本發(fā)明涉及飛行器氣動(dòng)特性的技術(shù)領(lǐng)域，具體是一種介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的分析方法。

背景技術(shù)：

現(xiàn)今飛行器對(duì)氣動(dòng)性能方面提出更高的挑戰(zhàn)，傳統(tǒng)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)手段基于非等離子化的空氣介質(zhì)。常規(guī)氣動(dòng)條件下操縱舵面在大迎角飛行時(shí)效率低，甚至完全失去效率，對(duì)飛行器在大迎角飛行帶來(lái)安全隱患；基于等離子體流動(dòng)控制的非常規(guī)氣動(dòng)方法對(duì)飛行器來(lái)說(shuō)，除了增加大迎角飛行效率外，還可以大大增加飛行器的隱身性能。等離子體流動(dòng)控制技術(shù)能夠增加飛行器的升力、減小阻力，提高升阻比，從而改善飛行器的氣動(dòng)性能。

介質(zhì)阻擋放電(dbd)等離子體流動(dòng)控制技術(shù)具有體積小、無(wú)運(yùn)動(dòng)部件、重量輕、功耗低、作用頻帶寬、可靠性高、響應(yīng)快等優(yōu)點(diǎn)，而且對(duì)邊界層控制和低雷諾數(shù)下流動(dòng)再附作用高效，被認(rèn)為是很有前途和價(jià)值的流動(dòng)控制新技術(shù)。在飛行器的表面上安放等離子體激勵(lì)器，可以改善飛行器的升力系數(shù)、阻力系數(shù)，進(jìn)而改善飛行器的升阻比。本發(fā)明闡述介質(zhì)阻擋放電(dbd)等離子體的氣動(dòng)特性數(shù)值模擬和分析方法，并指出質(zhì)阻擋放電等離子體的產(chǎn)生以及飛行器氣動(dòng)特性改變是一個(gè)重要研究方向。采用等離子體流動(dòng)控制為今后我國(guó)研發(fā)高速飛行器提供基礎(chǔ)數(shù)值支持。采用介質(zhì)阻擋放電(dbd)等離子體流動(dòng)控制改善飛行器氣動(dòng)性能、分析其氣動(dòng)特性是本發(fā)明所應(yīng)用的基本方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

要解決的技術(shù)問題

為了避免現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，本發(fā)明提出一種基于等離子體的飛行器氣動(dòng)特性分析方法。

技術(shù)方案

一種基于等離子體的飛行器氣動(dòng)特性分析方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：將等離子體激勵(lì)器裝置置于飛行器機(jī)身，飛行器從機(jī)翼的前緣開始，沿著機(jī)翼向后緣方向安置若干等離子體激勵(lì)器；位于飛行器前緣的等離子體激勵(lì)器的埋入電極在前、裸露電極在后，采用間歇放電方式激勵(lì)形成等離子體；位于飛行器后緣的等離子體激勵(lì)器的裸露電極在前、埋入電極在后，采用連續(xù)放電方式激勵(lì)形成等離子體用于飛行器巡航階段的層流流動(dòng)控制；等離子體激勵(lì)器通過開關(guān)與控制器連接，控制器可以根據(jù)飛行器的飛行速度、攻角，快速的選擇開啟不同位置的開關(guān)從而選擇開啟相應(yīng)位置的等離子體激勵(lì)器；等離子體激勵(lì)器的位置對(duì)翼型流動(dòng)控制來(lái)說(shuō)相當(dāng)重要，等離子體激勵(lì)器必須布置在流動(dòng)分離點(diǎn)或轉(zhuǎn)捩點(diǎn)附近，等離子體激勵(lì)器布置在分離點(diǎn)、轉(zhuǎn)捩點(diǎn)之前為好，這樣才有可能對(duì)流動(dòng)控制帶來(lái)顯著的效果；

步驟2：將激勵(lì)器的正、負(fù)兩個(gè)電極分別與電源的正、負(fù)端連接，電源啟動(dòng)后調(diào)整電源的輸出電壓和輸出頻率，輸出波形選擇為正弦波形；升高電源的電壓，直至激勵(lì)器表面電極附近的空氣在外加高電壓的作用下?lián)舸╇婋x形成等離子體；電離后的離子在電極電場(chǎng)力的驅(qū)動(dòng)下運(yùn)動(dòng)，通過與中性氣體分子的碰撞傳遞動(dòng)量，進(jìn)而誘導(dǎo)空氣流加速運(yùn)動(dòng)；

步驟3：從積分型n-s方程組出發(fā)，并使用雷諾輸運(yùn)定理與高斯定理便能得到可壓縮流體n-s方程的微分形式：

wt+(fi)x+(gi)y+(hi)z＝(fv)x+(gv)y+(hv)z+s

其中，fi，gi，hi為無(wú)黏通量；fv，gv，hv為黏性通量，wt為w在t時(shí)刻的取值，(fi)x為fi在x方向上的分量，(gi)y為gi在y方向上的分量，(hi)z為hi在z方向上的分量，(fv)x為fv在x方向上的分量，(gv)y為gv在y方向上的分量，(hv)z為hv在z方向上的分量，將牛頓本構(gòu)關(guān)系帶入n-s方程，得

其中，u，v，w分別為速度在x，y，z方向上的分量，p為壓力，ρ為密度，e為電場(chǎng)強(qiáng)度；

τxx表示x方向上的雷諾應(yīng)力，τyy表示y方向上的雷諾應(yīng)力，τzz表示z方向上的雷諾應(yīng)力，τxy，τyx表示x、y方向上的雷諾合應(yīng)力，τxz，τzx表示x、z方向上的雷諾合應(yīng)力，τyz，τzy表示y、z方向上的雷諾合應(yīng)力；

其中：

τxx＝λ'(ux+vy+wz)+2μux

τyy＝λ'(ux+vy+wz)+²μvy

τzz＝λ'(ux+vy+wz)+2μwz

τxy＝τyx＝μ(uy+vx)

τxz＝τzx＝μ(uz+wx)

τyz＝τzy＝μ(vz+wy)

qx＝-λtx

qy＝-λty

qz＝-λtz

其中，λ為熱傳導(dǎo)系數(shù)，λ'為體積黏性系數(shù)，μ為流體的黏性系數(shù)，qx為x方向上的氣體熱量，tx為x方向上的溫度分量，qy為y方向上的氣體熱量，ty為y方向上的溫度分量，qz為z方向上的氣體熱量，tz為z方向上的溫度分量；

若定容比熱為常數(shù)，則得：

式中，κ為熱導(dǎo)率，e為熱力學(xué)狹義內(nèi)能，ex為x方向內(nèi)能分量，ey為y方向內(nèi)能分量，ez為z方向內(nèi)能分量，qx為x方向上熱量分量，qy為y方向上熱量分量，qz為z方向上熱量分量，pr為普朗特?cái)?shù)。在n-s方程中令μ＝0和λ＝0，則相應(yīng)的方程稱為歐拉方程：

wt+(fi)x+(gi)y+(hi)z＝s

其中fi，gi，hi為通量函數(shù)；

體積力表達(dá)式為：

f＝fαρeδte

式中，f為激勵(lì)頻率，α為彈性有效碰撞系數(shù)，取為1，ρ為電荷密度，假定為常值，取為10¹⁷/m³，e為電荷的帶電量，取為1.602×10^-19c，δt為電極放電時(shí)間，e為電場(chǎng)強(qiáng)度矢量；

電場(chǎng)強(qiáng)度e為：

其中，u為激勵(lì)電壓，d為電極間距；

電源電壓范圍為0-30kv，激勵(lì)頻率范圍為5-25khz，調(diào)節(jié)頻率時(shí)，分別將電壓調(diào)至5kv，10kv，15kv，20kv，25kv，然后連續(xù)調(diào)節(jié)頻率；調(diào)節(jié)電壓時(shí)，將頻率固定在10khz，15khz，20khz，然后連續(xù)調(diào)節(jié)電壓；

流場(chǎng)的控制方程為n-s方程，將其中的源項(xiàng)由上述簡(jiǎn)化模型的體積力所代替，得到的連續(xù)方程、動(dòng)量方程和能量方程如下：

式中，u＝{u,v,w}，ρ，p，e與t分別代表速度、密度、靜壓、總能和時(shí)間；θ代表剪切應(yīng)力張量，q為熱傳導(dǎo)項(xiàng)；動(dòng)量方程中的f為等離子體的誘導(dǎo)體積力，在特定區(qū)域內(nèi)呈線性分布，fu為等離子體誘導(dǎo)力所做的功；

通過調(diào)整dbd激勵(lì)器的激勵(lì)參數(shù)，包括激勵(lì)電壓、激勵(lì)頻率，從而改變飛行器的增升減阻的氣動(dòng)特性效果，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的氣動(dòng)特性分析。

有益效果

本發(fā)明提出的一種基于等離子體的飛行器氣動(dòng)特性分析方法，利用較簡(jiǎn)單的操作方式，同時(shí)保持不增加飛行器重量以及等離子體的隱身性能，利用介質(zhì)阻擋放電等離子體改善飛行器的氣動(dòng)性能，具有以下有益效果：

1、引入等離子體的氣動(dòng)特性，dbd流動(dòng)控制技術(shù)具有體積小、無(wú)運(yùn)動(dòng)部件、重量輕、功耗低、作用頻帶寬、可靠性高、響應(yīng)快，不使用時(shí)對(duì)流場(chǎng)影響較小。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明的輪廓示意圖。

圖中：1-飛行器；2-dbd激勵(lì)器。

圖2是本發(fā)明等離子體激勵(lì)器作用于飛行器上。

圖3是本發(fā)明等離子體激勵(lì)器激勵(lì)電壓的升力系數(shù)隨攻角變化圖。

圖4是本發(fā)明等離子體激勵(lì)器激勵(lì)電壓的阻力系數(shù)隨攻角變化圖。

圖5是本發(fā)明等離子體激勵(lì)器激勵(lì)頻率的升力系數(shù)隨攻角變化圖。

圖6是本發(fā)明等離子體激勵(lì)器激勵(lì)頻率的阻力系數(shù)隨攻角變化圖。

具體實(shí)施方式

現(xiàn)結(jié)合實(shí)施例、附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步描述：

為改變傳統(tǒng)的飛行器升力系數(shù)低、阻力系數(shù)高的氣動(dòng)特性，本發(fā)明提出一種基于等離子體激勵(lì)器的飛行器氣動(dòng)特性分析方法。該方法是在馬赫數(shù)為5的情況下，在飛行器的機(jī)翼上安裝介質(zhì)阻擋放電(dbd)激勵(lì)器，所述dbd激勵(lì)器的裸露電極和覆蓋電極之間通入高壓高頻電源，電極間的氣體會(huì)被擊穿而產(chǎn)生放電，dbd激勵(lì)器在順電場(chǎng)方向產(chǎn)生壁面射流，同時(shí)產(chǎn)生垂直于壁面的射流，伴隨著沖擊波注入效應(yīng)、局部溫度場(chǎng)改變，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)翼表面流場(chǎng)的控制，并通過改變激勵(lì)器的激勵(lì)條件，包括激勵(lì)電壓、激勵(lì)頻率，分析飛行器氣動(dòng)特性影響。

本發(fā)明的一種優(yōu)化方法：所述的飛行器氣動(dòng)特性包括飛行器升力系數(shù)、阻力系數(shù)的特性分析。其包括以下步驟：

步驟一：將等離子體激勵(lì)器裝置置于飛行器機(jī)身。飛行器從機(jī)翼的前緣開始，沿著機(jī)翼向后緣方向安置若干等離子體激勵(lì)器。位于飛行器前緣的等離子體激勵(lì)器的埋入電極在前、裸露電極在后，采用間歇放電方式激勵(lì)形成等離子體；位于飛行器后緣的等離子體激勵(lì)器的裸露電極在前、埋入電極在后，采用連續(xù)放電方式激勵(lì)形成等離子體用于飛行器巡航階段的層流流動(dòng)控制。等離子體激勵(lì)器通過開關(guān)與控制器連接，控制器可以根據(jù)飛行器的飛行速度、攻角，快速的選擇開啟不同位置的開關(guān)從而選擇開啟相應(yīng)位置的等離子體激勵(lì)器。等離子體激勵(lì)器的位置對(duì)翼型流動(dòng)控制來(lái)說(shuō)相當(dāng)重要，等離子體激勵(lì)器必須布置在流動(dòng)分離點(diǎn)或轉(zhuǎn)捩點(diǎn)附近，等離子體激勵(lì)器布置在分離點(diǎn)、轉(zhuǎn)捩點(diǎn)之前為好，這樣才有可能對(duì)流動(dòng)控制帶來(lái)顯著的效果。

步驟二：控制飛行器的氣動(dòng)特性。針對(duì)dbd特性、流動(dòng)控制機(jī)理、氣動(dòng)激勵(lì)數(shù)學(xué)模型、流動(dòng)控制影響因素等，本發(fā)明采用dbd激勵(lì)器，氣動(dòng)激勵(lì)誘導(dǎo)氣體流動(dòng)的數(shù)值方法，改善飛行器的氣動(dòng)控制性能。dbd激勵(lì)器的激勵(lì)過程如下：電源的正、負(fù)端分別連接激勵(lì)器的正、負(fù)兩個(gè)電極，電源啟動(dòng)后調(diào)整電源的輸出電壓和輸出頻率。輸出波形選擇為正弦波形。升高電源的電壓，直至激勵(lì)器表面電極附近的空氣在外加高電壓的作用下?lián)舸╇婋x形成等離子體。電離后的離子在電極電場(chǎng)力的驅(qū)動(dòng)下運(yùn)動(dòng)，通過與中性氣體分子的碰撞傳遞動(dòng)量，進(jìn)而誘導(dǎo)空氣流加速運(yùn)動(dòng)。

數(shù)值方法是獲得使用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(cfd)解決ns方程。ns方程式一般的二維、軸對(duì)稱、三維，平行，非結(jié)構(gòu)化的有限體積cfd代碼。

從積分型n-s方程組出發(fā)，并使用雷諾輸運(yùn)定理與高斯定理便能得到可壓縮流體n-s方程的微分形式：

wt+(fi)x+(gi)y+(hi)z＝(fv)x+(gv)y+(hv)z+s

這里，fi，gi，hi為無(wú)黏通量；fv，gv，hv為黏性通量，wt為w在t時(shí)刻的取值，(fi)x為fi在x方向上的分量，(gi)y為gi在y方向上的分量，(hi)z為hi在z方向上的分量，(fv)x為fv在x方向上的分量，(gv)y為gv在y方向上的分量，(hv)z為hv在z方向上的分量，將牛頓本構(gòu)關(guān)系帶入n-s方程，得

u，v，w分別為速度在x，y，z方向上的分量，p為壓力，ρ為密度，e為電場(chǎng)強(qiáng)度，

τxx表示x方向上的雷諾應(yīng)力，τyy表示y方向上的雷諾應(yīng)力，τzz表示z方向上的雷諾應(yīng)力，τxy，τyx表示x、y方向上的雷諾合應(yīng)力，τxz，τzx表示x、z方向上的雷諾合應(yīng)力，τyz，τzy表示y、z方向上的雷諾合應(yīng)力。

其中

τxx＝λ'(ux+vy+wz)+2μux

τyy＝λ'(ux+vy+wz)+2μvy

τzz＝λ'(ux+vy+wz)+2μwz

τxy＝τyx＝μ(uy+vx)

τxz＝τzx＝μ(uz+wx)

τyz＝τzy＝μ(vz+wy)

qx＝-λtx

qy＝-λty

qz＝-λtz

λ為熱傳導(dǎo)系數(shù)，λ'為體積黏性系數(shù)，μ為流體的黏性系數(shù)，qx為x方向上的氣體熱量，tx為x方向上的溫度分量，qy為y方向上的氣體熱量，ty為y方向上的溫度分量，qz為z方向上的氣體熱量，tz為z方向上的溫度分量。

若定容比熱為常數(shù)，則得

式中κ為熱導(dǎo)率，e為熱力學(xué)狹義內(nèi)能，ex為x方向內(nèi)能分量，ey為y方向內(nèi)能分量，ez為z方向內(nèi)能分量，qx為x方向上熱量分量，qy為y方向上熱量分量，qz為z方向上熱量分量，pr為普朗特?cái)?shù)。在n-s方程中令μ＝0和λ＝0，則相應(yīng)的方程稱為歐拉方程

wt+(fi)x+(gi)y+(hi)z＝s

這里fi，gi，hi為通量函數(shù)

體積力表達(dá)式為：

f＝fαρeδte

式中f為激勵(lì)頻率，α為彈性有效碰撞系數(shù)，取為1，ρ為電荷密度，假定為常值，取為10¹⁷/m³，e為電荷的帶電量，取為1.602×10^-19c，δt為電極放電時(shí)間，e為電場(chǎng)強(qiáng)度矢量。

電場(chǎng)強(qiáng)度e為：

u為激勵(lì)電壓，d為電極間距。

電源電壓范圍為0-30kv，激勵(lì)頻率范圍為5-25khz，調(diào)節(jié)頻率時(shí)，分別將電壓調(diào)至5kv，10kv，15kv，20kv，25kv，然后連續(xù)調(diào)節(jié)頻率；調(diào)節(jié)電壓時(shí)，將頻率固定在10khz，15khz，20khz，然后連續(xù)調(diào)節(jié)電壓。

流場(chǎng)的控制方程為n-s方程，將其中的源項(xiàng)由上述簡(jiǎn)化模型的體積力所代替，得到的連續(xù)方程、動(dòng)量方程和能量方程如下：

式中u＝{u,v,w}，ρ，p，e與t分別代表速度、密度、靜壓、總能和時(shí)間。θ代表剪切應(yīng)力張量，q為熱傳導(dǎo)項(xiàng)。動(dòng)量方程中的f為等離子體的誘導(dǎo)體積力，在特定區(qū)域內(nèi)呈線性分布，fu為等離子體誘導(dǎo)力所做的功。

通過調(diào)整dbd激勵(lì)器的激勵(lì)參數(shù)，包括激勵(lì)電壓、激勵(lì)頻率，從而改變飛行器的增升減阻的氣動(dòng)特性效果，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的氣動(dòng)特性分析。

如圖1所示，本發(fā)明的輪廓示意圖。本發(fā)明是在飛行器機(jī)翼上安裝等離子體激勵(lì)器，進(jìn)行氣動(dòng)特性分析的方法。等離子體激勵(lì)器的位置對(duì)翼型流動(dòng)控制來(lái)說(shuō)相當(dāng)重要，這也就是說(shuō)，前緣等離子體激勵(lì)器的埋入電極在前、裸露電極在后，形成的等離子體誘導(dǎo)的氣流方向由裸露電極指向埋入電極；而后緣等離子體激勵(lì)器的裸露電極在前、埋入電極在后，形成的等離子體誘導(dǎo)的氣流方向由裸露電極指向埋入電極；因此兩種等離子體誘導(dǎo)的氣流方向是相反的。當(dāng)前緣等離子體與后緣等離子體共同作用時(shí)，氣動(dòng)特性效果最好。

如圖2所示，本發(fā)明等離子體激勵(lì)器作用于飛行器上。開關(guān)8是決定開啟哪個(gè)位置的等離子體激勵(lì)器。當(dāng)前緣等離子體與后緣等離子體共同作用時(shí)，氣動(dòng)特性效果最好。前緣等離子體激勵(lì)器通過動(dòng)量、能量的傳遞給機(jī)翼上表面失穩(wěn)的層流附面層，并可消除分離泡，直接轉(zhuǎn)捩或者提前轉(zhuǎn)捩為湍流附面層，由于湍流附面層抵抗流動(dòng)分離的能力遠(yuǎn)強(qiáng)于層流附面層，這樣即可推遲流動(dòng)的分離，提高飛機(jī)的升力、從而改善飛行的氣動(dòng)特性。后緣等離子體激勵(lì)器通過動(dòng)量、能量的傳遞使機(jī)翼的層流附面層加速、推遲轉(zhuǎn)捩點(diǎn)，加長(zhǎng)了層流附面層，使機(jī)翼的附面層在巡航階段保持層流，以減小翼面的摩擦阻力，提高升阻比。

如圖3所示，本發(fā)明等離子體激勵(lì)器激勵(lì)電壓的升力系數(shù)隨攻角變化圖。當(dāng)飛行的速度(馬赫數(shù))為ma＝5，在發(fā)動(dòng)機(jī)處于不開啟的(dt＝0)狀態(tài)下，保持激勵(lì)器頻率不變，改變激勵(lì)電壓。激勵(lì)電壓在不停的變化過程中，由于激勵(lì)電壓的不斷增長(zhǎng)，升力系數(shù)也跟隨之不斷變大；從控制效果的情況來(lái)看，在激勵(lì)電壓達(dá)到12kv時(shí)效果能夠達(dá)到最優(yōu)的狀態(tài)，最大升力系數(shù)也在不斷地變化，由圖可知由0.91增大到了1.08，增大8.4％。

如圖4所示，本發(fā)明等離子體激勵(lì)器激勵(lì)電壓的阻力系數(shù)隨攻角變化圖。當(dāng)飛行的速度(馬赫數(shù))為ma＝5，在發(fā)動(dòng)機(jī)處于不開啟的(dt＝0)狀態(tài)下，保持激勵(lì)器頻率不變，改變激勵(lì)電壓。從控制效果的情況來(lái)看，在激勵(lì)電壓達(dá)到12kv時(shí)效果能夠達(dá)到最優(yōu)的狀態(tài)，阻力系數(shù)亦有所減小，在迎角20°時(shí)阻力系數(shù)由0.375減小到0.318；從控制效果的情況來(lái)看，在激勵(lì)電壓達(dá)到12kv時(shí)效果能夠達(dá)到最優(yōu)的狀態(tài)，最大升阻比增大2.4％。綜上所述，在攻角非常大時(shí)，升阻比是基本不變。

圖5是本發(fā)明等離子體激勵(lì)器激勵(lì)頻率的升力系數(shù)隨攻角變化圖。當(dāng)飛行的速度(馬赫數(shù))為ma＝5，在發(fā)動(dòng)機(jī)處于不開啟的(dt＝0)狀態(tài)下，激勵(lì)器電源不變，改變激勵(lì)頻率的大小。改變激勵(lì)頻率的情況下，不同激勵(lì)頻率下的氣動(dòng)特性分析，在大迎角處，當(dāng)激勵(lì)頻率f＝600hz時(shí)，流動(dòng)控制效果是很弱的，升力系數(shù)在小范圍內(nèi)有所增大；當(dāng)激勵(lì)頻率f＝200hz時(shí)，流動(dòng)控制效果開始時(shí)十分的顯現(xiàn)，之后升力系數(shù)會(huì)處于一直增長(zhǎng)的狀態(tài)；當(dāng)激勵(lì)頻率f＝200hz時(shí)，流動(dòng)控制效果是處于一個(gè)最好的狀態(tài)，升力系數(shù)由α＝10°開始增大，尤其在大迎角時(shí)升力系數(shù)顯著提高，最大升力系數(shù)也在不斷地變化，由0.98增大到了1.17，增大16.21％。結(jié)合以上分析表明，在相同的激勵(lì)位置和相同的激勵(lì)電壓的情況下，介質(zhì)阻擋放電(dbd)等離子體的氣動(dòng)激勵(lì)在激勵(lì)頻率達(dá)到f＝200hz時(shí)，升力系數(shù)也會(huì)比沒有施加等離子體激勵(lì)時(shí)的升力系數(shù)高一點(diǎn)，這就說(shuō)明激勵(lì)頻率對(duì)升阻特性的作用是有一定的效果的，流動(dòng)控制的效果均為最佳的。

圖6是本發(fā)明等離子體激勵(lì)器激勵(lì)頻率的阻力系數(shù)隨攻角變化圖。當(dāng)飛行的速度(馬赫數(shù))為ma＝5，在發(fā)動(dòng)機(jī)處于不開啟的(dt＝0)狀態(tài)下，激勵(lì)器電源不變，改變激勵(lì)頻率的大小。改變激勵(lì)頻率的情況下，不同激勵(lì)頻率下的氣動(dòng)特性分析，在大迎角處，當(dāng)激勵(lì)頻率f＝600hz時(shí)，阻力系數(shù)在α＝10°之后均減小，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)最大升阻比在f＝600hz時(shí)提高了3.519％；介質(zhì)阻擋放電(dbd)等離子體的激勵(lì)頻率與流場(chǎng)之間明顯存在最優(yōu)的耦合頻率，并且能夠在相同電壓的情況下實(shí)現(xiàn)最優(yōu)的控制效果，氣動(dòng)特性也處于最優(yōu)的狀態(tài)。

綜上，飛行器介質(zhì)阻擋放電(dbd)等離子體氣動(dòng)激勵(lì)是可以改變飛行器模型的升阻特性，增大升力，提高升阻比，具有增升減阻的效果。當(dāng)激勵(lì)頻率f＝200hz、激勵(lì)電壓12kv時(shí)，最大升阻比增加2.4％。