緣分離控制能力上AC-DBD不如NS-DBD，后緣分離控制卻好于NS-DBD；且低速下二者均可取得很好的前緣分離控制效果，所以孰優孰劣，不能一概而論。相對而言，μs-DBD在流動控制中研究相對較少。

2 DBD激勵三角翼前緣渦控制研究現狀

表面DBD激勵用于三角翼前緣渦控制，還未得到廣泛研究。已有研究多采用AC-DBD激勵，且多以大后掠角尖前緣三角翼為研究對象。第1節所述4種DBD激勵形式中，定常和非定常AC-DBD激勵在三角翼渦控制中研究得最為深入和廣泛[4,28-31]，μs-DBD和NS-DBD用于三角翼渦控制相對較少[32-34]。

以色列理工學院Greenblatt等[28]與柏林科技大學合作試驗研究了非定常AC-DBD激勵對60°后掠角三角翼前緣渦結構的影響，表明控制效果依賴于無量綱激勵頻率F+(F+=fc/U∞，其中，f為脈沖激勵頻率，c為機翼根弦長，U∞為來流速度)，當F+≈1時對前緣渦的控制作用最好。圣母大學Kwak和Nelson[4]進行了AC-DBD激勵改善三角翼氣動特性的低速風洞試驗。試驗研究了兩種不同的激勵器布局對后掠角分別為55°、65°和75°的尖前緣三角翼的流場結構和氣動特性的影響，發現流動控制效果受三角翼后掠角的影響很大。俄羅斯科學院Sidorenko等[30]研究了AC-DBD激勵對65°后掠角三角翼流場結構的影響，發現激勵可影響前緣渦的穩定性。美國空軍研究實驗室Visbal和Gaitonde[35]開展了AC-DBD激勵控制75°后掠角三角翼流動的數值模擬研究，在上翼面機翼頂點附近施加AC-DBD激勵可顯著推遲前緣渦破裂。美國軌道研究所Patel等和圣母大學合作[29]，采用AC-DBD激勵，在47°后掠角1303無人機上進行等離子體流動控制風洞試驗，發現在較廣的迎角范圍內，通過前緣渦和尾緣環量控制，空氣動力特性得到較大變化，有望實現用于航空器控制的無鉸鏈等離子體襟翼。日本國立鳥取大學Matsuno等[36]開展煙流顯示試驗表明了新型激勵器對于60°后掠角尖前緣三角翼的前緣渦控制是有效的。

香港理工大學Shen等[37]在雷諾數Re=5×104、后掠角75°三角翼上開展了AC-DBD激勵進行流動控制的試驗研究，發現單側前緣激勵可促進同側前緣渦破裂，同時推遲了異側前緣渦的破裂，天平測力發現DBD激勵使力矩產生明顯改變[38]，預示著用DBD激勵控制三角翼的機動是有潛力的。北京航空航天大學Zhang等[31]試驗研究了AC-DBD激勵對75°后掠角三角翼氣動特性和流場結構的影響。在不同弦向位置施加AC-DBD激勵均可增大升力系數；煙流顯示表明38°迎角下40%弦長處的激勵可將渦破裂位置由0.68弦長處推遲到0.76弦長處。空軍工程大學與中航工業空氣動力研究院合作，進行了三角翼等離子體流動控制的初步試驗研究[33,39]。在47°后掠角的鈍前緣三角翼上，首次采用NS-DBD激勵，通過天平測力研究了激勵位置、激勵電壓、激勵頻率對流動控制效果的影響規律，在來流50 m/s 下取得了較好的控制效果。

3 研究現狀總結分析

由于DBD激勵屬于氣動式的，其在三角翼渦控制上的常見布局與氣動式的吹吸氣有很多相似之處；同時根據研究現狀，發現主要有4種DBD激勵器布局較多地用于三角翼渦控制(見圖5)：① 激勵器布置在機翼前緣[4,28](圖5(a))，研究認為脈沖放電引入前緣非定常擾動比連續式放電效果好，最佳無量綱激勵頻率F+≈1；② 激勵器布置在垂直于前緣[4,30]以誘導附面層向下游加速(圖5(b))，研究認為定常AC-DBD激勵效果好于非定常激勵，順氣流方向的連續激勵可推遲旋渦破裂，逆氣流方向的連續激勵可導致旋渦提前破裂[30]；③ 激勵器沿二次分離線布置[30](圖5(b))，形成展向的等離子體射流，研究認為該布局的非定常激勵對旋渦穩定性有效果；④ 激勵器布置在上翼面不同弦向或垂直于翼根(圖5(c))，誘導沿渦軸向的加速[31,35]，可推遲渦的破裂，與圖5(b)作用類似。

由于DBD誘導氣流速度較低，其激勵布局還不同于吹氣激勵(比如在尾緣誘導噴流進行環量控制上還不能像吹氣那樣)，因此DBD激勵器的布局有其獨特之處。表1[4,27-35，38，40-42]給出了近年來三角翼等離子體流動控制研究對應的試驗狀態，可以看出目前研究多是在雷諾數和來流速度較低(<30 m/s)條件下進行。分析原因可能一方面是AC-DBD產生的擾動強度不足，在較高雷諾數和來流速度下難以起到明顯的控制效果；另一方面，國外部分研究以微型無人飛行器流動控制為研究背景，相對應的雷諾數低。

圖5 三角翼流動控制常用的等離子體激勵器布局Fig.5 Common arrangements of plasma actuator in delta-wing flow control research

圖5中，DBD等離子體激勵用于三角翼流動控制研究均取得一定控制效果，前緣激勵主要利用非定常等離子體激勵誘導非定常擾動效應，起到增強前緣渦強度的效果，對非細長三角翼有良好的控制效果[4]；上翼面不同弦長激勵主要利用定常激勵對流場的加速效應，起到推遲脫體渦破裂的目的，對細長三角翼有良好的控制效果[4,31]。總的來說，AC-DBD激勵對三角翼渦流場有效控制的來流速度較低。NS-DBD激勵用于外流控制的研究多圍繞翼型開展，三角翼流動控制的研究不多；與AC-DBD激勵相比，可控速度已有大幅提升。下面就定常激勵和非定常激勵兩方面，進一步分析影響三角翼流動控制效果的因素。

表1 三角翼等離子體流動控制的研究情況Table 1 Studies of delta-wing flow control by plasma actuation

4 定常激勵下影響控制效果的因素

這里定常激勵是連續AC-DBD，其可誘導近壁面射流，起到加速附面層內低速流體的作用，類似于定常吹氣的激勵方式。根據目前研究結果，主要從激勵位置和激勵電壓兩方面論述。

4.1 激勵位置的影響

對于定常模式的AC-DBD激勵，文獻[4]進行了不同后掠角(Λ=55°，65°，75°)三角翼流動控制的試驗，發現其在前緣的激勵無明顯控制效果；而且垂直前緣處誘導向下游加速的激勵布局(圖5(b))，也僅在大后掠角機翼上取得效果，使渦破裂點得到推遲。由于相關研究較少，多數試驗研究選用的后掠角相對較大，所得結論尚需進一步驗證。

誘導向下游加速的激勵在文獻[4,31,35]也取得明顯控制效果(圖5(c))，也是在大后掠角三角翼上取得；圖5(b)和圖5(c)布局雖不同，對于連續AC-DBD，均可誘導沿渦軸向加速的分量體積力。對于中小后掠角機翼，這兩種布局卻未取得明顯控制效果,原因可能與不同后掠角三角翼的繞流特性有關。對于大后掠角的三角翼，渦破裂是其失速的主要原因,誘導向下游加速的激勵可以增大旋渦軸向速度，減小渦比(旋渦旋轉速度與軸向速度之比)，從而推遲渦破裂。

4.2 激勵電壓的影響

5 非定常激勵下影響控制效果的因素

三角翼繞流控制常用的非定常DBD激勵有3種：非定常AC-DBD、μs-DBD、NS-DBD。文獻[33]通過測力方式系統研究了NS-DBD激勵位置對帶三角翼的翼-身組合體升力特性的改善效果，發現最佳位置在前緣。值得一提的是文獻[30]采用非定常AC-DBD激勵，發現沿展向二次分離線的激勵雖未能提高升力系數，卻對前緣渦穩定性有益。結合圖5給出的常見激勵布局，就非定常激勵而言，從升力特性改善的角度看，最佳的激勵位置在最前緣。

前緣激勵主要是利用等離子體激勵形式的擾動，在合適的激勵頻率下，激勵可激發前緣剪切層不穩定性，促進剪切層兩側流體動量能量摻混[2-3]。這里就前緣非定常激勵下，討論來流條件、幾何構型、激勵參數等方面因素對控制效果的影響。

5.1 來流條件的影響

來流條件主要是來流速度，其對雷諾數的影響較大。對于尖前緣三角翼，前緣渦特性對雷諾數的依賴較小[45]。對流動控制而言，前緣渦對非定常激勵的響應卻與來流速度關系較大。圖6為不同雷諾數下前緣非定常AC-DBD激勵引起的三角翼法向力系數變化量(ΔCN)和升力系數(ΔCL)的變化量。隨雷諾數增大，升力系數增量減小；Re=75 000時的增量已遠不如Re=20 000。

一般而言，低速下不考慮壓縮性的影響，速度增大導致雷諾數增大，而速度增大意味著來流具有較大的動量和能量；對于同樣能量強度的激勵，當來流速度增大，則意味著其相對來流的擾動強度降低了。

文獻[27,41]對后掠角35°的飛翼布局進行流動控制，發現來流速度為20～40 m/s時最大升力系數可提高20%以上；Ma=0.4時，最大升力系數提高約5%，遠低于低速下最大升力系數的提高量，說明來流速度高，控制效果弱。

圖6 機翼失速時AC-DBD激勵前后的法向力系數和升力系數變化[28]Fig.6 Variation of normal force coefficient and lift coefficient before and after AC-DBD actuation with wing at a post-stall angle of attack

5.2 幾何構型的影響

根據國內外研究結果，發現三角翼前緣后掠角和前緣截面形狀對流動控制效果影響較大。

5.2.1 后掠角

普遍認為，后掠角Λ=60°是處于細長三角翼(Λ≥65°)和非細長三角翼(Λ∈[35°,55°])的過渡狀態[2-3]。文獻[40]在Λ=30°尖前緣三角翼上采用前緣NS-DBD激勵取得了良好的前緣渦控制效果；文獻[32-34,29]在Λ=47°三角翼上采用脈沖DBD激勵也取得了明顯控制效果；文獻[4]在Λ=55°尖前緣三角翼上采用前緣非定常DBD激勵取得了控制效果。然而，進一步增大后掠角后，文獻[4,32]中在Λ=60°和Λ=75°三角翼的前緣激勵沒有取得明顯的控制效果。文獻[28]雖在Λ=60° 三角翼上取得效果，但是雷諾數太低，針對的是微型飛行器。

根據文獻[32-33]的結果，總結了NS-DBD激勵對30°、47°、60°后掠角三角翼前緣渦控制的測力試驗結果，圖7給出30 m/s下最大升力系數提高率隨后掠角的變化。

圖7 不同后掠角最大升力系數提高率[32-33]Fig.7 Increase rate of maximum lift coefficient at different swept angles[32-33]

圖7表明，對于前緣激勵，其控制效果隨后掠角的增大而減弱，對于大后掠角機翼無控制效果。后掠角的增大不利于前緣非定常激勵的流動控制。結合圖5，對大后掠角三角翼的渦控制，適合采用上翼面順渦軸方向加速的激勵布局方式。

對于機翼前緣非定常擾動，機翼后掠角的影響在文獻[48]中進行了討論。圖8為擾動產生后在不同后掠角機翼上的傳播軌道線，由于來流速度沿機翼前緣可分解為展向分速Ut和法向分速Un。不同后掠角下兩分速度相對值不同，使得擾動傳播軌道線對后掠角依賴較大。當后掠角較大時，展向速度分量較大，前緣擾動很快被吹向尾跡區。

圖8 三角翼前緣來流速度分解示意圖和前緣擾動在不同后掠角機翼上的傳播軌道[48]Fig.8 Diagram of velocity decomposition at leading-edge of delta wings and propagation trajectory of leading-edge excitation over different swept wings

5.2.2 前緣截面形狀

研究已知，前緣截面形狀對三角翼前緣渦特性的影響較大[49]，尤其影響附著線的位置[49]和升力系數[50]。這意味著前緣截面形狀也會影響流動控制效果。作者所在實驗室對兩種前緣形狀三角翼進行前緣渦控制試驗，試驗中機翼前緣截面形狀如圖9所示。

對于鈍前緣三角翼，前緣激勵可以取得明顯的效果[33]；然而，將機翼更換成同樣面積和后掠角的尖前緣三角翼時，前緣激勵取得的控制效果大為減弱[32]，風洞測力試驗結果如圖10所示。實際中的飛行器前緣往往為鈍前緣，因此研究鈍前緣機翼的流動控制更有意義。

圖9 兩種不同的三角翼前緣截面Fig.9 Two different leading-edge cross-sections of delta wings

文獻[49,51]通過天平測力、PIV(Particle Image Velocimetry)、油流試驗研究了不同前緣形狀對50°后掠角三角翼空氣動力特性的影響。發現前緣半徑對前緣渦的位置、尺寸、強度影響較大，同時對渦破裂點也有明顯影響，如圖11所示[49](圖中ym-ymle為距前緣的展向位置)。

通過比較發現，尖前緣和鈍前緣在前緣渦結構上有所不同，尖前緣渦結構稍大，渦核位置和附著線也靠機翼內側。為解釋NS-DBD控制效果的不同，通過觀察，對圖11中的前緣分離線近似擬合，發現不同前緣形狀處的分離線的角度不同，尖前緣處的分離角最大，半圓形前緣處的分離角最小。在大迎角下，尖前緣相對應的分離角會更大，使得氣流附著難度加大，等離子體流動控制的難度隨之加大。

圖10 兩種不同前緣截面的三角翼激勵前后的升力系數(U∞=30 m/s, F+=1.9)[32-33]Fig.10 Lift coefficients of delta wings with two different leading-edge cross-sections with plasma on and off(U∞=30 m/s, F+=1.9)[32-33]

圖11 翼面上60%弦長處截面速度場分布(α=15°)[49]Fig.11 Distribution of velocity flow field of section at 60% chord length over wing surface (α=15°)[49]

5.3 激勵參數的影響

對于非定常DBD激勵，激勵參數主要有脈沖激勵頻率、激勵電壓。作者所在單位系統研究了NS-DBD激勵電壓和頻率對三角翼前緣渦控制的影響。這里結合國際上研究結果，分析激勵參數的影響規律。

5.3.1 脈沖激勵頻率

在前緣激勵下，脈沖激勵頻率對結果的影響至關重要。圖6給出了脈沖化的AC-DBD激勵在不同調制頻率下引起的升力系數增量，在低雷諾數下最佳激勵頻率F+=1，在較高雷諾數Re=75 000下，最佳激勵頻率F+在1～2范圍內。這一最佳激勵頻率的范圍與其他非定常激勵方式(比如吹氣、合成射流)是一致的[2,3]。

同時，文獻[32-34]采用NS-DBD激勵在三角翼前緣激勵，所探測的最佳激勵頻率F+在1～2范圍內。

研究認為，適當頻率的非定常擾動可激發前緣剪切層K-H不穩定性，促進分離剪切層附體[2-3]。作者所在實驗室，使用μs-DBD激勵進行三角翼前緣渦控制研究，通過鎖相PIV技術測得翼面上43.1%弦長處的流場[16]。在一個激勵周期內，選擇等時間間隔的4個相位進行測量。圖12 給出了激勵頻率F+=2時的相平均速度場(圖中T172是激勵頻率為172 Hz時的激勵周期)。可以看出，激勵施加后可在前緣剪切層處誘導產生一個新的旋渦結構，這里稱之為誘導渦。誘導渦將剪切層外側的主流卷入分離區，同時沿分離剪切層運動，最后與主渦合并。同時可以看到，該頻率激勵下翼根處的流動是附體的。

圖12 PIV所測截面上4個相位的平均速度場(α=28°,Re=4.5×105,F+=2,T172=1/172 s, Vp-p=13.5 kV)Fig.12 Average velocity field of four vectors measured via PIV(α=28°, Re=4.5×105, F+=2, T172=1/172 s，Vp-p=13.5 kV)

μs-DBD激勵對前緣分離渦的作用類似于非定常AC-DBD。文獻[35]認為周期性誘導出現的小尺度渦沿剪切層運動，使得前緣渦結構得到重整，這與文獻[4]認為的機理有所不同。文獻[4]認為每次激勵可誘導產生一個附著的前緣渦結構，逐漸發展成為一個大渦，取代原來的分離渦，直至發展成為一個分離的前緣渦；這樣前緣渦周期性地誘導、發展、分離，維持了上翼面的渦升力。文獻[4,35]中采用的均是非定常AC-DBD激勵，PIV測試結果雖有不同，然而存在一個共性，就是激勵在前緣渦產生處誘導出新的旋渦，將主流高能流動引入分離區；二者的區別可能是相對來流能量，激勵的相對強度不同，強度高的擾動誘導附體的旋渦，強度低的擾動誘導沿前緣渦運動的小渦。

在激勵頻率F+=4時，在翼根處已經看不到明顯附著的前緣渦結構，如圖13所示(圖中T345是激勵頻率為345 Hz時的激勵周期)。這表明當激勵頻率超過一定的閾值時，將很難維持分離剪切層的附體，因為高頻的激勵使得分離剪切層分割為多段。與圖12中F+=2時的流場相比，激勵頻率主要決定了剪切層上共存流向渦的數量；激勵頻率越大，共存流向渦越多。

圖13 PIV所測截面上4個相位的平均速度場(α=28°，Re=4.5×105,F+=4，T345=1/345 s，Vp-p=13.5 kV)Fig.13 Average velocity field of four vectors measured via PIV(α=28°, Re=4.5×105， F+=4, T345=1/345 s， Vp-p=13.5 kV)

5.3.2 激勵電壓

DBD等離子體激勵引起擾動的強度受激勵電壓影響最大，電壓決定了注入流場能量的多少。當來流速度一定時，激勵電壓越大，激勵引起擾動的相對強度增大，從而直接影響了控制效果。

對于NS-DBD激勵，文獻[52]觀測到單位長度激勵器放電能量與激勵器長度無關，隨電壓近似呈指數增長。高的激勵電壓意味著較多能量注入流場。圖14給出了在最佳頻率下升力系數隨激勵電壓的變化[16,33]，隨著激勵電壓增大，其效果越好。電壓升高到一定程度，增幅已經不明顯,這暗示著可能與二維翼型一樣，存在一個閾值電壓，超過閾值電壓，控制效果不再有明顯改善。

圖14 NS-DBD激勵前后三角翼的升力系數[16,33]Fig.14 Lift coefficients of delta wings before and after NS-DBD plasma actuation[16,33]

同時文獻[4]中將非定常模式的AC-DBD激勵施加在55°后掠角三角翼前緣，如圖15所示。隨電壓的增大，大迎角下的法向力系數(CN)增大較多；同時在Vp-p=12.9 kV以后差別不大，這似乎也表明存在一個閾值電壓。

圖15 前緣非定常AC-DBD激勵引起的法向力系數變化[4]Fig.15 Variation of normal force coefficients caused by unsteady AC-DBD actuation on leading-edge [4]

對于非定常AC-DBD激勵，占空比也是一個值得研究的重要參數。文獻[28]認為最佳的占空比為10%；然而對于kHz量級的μs-DBD和NS-DBD激勵，單脈沖的脈寬相對很小，不存在占空比的影響。

6 總結與展望

本文介紹了流動控制中常用的DBD等離子體激勵方式和基本原理，總結了其用于三角翼前緣渦控制研究現狀，并從來流條件、三角翼幾何構型、激勵參數等方面分析了影響三角翼前緣渦控制的主要因素。

定常模式的AC-DBD激勵可被認為是直接的動量注入，最佳的位置會在不同弦向處誘導順渦軸方向的附面層加速；然而，AC-DBD激勵誘導的動量嚴格受制于放電區域內離子濃度，使得AC-DBD激勵強度相對不足，從而限制了其在較高速度下的應用，類似問題在二維翼型繞流控制中也存在。目前其在三角翼渦控制研究中，來流速度不超過30 m/s。

非定常模式的DBD激勵主要有非定常AC-DBD、μs-DBD和NS-DBD，可被認為是通過間接控制方式將主流高能流引入分離區，最佳的位置是在機翼前緣分離剪切層形成處。其中NS-DBD激勵可在Ma=0.4，Re=2.03×106來流下，對35°后掠角飛翼布局前緣渦有效控制[27]。在50 m/s 下對中等后掠角三角翼也有很好的控制效果[34]。然而，非定常模式的DBD激勵對細長三角翼流動控制效果微弱。

總之，等離子體流動控制作為一種新型的流動控制技術，其在三角翼繞流控制上的研究還處于初步研究階段，主要針對前緣渦的控制。未來在以下幾個方面還需進一步深入研究。

1) 開展精細化的流場顯示試驗。目前DBD激勵控制三角翼繞流的流場顯示主要通過煙流和二維PIV技術，由于三角翼繞流具有很強的三維特性，伴隨著DBD激勵與流場的復雜耦合作用，因此需要探索采用時空分辨率高的三維流場顯示手段，比如三維PIV技術。

2) 開展相應的高精度數值仿真。目前DBD激勵用于三角翼渦控制研究主要以試驗為主，相對應的仿真研究亟需開展，與流動顯示互為補充，獲得流場的動態演化特性，揭示流動控制機理。

3) 開展對應飛行條件下的風洞試驗。NS-DBD激勵在二維翼型上的可控速度較高，控制能力較強；其用于三角翼的繞流控制，還沒有高速和高雷諾數下的試驗驗證，對應飛行條件下的風洞試驗還有待開展。

4) 進一步探究不同構型三角翼繞流控制的最佳激勵位置。鑒于細長三角翼和非細長三角翼繞流特點的不同，需要有針對性地開展流動控制研究，進一步探索不同構型三角翼上最佳的激勵位置。前緣非定常DBD激勵對細長三角翼沒有取得明顯控制效果的原因有待進一步研究。

5) 進一步明確研究的應用背景，開展相對應的試驗研究。作者認為其可能的應用方向有：控制前緣渦引起的非對稱流動，改善前緣渦穩定性，減緩翼尖抖振，用于飛行控制。