等離子體湍流摩擦減阻研究進(jìn)展與展望

蘇 志，宗豪華，梁 華，，吳 云，2，方子淇

(1.空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院 航空動(dòng)力系統(tǒng)與等離子體技術(shù)全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710038；2.西安交通大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，西安 710000；3.西安交通大學(xué) 航天航空學(xué)院，西安 710000)

0 引言

飛行阻力是飛機(jī)發(fā)展中面臨的永恒問題。減小飛行阻力能顯著增大飛機(jī)航程與航時(shí)，減小環(huán)境污染與燃油消耗，降低飛行成本。對于民用飛機(jī)，以波音747 為例，在航程不變的前提下，每增加1%的阻力，則年燃油消耗量將增加約4.5×105L[1-2]。對于軍用大飛機(jī)和長航時(shí)無人機(jī)，飛行阻力也是影響其作戰(zhàn)時(shí)間、任務(wù)載荷和作戰(zhàn)半徑的關(guān)鍵參數(shù)。在國際競爭逐步加劇，對我國軍事能力要求不斷提高，同時(shí)“碳中和”與“碳達(dá)峰”戰(zhàn)略發(fā)展全面深化的大背景下，減小飛行阻力對于我國軍用/民用飛機(jī)的發(fā)展都具有重要意義。

飛機(jī)飛行阻力從大的方面可分為兩類：一類是由壓強(qiáng)在來流方向上的投影造成的阻力，即廣義的壓差阻力；另一類是由飛機(jī)表面切應(yīng)力造成的阻力，即摩擦阻力。如圖1 所示，以巡航狀態(tài)的高亞聲速大型運(yùn)輸機(jī)為例，上述兩大類阻力約各占50%，其中廣義的壓差阻力又可繼續(xù)分為由機(jī)翼氣動(dòng)力在來流方向上的分量造成的誘導(dǎo)阻力（約占30%）、由機(jī)翼表面邊界層分離導(dǎo)致的機(jī)翼壓差阻力（約占15%），以及后體阻力等其他阻力來源（約占5%）[2-3]。為減小飛機(jī)飛行阻力，研究者們針對不同的阻力構(gòu)成發(fā)展了多種流動(dòng)控制方法。

圖1 飛機(jī)飛行阻力的基本構(gòu)成[2-3]Fig.1 Flight drag components[2-3]

流動(dòng)控制是指采用主動(dòng)或被動(dòng)的手段干預(yù)流場使其產(chǎn)生預(yù)期改變的方法[4-6]。針對機(jī)翼壓差阻力，可通過渦流發(fā)生器[7]、機(jī)翼前緣吹/吸氣[8]和等離子體激勵(lì)[9]等方式抑制機(jī)翼表面邊界層分離，從根源上減小壓差阻力。針對誘導(dǎo)阻力和后體阻力等來源，則一般僅可采用氣動(dòng)外形優(yōu)化或安裝翼尖小翼等方法對其進(jìn)行抑制[10-12]。在圖1 所示的各阻力來源中，摩擦阻力占比最大。除優(yōu)化氣動(dòng)外形外（如層流機(jī)翼設(shè)計(jì)），采用流動(dòng)控制的手段減小摩擦阻力的方法一般可分為兩類：一是通過推遲邊界層轉(zhuǎn)捩，使飛機(jī)表面更大面積的邊界層盡量處于摩擦阻力較小的層流狀態(tài)以減小總摩擦阻力；二是在邊界層轉(zhuǎn)捩為湍流后，通過對湍流邊界層內(nèi)部結(jié)構(gòu)的調(diào)控，減小湍流條件下的摩擦阻力[12-13]。

常用的推遲邊界層轉(zhuǎn)捩的方法有壁面抽吸和使用柔性復(fù)合材料蒙皮等[12]，同時(shí)也有采用等離子體激勵(lì)抑制圓錐邊界層轉(zhuǎn)捩的研究[14]。但在雷諾數(shù)較大的情況下，在飛機(jī)表面保持大面積的層流區(qū)難度較大，因此湍流邊界層減阻成為流動(dòng)控制領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。自20 世紀(jì)60 年代 Kline 等[15]發(fā)現(xiàn)湍流邊界層中的近壁面相干結(jié)構(gòu)以來，針對相干結(jié)構(gòu)的調(diào)控，研究者們發(fā)展了復(fù)雜壁面[16-18]、邊界層吹/吸[19-20]和展向壁面振蕩[21-22]等多種湍流減阻方法，并取得了豐富的成果。基于介質(zhì)阻擋放電（dielectric barrier discharge,DBD）的等離子體激勵(lì)是一種新型的主動(dòng)流動(dòng)控制方法，具有結(jié)構(gòu)簡單、響應(yīng)快、控制靈活等優(yōu)點(diǎn)[23-24]，有望以較小的結(jié)構(gòu)與重量代價(jià)實(shí)現(xiàn)較好的減阻效果，成為一種理想的湍流邊界層減阻手段。因此，DBD 等離子體激勵(lì)在湍流邊界層減阻中的應(yīng)用受到了國內(nèi)外研究人員的廣泛關(guān)注，同時(shí)也發(fā)展了多種DBD 等離子體激勵(lì)方式，并取得了良好的控制效果。

由于在等離子體湍流減阻技術(shù)發(fā)展過程中，對其他典型的湍流減阻方法多有借鑒，因此本文首先對除等離子體激勵(lì)外的典型湍流邊界層減阻方法進(jìn)行簡述；然后在此基礎(chǔ)上詳細(xì)論述國際上等離子體湍流減阻技術(shù)的研究進(jìn)展，梳理發(fā)展脈絡(luò)；最后對需要進(jìn)一步深入研究的關(guān)鍵科學(xué)和技術(shù)問題，以及等離子體湍流減阻技術(shù)的發(fā)展趨勢進(jìn)行展望，以期為等離子體湍流減阻研究提供參考。

1 典型湍流摩擦減阻方法

為尋求湍流邊界層中隨機(jī)流動(dòng)行為的“穩(wěn)定”規(guī)律，20 世紀(jì)60 年代以來，研究者們對湍流邊界層中的流動(dòng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了大量研究，結(jié)果表明，在邊界層內(nèi)部距離壁面的不同高度層中，存在不同的湍流相干結(jié)構(gòu)與湍流行為，這些相干結(jié)構(gòu)與湍流行為在湍流生成和摩擦阻力產(chǎn)生過程中作用顯著[25-27]。采用流動(dòng)控制手段對湍流相干結(jié)構(gòu)進(jìn)行調(diào)控，抑制湍流產(chǎn)生，是湍流摩擦減阻的重要思路。

在湍流邊界層中，通常定義摩擦速度（uτ）和黏性長度尺度（δυ）作為邊界層內(nèi)層與黏性相關(guān)的速度尺度和長度尺度。二者的定義如下：

其中：τw為壁面切應(yīng)力；ρ為空氣密度；υ為空氣的運(yùn)動(dòng)黏度。

基于上述黏性尺度定義的雷諾數(shù)稱為摩擦雷諾數(shù)（Reτ）：

其中，δ為邊界層厚度。根據(jù)控制對象和控制機(jī)理的不同，一般可將湍流邊界層減阻方法分為內(nèi)部尺度控制方法和外部尺度控制方法兩大類：內(nèi)部尺度控制方法主要針對近壁面自維持過程或發(fā)卡渦結(jié)構(gòu)對近壁面湍流行為進(jìn)行控制；外部尺度控制方法主要通過控制邊界層外區(qū)大尺度結(jié)構(gòu)來對近壁面流動(dòng)產(chǎn)生影響，進(jìn)而影響壁面切應(yīng)力[28]。內(nèi)部尺度控制方法主要包括復(fù)雜壁面、壁面吹/吸和展向壁面振蕩等；外部尺度控制方法則主要以大渦破碎裝置為代表。典型主/被動(dòng)湍流減阻方法的分類如圖2 所示。

圖2 典型主/被動(dòng)湍流減阻方法的分類Fig.2 Classification of typical turbulent drag reduction methods

1.1 復(fù)雜壁面

復(fù)雜壁面是指通過對壁面結(jié)構(gòu)進(jìn)行處理，影響近壁面湍流相干結(jié)構(gòu)，從而實(shí)現(xiàn)減阻的被動(dòng)流動(dòng)控制方法，主要包括小肋（又名溝槽）、陣列凹坑、超疏水壁面和黏彈性的硅橡膠涂層等，其中小肋研究最為廣泛[29]。小肋一般指壁面處沿展向周期性布置的流向突起或凹槽，如圖3 所示，其可通過抑制低速條帶展向運(yùn)動(dòng)，減少猝發(fā)事件的發(fā)生，進(jìn)而減小壁面摩擦阻力[30-32]。通常，當(dāng)小肋高度為h=8δυ～12δυ、相鄰小肋展向間距s=15δυ～20δυ時(shí)，減阻效果最好，能使摩擦阻力減小約8%～10%[16]。小肋等復(fù)雜壁面減阻方法的優(yōu)點(diǎn)是無需能量消耗，缺點(diǎn)是當(dāng)偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)其減阻效果迅速減弱，這成為限制其應(yīng)用的重要因素。

圖3 小肋減阻方法[28]Fig.3 Riblets drag reduction method[28]

1.2 壁面吹/吸

壁面吹/吸是指，通過在壁面附近施加展向或法向射流以及采用邊界層抽吸等方法控制邊界層底層流動(dòng)結(jié)構(gòu)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)減阻目的的方法。與復(fù)雜壁面等被動(dòng)控制方法相比，壁面吹/吸屬于主動(dòng)流動(dòng)控制方法，能夠有針對性的設(shè)計(jì)控制策略對近壁面相干結(jié)構(gòu)進(jìn)行調(diào)控，實(shí)現(xiàn)更好的控制效果。基于吹/吸氣以減弱邊界層相干結(jié)構(gòu)為目標(biāo)進(jìn)行反向反饋控制能夠產(chǎn)生20%～30%的減阻效果[33-35]。此外，采用多孔介質(zhì)表面進(jìn)行法向均勻微吹氣（如圖4）能夠?qū)崿F(xiàn)50%～70%的局部相對減阻量[36-38]。壁面吹/吸方法減阻效果好、控制靈活，同時(shí)可實(shí)現(xiàn)多種復(fù)雜的控制策略，但也存在供氣系統(tǒng)復(fù)雜、減阻代價(jià)高、多孔介質(zhì)難以維護(hù)等問題。

圖4 微吹氣湍流減阻方法[38]Fig.4 Micro-blowing drag reduction method[38]

1.3 展向壁面振蕩

20 世紀(jì)90 年代，大量研究表明，瞬間變化的展向壓力梯度能夠有效降低邊界層中的湍流生成和雷諾應(yīng)力[39-42]。受此啟發(fā)，研究者們開始采用非定常的展向壁面運(yùn)動(dòng)（如圖5）進(jìn)行減阻研究，自此展向壁面振蕩減阻方法蓬勃發(fā)展。對于展向壁面振蕩減阻方法，壁面振蕩周期約為Tosc+=Toscuτ2/υ≈100[42]、振蕩幅值Zosc+=Zoscuτ/υ≈ 30 時(shí)減阻效果最為顯著[43]，可實(shí)現(xiàn)40%左右的摩擦減阻量。展向振蕩的壁面能夠在湍流邊界層黏性底層頂端誘導(dǎo)展向正渦量，展向正渦量與底層負(fù)渦量相抵消，減小底層法向速度梯度，進(jìn)而減小摩擦阻力[44]。展向壁面振蕩方法減阻效果好，但由于其機(jī)械結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且振蕩過程中機(jī)械能損失較大，其減阻代價(jià)較大，難以實(shí)現(xiàn)減阻能量收益。

圖5 展向壁面振蕩減阻裝置[45]Fig.5 Facilities for spanwise wall oscillation[45]

1.4 外部尺度控制方法

外部尺度控制方法主要以大渦破碎（large-eddy breakup,LEBU）裝置為代表。LEBU 裝置一般由在湍流邊界層一定高度處沿流向水平布置的薄平板構(gòu)成，平板厚約0.002δ、長約0.8δ，布置高度在0.1δ～0.7δ之間，屬于被動(dòng)控制方法，旨在抑制邊界層中的法向速度脈動(dòng)，同時(shí)產(chǎn)生更多的小尺度結(jié)構(gòu)，以實(shí)現(xiàn)減阻目的[46-48]（如圖6 所示）。研究表明，采用LEBU 裝置能夠有效抑制大尺度外區(qū)結(jié)構(gòu)，使黏性底層厚度增加，猝發(fā)事件頻率降低，進(jìn)而使湍流摩擦阻力減小約20%[28]。LEBU 裝置無需能量輸入，但其缺點(diǎn)在于在減小湍流摩擦阻力的同時(shí)，還會(huì)引入裝置本身造成的型阻（屬于壓差阻力），同時(shí)該裝置在實(shí)際邊界層中的安裝也較難實(shí)現(xiàn)。

圖6 LEBU 裝置作用下的湍流邊界層[48]Fig.6 Turbulent boundary layer under the effects of LEBU device[48]

2 等離子體湍流摩擦減阻方法概述

采用等離子體激勵(lì)進(jìn)行流動(dòng)控制的研究始于20 世紀(jì)50 年代，研究者們利用射頻放電產(chǎn)生等離子體進(jìn)行高速飛行器的激波減阻研究[49-50]。隨后，采用介質(zhì)阻擋放電（DBD）等離子體激勵(lì)進(jìn)行流動(dòng)控制的研究逐漸興起[51]。1998 年，美國田納西大學(xué)的Roth 等[52-53]采用DBD 對邊界層進(jìn)行了有效調(diào)控，引起了學(xué)界的廣泛關(guān)注，自此，關(guān)于等離子體流動(dòng)控制的研究大量涌現(xiàn)[23]。

典型的DBD 等離子體激勵(lì)單元如圖7 所示，包括DBD 激勵(lì)器和高壓電源兩大部分。其中，DBD 激勵(lì)器由兩條交錯(cuò)布置的條狀電極以及將二者隔開的絕緣介質(zhì)層組成，當(dāng)高壓電源產(chǎn)生的高電壓施加到電極上時(shí)，介質(zhì)層表面的空氣便會(huì)電離形成等離子體[54]。

圖7 典型的DBD 等離子體激勵(lì)單元Fig.7 DBD plasma actuator unit

流動(dòng)控制中，常用于驅(qū)動(dòng)DBD 的高壓波形主要有兩種：正弦波高壓（AC-DBD）[23]和高壓納秒脈沖（ns-DBD）[55]。大量研究表明，AC-DBD 主要通過持續(xù)的交變電場加速等離子體中的帶電粒子，帶電粒子與空氣分子碰撞，從而在流場中產(chǎn)生射流和體積力作用[56-57]。AC-DBD 誘導(dǎo)的射流結(jié)構(gòu)，如ns-DBD，由于其脈寬較小，無法有效加速帶電粒子，因此無法產(chǎn)生體積力[58-59]，但由于其脈沖上升沿很陡，能夠在上升沿處產(chǎn)生極強(qiáng)的電離，從而能夠在200 ns 左右的時(shí)間尺度內(nèi)[60]產(chǎn)生60～160 K 的局部溫升[55]，此加熱時(shí)間尺度小于流場的聲學(xué)時(shí)間尺度（≈300 ns）[61]，因此能夠在流場中誘導(dǎo)產(chǎn)生壓縮波。AC-DBD 誘導(dǎo)射流與ns-DBD 誘導(dǎo)沖擊波分別如圖8（a，b）所示[59,62]。

圖8 DBD 誘導(dǎo)射流和壓縮波結(jié)構(gòu)Fig.8 The jet and pressure wave induced by DBD

此前，基于DBD 的流動(dòng)控制研究大多集中在翼型與機(jī)翼的大迎角流動(dòng)分離控制方面。當(dāng)把DBD 激勵(lì)器布置到機(jī)翼前緣時(shí)，AC-DBD 的射流和體積力作用（或稱動(dòng)量效應(yīng)）與ns-DBD 的瞬時(shí)加熱作用能夠在機(jī)翼大迎角分離流場中誘導(dǎo)產(chǎn)生展向渦，使分離剪切層動(dòng)態(tài)重附，或通過加速層流邊界層轉(zhuǎn)捩和促進(jìn)內(nèi)部流動(dòng)摻混等途徑抑制邊界層分離，提高翼型大迎角狀態(tài)下的升阻力性能[63-65]。研究表明，AC-DBD 與ns-DBD 誘導(dǎo)的動(dòng)量效應(yīng)與瞬時(shí)加熱作用在翼型分離流場中的響應(yīng)十分相似[66]，但由于放電誘導(dǎo)速度的限制（＜10 m/s）[67]，AC-DBD 僅能在Ma＜0.4 的情況下有效抑制流動(dòng)分離[68]，而ns-DBD 在Ma=0.74 時(shí)仍有顯著的流動(dòng)控制效果[55]。目前，經(jīng)多年發(fā)展，采用DBD 進(jìn)行大迎角分離控制的研究已能在小型無人機(jī)上成功應(yīng)用，并進(jìn)行了多次飛行驗(yàn)證，取得了良好的效果[69-70]。然而，該方法僅能通過抑制大迎角流動(dòng)分離增大升力、減小機(jī)翼的壓差阻力，在摩擦阻力主導(dǎo)的小迎角巡航狀態(tài)下無法起到流動(dòng)控制效果。由于客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、長航時(shí)無人機(jī)等多型飛機(jī)的絕大部分飛行時(shí)間均處于巡航狀態(tài)，極少出現(xiàn)失速邊緣的強(qiáng)分離、大迎角飛行，DBD 等離子體流動(dòng)控制技術(shù)的上述特點(diǎn)嚴(yán)重限制了其工程應(yīng)用。近年來，由于飛行減阻的強(qiáng)烈需求和DBD 的多種優(yōu)勢，采用DBD 進(jìn)行湍流摩擦減阻的研究重新成為新的研究熱點(diǎn)。

基于等離子體放電的靈活性，研究者們在借鑒多種湍流邊界層控制方法的基礎(chǔ)上，基于DBD 單元設(shè)計(jì)了不同的放電波形與電極結(jié)構(gòu)，發(fā)展了多種等離子體湍流減阻方法，代表性的實(shí)驗(yàn)減阻效果如表1 所示。綜合分析，上述等離子體湍流減阻方法主要可分為非定常方法和定常方法等兩大類，具體闡述如下。

表1 不同等離子體湍流減阻方法的代表性實(shí)驗(yàn)減阻效果Table 1 Representative experimental results of different plasma-based turbulent drag reduction methods

3 非定常等離子體減阻方法

非定常等離子體減阻方法主要包括展向振蕩放電激勵(lì)和展向行波放電激勵(lì)兩種。由于與來流相比，等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)的射流速度很小，因此絕大多數(shù)非定常等離子體減阻方法均沿展向（即垂直來流方向）產(chǎn)生射流，以期產(chǎn)生更強(qiáng)的擾動(dòng)。

2000 年，受展向壁面振蕩湍流減阻方法的啟發(fā)[78]，美國麻省理工學(xué)院的Du 等[79-80]通過直接數(shù)值模擬（direct numerical simulation,DNS）研究發(fā)現(xiàn)，在湍流邊界層中施加“展向行波”能夠有效抑制甚至完全消除近壁面條帶結(jié)構(gòu)，使湍流摩擦阻力減小50%以上，同時(shí)，在近壁面施加展向振蕩的流動(dòng)也能使條帶和渦結(jié)構(gòu)顯著減弱，如圖9 所示。在數(shù)值模擬研究之外，他們還采用分布式的小電磁塊，對展向行波和展向振蕩流的減阻效果在鹽溶液流動(dòng)中進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了超消耗能量5 倍的能量節(jié)省，該成果在Science期刊上發(fā)表[79]，并被《流體力學(xué)年鑒》重點(diǎn)介紹[81]，引起了廣泛關(guān)注。Du 等采用的“展向行波”和“展向振蕩流”即為近壁面輸運(yùn)/振蕩的體積力作用，這與AC-DBD 的作用效果不謀而合。

圖9 湍流邊界層中的展向行波對條帶結(jié)構(gòu)的影響[79]Fig.9 Influence of spanwise travelling waves to streaks in turbulent boundary layers[79]

3.1 展向振蕩放電激勵(lì)

在Du 等的研究之后，2003 年，NASA 蘭利研究中心的Wilkinson[82]將兩束正弦波高壓疊加，形成一組占空調(diào)制的正弦波，然后在覆蓋電極兩側(cè)各布置一條裸露電極，將兩組反相的調(diào)制正弦波分別施加到兩條裸露電極上，從而形成兩側(cè)交替放電的振蕩DBD激勵(lì)（如圖10 所示），產(chǎn)生振蕩的體積力，模擬展向壁面振蕩和展向振蕩流的作用效果。在此基礎(chǔ)上，采用熱線探針與皮托管對不同振蕩頻率下的DBD 誘導(dǎo)展向速度進(jìn)行了測試，結(jié)果表明，隨振蕩頻率的增大，放電誘導(dǎo)速度迅速衰減，放電誘導(dǎo)振蕩僅能在低頻情況下（＜100 Hz）產(chǎn)生。因此，Wilkinson 得出結(jié)論：由于有效振蕩頻率和強(qiáng)度的限制，DBD 并不適合用于湍流減阻。隨后，研究者們紛紛轉(zhuǎn)向采用DBD 控制流動(dòng)分離的研究。此外，近期Hehner 等[83-84]同樣采用正弦波疊加的方法實(shí)現(xiàn)了振蕩體積力，并對其特性進(jìn)行了測試。

圖10 展向振蕩放電激勵(lì)[83-84]Fig.10 Spanwise oscillating discharge actuation[83-84]

2006 年，英國諾丁漢大學(xué)的Jukes 和Choi 等[85]在摩擦雷諾數(shù)Reτ=uτδ/υ=380（來流速度U∞=1.8 m/s）的條件下，通過熱線探針測量平板湍流邊界層速度剖面，然后根據(jù)湍流邊界層對數(shù)律對速度剖面對數(shù)區(qū)進(jìn)行擬合，進(jìn)而對振蕩DBD 作用下的邊界層湍流切應(yīng)力進(jìn)行了評估。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，放電能夠產(chǎn)生超過45%的相對減阻量，且減阻效果隨振蕩頻率的增大而增強(qiáng)，顯示出等離子體湍流減阻技術(shù)的巨大潛力。Jukes 推測等離子體激勵(lì)的減阻機(jī)理為：在邊界層中誘導(dǎo)流向渦，與邊界層底層準(zhǔn)流向渦相互作用，破壞近壁面自維持過程，并且破壞邊界層底層與外區(qū)間的聯(lián)系，抑制發(fā)卡渦的生成，從而使邊界層底層湍流強(qiáng)度減小，掃掠和猝發(fā)事件減弱，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)減阻。

對于展向振蕩放電激勵(lì)，除在時(shí)間域上產(chǎn)生振蕩體積力外，在空間上進(jìn)行振蕩放電同樣能有效減阻。英國華威大學(xué)的Elam[86]基于文獻(xiàn)[87]的DBD 模型，在Reτ=200 的條件下，采用DNS 的方法對比了時(shí)間和空間振蕩的放電在湍流邊界層中的減阻效果。結(jié)果表明，時(shí)間振蕩的減阻效果優(yōu)于空間振蕩，使湍流切應(yīng)力減小41%，且隨放電單元展向間距的增大，減阻效果逐漸減弱。近期，瑞典查爾姆斯理工大學(xué)的Alt?nta?等[88]也采用DNS 研究了流向空間振蕩激勵(lì)的減阻效果（如圖11），在Reτ=180 和550 的條件下分別減阻13%和11%，減阻效果隨激勵(lì)器展向間距的增大而減弱，與Elam 的結(jié)論一致。

圖11 沿流向空間振蕩的等離子體激勵(lì)[88]Fig.11 Plasma actuation oscillating in the streamwise direction[88]

展向間距和振蕩頻率是影響振蕩DBD 減阻效果的關(guān)鍵參數(shù)。Jukes 等[85]的研究表明，減阻效果隨有效振蕩頻率的增大而不斷增強(qiáng)，且激勵(lì)器展向間距越小，減阻效果也越好。英國帝國理工學(xué)院的Mahfoze等[89]的DNS 研究發(fā)現(xiàn)，Reτ=475 時(shí)，大展向間距的振蕩放電使摩擦阻力增加75%，而僅打開一側(cè)的放電則能使阻力減小33%；放電通過抑制高速流體的掃掠來抑制湍流的產(chǎn)生，進(jìn)而減小摩擦阻力。近期，米蘭理工大學(xué)的Alessio[90]進(jìn)一步對不同展向間距的振蕩放電進(jìn)行了對比，并進(jìn)一步強(qiáng)調(diào)了提高振蕩放電強(qiáng)度與有效頻率的必要性。

為提高振蕩放電的有效頻率，空軍工程大學(xué)團(tuán)隊(duì)[91]采用鎖相二維粒子圖像測速（two-dimensional particle image velocimetry,2D-PIV），對振蕩DBD 誘導(dǎo)流動(dòng)的形成機(jī)理、演化規(guī)律和頻率特性進(jìn)行了研究與優(yōu)化，并基于動(dòng)量方程建立了振蕩DBD 誘導(dǎo)射流特性的解析模型。結(jié)果表明，隨振蕩頻率的增加，射流發(fā)展時(shí)間和射流傳播距離縮短，放電誘導(dǎo)流場由周期性振蕩的展向射流轉(zhuǎn)變?yōu)榉€(wěn)定在激勵(lì)器中間的準(zhǔn)定常法向射流，其展向射流速度與影響范圍均迅速減小。在此基礎(chǔ)上，對解析模型進(jìn)行了驗(yàn)證，并提出了振蕩DBD 激勵(lì)器的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則：在設(shè)計(jì)激勵(lì)器時(shí)，應(yīng)使射流傳播距離盡量大，并滿足射流傳播距離大于低壓電極寬度的一半。

3.2 展向行波放電激勵(lì)

除展向振蕩放電外，受Du 等[79-80]的研究啟發(fā)，Choi 等[71]采用多個(gè)正弦波電源依次驅(qū)動(dòng)展向DBD陣列的各個(gè)單元，實(shí)現(xiàn)了如圖12 所示的展向輸運(yùn)體積力作用（即展向行波），并在與文獻(xiàn)[85]相似的來流狀態(tài)下（Reτ=475、U∞=1.75 m/s），采用相同的流動(dòng)測試方法對振蕩和行波DBD 陣列對湍流邊界層及其壁面切應(yīng)力的影響進(jìn)行了研究。結(jié)果表明，行波DBD陣列也能產(chǎn)生與振蕩DBD 相似的減阻效果，使壁面切應(yīng)力減小45%。Choi 認(rèn)為，放電誘導(dǎo)渦結(jié)構(gòu)在展向行波放電減阻中起重要作用，但具體機(jī)理并不明確。

圖12 靜止條件下DBD 誘導(dǎo)的展向行波[71]Fig.12 Spanwise travelling waves induced by DBD in quiescent air[71]

對于展向行波放電激勵(lì)，Whalley 等[92-93]采用PIV、熱線風(fēng)速儀等多種測試手段對放電誘導(dǎo)流動(dòng)特性及其對湍流邊界層的影響進(jìn)行了系統(tǒng)研究。結(jié)果表明，在靜止條件下，放電產(chǎn)生沿展向運(yùn)動(dòng)的單個(gè)啟動(dòng)渦，其運(yùn)動(dòng)距離可達(dá)100 mm；在平板湍流邊界層中（Reτ=435、U∞=1.7 m/s），放電產(chǎn)生的展向輸運(yùn)的流向渦將黏性底層的低速流體沿展向鋪展[94]，同時(shí)使邊界層原有的流向渦合并，導(dǎo)致近壁面低速流體在合并后的流向渦的誘導(dǎo)作用下抬升，并繞此流向渦運(yùn)動(dòng)[95]，從而形成寬大的低速流體帶，使近壁面低速條帶消除。該實(shí)驗(yàn)結(jié)果與Du 等[79]與Huang 等[96]的DNS 結(jié)果相似。在摩擦阻力層面，上述低速流體帶處的壁面切應(yīng)力與基準(zhǔn)狀態(tài)相比發(fā)生強(qiáng)烈的展向扭曲，與Zhao 等[97]基于柔性壁面實(shí)現(xiàn)展向行波減阻的DNS 結(jié)果一致。

目前，關(guān)于展向非定常式等離子體減阻方法的研究普遍能夠產(chǎn)生超40%減阻效果，顯示出等離子體湍流減阻方法的潛力。但是，由于等離子體激勵(lì)強(qiáng)度本身的限制以及高頻振蕩下放電誘導(dǎo)展向速度的衰減作用，當(dāng)前采用非定常式等離子體減阻方法的有效來流速度均僅為U∞=1～2 m/s；同時(shí)，在能量方面，放電消耗的能量超過其通過減阻所節(jié)省的能量的1×104倍[85]，離實(shí)際應(yīng)用尚有較大差距，因此還需對激勵(lì)強(qiáng)度和減阻效果作進(jìn)一步優(yōu)化。

4 定常等離子體減阻方法

定常等離子體減阻方法是指不對放電波形進(jìn)行調(diào)制，直接沿展向持續(xù)放電的減阻方法。與非定常方法相比，定常方法產(chǎn)生的時(shí)均擾動(dòng)更強(qiáng)，將射流沿展向和流向布置均能有效減阻，因此其主要可分為展向定常減阻方法和流向定常減阻方法兩大類，其中展向定常等離子體減阻方法可進(jìn)一步分為展向單側(cè)放電激勵(lì)和展向?qū)_放電激勵(lì)兩種類型。展向單側(cè)放電激勵(lì)指僅在覆蓋電極一側(cè)放電產(chǎn)生等離子體，形成如圖13（a）所示的單側(cè)沿面射流，在邊界層中產(chǎn)生類似展向吹氣的作用效果；而展向?qū)_放電激勵(lì)指在覆蓋電極兩側(cè)同時(shí)產(chǎn)生等離子體，形成如圖13（b）所示的對沖作用，在邊界層中產(chǎn)生類似法向吹氣的作用效果[26]。

圖13 靜止條件下的展向單側(cè)放電與展向?qū)_放電[98]Fig.13 Unidirectional and impinging discharge in quiescent air[98]

非定常等離子體減阻方法主要基于高壓波形的調(diào)制方式進(jìn)行區(qū)分，但上述各類型的定常等離子體減阻方法的區(qū)別主要在于激勵(lì)器的構(gòu)型和布置形式。在驅(qū)動(dòng)激勵(lì)器工作的高壓波形方面，采用高壓正弦波（AC-DBD）或脈沖直流高壓（pulsed-DC DBD）驅(qū)動(dòng)相應(yīng)激勵(lì)器工作，均可實(shí)現(xiàn)上述不同類型的定常等離子體激勵(lì)。為與上文保持一致，本節(jié)仍采用基于高壓波形的分類進(jìn)行闡述。

4.1 基于AC-DBD 的展向定常放電激勵(lì)

1998 年，Roth 等[52-53]進(jìn)行DBD 邊界層調(diào)控時(shí)即采用了對沖式的展向定常等離子體激勵(lì)方法，然而其結(jié)果表明，在雷諾數(shù)為1 × 105～1 × 106時(shí)展向?qū)_放電激勵(lì)將使平板阻力增加。近年來，展向定常放電激勵(lì)的減阻效果才逐漸顯現(xiàn)。

哈工大深圳研究生院的周裕教授團(tuán)隊(duì)[99]基于AC-DBD，采用測力、PIV、熱線風(fēng)速儀等多種測試手段，對不同間距的展向?qū)_放電激勵(lì)和展向單側(cè)放電激勵(lì)在平板湍流邊界層中的減阻效果開展了大量研究。結(jié)果表明，大間距的展向?qū)_放電激勵(lì)減阻效果最好，且減阻效果隨激勵(lì)器流向長度的增大而增強(qiáng)，在U∞=2.4 m/s 時(shí)能夠減阻24%～26%[72,100-102]。放電在邊界層中誘導(dǎo)方向相反的流向渦，穩(wěn)定低速條帶并使其向中間靠攏，形成狹長的低速條帶群（如圖14 所示），在降低湍動(dòng)能生成的同時(shí)減小流速，從而實(shí)現(xiàn)減阻的目的[72,101]。上述展向?qū)_放電聚攏條帶結(jié)構(gòu)的作用與Roth 等的報(bào)道一致[52-53]，但由于流場與放電條件的不同，減阻效果也不同。為進(jìn)一步降低系統(tǒng)能量消耗，該團(tuán)隊(duì)對放電波形進(jìn)行占空調(diào)制，并對減阻效果進(jìn)行了測試。結(jié)果表明，占空調(diào)制放電激勵(lì)將使低速條帶不斷聚攏分散，形成波浪式的條帶分布，此時(shí)的減阻效果較定常放電激勵(lì)弱，但由于占空比的影響，消耗功率更低[101]。近期，該團(tuán)隊(duì)還將前饋的比例微分控制系統(tǒng)引入到湍流減阻實(shí)驗(yàn)中，系統(tǒng)以最佳方案對激勵(lì)器放電電壓進(jìn)行調(diào)節(jié)，在幾乎不影響減阻效果的基礎(chǔ)上使放電功率減小30%[103]。

圖14 展向?qū)_放電聚攏低速條帶[72]Fig.14 Low-speed streaks gathered by the impinging plasma discharge[72]

西北工業(yè)大學(xué)的鄭海波[104]采用熱線測速的方法研究了放電頻率對展向?qū)_放電激勵(lì)的減阻效果的影響，結(jié)果表明，存在最佳放電頻率200 Hz，在U∞=10.7 m/s 時(shí)實(shí)現(xiàn)7.4%的局部相對減阻量。

為探究等離子體激勵(lì)減小平板湍流摩擦阻力的作用機(jī)理，空軍工程大學(xué)團(tuán)隊(duì)[75,98]基于高分辨的Stereo-PIV 方法，對振蕩放電、展向單側(cè)放電、展向?qū)_放電三種激勵(lì)方式在湍流邊界層中誘導(dǎo)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)、壁面切應(yīng)力時(shí)空分布、湍流統(tǒng)計(jì)量、湍流猝發(fā)行為特征的變化進(jìn)行了研究與對比。結(jié)果表明，三種激勵(lì)方式均能在湍流邊界層中誘導(dǎo)出比近壁面準(zhǔn)流向渦尺度更大的流向渦，盡管該流向渦系的三維結(jié)構(gòu)因激勵(lì)方式而異，但均在湍流邊界層中產(chǎn)生了明顯的上掃和下洗作用，二者分別與減阻和增阻效果相對應(yīng)，如圖15 所示。湍流邊界層中的阻力變化主要是由激勵(lì)誘導(dǎo)流向渦帶來的動(dòng)量輸運(yùn)造成，黏性項(xiàng)和湍流輸運(yùn)項(xiàng)的影響相對較小。在此基礎(chǔ)上，建立了等離子體激勵(lì)作用下的流向渦輸運(yùn)模型，模型計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合良好，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)了對等離子體激勵(lì)控制邊界層及其摩擦阻力的作用效果的預(yù)測，為等離子體湍流減阻激勵(lì)設(shè)計(jì)與效能評估提供了支撐。

圖15 等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)的阻力變化[75]Fig.15 Drag variation induced by plasma actuation[75]

4.2 基于脈沖直流DBD 的展向定常放電激勵(lì)

在展向定常等離子體減阻的研究中，除典型的AC-DBD 外，還有一種新型放電波形，即脈沖直流（Pulsed-DC）放電波形。該波形于2016 年由美國圣母大學(xué)的McGowan 等[105]提出，并用于驅(qū)動(dòng)DBD 激勵(lì)器。在放電電路中，將激勵(lì)器裸露電極始終保持直流高壓不變，低壓電極在連接直流高壓的基礎(chǔ)上周期性接地，即可形成如圖16 所示的脈沖直流波形。McGowan 等[105]的研究表明，使用該放電波形驅(qū)動(dòng)DBD 能夠產(chǎn)生高達(dá)300 mN/m 的體積力，比相似參數(shù)下的典型AC-DBD 誘導(dǎo)體積力（約10 mN/m[56-57,67,106]）高1 個(gè)數(shù)量級(jí)。隨后，McGowan 等[105,107]將其應(yīng)用到壓氣機(jī)葉片的流動(dòng)分離控制中，并取得了良好的效果。

圖16 脈沖直流放電的電壓電流波形[76]Fig.16 Voltage and current waveform of Pulsed-DC DBD[76]

2019 年，同一團(tuán)隊(duì)的Thomas 等[76]將Pulsed-DC DBD 應(yīng)用到湍流減阻中，將激勵(lì)器電極在平板湍流邊界層中沿流向布置，采用高精度測量傳感器（量程0.5N，精度0.08%），直接測量單側(cè)定常和雙側(cè)對沖兩種激勵(lì)方式下的湍流摩擦阻力變化。結(jié)果表明，U∞=17.4 m/s 時(shí)，激勵(lì)使平板摩擦阻力減小70%以上，而當(dāng)來流速度提高至U∞=52.1 m/s 時(shí)，仍能產(chǎn)生約18%的減阻效果。放電電壓越大，激勵(lì)器單元展向間距越小，減阻效果越好。同時(shí)，由于所測得的Pulsed-DC DBD 功耗極小（＜1 W/m），放電通過減阻節(jié)省的功率可達(dá)所消耗功率的3 倍以上，如圖17 所示。該項(xiàng)研究成果是驚人的，其將等離子體湍流減阻方法的有效來流速度提高了1 個(gè)數(shù)量級(jí)，接近實(shí)際小型無人機(jī)的巡航速度，同時(shí)也實(shí)現(xiàn)了顯著的凈能量節(jié)省。

圖17 脈沖直流放電減阻產(chǎn)生的能量節(jié)省[76]Fig.17 Net power saving in turbulent drag reduction using Pulsed-DC DBD[76]

隨后，該團(tuán)隊(duì)對脈沖直流放電特性及其湍流減阻機(jī)理進(jìn)行了進(jìn)一步研究。結(jié)果表明，在放電特性方面，Pulsed-DC DBD 能夠誘導(dǎo)產(chǎn)生12 m/s 的瞬時(shí)速度，同時(shí)產(chǎn)生半圓形弱壓縮波[76]。Sontag 等[108]采用Shack-Hartmann 波前傳感（wavefront sensor WFS）方法對Pulsed-DC DBD 在靜止條件下的誘導(dǎo)速度進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)放電誘導(dǎo)對流速度僅有0.96 m/s，同時(shí)其對邊界層的影響并不顯著，該結(jié)果與McGowan[105]與Thomas[76]等的實(shí)驗(yàn)并不相符。

在減阻機(jī)理方面，Duong 等[109]的研究表明，放電使邊界層速度脈動(dòng)整體降低，通過基于熱線測量的變量間隔時(shí)間平均（variable interval time averaging，VITA）的條件采樣分析[110]發(fā)現(xiàn)，放電有效減小了上拋和猝發(fā)事件的頻率，但對掃掠事件影響不大[109]，而對熱線數(shù)據(jù)的脈動(dòng)速度象限分析表明放電同時(shí)減小邊界層掃掠和上拋事件的頻率[111]。Duong 等[112]提出采用Pulsed-DC DBD 減小湍流摩擦阻力的預(yù)期機(jī)理為：放電在邊界層底層誘導(dǎo)展向射流，減小該處垂直于壁面的渦量分量，在條帶瞬態(tài)增長（streak transient growth,STG）過程中抑制近壁面準(zhǔn)流向渦的生成，進(jìn)而破壞近壁面自維持過程，同時(shí)抑制條帶結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生，減小湍流生成與壁面切應(yīng)力。Cain 等[113]通過改變邊界層的湍流渦黏度，采用雷諾平均N-S 方程（RANS）方法模擬了Pulsed-DC DBD 使摩擦阻力減小后對民機(jī)和無人機(jī)模型飛行性能的影響，結(jié)果表明，放電能使民機(jī)燃油消耗減小12%以上，或使無人機(jī)作戰(zhàn)半徑翻倍。

上述基于Pulsed-DC DBD 的研究取得了顯著的控制效果，吸引了國際上的廣泛關(guān)注，然而除美國圣母大學(xué)外，尚未有其他團(tuán)隊(duì)對該結(jié)果進(jìn)行有效重復(fù)或驗(yàn)證。相反，日本東京農(nóng)工大學(xué)的Nakai 等[114]的研究表明，與圣母大學(xué)的結(jié)果不同，Pulsed-DC DBD 產(chǎn)生的體積力僅為O（0.1 mN/m）量級(jí)，誘導(dǎo)射流速度也小于1 m/s。在減阻效果方面，美國普林斯頓大學(xué)的Starikovskiy 和莫斯科物理技術(shù)研究院的Aleksandrov等[115]在其綜述文章中分析稱，按文獻(xiàn)[76]所示規(guī)律對曲線進(jìn)行少量延伸即會(huì)得到負(fù)阻力（超100%的減阻效果，如圖18 所示），這顯然是不符合物理規(guī)律的。Starikovskiy 等[115]認(rèn)為，上述問題可能是等離子體激勵(lì)在平板表面誘導(dǎo)的流動(dòng)分離干擾阻力測試而造成的，文獻(xiàn)[76]的準(zhǔn)確性及其結(jié)果產(chǎn)生的具體原因還需進(jìn)一步驗(yàn)證與研究。

圖18 脈沖直流放電減阻曲線延伸產(chǎn)生負(fù)阻力[115]Fig.18 Negative drag produced by extending the drag reduction curves of Pulsed-DC DBD[115]

為驗(yàn)證Pulsed-DC DBD 誘導(dǎo)體積力與減阻的能力，揭示作用機(jī)理，空軍工程大學(xué)團(tuán)隊(duì)[116-117]從放電特性、誘導(dǎo)射流形態(tài)、體積力、沖擊波和加熱特性等多個(gè)角度對Pulsed-DC DBD 進(jìn)行了綜合診斷與分析，并采用高分辨Stereo-PIV 對Pulsed-DC DBD 與湍流邊界層的相互作用進(jìn)行了分辨。結(jié)果表明，Pulsed-DC DBD 的放電功率與典型的ns-DBD 類似，處在O（10 W/m）量級(jí)，而其誘導(dǎo)體積力總體較同等參數(shù)下的AC-DBD 低，處在O（1 mN/m）量級(jí)。Pulsed-DC DBD 能在放電兩側(cè)同時(shí)誘導(dǎo)沿面射流，同時(shí)產(chǎn)生沖擊波，但其最大射流速度僅在O（0.1 m/s）量級(jí)，該速度量級(jí)與Sontag 等[108]的結(jié)果一致。Pulsed-DC DBD誘導(dǎo)沖擊波、射流和體積力的機(jī)理為：在陡前沿處將空氣快速電離產(chǎn)生等離子體，短時(shí)間內(nèi)釋放大量熱量，并誘導(dǎo)產(chǎn)生沖擊波；隨后，等離子體中的帶電粒子在電壓緩慢下降階段的高壓維持電場中加速并與空氣分子碰撞，產(chǎn)生動(dòng)量效應(yīng)。Pulsed-DC 波形中的快前沿和大脈寬是其驅(qū)動(dòng)DBD 產(chǎn)生動(dòng)量效應(yīng)的主導(dǎo)因素，其高壓直流的作用并不關(guān)鍵。上述擁有快前沿和大脈寬的高壓波形稱為“快升緩降”（fast-riseslow-decay,FRSD）波形[117]。

在減阻效果與機(jī)理方面，Pulsed-DC DBD 對湍流邊界層的作用效果與AC-DBD 基本相同，均是通過在邊界層中所誘導(dǎo)的流向渦帶來的動(dòng)量輸運(yùn)改變壁面摩擦阻力，而黏性項(xiàng)和湍流輸運(yùn)項(xiàng)對阻力的影響相對較小[75,98]。

4.3 流向定常等離子體減阻方法

流向定常等離子體減阻方法是指不對放電波形進(jìn)行調(diào)制，直接沿流向持續(xù)放電的減阻方法，可分為逆氣流放電激勵(lì)、順氣流放電激勵(lì)以及雙側(cè)放電激勵(lì)等類型。除展向定常激勵(lì)外，Roth 等[52-53]同樣采用了流向定常激勵(lì)進(jìn)行邊界層調(diào)控。結(jié)果表明，逆氣流激勵(lì)使平板摩擦阻力增大，而順氣流激勵(lì)使阻力減小，阻力減小量與激勵(lì)陣列誘導(dǎo)的體積力之和相近，在來流速度約4.5 m/s 時(shí)減阻65.1%，如圖19 所示，圖中Erms=3 kV 表示激勵(lì)器上的電壓的均方根為3 kV。上述減阻效果可理解為激勵(lì)產(chǎn)生的推力對阻力的直接抵消。

圖19 流向射流等離子體激勵(lì)減小平板摩擦阻力[53]Fig.19 Friction drag reduction of a flat plate by streamwise plasma actuation[53]

2019 年，西北工業(yè)大學(xué)的武斌等[118]將陣列式AC-DBD 誘導(dǎo)射流沿流向布置于平板湍流邊界層中，采用熱線風(fēng)速儀對流向定常放電下游的邊界層速度剖面進(jìn)行測試，并對速度剖面對數(shù)區(qū)進(jìn)行擬合，計(jì)算壁面切應(yīng)力，研究放電對平板摩擦阻力的影響。結(jié)果表明，與Roth 等[52-53]的結(jié)果不同，逆氣流與順氣流激勵(lì)均能減阻，且逆氣流放電的減阻效果比順氣流放電更好，U∞=14.1 m/s 時(shí)使局部湍流切應(yīng)力減小8.78%。激勵(lì)能夠使邊界層底層速度減小，但更具體的減阻機(jī)理仍需進(jìn)一步研究。

由于DBD 誘導(dǎo)射流速度有限[67]，同時(shí)邊界層中流向速度遠(yuǎn)大于展向速度，因此，與展向放電方法相比，流向定常等離子體減阻方法也存在控制效果隨來流速度的增大而迅速衰減的問題。

5 翼型等離子體湍流減阻的探索

除在平板上的零壓力梯度的湍流邊界層（zero pressure gradient turbulent boundary layer,ZPGTBL）中進(jìn)行研究外，為將等離子體湍流減阻技術(shù)推向應(yīng)用，研究者們還進(jìn)行了壓力梯度條件下的湍流減阻以及巡航迎角狀態(tài)下的翼型減阻研究。

在有逆壓梯度（adverse pressure gradient,APG）的平板湍流邊界層中，美國圣母大學(xué)的Yates 等[77]采用對數(shù)區(qū)速度擬合的方法計(jì)算阻力，研究了Pulsed-DC DBD 的減阻效果。結(jié)果表明，逆壓梯度為223 Pa/m、U∞=27.1 m/s 時(shí)，減阻效果仍可達(dá)42%。西北工業(yè)大學(xué)的李躍強(qiáng)等[73]采用MEMS 熱膜方法測試了Ma=0.3～0.5 范圍內(nèi)、貼附在NACA0012 翼型表面的雙側(cè)對沖式AC-DBD 激勵(lì)器下游的摩擦阻力（如圖20），這是等離子體湍流減阻方法在翼型上的首次嘗試，但遺憾的是并未取得減阻效果。

圖20 翼型等離子體湍流減阻實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ团cMEMS 熱膜傳感器[73]Fig.20 Airfoil model and MEMS hot-film[73]

空軍工程大學(xué)團(tuán)隊(duì)[74-75]將展向陣列DBD 應(yīng)用到0°與6°迎角下的NACA0012 翼型上，基于尾跡測量，對單側(cè)定常放電、雙側(cè)對沖放電、振蕩放電作用下的翼型總阻力的變化規(guī)律進(jìn)行了研究，并初步探討了翼型減阻機(jī)理。結(jié)果表明，當(dāng)來流速度為U∞=5 m/s 和20 m/s 時(shí)，單側(cè)定常放電激勵(lì)可分別使翼型總阻力減小64%和13.7%；雙側(cè)對沖放電激勵(lì)使阻力略有增加；振蕩放電激勵(lì)則介于二者之間，且隨振蕩頻率的增大，減阻效果減弱。

進(jìn)一步，基于射流速度（v）、來流速度（U∞）和展向電極組間距（L）等參數(shù)，構(gòu)建了反映空間尺度影響的無量綱電極組間距（L+=L/δυ）和反映激勵(lì)強(qiáng)度影響的射流速度比（r=v/U∞）等無量綱參數(shù)，并提煉了影響翼型減阻量的無量綱相圖（如圖21 所示）。結(jié)果表明：r較小時(shí)（r＜ 0.05），激勵(lì)強(qiáng)度過弱，無法對阻力產(chǎn)生影響；r＞ 0.05 時(shí)，在對數(shù)坐標(biāo)系下，阻力變化量隨r和L+線性增加；r=0.05 屬于狀態(tài)的邊界，可歸于影響較小的區(qū)間。基于上述參數(shù)影響規(guī)律，對減阻量構(gòu)成、湍流減阻機(jī)理和減阻效率進(jìn)行了分析，相關(guān)結(jié)論可為翼型等離子體湍流減阻系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供理論支撐。等離子體湍流減阻技術(shù)的發(fā)展歷程可初步總結(jié)為圖22。

圖21 翼型等離子體湍流減阻無量綱相圖[74]Fig.21 Dimensionless map for airfoil drag reduction[74]

圖22 等離子體湍流減阻技術(shù)發(fā)展歷程Fig.22 Development history of plasma-based turbulent drag reduction method

6 展 望

本節(jié)從激勵(lì)方法、應(yīng)用環(huán)境與控制策略三個(gè)方面對等離子體湍流減阻技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行展望。

6.1 激勵(lì)方法：發(fā)展新型高效能等離子體減阻激勵(lì)方法

湍流減阻的目的在于節(jié)約能耗，進(jìn)而增大飛機(jī)的航程和航時(shí)、減少燃油燃燒帶來的環(huán)境污染和碳排放。因此，對于等離子體激勵(lì)等主動(dòng)湍流減阻方法而言，以更小的能耗產(chǎn)生更強(qiáng)的減阻效果（即更高的效能）是其永恒的發(fā)展目標(biāo)。

激勵(lì)方法是減阻效果產(chǎn)生的根源。在現(xiàn)有的主動(dòng)湍流減阻方法中，雖然等離子體湍流減阻裝置的結(jié)構(gòu)重量大大簡化，但是由于其有效減阻來流速度低，目前基于AC-DBD 的等離子體湍流減阻方法所能實(shí)現(xiàn)的能量收益極其有限；而脈沖直流激勵(lì)雖然減阻能量節(jié)省效果顯著，但其效果尚未得到驗(yàn)證。因此，發(fā)展新型高效能等離子體減阻激勵(lì)方法成為提高等離子體湍流減阻效能的根本途徑，也是當(dāng)前等離子體湍流減阻技術(shù)發(fā)展的首要需求。

解決上述問題主要有以下兩個(gè)方向：一是基于現(xiàn)有減阻機(jī)理，提高等離子體激勵(lì)的產(chǎn)生效益；二是創(chuàng)新減阻機(jī)理，發(fā)展新型等離子體激勵(lì)方式。

首先，在提高等離子體激勵(lì)本身的產(chǎn)生效益方面，綜合上文分析可見，各類等離子體湍流減阻方法均是通過在流場中產(chǎn)生各種形式（流向、展向；定常、非定常）的動(dòng)量效應(yīng)（射流與體積力作用）以實(shí)現(xiàn)減阻效果。因此，基于現(xiàn)有減阻機(jī)理，通過優(yōu)化等離子體激勵(lì)驅(qū)動(dòng)波形、改進(jìn)等離子體激勵(lì)器結(jié)構(gòu)等方法提高激勵(lì)本身產(chǎn)生動(dòng)量效應(yīng)的效能是提高減阻效能最直接的方法。例如，文獻(xiàn)[105,117]中針對脈沖直流、快升緩降等波形的研究即是在波形優(yōu)化方面的嘗試，文獻(xiàn)[91]對振蕩放電高頻工作特性的優(yōu)化則是面向激勵(lì)系統(tǒng)的整體提升。除上述方法外，還可通過減小激勵(lì)器裸露電極寬度從而增強(qiáng)放電區(qū)域電場，來提高體積力產(chǎn)生效益；或通過增大激勵(lì)器組密度等方法，提高單位面積內(nèi)的放電長度，增大單位減阻面積內(nèi)的體積力強(qiáng)度，從而實(shí)現(xiàn)更強(qiáng)的減阻效果。

其次，在發(fā)展新型等離子體激勵(lì)方式、創(chuàng)新減阻機(jī)理方面，基于等離子體激勵(lì)的靈活性，可以廣泛借鑒其他主/被動(dòng)湍流減阻方法的作用機(jī)理，并采用等離子體激勵(lì)進(jìn)行模擬與實(shí)現(xiàn)，在現(xiàn)有的等離子體激勵(lì)產(chǎn)生效益的基礎(chǔ)上，創(chuàng)新減阻途徑，實(shí)現(xiàn)提高減阻效能的目的。例如，可以通過設(shè)計(jì)方格網(wǎng)狀的裸露電極，通過方格電極四周向中央放電的對沖作用，產(chǎn)生法向射流，模擬微吹氣減阻的作用效果，如圖23 所示；或通過設(shè)計(jì)小型的環(huán)形電極單元，模擬粗糙元或壁面凹坑的作用效果，以期進(jìn)一步提高等離子體湍流減阻效益。

圖23 方格網(wǎng)狀等離子體激勵(lì)器及其誘導(dǎo)的法向射流Fig.23 Grid-type plasma actuator and the induced vertical jet flow

6.2 應(yīng)用環(huán)境：面向高雷諾數(shù)強(qiáng)逆壓梯度氣流環(huán)境進(jìn)行拓展

當(dāng)前，絕大多數(shù)的等離子體湍流減阻研究均在理想的零壓力梯度平板湍流邊界層（ZPGTBL）中進(jìn)行，但在飛機(jī)的實(shí)際飛行中，由于彎曲型面與飛行迎角的存在，湍流邊界層均面臨強(qiáng)烈且復(fù)雜的壓力梯度，上述ZPGTBL 的理想情況幾乎不存在。在實(shí)際飛行條件下，受壓力梯度帶來的黏性尺度與湍流脈動(dòng)變化等因素的影響，等離子體湍流減阻效果將有所降低[77]。此外，除基于脈沖直流放電的研究外，大多數(shù)等離子體湍流減阻研究均以探尋機(jī)理為目標(biāo)，所采用的來流速度僅為O(1 m/s)量級(jí)，與實(shí)際工程應(yīng)用相差甚遠(yuǎn)。因此，面向高雷諾數(shù)、強(qiáng)逆壓梯度氣流環(huán)境的研究是等離子體湍流減阻技術(shù)走向應(yīng)用前的必經(jīng)之路。在復(fù)雜壓力梯度條件下如何提高湍流減阻效果？在巡航迎角工況的翼型或機(jī)翼上，等離子體激勵(lì)對各部分阻力（摩擦阻力、壓差阻力等）的影響如何？這些是亟待回答的問題。

針對翼型減阻問題，文獻(xiàn)[74-75]進(jìn)行了一定的探索，驗(yàn)證了等離子體激勵(lì)在巡航迎角工況下有效減小翼型總阻力的能力，并闡明了無量綱參數(shù)影響規(guī)律，證明了等離子體湍流減阻方法在翼型流場等較復(fù)雜情況下的應(yīng)用前景，但等離子體激勵(lì)對各部分阻力的影響還需進(jìn)一步研究，作用機(jī)理也需進(jìn)一步揭示。為提高等離子體激勵(lì)在壓力梯度條件下的作用效果，可以根據(jù)湍流邊界層黏性尺度的變化，適應(yīng)性地改變等離子體激勵(lì)的空間尺度，始終保證二者的匹配關(guān)系，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)更高效的減阻。

6.3 控制策略：由開環(huán)控制向智能自適應(yīng)發(fā)展

與展向壁面振蕩、吹/吸氣等主動(dòng)湍流減阻方法不同，等離子體湍流減阻方法是基于電信號(hào)的方法，具有響應(yīng)快、控制靈活等優(yōu)點(diǎn)。在當(dāng)今人工智能與控制技術(shù)飛速發(fā)展的時(shí)代，將以往等離子體湍流減阻中的開環(huán)控制向智能自適應(yīng)控制發(fā)展，能夠充分發(fā)揮等離子體減阻技術(shù)的優(yōu)勢，提高減阻效能，是必然的發(fā)展趨勢。

目前，研究者們已對采用自適應(yīng)控制方法優(yōu)化等離子體湍流減阻效果進(jìn)行了初步探索。文獻(xiàn)[103]將如圖24 所示的前饋比例微分控制系統(tǒng)引入湍流減阻的控制與優(yōu)化中，保證系統(tǒng)以最佳方案對激勵(lì)器放電電壓進(jìn)行調(diào)節(jié)，在幾乎不影響減阻效果的基礎(chǔ)上，使放電功率減小30%，圖中G(s)表示經(jīng)過濾波后的脈動(dòng)壓力信號(hào)y(t)的拉普拉斯變換。文獻(xiàn)[119]基于遺傳算法（如圖25）與代理模型等多種方法，對振蕩放電等離子體激勵(lì)的電壓、頻率、相位、占空比等多個(gè)參數(shù)進(jìn)行智能優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)了40%的減阻效果，能量效益也得到極大提升。上述工作是控制與優(yōu)化算法在等離子體湍流減阻上的初步應(yīng)用。

圖24 湍流減阻中的前饋的比例微分控制框圖[103]Fig.24 Diagram of the feed-forward PD control scheme in turbulent drag reduction application[103]

圖25 基于遺傳算法的等離子體減阻激勵(lì)參數(shù)優(yōu)化方法[119]Fig.25 Parametric optimization of plasma actuation based on genetic algorithm[119]

后續(xù)，等離子體湍流減阻方法向智能自適應(yīng)發(fā)展的重點(diǎn)是：基于人工智能方法（如深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)等），進(jìn)一步對控制參數(shù)與策略進(jìn)行優(yōu)化，形成適應(yīng)變化流動(dòng)場景的高效益減阻激勵(lì)控制律，實(shí)現(xiàn)等離子體湍流減阻的自適應(yīng)控制。等離子體湍流減阻在智能流體力學(xué)領(lǐng)域的發(fā)展以及人工智能技術(shù)的引入，將使等離子體湍流減阻技術(shù)煥發(fā)出更大的活力。

7 結(jié)論

等離子體激勵(lì)具有結(jié)構(gòu)簡單、響應(yīng)快、易于智能控制等眾多優(yōu)點(diǎn)，將等離子體激勵(lì)應(yīng)用于飛機(jī)湍流摩擦減阻中，受到廣泛關(guān)注。

1）按照等離子體激勵(lì)特性及其與來流的相互關(guān)系，等離子體湍流減阻方法可分為展向非定常、展向定常、流向定常激勵(lì)等類型。從研究歷程看，初期研究主要集中在展向非定常激勵(lì)，后將激勵(lì)簡化為展向與流向定常激勵(lì)。

2）在平板湍流邊界層中，等離子體激勵(lì)主要通過誘導(dǎo)大尺度流向渦，產(chǎn)生輸運(yùn)作用，減小摩擦阻力，其能使摩擦阻力減小40%以上；在摩擦阻力主導(dǎo)的巡航迎角工況下的翼型上，激勵(lì)同樣能在20 m/s 的來流速度下使翼型總阻力減小13.7%，但離實(shí)際應(yīng)用還有一定差距，具體減阻構(gòu)成與作用機(jī)理尚需實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

3）為將等離子體湍流減阻技術(shù)向應(yīng)用拓展，需要發(fā)展新型高效能等離子體減阻激勵(lì)方法，面向高雷諾數(shù)、強(qiáng)逆壓梯度氣流環(huán)境進(jìn)行適應(yīng)性拓展研究，提高等離子體激勵(lì)的產(chǎn)生效率，探索新型減阻機(jī)理，研究等離子體激勵(lì)對翼型、機(jī)翼及整機(jī)阻力的綜合影響及其機(jī)理，提高總體減阻能量效益。

4）在人工智能應(yīng)用快速發(fā)展的現(xiàn)今時(shí)代，等離子體激勵(lì)作為純電驅(qū)動(dòng)的流動(dòng)控制方法，具有響應(yīng)快、控制靈活等優(yōu)點(diǎn)，與其他流動(dòng)控制方法相比，能夠更加便利地與人工智能技術(shù)相結(jié)合，進(jìn)一步優(yōu)化控制參數(shù)與控制策略，實(shí)現(xiàn)減阻自適應(yīng)控制，使等離子體湍流減阻煥發(fā)更大的生機(jī)與活力。