等离子流
-
2023年3月17日发(作者：小学生美文摘抄)2019年10月海峡科学October2019
第10期总第154期StraitsScienceNo.10,Total154th
·3·
等离子体合成射流主动流动控制风洞实验研究*
刘汝兵1,2李飞1,2陈约适1,2林麒1,2段训望1,2
（1.厦门大学航空航天学院，福建厦门361102；2.福建省等离子体与磁共振研究重点实验室，福建厦门361102）
[摘要]为考察等离子体合成射流流动控制效果，在NACA0021二维机翼模型上安装单个等离子体合成射流，开展
低速风洞试验。采用烟流显示技术，定性观察了不同攻角和加载电参数下等离子体合成射流对流动分离的控制效
果，并使用PIV技术对流动控制效果进行了定量研究。实验结果表明，在一定频率范围内（80～240Hz），频率
增加会减弱射流流动控制能力；加载电压幅值的影响较小；在一定范围内提高占空比(5%～15%)，可增强射流的流
动控制能力；在一定攻角范围内（0～19°），烟流流动显示结果与PIV测量所得的规律相似，在小攻角下，等离
子体合成射流使得翼型吸力面层流变为紊流；在大攻角下，射流则起到抑制流动分离的作用，随着攻角的增加，
抑制流动分离的效果减弱。
[关键词]主动流动控制等离子体合成射流烟流流动显示PIV二维翼型
[中图分类号]V231;V249[文献标识码]A[文章编号]1673-8683(2019)10-0003-08
等离子体主动流动控制按其放电机理可分为介质
阻挡放电(dielectricbarrierdischarge，DBD)、直流(包括
辉光、弧光)放电、火花放电、流柱放电等。火花放电
等离子体主动流动控制激励器(plasmasystheticjet,PSJ)
是由美国约翰霍普金斯大学应用物理实验室于2003年
提出[1]，这种控制方式产生射流的局部最大速度可达到
100多米每秒，在高速来流下具有良好的控制效果，因
此成为等离子体主动流动控制技术的热点之一。
近十几年来，美国约翰霍普金斯大学[1-6]、伊利诺
伊州立大学[7-8]、佛罗里达州立大学[9-11]、佛罗里达农工
大学[5-6]、新泽西州立大学[10-11]、韩国Ulsan大学[12]、
法国图卢兹大学及宇航研究中心[13-15]、意大利那不勒
斯费德里克二世大学[16]、荷兰代尔夫特理工大学[17]及
南京航空航天大学[18-21]、空军工程大学[22-25]、国防科技
大学[26-30]、厦门大学[31-33]、中航工业空气动力研究院
[34-35]等单位相继开展了火花放电等离子体合成射流的
理论分析、粒子图像测速法（particleimagevelocimetry，
PIV）、纹影或动态压力测量实验及数值模拟研究，并
已经应用火花放电等离子体合成射流在高速和低速来
流下进行了流动控制实验研究[11,23,30]。
在低速流动控制研究中，法国ONERA的Caruana[35]
通过实验表明，多个等离子体合成射流可有效减小
NACA0015机翼尾缘的流动分离和阻力。厦门大学刘
汝兵等人研制出了多种新型火花放电等离子体射流激
励器[31-32]，并进行了机翼的气动力矩控制实验[33]。实
验结果表明，在低速条件下，新型的射流激励器能够有
效控制直机翼的气动力矩，特别是对滚转力矩的控制。
空军工程大学李洋等[35]以高升力翼型为载体，在翼型
前缘施加等离子体合成射流，可以有效抑制流动分离。
上述工作主要研究了等离子体合成射流对模型的气动
力和气动力矩的作用，但对产生这种作用的物理微观机
制还缺乏研究。
为考察等离子体合成射流主动流动控制的微观机
制权，本文以NACA0021二维机翼模型为对象，在距
离其前缘15%的弦长位置布置单个等离子体合成射流，
改变激励电参数和机翼攻角，通过烟流显示和PIV实
验探究等离子体合成射流对机翼表面绕流的控制机作
用。
*基金项目：国家自然科学基金项目(编号：51707169)；中央高校基本科研业务费（编号：2，2）；厦门大学大学生创新创业训练计划
项目（编号：2）。
HAIXIAKEXUE海峡科学2019年第10期
·4·
1实验系统
1.1等离子体合成射流实验系统
典型火花放电等离子体合成射流激励器的结构和
工作过程如图1所示，它是由一个开有射流出口的绝
缘腔体和一对阴、阳电极组成。它的周期一般分为三
个阶段：①能量沉积阶段。在此阶段内，加载到激励
器阴极和阳极之间的高压持续放电，腔内气体被电离
的同时将电能转化成内能，气体的温度和压力急剧上
升，腔体内部充满高温、高压的气体。②能量释放阶
段。当腔内气体压力高于外界大气压时，腔内气体涌
入出口（射流孔），并在出口处产生高速、高能的等
离子体射流。③吸气恢复阶段。经过能量释放阶段后，
腔体内的温度和压力迅速下降，重新从外界环境中补
充气体并得到恢复。如此循环往复，便可在激励器的
出口形成连续稳定的等离子体射流。
(a)能量沉积阶段（b）能量释放阶段（c）吸气恢复阶段
图1典型等离子体合成射流激励器结构及其工作过程
本实验采用的激励器结构如图2所示，它由玻璃
腔体、阳极和阴极组成。阴极与阳极从玻璃腔体的两
端插入腔内，分别连接高压脉冲电源的正极和负极，
腔体长度L=35mm，喷嘴长度l=40mm，腔体直径
φ=7mm，电极间距Δ=10mm，射流出口直径d=1.5mm，
阴极与阳极均采用硅导线，伸入腔内的部分剥去硅
胶，只留少数的金属部分作为电极。
图2等离子体合成射流激励器
1.2等离子体电源系统
本实验采用的电源为本课题组自行研发的程控等
离子体电源，型号为XMU-PTLA-DY-03，输入电压
可为市电AC220V/50Hz，输出电压范围0~20kV；可通
过程序控制激励信号参数，频率f为20Hz~10kHz，
占空比τ为1%~99%。
1.3二维机翼模型
考虑到激励器的尺寸，为了便于安装，二维机翼模
型的翼型截面采用相对厚度较大的NACA0021翼型。
机翼模型弦150mm，展长150mm（如图3所示）。
模型由主体、插板和散热块组成，主体和插板采用ABS
塑料制作，散热块采用铝合金制作。主体和插板之间的
空腔用于射流激励器的安装，散热块上布有激励器安装
孔。激励器射流方向与弦线夹角为40°，射流出口位于
弦向23%处。图3（b）给出了二维机翼模型的实物图，
模型两侧装有固定圆盘，其中一侧的固定圆盘带有刻
度，用于测量模型的攻角，固定圆盘下方装有固定支架。
(a)装配图
(b)实物图
图3三维机翼模型
1.4烟流流动显示技术
烟流实验所使用可视化发烟装置（见图4）置于风
洞实验段前端，主要由储油器、输油管、流量控制器、
Orifice
Chamber
Cathode
Anode
2019年第10期海峡科学HAIXIAKEXUE
·5·
金属丝、直流稳压电源和烟油收集器构成。该装置的基
本原理为：开启流量控制器后，烟油顺着输油管流向金
属丝。在表面张力的作用下，烟油挂在金属丝上，沿金
属丝形成一列间距相同的小油珠。打开加载在金属丝两
端的直流稳压电源，电流流经金属丝使其发热，金属丝
加热油珠使其挥发成油蒸汽，在风洞自由来流的作用下
形成间距有致的相互平行的白色烟线，用于风洞流动显示
实验。实验过程中，可通过流量控制器控制烟油的流出速
度，实现挂油和加热无缝衔接，并产生连续的烟流[36]。
图4发烟装置结构图
1.5小型直流式风洞
实验采用简易的直流式低速风洞，该风洞主要结构
有收缩段（内置蜂窝器和整流网）、过渡段、实验段和
扩散段。扩散段后有高速风机作为动力装置。实验段截
面为200mm×200mm，风机经调速装置调节后，可为风
洞提供3~5m/s的稳定来流。
1.6PIV测试实验系统
PIV粒子图像测速实验仪器型号为立方天地公司
生产的SM3-4M200，配有1个可产生波长为532nm
绿光的双脉冲Nd:YAG激光器，1台分辨率为2048像
素×2048像素的SM-CCDB4M20摄像机，其图像采集
速率为20帧/s，本实验采样频率设置为5Hz,跨帧时间
设置为40μs。示踪粒子为AB-1500舞台发烟机加热
浓缩烟油产生的烟雾，粒子直径在0.2~0.3μm，经风
洞入口吸入风洞。测试方案如图5所示，测量时调整
激光片光宽度约为0.5mm，并使其经过等离子体激
励器射流出口（出口直径1.5mm）所在翼型沿弦向截
面，摄像机从翼型展向拍摄。每个实验状态均采集
100帧图像，进行时均处理后可得到该状态下的流场
信息。
图5PIV测试方案
PIV实验在本课题组自行研制的低速闭口直流式风
洞进行，实验段截面尺寸为300mm×300mm，实验段长
度为600mm，湍流度0.5%~1%，最大风速30m/s。
2实验过程及结果分析
2.1烟流流动显示实验
实验中模型攻角α分别设定为0°、13°、19°、
22°，激励信号频率f范围为80~240Hz，占空比τ为
5%~20%，加载电压V
d
为20kV。自由来流速度约为
3m/s。分别考察了不同攻角和加载电参数下等离子体
合成射流的流动控制效果。
实验之前，我们先使用皮托管（精达059）测量了
实验各个电参数下的射流平均速度，结果如表1所示。
表1不同加载电参数下等离子体合成射流
平均射流速度
频率/Hz电压/kV占空比/%平均速度/m·s-1
80201542.33
160201546.37
20020514.89
200201036.92
20012.51529.77
20017.51540.09
200201545.04
240201542.76
I—来流
Q—烟流
1—通气管
2—储油器
3—输油管
4—流量控制器
5、11—电夹
6、12—电源线接
7、10—接线柱
8—风洞实验段
9—金属丝
13—绝缘连接线
风洞实验段
翼型
激光
自由来流
相机
激光片光源
HAIXIAKEXUE海峡科学2019年第10期
·6·
2.1.1攻角的影响
首先考察的是在不同攻角下等离子体合成射流对
二维翼型流场的控制作用，加载的激励频率f=200Hz、
占空比τ=15%。
图6~图8给出了攻角α为0°、13°和19°情况下，等离
子体合成射流开启与关闭状态时，二维机翼模型上翼面
流场的变化。
当攻角α为0°时，等离子体合成射流激励器处于关
闭状态，翼型上表面流线清晰，但可看到后缘处，流线
较翼面略有抬高[见图6(a)]，且流线下有紊乱的流动，
表明有较厚的紊流边界层；开启激励器[见图6(b)]，可
见翼面后缘由于射流的作用,紊流的区域较激励器关闭
时[见图6(a)]更大。这时自由来流速度仅为3m/s，而射
流峰值速度却达到60m/s。由于受到高速合成射流的作
用，靠翼型后缘区域的绕流从层流转为了紊流，紊流区
域厚度接近翼型最大厚度，但是后缘分离区却减小了。
说明合成射流能减小流动分离，同时对低速来流的扰动
作用非常强，穿透绕流深度达到30mm左右。
(a)激励器关闭(b)激励器开启
图6α=0°时等离子体合成射流
对翼型表面流动的作用
当α=13°时，如图7(a)所示，关闭等离子体射流激
励器，翼型吸力面绕流从前缘开始出现分离；但是射流
激励器开启后，由于射流对分离区注入能量，破坏了分
离区，底层流体获得能量，流线转向附着翼面，得以维
持绕流顺压梯度，使得分离区显著减小[图7(b)]，此时
射流则起到改善翼型表面流动的作用。
(a)激励器关闭(b)激励器开启
图7α=13°时等离子体合成射流
对翼型表面流动的作用
如图8所示，当攻角α达到19°时，翼型吸力面分离
区域进一步扩大，此时合成射流对抑制分离的作用逐渐
减弱。
(a)激励器关闭(b)激励器开启
图8α=19°时等离子体合成射流
对翼型表面流动的作用
上述分析表明，随着攻角α的变化，等离子体射
流对机翼表面的流动状态的影响是不同的；当α较小
时，翼型绕流基本附着在表面，开启射流激励器反而
会对层流流动产生干扰，使流场变为湍流状态。当α
处于13°~19°范围时，翼型吸力面由于逆压梯度增
加，使得分离区逐渐增大，此时开启射流激励器，则
能起到有效减小分离区的作用。但是当上翼面分离区
过大(α达到22°)时，射流也无法抑制流动分离。
2.1.2加载电压频率的影响
为了进一步考察等离子体合成射流对翼型表面流
动的控制作用，通过改变激励器加载电压频率f，观察
等离子体射流激励器开启与关闭时模型上翼面流动状
态。试验时，保持模型攻角α为15°，加载电压U
d
=20kV，
激励信号占空比τ为15%，激励信号频率f取80Hz、
160Hz、240Hz。
图9给出了不同频率下，等离子体射流开启与关闭
时，模型吸力面流场变化。当f=80Hz时，等离子体射
2019年第10期海峡科学HAIXIAKEXUE
·7·
流激励器关闭状态下，翼型吸力面由于逆压梯度的存
在，出现分离，且分离点靠近机翼前缘[见图9(a)]；等
离子体射流开启后，流动分离点位置稍向翼型后缘移动
[见图9(b)]，流线向下贴近翼面，说明合成射流可以有
效抑制吸力面流动分离。当激励频率f增大到160Hz时
[见图9(c)]，射流激励器开启后，虽然分离点并未明显
向机翼后缘移动，但是翼型表面分离区减小，说明此时
射流对分离区也具有抑制作用。当频率增加到240Hz
时，射流激励器开启后，分离区略有减小，此时射流对
分离区的控制作用不明显[见图9(d)]。
(a)激励器关闭(b)f=80Hz
(c)f=160Hz(d)f=240Hz
图9不同激励频率下等离子体合成射流
对翼型表面流动的作用
2.1.3加载电压幅值的影响
图10给出了攻角α为15°、频率为100Hz、占空
比为15%时，不同电压幅值下的流动控制效果。激励
器关闭时有明显的流动分离现象，在开启激励器之
后，烟流出现了明显变化，烟线更加贴近翼面。但是
对于不同的电压幅值，流动控制效果的差别较小。
(a)激励器关闭(b)加载电压15kV
(c)加载电压20kV(b)加载电压25kV
图10f=100Hz，τ=15%条件下不同电压下
流动控制效果
2.1.4占空比的影响
另外一个影响射流强度的重要电参数是激励信号
占空比τ，考察它对射流的流动控制效果时，保持α=
15°，U
d
=20kV，f=200Hz，设定占空比τ分别为
5%、10%、15%，得到等离子体射流关闭与开启时，
机翼模型上翼面流动状态的变化(见图11)。
当τ=5%时，等离子体射流激励器开启后，射流的
扰动作用使得流动分离区域明显减小[见图11(b)]。而当
占空比增加到10%时，射流能量得到提高，相较于激励
器关闭状态[见图11(a)]，图11(c)所示翼型上表面绕流
分离点稍往机翼模型后缘移动，流线明显下压贴近翼
面，表明射流激励器开启后起到抑制流动分离的作用。
当占空比τ=15%时，如图11(d)所示，射流对分离区作
用效果与图11(b)中τ=5%的情况类似，射流开启可以
在一定程度上减小分离区大小，但是绕流分离点位置并
未发生明显变化。
(a)激励器关闭(b)τ=5%
(c)τ=10%(d)τ=15%
图11f=200Hz,Ud=20kV时不同占空比下
流动控制效果
HAIXIAKEXUE海峡科学2019年第10期
·8·
2.2PIV测试实验结果及分析
上述烟流显示实验表明，等离子体合成射流对翼
型表面的流动分离具有较好的控制效果。但是烟流实
验为定性分析，为进一步探究流动控制的机制，采用
PIV技术，定量考察等离子体合成射流对流动分离的
作用。选取了烟流实验中流动控制效果较好的一组开
展研究，模型攻角α设定为0°、13°和19°，加载电压
U
d
=20kV，激励频率f=200Hz，占空比τ=15%。
图12分别给出了在α=0°时，等离子体合成射流
关闭与开启状态下，翼型表面沿流向（x方向）的速
度云图。此时，从速度云图分析，来流基本沿翼型表
面流动，在模型尾缘部分略有分离[图12(a)]；射流开
启后，尾缘分离流完全被抑制[图12(b)]。上述结果与
图6中烟流流动显示实验结果相近，流动分离都得到
了抑制。
(a)激励器关闭
(b)激励器开启
图12α=0°时射流对翼型表面流动
的控制作用（速度云图）
当攻角α增加到13°，激励器关闭时，在模型中
后部形成明显的分离区[图13(a)]，等离子体合成射流
开启后，流线完全贴合翼面，分离基本得到抑制[图
13(b)]。随着攻角α继续增大到19°，尾缘分离区继
续扩大，分离点也向前缘移动[图14(a)]。在射流的作
用下，射流的能量注入到分离区内，射流出口附近的
流动基本贴合翼面，使得分离点由靠近前缘向后推移
翼型中间位置，同时分离区显著减小。
(a)激励器关闭
(b)激励器开启
图13α=13°时射流对翼型表面流动
的控制作用（速度云图）
(a)激励器关闭
(b)激励器开启
图14α=19°时射流对翼型表面流动
的控制作用（速度云图）
2019年第10期海峡科学HAIXIAKEXUE
·9·
3结论
（1）对于等离子体合成射流流动控制效果的低速
风洞实验研究，烟流定性测量结果和PIV定量实验结
果基本保持一致。
（2）通过烟流和PIV低速风洞实验表明，单个
等离子体合成射流能够有效抑制二维机翼模型在中大
攻角下（13°~19°）的流动分离。当攻角α较小时，翼
型绕流基本附着在表面，开启射流激励器一方面可以
抑制流动分离，另一方面也会对流动产生干扰；在中
等攻角（13°）下，等离子体射流注入到分离区的能量
可以完全抑制吸力面的分离；在大攻角（19°）下，射
流能量将分离点由翼型前缘推迟到中部，从而大幅缩
小后缘分离区域范围，改善翼型的气动性能。
（3）烟流实验结果表明，存在最佳的放电频率和
占空比，使得射流的流动控制效果最佳，但对放电电
压幅值不敏感。例如本实验中，当激励频率
f=80~160Hz、占空比τ=10%时，合成射流抑制翼型
吸力面流动分离效果最佳。
参考文献：
[1]GrossmanKR,CybykBZ,VanwieDM,et
actuatorsforflowcontrol:AIAA-2003-0057[R].Reston:
AIAA,2003.
[2]GrossmanKR,CybykBZ,RiglingMC,etal.
CharacterizationofSparkjetactuatorsforflowcontrol:
AIAA-2004-0089[R].Reston:AIAA,2004.
[3]CybykBZ,SimonDH,mental
characterizationofasupersonicflowcontrolactuator:
AIAA-2006-0478[R].Reston:AIAA,2006.
[4]SarahJH,BruceLH,CybykB,terizationofa
high-speedflowcontrolactuatorusingdigitalspeckle
tomographyandPIV:AIAA-2008-3759[R].Reston:AIAA,
2008.
[5]PopkiSH,CybykBZ,LandIIIHB,
performance-basedadvancesinSparkJetactuatordesignfor
supersonicflowapplications:AIAA-2013-0322.[R].Reston:
AIAA,2013.
[6]PopkiSH,CybykBZ,FosterCH,mental
estimationofSparkJetefficiency[J].AIAAJournal，2016,54(6):
1831-1845.
[7]REEDYTM,KaleNV,DuttonJC,mental
characterizationofapulsedplasmajet[J].AIAAJournal，2013,
51(8):2027-2031.
[8]OstmanRJ,HergesTG,CraigDJ,onhigh-speed
boundary-layercharacteristicsfromplasmaactuators:
AIAA-2013-0527[R].Reston:AIAA,2013.
[9]GreeneBR,ClemensNT,lofshock
boundarylayerinteractionusingpulsedplasmajets:
AIAA-2013-0405[R].Reston:AIAA,2013.
[10]AndersonK,terizationofsinglepulseof
plasmajet:AIAA-2012-0188[R].Reston:AIAA,2012.
[11]Golbabaei-AslM,KnightD,echnique
todetermineSparkJetefficiency[J].AIAAJournal，2015,53(2):
501-504.
[12]teristicsofhighspeedelectro-thermaljet
activatedbypulsedDCdischarge[J].ChineseJournalof
Aeronautics,2010,23(5):518-522.
[13]BelingerA,NaudéN,CambronneJP,synthetic
jetactuator:electricalandopticalanalysisofthedischarge[J].
JournalofPhysicsD:AppliedPhysics,2014,47(34):345202.
[14]SaryG,DufourG,RogierF,ngandparametric
studyofaplasmasyntheticjetforflowcontrol[J].AIAA
Journal,2014,52(8):1591-1603.
[15]ChedevergneF,LeonO,BodocV,mentaland
numericalresponseofahigh-Reynolds-numberM=0.6jet
toaPlasmaSyntheticJetactuator[J].InternationalJournalof
HeatandFluidFlow,2015,56:1-15.
[16]ChiattoM,calandExperimental
FrequencyResponseofPlasmaSyntheticJetActuators:
AIAA-2017-1884[R].Reston:AIAA,2017.
[17]ZongH,ofslottedexitorificeon
performanceofplasmasyntheticjetactuator[J].Experimentsin
Fluids,2017,58(3):1-17.
[18]单勇，张靖周，谭晓茗.火花型合成射流激励器流动特性
及其激励参数数值研究[J].航空动力学报，2011，26(3)：
551-557.
[19]朱晨彧.高性能零质量射流激励器试验研究与参数优选
HAIXIAKEXUE海峡科学2019年第10期
·10·
[D].南京：南京航空航天大学，2012.
[20]程林，孙姝，谭慧俊，等.直缝式等离子体合成射流激励
器特性的实验研究[J].推进技术，2017,38(9):1937-1942.
[21]吕元伟，单勇，张靖周，等.火花型激励合成射流瞬时流
场测试[J].航空动力学报,2017,32(10):2371-2377.
[22]刘朋冲，李军，贾敏，等.等离子体合成射流激励器的流
场特性分析[J].空军工程大学学报(自然科学版)，2011，
12(6):22-25.
[23]JinD,CuiW,LiY,teristicsofpulsedplasma
syntheticjetanditscontroleffectonsupersonicflow[J].
ChineseJournalofAeronautics，2015,28(1):66-76.
[24]宗豪华，吴云，宋慧敏，等.等离子体合成射流的理论模
型与重频激励特性[J].航空学报，2015,36(6):1762-1774.
[25]ZhangZB,WuY,JiaM,tichanneldischarge
plasmasyntheticjetactuator[J].SensorsandActuatorsA:
Physical，2017,253:112-117.
[26]WangL,LuoZB,XiaZX,ofactuatorsforhigh
speedactiveflowcontrol[J].ScienceChinaTechnological
Sciences,2012,55(8):2225-2240
[27]王林，罗振兵，夏智勋，等.等离子体合成射流能量效率
及工作特性研究[J].物理学报，2013，62(12):125207.
[28]WangL,XiaZX,LuoZB,-electrodeplasma
syntheticjetactuatorforhigh-speedflowcontrol[J].AIAA
Journal,2014,52(4):879-882.
[29]杨瑞，罗振兵，夏智勋，等.高超声速导弹等离子体合成
射流控制数值研究[J].航空学报，2016,35(6):1722-1732.
[30]ZhouY,XiaZ,LuoZ,ram-airplasmasynthetic
jetactuatorfornearspacehigh-speedflowcontrol[J].Acta
Astronautica，2017,133:95-102.
[31]LiuRB,NiuZG,WangMM,namiccontrolof
NACA0021airfoilmodelwithsparkdis-chargeplasma
syntheticjets[J].ScienceChinaTechnologicalSciences，2015,
58(11):1949-1955.
[32]刘汝兵，王萌萌，郝明，等.补气式等离子体合成射流发
生器实验研究[J].航空学报.2016,37(6):1713-1721.
[33]刘汝兵，牛中国，王萌萌，等.等离子体合成射流控制机
翼气动力矩的实验研究[J].工程力学，2016,33(3):232-
238.
[34]CaruanaD,BarricauP,tioncontrolwith
plasmasyntheticjetactuators[J].InternationalJournalof
Aerodynamics,2013,3(1/2/3):71-83.
[35]李洋，梁华，贾敏，等.等离子体合成射流改善翼型气动
性能实验研究[J].推进技术,2017,38(9):1943-1949.
[36]林麒，段训望，刘汝兵，等.一种烟风洞发烟装置：
CN105509991A[P].2016.