翼型動態失速等離子體流動控制試驗

李國強，常智強，張鑫，陽鵬宇，陳立

1. 中國空氣動力研究與發展中心 空氣動力學國家重點實驗室，綿陽 621000 2. 中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力學研究所，綿陽 621000

翼型動態失速是指機翼或葉片的當地迎角呈現周期變化或急劇變化時繞流附面層大范圍分離帶來的一種強烈的非線性、非定常流動現象，動態失速渦脫離翼型后緣流向下游時，會引發升力急劇下降、阻力迅速增大的失速和顫振問題[1]。這種現象普遍存在于直升機旋翼后行槳葉、快速俯仰機動的戰斗機、偏航運動的風力機和旋轉喘振的壓氣機上[2-4]。失控的動態失速會限制直升機的飛行包線，導致戰斗機高機動操作失穩，引起風力機葉片氣動效率驟降，減小壓氣機高速運行范圍。

近年來，研究人員開始關注如何利用流動控制技術抑制動態分離流的產生和發展，改善翼型動態失速的負面效應。流動控制技術根據是否向流場注入能量可分為被動流動控制技術和主動流動控制技術。被動控制技術主要是通過改變翼型形狀或者增加活動部件，來改變翼型附近的流場，改善動態失速[5-6]，常見的被動控制技術有氣彈適應葉片、渦流發生器、翼刀、鋸齒后緣、葉尖小翼、后緣偏轉襟翼、格尼襟翼、后緣變形、前緣變形等[6-10]，然而這類技術一般控制周期較長，且難以根據復雜工況自適應調整變化。主動流動控制是在流動環境中直接注入合適的擾動，使其與系統內流動發生某種相互作用來達到控制目的。主動控制技術有邊界層吹/吸氣[11]、合成射流[12-14]、介質阻擋放電(Dielectric Barrier Discharge, DBD)等離子體激勵[15]等，這類技術能夠對復雜的動態過程進行精準、高效的相位控制。DBD等離子體激勵結構簡單、控制位置靈活、響應時間短、激勵頻帶寬，且激勵器厚度較薄，對翼型氣動外形影響很小，在抑制分離、增加升力、減小阻力和推遲失速等方面具有廣闊的應用前景[16]。其利用產生的誘導渦和射流來擾動流場，從而降低動態失速渦的強度[17]，使翼面壓力更加均勻，這樣在過失速狀態下翼型能獲得更加穩定的邊界層[18]。本文所使用的正弦交流等離子體激勵已經被證實在馬赫數(Ma)為0.4、雷諾數(Re)為200萬時能夠有效抑制流動分離[19]，在動態失速控制方面極具工程應用潛力。

1 試驗系統

1.1 風 洞

試驗在中國空氣動力研究與發展中心FL-11風洞中完成，該風洞是一座低速回流式風洞，其試驗段入口尺寸為1.8 m(寬)×1.4 m(高)，出口尺寸為1.84 m(寬)×1.4 m(高)，長度為5.8 m，模型中心距試驗段入口下游2.6 m。風速低于70 m/s 時湍流度達到0.000 8，軸向靜壓梯度優于0.005，試驗穩定風速范圍為10～105 m/s。

1.2 驅動裝置

驅動裝置由控制柜、電機、減速機、電機支座和傳動軸組件構成。電機為松下MSMA系列的3 kW 交流伺服電機，減速機為PL120型行星減速機。運動控制系統如圖1(a)所示，振蕩運動規律由驅動器變速運動實現，控制系統采用位置伺服控制技術，主要由位控板(全數字運動控制器)、全數字交流伺服系統、減速機和角位移傳感器組成。試驗時翼型模型豎直放置于風洞中心，由驅動裝置通過傳動軸驅動翼型作俯仰振蕩，如圖1(b)(圖中FRP為玻璃鋼)所示。實現俯仰振蕩的核心就是用“電子凸輪”取代機械凸輪，不但簡化了機械裝置結構，還實現了振蕩頻率和振蕩角度的無級變化。

圖1 驅動裝置Fig.1 Driving device

1.3 試驗模型

如圖2所示，試驗模型為S809翼型，其弦長為300 mm，展長為1 400 mm，展弦比為4.67，俯仰振蕩傳動軸位于1/4弦長處。模型試驗阻塞度范圍為3.5%(0°迎角)～8.3%(30°迎角)。模型設計的基本要求是結構質量輕、慣量小、強度高，采用玻璃鋼蒙皮和鋁合金骨架結構，中間加鋪PMI(Polymethacrylimide)泡沫芯材，模型重量為35 kg，慣量為0.2 kg·m2。模型中間剖面為動態壓力測量剖面，共布置27個內徑為1.6 mm的測壓孔；距離中間剖面300 mm的截面共布置51個內徑為0.6 mm 的靜壓測壓孔。模型內鋪設參考壓軟管和108根壓力信號傳輸電纜，并從模型一端引出；51根 靜壓管路則從另一端引出。模型開設可拆卸式蓋板，方便指定位置壓力傳感器的安裝及拆卸。

圖2 S809翼型模型Fig.2 S809 airfoil model

1.4 激勵裝置

激勵電源小型化與遠程無線控制是等離子體流動控制技術實現工程化應用的難點。采用由德國GBS Elektronik公司研制的Minipuls 0.1小型高壓電源作為激勵電源，如圖3所示，通過二次開發及編寫控制軟件，實現了對小型電源的無線遠程控制。該電源主要由升壓電路板、驅動電路板以及鋰電池組成，電源的性能指標詳見表1，升壓電路板尺寸為150 mm(長)×86 mm(寬)×21 mm(高)，驅動電路板尺寸為115 mm(長)×64 mm(寬)×30 mm (高)，單塊鋰電池尺寸為90 mm(長)×35 mm (寬)×65 mm(高)。該電源首先將鋰電池與驅動電路板連接，通過驅動電路板中的橋式轉換器產生低電壓方波；升壓電路板包括6個變壓器，先通過其中1個變壓器以濾波的方式將電壓方波輸出為正弦波，然后在其他5個串聯變壓器的作用下，將低電壓正弦波轉換為高電壓正弦波。激勵電源供電電壓為15～35 V，采用由BUILD POWER公司生產的1 400 mA·h鋰電池，其充滿電壓為22.5 V，額定容量為1 400 mA·h，額定倍率為25C，質量為242 g。經過升壓電路放大后的實測激勵電壓幅值為5.3 kV，激勵頻率為5.6 kHz。

圖3 Minipuls 0.1高壓電源Fig.3 Minipuls 0.1 high voltage power supply

表1 Minipuls 0.1高壓電源性能指標

Table 1 Performance indexes of Minipuls 0.1 high

voltage power supply

ParameterValuePeak range of voltage/kV0-12(p-p)Actuation frequency range/kHz5-20Duty cycle/%0-100Pulse frequency/Hz0-250Power supply/W30Weight/g340

試驗采用非對稱布局形式的DBD等離子體激勵器，其結構和布置如圖4所示。激勵器由兩個平行銅箔電極(暴露電極、植入電極)和Kapton介質薄膜組成。兩個電極的寬度分別為3 mm和5 mm，中間間隙為零，Kapton薄膜介電常數為3.0，單層厚度為0.075 mm，耐壓峰峰值為10 kV。當向兩個電極間施加高頻高壓交流電時，暴露電極周圍產生等離子體，在激勵器上方的非對稱電場作用下，形成體積力[24]，并誘導出指向植入電極的壁面射流[25]。

圖4 DBD激勵器Fig.4 DBD actuator

1.5 測試設備

1) 角位移傳感器

動態試驗角位移信號是重要的試驗參數，采集時要與壓力傳感器感受的氣動荷載同步記錄，用該位移信號觸發數據采集系統實現壓力傳感器信號的同步采集。安裝于試驗模型端的角位移傳感器的輸出信號與交流伺服電機端的光電編碼器輸出信號同時作用于運動控制器，構成位置反饋雙閉環伺服控制系統，實現振蕩運動規律的精確控制。角位移傳感器采用瑞士CONTELEC公司研制的GL300型電位計。

2) 動態壓力傳感器

測壓元件采用ENDVECO公司的8510B系列差壓式動態壓力傳感器，單個傳感器連接4根電纜，并引入參考壓及測量端壓力兩根測壓軟管。傳感器信號線纜通過J30J-37型轉接頭與8根雙絞雙屏蔽軟電纜快速連接，實現傳感器供電和信號傳輸，采用兩臺Tectronix PWS4305 DC電源串聯實現±5 V供電。

3) 風速管

參考速壓用T4-800型風速管測量得到，風速管的靜壓管和總壓管接入壓力采集系統進行實時采集。風速管安裝在靠翼型下翼面一側試驗段上游位置，既保證了對翼型周圍流場的干擾較小又能實時準確測量出來流的實時速壓，在風洞中的安裝如圖5所示。

4) PIV系統及外觸發裝置

試驗采用LaVision公司的TR-PIV (Time-Resolved Particle Image Velocimetry)系統，采用單CCD相機二維PIV測量方案。TR-PIV系統主要由HS5.1高速相機系統、激光器系統、控制器、高性能計算機及采集處理軟件組成，如圖6(a)所示。試驗用DEHS(癸二酸二辛酯)示蹤粒子采用加熱型的DF-1500粒子播放器播撒。PIV相機采用外觸發方式觸發，外觸發信號為TTL電頻格式方波信號，上升沿為5 V時觸發，觸發后PIV系統可按照內部時鐘采集，相機布置在翼型下方并與傳動軸固連隨動，可拍攝翼型吸力面上方300 mm×300 mm區域的激光照射截面。設計的電子外觸發裝置如圖6(b)所示，將電位計采集信號傳給觸發裝置進行標定，當翼型振蕩到達設定好的采集角后，由觸發裝置觸發相機進行采集記錄。外觸發系統由電位計傳感器、電壓信號采集卡、實時控制器和數字信號輸出卡組成。利用電位計傳感器信號，可判斷翼型振蕩運動方向，實時解算獲得角度值。

5) PXI數采系統

PXI總線數據采集系統主要由前置放大器、數據采集器、通訊卡、控制計算機和數據處理計算機等部分組成，并配套編寫相應的數據采集和處理程序。

圖5 實時速壓測量風速管Fig.5 Pitot-static tube for real-time measurement of wind speed

圖6 翼型俯仰振蕩試驗PIV系統及外觸發裝置Fig.6 PIV system and external triggering device for airfoil pitching oscillation test

2 數據處理方法

壓力系數計算表達式為

(1)

式中：Cpi為測壓點壓力系數；pi為測壓點靜壓；p∞為來流靜壓；ρ為來流密度；p0為來流總壓；q∞為來流動壓。

以上完成后進行壓力積分，計算法向力系數、軸向力系數。

作用在翼型上的法向力系數CN和軸向力系數CA通過積分翼型表面壓力分布獲得，通過內插值獲得整個函數區間的函數值后，根據函數值進行數值積分，其積分公式為

(2)

(3)

根據升力系數和壓差阻力系數的定義，可以得到翼型升力系數CL和壓差阻力系數CD分別為

CL=CNcosα-CAsinα

(4)

CD=CNsinα+CAcosα

(5)

3 數據對比考核

圖7 迎角為16.1°下翼型表面壓力分布的FL-11與 OSU風洞數據對比Fig.7 Comparison of surface pressure distribution of airfoil between FL-11 and OSU tunnel data at 16.1 ° angle of attack

圖8 動態壓力傳感器測得的翼型CL曲線Fig.8 CL curves of airfoil measured by dynamic pressure sensors

4 試驗結果分析

4.1 等離子體對翼型動態氣動性能的改善

研究表明在流動分離起始點的前緣附近施加DBD等離子體激勵可以取得最好的效果[28]，本文的激勵器敷設在翼型上翼面距離前緣8.3%c的位置。在振幅α1=6.94°、平衡迎角α0=10.44°、振蕩頻率f=0.499 Hz下，翼型8個周期的平均氣動力系數及誤差條隨迎角變化的曲線如圖9(a) 和圖9(b)所示，總體來看，施加等離子體控制后，翼型升力系數增加，阻力系數減小；翼型最大升力系數增加6.5%，平均升力系數增加7.1%，失速迎角推遲1.3°，遲滯環面積減小4.5%；在迎角為4°～9°范圍內，等離子體減阻效果明顯，平均阻力系數減小44.5%。由圖9(c)(圖中T為振蕩周期)可知，激勵器開啟后，翼型瞬態的升力系數均有明顯增加。圖9(d)表明，迎角為4°～9°范圍內，翼型升阻比明顯增加，由葉素理論可以推斷出翼型的工作效率也明顯增加；但在9°以上的迎角范圍內翼型的升阻比增加并不明顯，這是由于等離子體激勵增加翼型升力的同時，也增加了翼型的阻力。

圖10為等離子體控制前后翼型俯仰振蕩一個周期內吸力面壓力分布的擬合三維圖，圖中Phase為翼型在振蕩周期內所處的相位角。由圖可知x/c=0.2～0.4區域翼型上翼面壓力系數絕對值明顯增加(壓力系數為負，即吸力明顯增加)，x/c=0.4 以后的區域變化不明顯；相位為0°～90°和270°～360°范圍，對應翼型俯仰振蕩周期內的正行程3°～17°迎角范圍，施加等離子體控制后，上翼面的壓力系數絕對值明顯增加，即上翼面的吸力值明顯增加，從而使得圖9(a)所示的翼型升力系數明顯增加。

圖11為系統采集的16個周期的翼型表面壓力系數Cp平均成1個振蕩周期的數據結果。圖11(a) 為翼型上翼面x/c=0.11處(激勵器粘貼位置下游的第一個測壓點)的Cp在振蕩周期內隨著迎角的變化曲線，Cp為負，即此處為吸力面負壓區。正行程3°～10°迎角段，翼型表面流動附著良好，等離子體激勵器誘導射流增加了翼型附面層內氣體的動量，使得上翼面負壓的絕對值增加；12°～17°為翼型出現流動分離的迎角區域，等離子體氣動激勵抑制了翼型表面的流動分離，從而使得吸力值增加；負行程9°～3°為翼型表面分離流動的再附著區，這也是分離渦向附著流的再重建過程，等離子體并沒有在這一階段明顯增加翼型表面的吸力。圖11(b)～圖11(e)分別為翼型正行程6°、負行程6°、正行程16°和負行程16°迎角下翼型的表面壓力系數，可知上翼面在施加等離子體流動控制以后，x/c=0.2～0.4區域的吸力明顯增加，其中正行程16°和負行程16°迎角下翼型表面的吸力峰值也均有明顯的增加。等離子體誘導翼面吸力的增加，可增大邊界層對周圍流場的吸附作用，即利用等離子激勵產生的低壓區將分離的流動重新吸附回翼面上來[29]。

圖9 等離子體控制前后翼型的氣動特性(α0=10.44°， α1=6.94°，f=0.499 Hz，V=10 m/s)Fig.9 Aerodynamic characteristics of airfoil with and without plasma (α0=10.44°, α1=6.94°, f=0.499 Hz, V=10 m/s)

圖10 一個振蕩周期內等離子體控制前后翼型吸力面 壓力分布(α0=10.44°，α1=6.94°，f=0.499 Hz， V=10 m/s)Fig.10 Suction side pressure distribution of airfoil with and without plasma in one oscillation cycle (α0= 10.44°, α1=6.94°, f=0.499 Hz, V=10 m/s)

圖11 不同振蕩迎角下等離子體控制前后翼型表面壓力系數 (α0=10.44°，α1=6.94°，f=0.499 Hz，V=10 m/s)Fig.11 Surface pressure coefficient of airfoil with and without plasma at different oscillation angles of attack (α0=10.44°, α1=6.94°, f=0.499 Hz, V=10 m/s)

對動態壓力積分獲取的16個周期的瞬態CL進行周期圖法(Periodograms)功率譜密度(Power Spectral Density, PSD)分析(f0為翼型振蕩頻率，f/f0為無量綱頻率)，PSD分布如圖12所示，不同階次的能量集中反映了翼型振蕩過程中流場結構的多尺度性和多頻率性。一階能量集中主要是由于俯仰振蕩運動引起，即受減縮頻率和振幅影響較大，由于施加等離子體流動控制前后的運動工況一致，故PSD的一階能量集中基本一致；施加等離子體控制后二階、三階、四階能量集中的頻率一致，幅值明顯減小，這是由于等離子體氣動激勵減弱了翼型動態分離渦的強度。

圖12 CL功率譜密度(α0=10.44°，α1=6.94°， f=0.499 Hz，V=10 m/s)Fig.12 Power spectral density of CL (α0=10.44°, α1=6.94°, f=0.499 Hz, V=10 m/s)

4.2 不同振蕩頻率下的等離子體控制

不同振蕩頻率下等離子體控制效果如圖13所示。振蕩頻率為0.75～1.25 Hz對應的葉片偏航狀態下翼型非定常振蕩減縮頻率為0.07～0.12，隨著振蕩頻率的增加，翼型的最大升力系數、最大阻力系數、失速迎角和升力系數遲滯回線區域均增大，即流動的非定常效應增強，且等離子體氣動激勵推遲翼型失速和增升減阻的控制效果減弱。施加等離子體控制前后翼型的氣動特性參數詳見表2，總體來看，等離子體使得翼型的動態失速迎角αds增加、最大升力系數CLmax增加，平均升力系數CLave增加、平均阻力系數CDave減小、升力系數遲滯環區域面積Ahys減小；且隨著振蕩頻率的增加，等離子體對翼型動態氣動性能改善的幅度明顯減小，特別是f=1.25 Hz時，CLave不增反而略減，Ahys不減卻略有增加，分析認為等離子體更加難以有效控制高頻振蕩翼型的動態失速渦和翼面分離的產生與發展，此時應當增大激勵強度以達到較好的控制效果。

圖13 不同振蕩頻率下的等離子體控制效果 (α0=10.0°，α1=7.0°，V=10 m/s)Fig.13 Effect of plasma control at different oscillation frequencies (α0=10.0°, α1=7.0°, V=10 m/s)

表2 不同振蕩頻率下翼型氣動特性比較Table 2 Comparison of aerodynamic characteristics of airfoil at different oscillation frequencies

Parameterf=0.75 HzPlasma offPlasma onDifferenceαds/(°)13.4113.950.54CLmax1.1171.1553.4%CLave0.7020.7314.1%CDave0.0650.061-6.2%Ahys3.012.72-9.6%Parameterf=1.00 HzPlasma offPlasma onDifferenceαds/(°)13.8414.280.44CLmax1.1951.2151.7%CLave0.7160.7281.7%CDave0.0720.067-6.9%Ahys3.533.50-0.9%Parameterf=1.25 HzPlasma offPlasma onDifferenceαds/(°)15.3515.560.21CLmax1.2431.2631.6%CLave0.7580.749-1.2%CDave0.0710.067-5.6%Ahys3.463.552.6%

4.3 不同雷諾數下的等離子體控制

雷諾數為2.16×105、3.08×105、4.11×105三種情況下俯仰振蕩翼型氣動系數隨迎角變化遲滯回線如圖14所示，隨著雷諾數的增加，對應翼型俯仰振蕩減縮頻率減小，由圖可知，翼型的最大升力系數、最大阻力系數、失速迎角和遲滯回線區域均有減小趨勢。對比分析等離子體激勵控制效果不難發現，雷諾數為2.16×105時，等離子體增加翼型升力、推遲動態失速效果最為顯著，隨著雷諾數繼續增加，等離子體控制效果變差，即完全抑制動態失速所需要的DBD激勵強度增加。這和翼型靜態失速等離子體流動控制的一般規律相一致，即高雷諾數條件下的流動分離更難被抑制，對等離子體激勵的強度需求更大[28]。

圖14 不同雷諾數下等離子體控制效果 (α0=10.0°，α1=7.0°，f=0.5 Hz)Fig.14 Effect of plasma control at different Reynolds numbers (α0=10.0°, α1=7.0°, f=0.5 Hz)

4.4 動態流場特性PIV試驗

圖15為α0=10.0°、α1=7.0°、f=0.5 Hz、V=10 m/s 下，負行程14.1°迎角時，翼型吸力面

圖15 負行程14.1°迎角翼型吸力面渦量云圖和 速度矢量圖Fig.15 Vorticity contours and velocity vectors of airfoil suction surface for 14.1° angle of attack at negative stroke

不同位置的z向渦量(ωz)云圖和速度矢量分布圖。激勵器關閉狀態下，翼型運動至該迎角時，上翼面出現較大范圍的流動分離；激勵器開啟后，等離子體氣動激勵誘導出翼型前緣附近的貼體翼面渦，進而影響下游的流動，在誘導翼面渦[2]的作用下，上翼面的分離流重新附著于翼型表面，渦流影響區域明顯減小，流動分離得到明顯的抑制，即等離子體氣動激勵延遲了翼型動態失速。

圖16為α0=10.0°、α1=7.0°、f=0.5 Hz、V=10 m/s 下，施加控制前后翼型吸力面不同位置流動的速度(Vm)分布，可知弦向位置x=23.3%c和x=46.7%c處邊界層內的流動速度在等離子體氣動激勵的影響下均有明顯的增加，且邊界層厚度變薄。分析認為施加DBD等離子體控制后，一方面由于等離子體誘導的射流方向和主流方向一致，等離子體的“碰撞效應”通過動量交換的方式直接增加了邊界層內中性氣流的動量[30]，增強了氣流克服逆壓梯度繼續向下游流動的能力，進而減小了邊界層厚度；另一方面等離子體在氣流中增加了擾動，促進高低速氣流的摻混，邊界層外部主流區的高速氣流進入到邊界層內，向邊界層注入了能量，從而達到了推遲邊界層流動分離和減小渦流強度的控制效果。

圖16 負行程14.1°迎角時施加等離子體控制前后翼型 吸力面不同位置速度分布Fig.16 Velocity distribution of different positions on airfoil suction surface for 14.1° angle of attack at negative stroke with and without plasma

圖17為α0=10.0°、α1=7.0°、f=0.5 Hz、V=10 m/s 下，迎角為16.5°時，正行程和負行程兩種不同運動方向下翼型周圍的渦量云圖和速度流線圖，在激勵器關閉狀態下，俯仰運動正行程相對于負行程時翼型的流動分離明顯延遲，文獻[2]認為大迎角下流動分離的延遲是由于前緣渦的作用。激勵器開啟后，負行程時翼型的流動分離得到明顯的抑制，動態失速渦的尺度明顯減小；正行程時翼型的后緣分離也得到一定程度的控制，但是并沒有完全抑制，分析認為這是正行程下翼型俯仰運動前緣渦和等離子體氣動激勵誘導出的翼面渦“摻混”及射流“加速”效應的綜合作用結果。這也從流態角度解釋了圖11(a)的規律，即正行程和負行程16.5°迎角下，等離子體抑制了動態分離渦，從而增加了上翼面區域的吸力。

圖18給出了不同振蕩頻率下翼型表面流場分布。激勵器關閉狀態下，振蕩頻率由0.75 Hz增加至1.25 Hz時，翼型動態失速渦的尺度和強度都有減小趨勢，即動態失速“延遲”程度加劇。f=0.75 Hz時，激勵器開啟后翼型表面流動分離得到明顯的抑制，渦量強度明顯減小；f=1.25 Hz時，激勵器開啟后翼型表面動態流動分離狀況并沒有得到很好的改善，這也從流態的角度解釋了4.2節的現象，即振蕩頻率增加，翼型繞流的非定常性增強，等離子體氣動激勵更加難以抑制動態失速渦的產生和發展。

圖17 不同運動方向下翼型表面渦量云圖和速度流線圖Fig.17 Vorticity contours and velocity streamlines of airfoil surface under different motion directions

圖18 不同振蕩頻率下翼型表面渦量云圖和速度矢量圖(α0=10.0°，α1=7.0°，正行程16.9°迎角)Fig.18 Vorticity contours and velocity vectors of airfoil surface at different oscillation frequencies (α0=10.0°, α1=7.0°, 16.9° angle of attack at positive stroke)

5 結 論

針對動態失速引起的翼型氣動性能惡化的問題，利用小型化激勵電源和DBD激勵器，借助動態壓力測量和外觸發式PIV等手段開展翼型動態失速等離子體流動控制試驗研究，試驗數據的可靠性較好。研究表明，DBD等離子體氣動激勵能夠有效控制翼型動態失速，改善平均氣動力，提高翼型氣動效率，減小氣動力隨迎角變化的遲滯區域。

1) 開啟上翼面距離前緣8.3%弦長位置的等離子體激勵器，可增加上翼面x/c=0.2～0.4區域的吸力，產生的低壓區將動態分離流動重新吸附回翼面上來，減弱了動態分離渦的強度，升力系數功率譜密度分布的二、三、四階能量明顯減弱。

2) 在典型工況下，等離子體氣動激勵實現了翼型平均升力系數增加7.1%、失速迎角推遲1.3° 和遲滯區域減小4.5%的明顯控制效果；且在4°～9°迎角段，等離子體的減阻增效效果更好，平均阻力系數減小40%以上。

3) 振蕩頻率增加導致翼型繞流的非定常效應增強，高雷諾數下翼型動態分離渦更加難以被抑制，這兩種情況下均需要增加等離子體激勵強度才能達到較好的控制效果。

4) 激勵器開啟后，等離子體氣動激勵誘導出翼型前緣附近的貼體翼面渦，進而影響下游的流動，在誘導翼面渦的作用下，上翼面的分離流重新附著于翼型表面。