王万波，章荣平，黄宗波，黄 勇，王勋年，沈志洪，张 鑫

（1．空气动力学国家重点实验室，四川 绵阳 621000；2．中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

0 引 言

增升设计是现代大型运输类飞机提高起飞重量、缩短起降滑跑距离、增强机场适应性的关键技术，是提高飞机国际竞争力的有效手段之一。近年来随着航空业迅速发展，对飞机高增升设计提出了更高的要求。

常用的增升方法有：增加机翼的弯度、增加机翼的有效面积、改善缝道的流动品质、增加外部流场的能量等［1］。等离子体激励可以对气流形成可控扰动或对气流注入能量，促进附面层内低能流和附面层外高能流的参混，从而延迟分离，提高失速迎角和最大升力系数。

Corke等［2－3］进行了等离子体流动控制风洞实验，模型为4．16%缩比的1303UAV半模，风速为15m／s，实验结果表明，在0°－20°迎角范围内，升力有明显的增加，在20°和30°之间的某些角度，升力甚至增加了25%；在二维NACA0015翼型表面前缘布置沿展向排列的激励器，从而增加最大升力系数和失速迎角，当来流风速21m／s时，失速迎角增加7°，升阻比最大增加了340%。Huu等［4］研究了等离子体对翼型大迎角失速分离边界层的控制，模型为NACA0008翼型，弦长150mm，展长300mm，来流风速为20m／s时，升力系数有5%甚至是10%的提高。王勋年等［5］研究了等离子体对NACA0015翼型失速分离的控制，来流风速20m／s时，最大升力系数增加11%，失速迎角增加6°。

目前国外对等离子体激励用于单段翼型增升的研究较多，用于两段翼型上的研究较少，而采用多段翼型的机械增升是目前最常用的增升方式。……