蘇 志，宗豪華，梁 華，，吳 云，2，方子淇

(1.空軍工程大學 航空工程學院 航空動力系統(tǒng)與等離子體技術全國重點實驗室，西安 710038；2.西安交通大學 機械工程學院，西安 710000；3.西安交通大學 航天航空學院，西安 710000)

0 引言

飛行阻力是飛機發(fā)展中面臨的永恒問題。減小飛行阻力能顯著增大飛機航程與航時，減小環(huán)境污染與燃油消耗，降低飛行成本。對于民用飛機，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]。對于軍用大飛機和長航時無人機，飛行阻力也是影響其作戰(zhàn)時間、任務載荷和作戰(zhàn)半徑的關鍵參數(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“碳中和”與“碳達峰”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/民用飛機的發(fā)展都具有重要意義。

飛機飛行阻力從大的方面可分為兩類：一類是由壓強在來流方向上的投影造成的阻力，即廣義的壓差阻力；另一類是由飛機表面切應力造成的阻力，即摩擦阻力。如圖1 所示，以巡航狀態(tài)的高亞聲速大型運輸機為例，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)分為由機翼氣動力在來流方向上的分量造成的誘導阻力（約占30%）、由機翼表面邊界層分離導致的機翼壓差阻力（約占15%），以及后體阻力等其他阻力來源（約占5%）[2-3]。為減小飛機飛行阻力，研究者們針對不同的阻力構成發(fā)展了多種流動控制方法。

圖1 飛機飛行阻力的基本構成[2-3]Fig.1 Flight drag components[2-3]

流動控制是指采用主動或被動的手段干預流場使其產生預期改變的方法[4-6]。針對機翼壓差阻力，可通過渦流發(fā)生器[7]、機翼前緣吹/吸氣[8]和等離子體激勵[9]等方式抑制機翼表面邊界層分離，從根源上減小壓差阻力。針對誘導阻力和后體阻力等來源，則一般僅可采用氣動外形優(yōu)化或安裝翼尖小翼等方法對其進行抑制[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)化氣動外形外（如層流機翼設計），采用流動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捩，使飛機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；二是在邊界層轉捩為湍流后，通過對湍流邊界層內部結構的調控，減小湍流條件下的摩擦阻力[12-13]。

常用的推遲邊界層轉捩的方法有壁面抽吸和使用柔性復合材料蒙皮等[12]，同時也有采用等離子體激勵抑制圓錐邊界層轉捩的研究[14]。但在雷諾數(shù)較大的情況下，在飛機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控制領域的研究熱點。自20 世紀60 年代 Kline 等[15]發(fā)現(xiàn)湍流邊界層中的近壁面相干結構以來，針對相干結構的調控，研究者們發(fā)展了復雜壁面[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?；诮橘|阻擋放電（dielectric barrier discharge,DBD）的等離子體激勵是一種新型的主動流動控制方法，具有結構簡單、響應快、控制靈活等優(yōu)點[23-24]，有望以較小的結構與重量代價實現(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 等離子體激勵在湍流邊界層減阻中的應用受到了國內外研究人員的廣泛關注，同時也發(fā)展了多種DBD 等離子體激勵方式，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外的典型湍流邊界層減阻方法進行簡述；然后在此基礎上詳細論述國際上等離子體湍流減阻技術的研究進展，梳理發(fā)展脈絡；最后對需要進一步深入研究的關鍵科學和技術問題，以及等離子體湍流減阻技術的發(fā)展趨勢進行展望，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流動行為的“穩(wěn)定”規(guī)律，20 世紀60 年代以來，研究者們對湍流邊界層中的流動結構進行了大量研究，結果表明，在邊界層內部距離壁面的不同高度層中，存在不同的湍流相干結構與湍流行為，這些相干結構與湍流行為在湍流生成和摩擦阻力產生過程中作用顯著[25-27]。采用流動控制手段對湍流相干結構進行調控，抑制湍流產生，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）作為邊界層內層與黏性相關的速度尺度和長度尺度。二者的定義如下：

其中：τw為壁面切應力；ρ為空氣密度；υ為空氣的運動黏度。

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)控制對象和控制機理的不同，一般可將湍流邊界層減阻方法分為內部尺度控制方法和外部尺度控制方法兩大類：內部尺度控制方法主要針對近壁面自維持過程或發(fā)卡渦結構對近壁面湍流行為進行控制；外部尺度控制方法主要通過控制邊界層外區(qū)大尺度結構來對近壁面流動產生影響，進而影響壁面切應力[28]。內部尺度控制方法主要包括復雜壁面、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/被動湍流減阻方法的分類如圖2 所示。

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

1.1 復雜壁面

復雜壁面是指通過對壁面結構進行處理，影響近壁面湍流相干結構，從而實現(xiàn)減阻的被動流動控制方法，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動，減少猝發(fā)事件的發(fā)生，進而減小壁面摩擦阻力[30-32]。通常，當小肋高度為h=8δυ～12δυ、相鄰小肋展向間距s=15δυ～20δυ時，減阻效果最好，能使摩擦阻力減小約8%～10%[16]。小肋等復雜壁面減阻方法的優(yōu)點是無需能量消耗，缺點是當偏離設計狀態(tài)時其減阻效果迅速減弱，這成為限制其應用的重要因素。

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結構，進而實現(xiàn)減阻目的的方法。與復雜壁面等被動控制方法相比，壁面吹/吸屬于主動流動控制方法，能夠有針對性的設計控制策略對近壁面相干結構進行調控，實現(xiàn)更好的控制效果?；诖?吸氣以減弱邊界層相干結構為目標進行反向反饋控制能夠產生20%～30%的減阻效果[33-35]。此外，采用多孔介質表面進行法向均勻微吹氣（如圖4）能夠實現(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，同時可實現(xiàn)多種復雜的控制策略，但也存在供氣系統(tǒng)復雜、減阻代價高、多孔介質難以維護等問題。

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動（如圖5）進行減阻研究，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 時減阻效果最為顯著[43]，可實現(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展向正渦量，展向正渦量與底層負渦量相抵消，減小底層法向速度梯度，進而減小摩擦阻力[44]。展向壁面振蕩方法減阻效果好，但由于其機械結構復雜，且振蕩過程中機械能損失較大，其減阻代價較大，難以實現(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，屬于被動控制方法，旨在抑制邊界層中的法向速度脈動，同時產生更多的小尺度結構，以實現(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)結構，使黏性底層厚度增加，猝發(fā)事件頻率降低，進而使湍流摩擦阻力減小約20%[28]。LEBU 裝置無需能量輸入，但其缺點在于在減小湍流摩擦阻力的同時，還會引入裝置本身造成的型阻（屬于壓差阻力），同時該裝置在實際邊界層中的安裝也較難實現(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

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

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

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

流動控制中，常用于驅動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，從而在流場中產生射流和體積力作用[56-57]。AC-DBD 誘導的射流結構，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，能夠在上升沿處產生極強的電離，從而能夠在200 ns 左右的時間尺度內[60]產生60～160 K 的局部溫升[55]，此加熱時間尺度小于流場的聲學時間尺度（≈300 ns）[61]，因此能夠在流場中誘導產生壓縮波。AC-DBD 誘導射流與ns-DBD 誘導沖擊波分別如圖8（a，b）所示[59,62]。

圖8 DBD 誘導射流和壓縮波結構Fig.8 The jet and pressure wave induced by DBD

此前，基于DBD 的流動控制研究大多集中在翼型與機翼的大迎角流動分離控制方面。當把DBD 激勵器布置到機翼前緣時，AC-DBD 的射流和體積力作用（或稱動量效應）與ns-DBD 的瞬時加熱作用能夠在機翼大迎角分離流場中誘導產生展向渦，使分離剪切層動態(tài)重附，或通過加速層流邊界層轉捩和促進內部流動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 誘導的動量效應與瞬時加熱作用在翼型分離流場中的響應十分相似[66]，但由于放電誘導速度的限制（＜10 m/s）[67]，AC-DBD 僅能在Ma＜0.4 的情況下有效抑制流動分離[68]，而ns-DBD 在Ma=0.74 時仍有顯著的流動控制效果[55]。目前，經多年發(fā)展，采用DBD 進行大迎角分離控制的研究已能在小型無人機上成功應用，并進行了多次飛行驗證，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分離增大升力、減小機翼的壓差阻力，在摩擦阻力主導的小迎角巡航狀態(tài)下無法起到流動控制效果。由于客機、運輸機、長航時無人機等多型飛機的絕大部分飛行時間均處于巡航狀態(tài)，極少出現(xiàn)失速邊緣的強分離、大迎角飛行，DBD 等離子體流動控制技術的上述特點嚴重限制了其工程應用。近年來，由于飛行減阻的強烈需求和DBD 的多種優(yōu)勢，采用DBD 進行湍流摩擦減阻的研究重新成為新的研究熱點。

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上，基于DBD 單元設計了不同的放電波形與電極結構，發(fā)展了多種等離子體湍流減阻方法，代表性的實驗減阻效果如表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驗減阻效果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和展向行波放電激勵兩種。由于與來流相比，等離子體激勵誘導的射流速度很小，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）產生射流，以期產生更強的擾動。

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構，使湍流摩擦阻力減小50%以上，同時，在近壁面施加展向振蕩的流動也能使條帶和渦結構顯著減弱，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中進行了實驗驗證，實現(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《流體力學年鑒》重點介紹[81]，引起了廣泛關注。Du 等采用的“展向行波”和“展向振蕩流”即為近壁面輸運/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構的影響[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

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，形成一組占空調制的正弦波，然后在覆蓋電極兩側各布置一條裸露電極，將兩組反相的調制正弦波分別施加到兩條裸露電極上，從而形成兩側交替放電的振蕩DBD激勵（如圖10 所示），產生振蕩的體積力，模擬展向壁面振蕩和展向振蕩流的作用效果。在此基礎上，采用熱線探針與皮托管對不同振蕩頻率下的DBD 誘導展向速度進行了測試，結果表明，隨振蕩頻率的增大，放電誘導速度迅速衰減，放電誘導振蕩僅能在低頻情況下（＜100 Hz）產生。因此，Wilkinson 得出結論：由于有效振蕩頻率和強度的限制，DBD 并不適合用于湍流減阻。隨后，研究者們紛紛轉向采用DBD 控制流動分離的研究。此外，近期Hehner 等[83-84]同樣采用正弦波疊加的方法實現(xiàn)了振蕩體積力，并對其特性進行了測試。

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

2006 年，英國諾丁漢大學的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)進行擬合，進而對振蕩DBD 作用下的邊界層湍流切應力進行了評估。結果發(fā)現(xiàn)，放電能夠產生超過45%的相對減阻量，且減阻效果隨振蕩頻率的增大而增強，顯示出等離子體湍流減阻技術的巨大潛力。Jukes 推測等離子體激勵的減阻機理為：在邊界層中誘導流向渦，與邊界層底層準流向渦相互作用，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度減小，掃掠和猝發(fā)事件減弱，進而實現(xiàn)減阻。

對于展向振蕩放電激勵，除在時間域上產生振蕩體積力外，在空間上進行振蕩放電同樣能有效減阻。英國華威大學的Elam[86]基于文獻[87]的DBD 模型，在Reτ=200 的條件下，采用DNS 的方法對比了時間和空間振蕩的放電在湍流邊界層中的減阻效果。結果表明，時間振蕩的減阻效果優(yōu)于空間振蕩，使湍流切應力減小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的Alt?nta?等[88]也采用DNS 研究了流向空間振蕩激勵的減阻效果（如圖11），在Reτ=180 和550 的條件下分別減阻13%和11%，減阻效果隨激勵器展向間距的增大而減弱，與Elam 的結論一致。

圖11 沿流向空間振蕩的等離子體激勵[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，且激勵器展向間距越小，減阻效果也越好。英國帝國理工學院的Mahfoze等[89]的DNS 研究發(fā)現(xiàn)，Reτ=475 時，大展向間距的振蕩放電使摩擦阻力增加75%，而僅打開一側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生，進而減小摩擦阻力。近期，米蘭理工大學的Alessio[90]進一步對不同展向間距的振蕩放電進行了對比，并進一步強調了提高振蕩放電強度與有效頻率的必要性。

為提高振蕩放電的有效頻率，空軍工程大學團隊[91]采用鎖相二維粒子圖像測速（two-dimensional particle image velocimetry,2D-PIV），對振蕩DBD 誘導流動的形成機理、演化規(guī)律和頻率特性進行了研究與優(yōu)化，并基于動量方程建立了振蕩DBD 誘導射流特性的解析模型。結果表明，隨振蕩頻率的增加，射流發(fā)展時間和射流傳播距離縮短，放電誘導流場由周期性振蕩的展向射流轉變?yōu)榉€(wěn)定在激勵器中間的準定常法向射流，其展向射流速度與影響范圍均迅速減小。在此基礎上，對解析模型進行了驗證，并提出了振蕩DBD 激勵器的設計準則：在設計激勵器時，應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

除展向振蕩放電外，受Du 等[79-80]的研究啟發(fā)，Choi 等[71]采用多個正弦波電源依次驅動展向DBD陣列的各個單元，實現(xiàn)了如圖12 所示的展向輸運體積力作用（即展向行波），并在與文獻[85]相似的來流狀態(tài)下（Reτ=475、U∞=1.75 m/s），采用相同的流動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力的影響進行了研究。結果表明，行波DBD陣列也能產生與振蕩DBD 相似的減阻效果，使壁面切應力減小45%。Choi 認為，放電誘導渦結構在展向行波放電減阻中起重要作用，但具體機理并不明確。

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

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

目前，關于展向非定常式等離子體減阻方法的研究普遍能夠產生超40%減阻效果，顯示出等離子體湍流減阻方法的潛力。但是，由于等離子體激勵強度本身的限制以及高頻振蕩下放電誘導展向速度的衰減作用，當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，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]，離實際應用尚有較大差距，因此還需對激勵強度和減阻效果作進一步優(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行調制，直接沿展向持續(xù)放電的減阻方法。與非定常方法相比，定常方法產生的時均擾動更強，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一步分為展向單側放電激勵和展向對沖放電激勵兩種類型。展向單側放電激勵指僅在覆蓋電極一側放電產生等離子體，形成如圖13（a）所示的單側沿面射流，在邊界層中產生類似展向吹氣的作用效果；而展向對沖放電激勵指在覆蓋電極兩側同時產生等離子體，形成如圖13（b）所示的對沖作用，在邊界層中產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放電與展向對沖放電[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制方式進行區(qū)分，但上述各類型的定常等離子體減阻方法的區(qū)別主要在于激勵器的構型和布置形式。在驅動激勵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）驅動相應激勵器工作，均可實現(xiàn)上述不同類型的定常等離子體激勵。為與上文保持一致，本節(jié)仍采用基于高壓波形的分類進行闡述。

4.1 基于AC-DBD 的展向定常放電激勵

1998 年，Roth 等[52-53]進行DBD 邊界層調控時即采用了對沖式的展向定常等離子體激勵方法，然而其結果表明，在雷諾數(shù)為1 × 105～1 × 106時展向對沖放電激勵將使平板阻力增加。近年來，展向定常放電激勵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隊[99]基于AC-DBD，采用測力、PIV、熱線風速儀等多種測試手段，對不同間距的展向對沖放電激勵和展向單側放電激勵在平板湍流邊界層中的減阻效果開展了大量研究。結果表明，大間距的展向對沖放電激勵減阻效果最好，且減阻效果隨激勵器流向長度的增大而增強，在U∞=2.4 m/s 時能夠減阻24%～26%[72,100-102]。放電在邊界層中誘導方向相反的流向渦，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），在降低湍動能生成的同時減小流速，從而實現(xiàn)減阻的目的[72,101]。上述展向對沖放電聚攏條帶結構的作用與Roth 等的報道一致[52-53]，但由于流場與放電條件的不同，減阻效果也不同。為進一步降低系統(tǒng)能量消耗，該團隊對放電波形進行占空調制，并對減阻效果進行了測試。結果表明，占空調制放電激勵將使低速條帶不斷聚攏分散，形成波浪式的條帶分布，此時的減阻效果較定常放電激勵弱，但由于占空比的影響，消耗功率更低[101]。近期，該團隊還將前饋的比例微分控制系統(tǒng)引入到湍流減阻實驗中，系統(tǒng)以最佳方案對激勵器放電電壓進行調節(jié)，在幾乎不影響減阻效果的基礎上使放電功率減小30%[103]。

圖14 展向對沖放電聚攏低速條帶[72]Fig.14 Low-speed streaks gathered by the impinging plasma discharge[72]

西北工業(yè)大學的鄭海波[104]采用熱線測速的方法研究了放電頻率對展向對沖放電激勵的減阻效果的影響，結果表明，存在最佳放電頻率200 Hz，在U∞=10.7 m/s 時實現(xiàn)7.4%的局部相對減阻量。

為探究等離子體激勵減小平板湍流摩擦阻力的作用機理，空軍工程大學團隊[75,98]基于高分辨的Stereo-PIV 方法，對振蕩放電、展向單側放電、展向對沖放電三種激勵方式在湍流邊界層中誘導的流動結構、壁面切應力時空分布、湍流統(tǒng)計量、湍流猝發(fā)行為特征的變化進行了研究與對比。結果表明，三種激勵方式均能在湍流邊界層中誘導出比近壁面準流向渦尺度更大的流向渦，盡管該流向渦系的三維結構因激勵方式而異，但均在湍流邊界層中產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，如圖15 所示。湍流邊界層中的阻力變化主要是由激勵誘導流向渦帶來的動量輸運造成，黏性項和湍流輸運項的影響相對較小。在此基礎上，建立了等離子體激勵作用下的流向渦輸運模型，模型計算與實驗結果吻合良好，進而實現(xiàn)了對等離子體激勵控制邊界層及其摩擦阻力的作用效果的預測，為等離子體湍流減阻激勵設計與效能評估提供了支撐。

圖15 等離子體激勵誘導的阻力變化[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

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 年由美國圣母大學的McGowan 等[105]提出，并用于驅動DBD 激勵器。在放電電路中，將激勵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，使用該放電波形驅動DBD 能夠產生高達300 mN/m 的體積力，比相似參數(shù)下的典型AC-DBD 誘導體積力（約10 mN/m[56-57,67,106]）高1 個數(shù)量級。隨后，McGowan 等[105,107]將其應用到壓氣機葉片的流動分離控制中，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，同一團隊的Thomas 等[76]將Pulsed-DC DBD 應用到湍流減阻中，將激勵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%），直接測量單側定常和雙側對沖兩種激勵方式下的湍流摩擦阻力變化。結果表明，U∞=17.4 m/s 時，激勵使平板摩擦阻力減小70%以上，而當來流速度提高至U∞=52.1 m/s 時，仍能產生約18%的減阻效果。放電電壓越大，激勵器單元展向間距越小，減阻效果越好。同時，由于所測得的Pulsed-DC DBD 功耗極?。ǎ? W/m），放電通過減阻節(jié)省的功率可達所消耗功率的3 倍以上，如圖17 所示。該項研究成果是驚人的，其將等離子體湍流減阻方法的有效來流速度提高了1 個數(shù)量級，接近實際小型無人機的巡航速度，同時也實現(xiàn)了顯著的凈能量節(jié)省。

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

隨后，該團隊對脈沖直流放電特性及其湍流減阻機理進行了進一步研究。結果表明，在放電特性方面，Pulsed-DC DBD 能夠誘導產生12 m/s 的瞬時速度，同時產生半圓形弱壓縮波[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速度進行了研究，發(fā)現(xiàn)放電誘導對流速度僅有0.96 m/s，同時其對邊界層的影響并不顯著，該結果與McGowan[105]與Thomas[76]等的實驗并不相符。

在減阻機理方面，Duong 等[109]的研究表明，放電使邊界層速度脈動整體降低，通過基于熱線測量的變量間隔時間平均（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)的脈動速度象限分析表明放電同時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期機理為：放電在邊界層底層誘導展向射流，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流向渦的生成，進而破壞近壁面自維持過程，同時抑制條帶結構的產生，減小湍流生成與壁面切應力。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和無人機模型飛行性能的影響，結果表明，放電能使民機燃油消耗減小12%以上，或使無人機作戰(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注，然而除美國圣母大學外，尚未有其他團隊對該結果進行有效重復或驗證。相反，日本東京農工大學的Nakai 等[114]的研究表明，與圣母大學的結果不同，Pulsed-DC DBD 產生的體積力僅為O（0.1 mN/m）量級，誘導射流速度也小于1 m/s。在減阻效果方面，美國普林斯頓大學的Starikovskiy 和莫斯科物理技術研究院的Aleksandrov等[115]在其綜述文章中分析稱，按文獻[76]所示規(guī)律對曲線進行少量延伸即會得到負阻力（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]認為，上述問題可能是等離子體激勵在平板表面誘導的流動分離干擾阻力測試而造成的，文獻[76]的準確性及其結果產生的具體原因還需進一步驗證與研究。

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

為驗證Pulsed-DC DBD 誘導體積力與減阻的能力，揭示作用機理，空軍工程大學團隊[116-117]從放電特性、誘導射流形態(tài)、體積力、沖擊波和加熱特性等多個角度對Pulsed-DC DBD 進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行了分辨。結果表明，Pulsed-DC DBD 的放電功率與典型的ns-DBD 類似，處在O（10 W/m）量級，而其誘導體積力總體較同等參數(shù)下的AC-DBD 低，處在O（1 mN/m）量級。Pulsed-DC DBD 能在放電兩側同時誘導沿面射流，同時產生沖擊波，但其最大射流速度僅在O（0.1 m/s）量級，該速度量級與Sontag 等[108]的結果一致。Pulsed-DC DBD誘導沖擊波、射流和體積力的機理為：在陡前沿處將空氣快速電離產生等離子體，短時間內釋放大量熱量，并誘導產生沖擊波；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，產生動量效應。Pulsed-DC 波形中的快前沿和大脈寬是其驅動DBD 產生動量效應的主導因素，其高壓直流的作用并不關鍵。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的流向渦帶來的動量輸運改變壁面摩擦阻力，而黏性項和湍流輸運項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行調制，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、順氣流放電激勵以及雙側放電激勵等類型。除展向定常激勵外，Roth 等[52-53]同樣采用了流向定常激勵進行邊界層調控。結果表明，逆氣流激勵使平板摩擦阻力增大，而順氣流激勵使阻力減小，阻力減小量與激勵陣列誘導的體積力之和相近，在來流速度約4.5 m/s 時減阻65.1%，如圖19 所示，圖中Erms=3 kV 表示激勵器上的電壓的均方根為3 kV。上述減阻效果可理解為激勵產生的推力對阻力的直接抵消。

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

2019 年，西北工業(yè)大學的武斌等[118]將陣列式AC-DBD 誘導射流沿流向布置于平板湍流邊界層中，采用熱線風速儀對流向定常放電下游的邊界層速度剖面進行測試，并對速度剖面對數(shù)區(qū)進行擬合，計算壁面切應力，研究放電對平板摩擦阻力的影響。結果表明，與Roth 等[52-53]的結果不同，逆氣流與順氣流激勵均能減阻，且逆氣流放電的減阻效果比順氣流放電更好，U∞=14.1 m/s 時使局部湍流切應力減小8.78%。激勵能夠使邊界層底層速度減小，但更具體的減阻機理仍需進一步研究。

由于DBD 誘導射流速度有限[67]，同時邊界層中流向速度遠大于展向速度，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）中進行研究外，為將等離子體湍流減阻技術推向應用，研究者們還進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，美國圣母大學的Yates 等[77]采用對數(shù)區(qū)速度擬合的方法計算阻力，研究了Pulsed-DC DBD 的減阻效果。結果表明，逆壓梯度為223 Pa/m、U∞=27.1 m/s 時，減阻效果仍可達42%。西北工業(yè)大學的李躍強等[73]采用MEMS 熱膜方法測試了Ma=0.3～0.5 范圍內、貼附在NACA0012 翼型表面的雙側對沖式AC-DBD 激勵器下游的摩擦阻力（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驗模型與MEMS 熱膜傳感器[73]Fig.20 Airfoil model and MEMS hot-film[73]

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

進一步，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）和反映激勵強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）。結果表明：r較小時（r＜ 0.05），激勵強度過弱，無法對阻力產生影響；r＞ 0.05 時，在對數(shù)坐標系下，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，對減阻量構成、湍流減阻機理和減阻效率進行了分析，相關結論可為翼型等離子體湍流減阻系統(tǒng)的優(yōu)化設計提供理論支撐。等離子體湍流減阻技術的發(fā)展歷程可初步總結為圖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)從激勵方法、應用環(huán)境與控制策略三個方面對等離子體湍流減阻技術的發(fā)展進行展望。

6.1 激勵方法：發(fā)展新型高效能等離子體減阻激勵方法

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

激勵方法是減阻效果產生的根源。在現(xiàn)有的主動湍流減阻方法中，雖然等離子體湍流減阻裝置的結構重量大大簡化，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現(xiàn)的能量收益極其有限；而脈沖直流激勵雖然減阻能量節(jié)省效果顯著，但其效果尚未得到驗證。因此，發(fā)展新型高效能等離子體減阻激勵方法成為提高等離子體湍流減阻效能的根本途徑，也是當前等離子體湍流減阻技術發(fā)展的首要需求。

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

首先，在提高等離子體激勵本身的產生效益方面，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生各種形式（流向、展向；定常、非定常）的動量效應（射流與體積力作用）以實現(xiàn)減阻效果。因此，基于現(xiàn)有減阻機理，通過優(yōu)化等離子體激勵驅動波形、改進等離子體激勵器結構等方法提高激勵本身產生動量效應的效能是提高減阻效能最直接的方法。例如，文獻[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[91]對振蕩放電高頻工作特性的優(yōu)化則是面向激勵系統(tǒng)的整體提升。除上述方法外，還可通過減小激勵器裸露電極寬度從而增強放電區(qū)域電場，來提高體積力產生效益；或通過增大激勵器組密度等方法，提高單位面積內的放電長度，增大單位減阻面積內的體積力強度，從而實現(xiàn)更強的減阻效果。

其次，在發(fā)展新型等離子體激勵方式、創(chuàng)新減阻機理方面，基于等離子體激勵的靈活性，可以廣泛借鑒其他主/被動湍流減阻方法的作用機理，并采用等離子體激勵進行模擬與實現(xiàn)，在現(xiàn)有的等離子體激勵產生效益的基礎上，創(chuàng)新減阻途徑，實現(xiàn)提高減阻效能的目的。例如，可以通過設計方格網狀的裸露電極，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；或通過設計小型的環(huán)形電極單元，模擬粗糙元或壁面凹坑的作用效果，以期進一步提高等離子體湍流減阻效益。

圖23 方格網狀等離子體激勵器及其誘導的法向射流Fig.23 Grid-type plasma actuator and the induced vertical jet flow

6.2 應用環(huán)境：面向高雷諾數(shù)強逆壓梯度氣流環(huán)境進行拓展

當前，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）中進行，但在飛機的實際飛行中，由于彎曲型面與飛行迎角的存在，湍流邊界層均面臨強烈且復雜的壓力梯度，上述ZPGTBL 的理想情況幾乎不存在。在實際飛行條件下，受壓力梯度帶來的黏性尺度與湍流脈動變化等因素的影響，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理為目標，所采用的來流速度僅為O(1 m/s)量級，與實際工程應用相差甚遠。因此，面向高雷諾數(shù)、強逆壓梯度氣流環(huán)境的研究是等離子體湍流減阻技術走向應用前的必經之路。在復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翼上，等離子體激勵對各部分阻力（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[74-75]進行了一定的探索，驗證了等離子體激勵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雜情況下的應用前景，但等離子體激勵對各部分阻力的影響還需進一步研究，作用機理也需進一步揭示。為提高等離子體激勵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，適應性地改變等離子體激勵的空間尺度，始終保證二者的匹配關系，進而實現(xiàn)更高效的減阻。

6.3 控制策略：由開環(huán)控制向智能自適應發(fā)展

與展向壁面振蕩、吹/吸氣等主動湍流減阻方法不同，等離子體湍流減阻方法是基于電信號的方法，具有響應快、控制靈活等優(yōu)點。在當今人工智能與控制技術飛速發(fā)展的時代，將以往等離子體湍流減阻中的開環(huán)控制向智能自適應控制發(fā)展，能夠充分發(fā)揮等離子體減阻技術的優(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控制方法優(yōu)化等離子體湍流減阻效果進行了初步探索。文獻[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)以最佳方案對激勵器放電電壓進行調節(jié)，在幾乎不影響減阻效果的基礎上，使放電功率減小30%，圖中G(s)表示經過濾波后的脈動壓力信號y(t)的拉普拉斯變換。文獻[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的電壓、頻率、相位、占空比等多個參數(shù)進行智能優(yōu)化，實現(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發(fā)展的重點是：基于人工智能方法（如深度強化學習等），進一步對控制參數(shù)與策略進行優(yōu)化，形成適應變化流動場景的高效益減阻激勵控制律，實現(xiàn)等離子體湍流減阻的自適應控制。等離子體湍流減阻在智能流體力學領域的發(fā)展以及人工智能技術的引入，將使等離子體湍流減阻技術煥發(fā)出更大的活力。

7 結論

等離子體激勵具有結構簡單、響應快、易于智能控制等眾多優(yōu)點，將等離子體激勵應用于飛機湍流摩擦減阻中，受到廣泛關注。

1）按照等離子體激勵特性及其與來流的相互關系，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，后將激勵簡化為展向與流向定常激勵。

2）在平板湍流邊界層中，等離子體激勵主要通過誘導大尺度流向渦，產生輸運作用，減小摩擦阻力，其能使摩擦阻力減小40%以上；在摩擦阻力主導的巡航迎角工況下的翼型上，激勵同樣能在20 m/s 的來流速度下使翼型總阻力減小13.7%，但離實際應用還有一定差距，具體減阻構成與作用機理尚需實驗驗證。

3）為將等離子體湍流減阻技術向應用拓展，需要發(fā)展新型高效能等離子體減阻激勵方法，面向高雷諾數(shù)、強逆壓梯度氣流環(huán)境進行適應性拓展研究，提高等離子體激勵的產生效率，探索新型減阻機理，研究等離子體激勵對翼型、機翼及整機阻力的綜合影響及其機理，提高總體減阻能量效益。

4）在人工智能應用快速發(fā)展的現(xiàn)今時代，等離子體激勵作為純電驅動的流動控制方法，具有響應快、控制靈活等優(yōu)點，與其他流動控制方法相比，能夠更加便利地與人工智能技術相結合，進一步優(yōu)化控制參數(shù)與控制策略，實現(xiàn)減阻自適應控制，使等離子體湍流減阻煥發(fā)更大的生機與活力。