等離子體用于飛翼布局模型增升減阻試驗(yàn)研究

于金革，牛中國，梁 華，管佳明，胡秋琦

（1.中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，黑龍江哈爾濱 150001；2.空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院等離子體動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710038）

等離子體用于飛翼布局模型增升減阻試驗(yàn)研究

于金革1，＊，牛中國1，梁 華2，管佳明1，胡秋琦1

（1.中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，黑龍江哈爾濱 150001；2.空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院等離子體動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710038）

在風(fēng)速30m／s、40m／s條件下，通過風(fēng)洞天平測力試驗(yàn)，研究了飛翼布局模型上布置納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器后，等離子體激勵(lì)電壓、激勵(lì)電極數(shù)目和激勵(lì)位置變化對飛翼布局模型增升減阻的效果影響。研究表明，與激勵(lì)電壓和激勵(lì)電極數(shù)目相比，激勵(lì)位置對流動(dòng)控制的效果有決定性的影響，同時(shí)相對于其他控制位置，等離子體激勵(lì)抑制模型翼面前緣渦分離效果明顯；等離子體激勵(lì)啟動(dòng)后，通過向邊界層內(nèi)的流體注入能量，推遲了飛翼布局模型翼面大迎角時(shí)的流動(dòng)分離，提高了模型的最大升力系數(shù)CLmax和失速迎角αs，降低了阻力系數(shù)CD；在一定試驗(yàn)條件下，施加等離子體氣動(dòng)激勵(lì)后，最大升力系數(shù)CLmax由0.97增大到1.1，增大13.2%，失速迎角αs由17.4增大到21.4，推遲了4°，阻力系數(shù)CD最大減小量達(dá)到24.6%，且隨等離子體激勵(lì)器能量的增加，激勵(lì)效果越顯著。

等離子體；介質(zhì)阻擋放電；飛翼布局；增升減阻；試驗(yàn)研究

0 引 言

飛行器流動(dòng)控制的目的是增加飛行器的升力、減少阻力，提高升／阻比，從而改善飛行器的氣動(dòng)性能［12］。機(jī)翼作為飛機(jī)的一個(gè)關(guān)鍵氣動(dòng)部件，翼面增升對飛機(jī)性能有重要影響。有數(shù)據(jù)表明，起飛時(shí)，最大升力系數(shù)CLmax增加5%，有效載荷約可增加15%；著陸時(shí)，最大升力系數(shù)CLmax增加5%，有效載荷約可增加40%［3］。而飛行器的飛行阻力每減少1%，有效載荷即可增加10%［4］，全球每年就可以節(jié)省上千億美元燃料成本，或者可以提高飛行器的飛行速度和增大航程［5］。

傳統(tǒng)的飛行器流動(dòng)控制方法有合成射流［6］、振蕩射流［7］、縫翼［8］、渦流發(fā)生器、邊界層吹／吸氣等，但會帶來非預(yù)期的寄生阻力或復(fù)雜的移動(dòng)部件等問題。等離子體激勵(lì)可以將電場的能量轉(zhuǎn)化為邊界層氣體分子的動(dòng)量或熱量，改變邊界層的流場結(jié)構(gòu)和物理特性，從而抑制邊界層流動(dòng)分離［9］，使飛行器增升、減阻、提高失速迎角，實(shí)現(xiàn)飛行器的流動(dòng)控制。

等離子體作為一種新型的流動(dòng)控制技術(shù)的主要特點(diǎn)是：等離子體激勵(lì)是由電場直接作用，沒有運(yùn)動(dòng)部件，具有結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小、重量輕、施加的氣動(dòng)激勵(lì)作用頻帶寬、激勵(lì)參數(shù)便于實(shí)時(shí)控制、響應(yīng)快、能耗較低、可靠性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)［10－13］，成為國際空氣動(dòng)力學(xué)和等離子物理重要的研究領(lǐng)域。

等離子體已廣泛應(yīng)用于平板邊界層減阻［14－15］、翼型增升［16－17］和分離流動(dòng)控制［18－22］。其中Corke等進(jìn)行了等離子體流動(dòng)控制風(fēng)洞試驗(yàn)［23－24］，模型為4.16%縮比的1303UAV半模，風(fēng)速為15m／s，試驗(yàn)結(jié)果表明，在0°～20°迎角范圍內(nèi)，升力有明顯的增加，在20°和30°之間的某些角度，升力甚至增加了25%；在二維NACA0015翼型表面前緣布置沿展向排列的激勵(lì)器，從而增加最大升力系數(shù)和失速迎角，當(dāng)來流風(fēng)速21m／s時(shí)，失速迎角增加7°，升阻比最大增加了340%。王勛年等［25］研究了等離子體對NACA0015翼型失速分離的控制，來流風(fēng)速20m／s時(shí)，最大升力系數(shù)增加11%，失速迎角增加6°。

目前國內(nèi)外對等離子體激勵(lì)用于翼型增升及二維機(jī)翼前緣分離抑制的研究較多，用于飛機(jī)模型上的測力試驗(yàn)研究較少，且已有研究多采用毫秒、微秒脈沖激勵(lì)，而納秒脈沖激勵(lì)作為一種新發(fā)展的等離子體流動(dòng)控制手段，能否有效控制飛翼布局模型翼面流動(dòng)分離值得進(jìn)行研究。另外，現(xiàn)有研究的來流風(fēng)速普遍低于30m／s，對應(yīng)的雷若數(shù)偏低，也沒有對激勵(lì)電壓、激勵(lì)位置和激勵(lì)電極數(shù)目的影響進(jìn)行系統(tǒng)的研究與對比。除此之外，飛翼布局模型的翼根效應(yīng)、翼尖、后掠效應(yīng)等三維機(jī)翼的繞流更加復(fù)雜，因此本文在飛翼布局模型上安裝了等離子體激勵(lì)器，詳細(xì)地研究了激勵(lì)電壓、激勵(lì)位置和激勵(lì)電極數(shù)目對流動(dòng)控制效果的影響，解決了風(fēng)洞測力試驗(yàn)中等離子高壓放電產(chǎn)生的電磁場對數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)及天平的影響，以及模型表面與天平支點(diǎn)的絕緣性等困難，驗(yàn)證了等離子體激勵(lì)對飛翼布局模型具有顯著的增升減阻效果。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 風(fēng)洞

試驗(yàn)在中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-5風(fēng)洞中完成。FL-5風(fēng)洞是一座單回流式開口低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面為直徑1.5m的圓形，試驗(yàn)段長1.95m，風(fēng)洞試驗(yàn)風(fēng)速范圍0～50m／s。

1.2 等離子體激勵(lì)器布局

等離子體激勵(lì)器由敷設(shè)在絕緣材料上下兩層的電極構(gòu)成，其中上層的電極裸露在空氣中，下層電極由絕緣材料覆蓋。在納秒脈沖電源的作用下，上層電極表面的空氣由于強(qiáng)電場的作用被電離產(chǎn)生等離子體。試驗(yàn)中采用的納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電（Nanosecond Pulse Dielectric Barrier Discharge，NS-DBD）激勵(lì)器是典型非對稱布局形式，如圖1所示。

圖1 NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器布局Fig.1 Layout of NS-DBD plasma actuator

NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器的長度根據(jù)模型的大小調(diào)整，上、下層電極的材料為銅箔，厚度均為0.018mm。絕緣材料為Kapton膠帶，介電常數(shù)為3.5，單層膠帶厚度0.065mm。試驗(yàn)中所有絕緣介質(zhì)均由3層Kapton膠帶鋪設(shè)而成，耐壓值約15kV，寬度為50mm。激勵(lì)器以粘貼的方式布置在模型上。

1.3 等離子體電源

NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器放電所用電源為Proteus-2納秒脈沖等離子體電源，該電源使用輸入電壓為0～220V、頻率為50Hz的交流電，輸出電壓為2～100kV，脈沖上升沿為10～25ns，半高寬為30～40ns，下降沿為20～25ns，脈沖功率為10MW，脈沖輸出頻率為200～2 000Hz可調(diào)，電源最大功率為2 000W。NS-DBD電源如圖2所示。

圖2 納秒脈沖等離子體電源Fig.2 Nanosecond pulse plasma power

1.4 模型及支撐系統(tǒng)

飛翼布局模型為雙“W”型無尾飛翼，后掠角35°，機(jī)翼面積0.157 18m2，機(jī)翼展長0.953 2m，平均氣動(dòng)弦長0.214m，展弦比5.78。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎冒霃澋稒C(jī)構(gòu)尾撐方式支撐。模型通過尾支桿連接到半彎刀上，彎刀固定在風(fēng)洞β機(jī)構(gòu)上，彎刀機(jī)構(gòu)改變模型的迎角，β機(jī)構(gòu)改變模型側(cè)滑角。安裝在支撐機(jī)構(gòu)上的試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D3所示。

圖3 模型及支撐系統(tǒng)Fig.3 Model and support system

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 激勵(lì)電壓對試驗(yàn)效果的影響

試驗(yàn)風(fēng)速為40m／s，NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器布置在模型翼面前緣，試驗(yàn)結(jié)果如圖4所示。等離子體氣動(dòng)激勵(lì)在所研究的激勵(lì)電壓下變化時(shí)都有增升減阻作用，且隨著電壓的升高，升力系數(shù)逐漸增大，阻力系數(shù)逐漸減??；控制效果在激勵(lì)電壓為12kV時(shí)達(dá)到最優(yōu)，最大升力系數(shù)CLmax增大約5.7%；阻力系數(shù)CD在試驗(yàn)迎角范圍內(nèi)均有減小，迎角大于13°以后，阻力系數(shù)減小明顯，最大減小量為24.6%。分析認(rèn)為：在大迎角處，等離子體激勵(lì)作用后向邊界層注入了能量，推遲了氣流分離，使阻力減小；而隨激勵(lì)器供電電壓的增加，激勵(lì)能量就越大，抑制流動(dòng)分離的效果就越明顯。

圖4 激勵(lì)器電壓對升阻特性影響Fig.4 Lift and drag coefficient effect of plasma actuator voltage

2.2 激勵(lì)電極數(shù)目對試驗(yàn)效果的影響

試驗(yàn)風(fēng)速為30m／s，NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器布置同前，試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示，等離子體激勵(lì)電壓為13kV?？梢钥闯?，分別接通第1組、第2組及1、2組電極全部接通時(shí)對模型均有增升作用，但控制效果不同。單獨(dú)接通第1組電極時(shí)，最大升力系數(shù)CLmax增大約13.2%；單獨(dú)接通第二組電極時(shí)，最大升力系數(shù)CLmax增大約6.1%；1、2組電極全部接通時(shí)，最大升力系數(shù)CLmax增大約9.3%。由于第1組電極激勵(lì)位置更加靠近前緣，對模型的前緣渦分離抑制影響更大，因此控制效果最佳；而1、2組電極全部接通時(shí)，并沒有獲得比第1組單獨(dú)作用時(shí)的控制效果，可能是1、2組激勵(lì)器的布置位置不匹配，導(dǎo)致1、2組電極全部接通時(shí)控制效果反而變?nèi)?；但隨激勵(lì)器供電電壓的增加，激勵(lì)器非定常擾動(dòng)的能量增大，因此控制效果也優(yōu)于第2組電極單獨(dú)作用時(shí)；阻力系數(shù)CD沒有呈現(xiàn)出明顯的規(guī)律性變化，在迎角α＝13°～21°時(shí)，阻力系數(shù)減小，而α在21°之后阻力系數(shù)又變大。

2.3 激勵(lì)電極位置對試驗(yàn)效果的影響

試驗(yàn)風(fēng)速為30m／s，將模型沿展向分為機(jī)身段、內(nèi)翼段和外翼段。對于飛翼布局來說，飛翼在大迎角時(shí)，三段不是同時(shí)失速，通常是外翼段首先失速，其次是內(nèi)翼段和機(jī)身段，因此有必要研究NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)分別對這三個(gè)位置的作用。等離子體激勵(lì)電壓為13kV，試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示。當(dāng)激勵(lì)器位于機(jī)身段時(shí)，增升減阻的效果比較微弱；對內(nèi)翼段，升力系數(shù)有顯著提高，最大升力系數(shù)CLmax提高8.99%，并能夠推遲失速迎角4°，但阻力系數(shù)變化不大；對外翼，在迎角13°以后，升力系數(shù)都有提高，但沒有改變失速特性。在小于18°迎角時(shí)，阻力系數(shù)都有減小，而大于18°迎角以后，阻力系數(shù)出現(xiàn)了上升。

分析原因認(rèn)為：迎角較小時(shí)外翼段就已經(jīng)存在翼尖渦了，且隨著迎角增大，分離渦逐漸向內(nèi)翼段移動(dòng)。從外翼段的試驗(yàn)結(jié)果看，等離子體激勵(lì)對于翼尖渦可能會有一定的控制作用，但控制效果不大；而內(nèi)翼段一般會存在前緣渦，對內(nèi)翼段的較好激勵(lì)效果也進(jìn)一步印證了NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)對前緣渦的影響較大；而機(jī)身段存在機(jī)頭渦，試驗(yàn)結(jié)果也說明這種布置方式NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器對于機(jī)頭渦的控制并不明顯。

圖5 激勵(lì)電極數(shù)目對升阻特性影響Fig.5 Lift and drag coefficient effect of plasma actuator of electrode number

圖6 激勵(lì)電極位置對升阻特性影響Fig.6 Lift and drag coefficient effect of plasma actuator position

3 結(jié) 論

通過NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)對飛翼布局模型增升減阻影響的研究，可以得出以下結(jié)論：

（1）NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)作用后，通過向邊界層注入能量可推遲翼面流動(dòng)分離，隨激勵(lì)電壓的增大，使激勵(lì)能量增強(qiáng)，激勵(lì)效果越明顯；

（2）與其它控制位置相比，NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)抑制前緣渦分離的作用明顯，對模型的增升減阻控制效果最佳；

（3）NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器布置在模型前緣時(shí)，多組激勵(lì)器在消耗更多能量時(shí)，并沒有獲得較一組激勵(lì)器單獨(dú)激勵(lì)更好的控制效果，這時(shí)要考慮電極間布置的相互匹配關(guān)系；

（4）對于飛翼布局模型，NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器布置在機(jī)身處與外翼段時(shí)的控制效果較弱，而內(nèi)翼段的激勵(lì)能有效的改變模型的氣動(dòng)特性，控制效果最好。

新一代高性能戰(zhàn)斗機(jī)具有高機(jī)動(dòng)性和高敏捷性。然而，在大迎角飛行區(qū)域由飛機(jī)部件產(chǎn)生的非對稱渦及渦破碎，使戰(zhàn)斗機(jī)的橫向安定性降低，從而導(dǎo)致其可控能力減小，甚至導(dǎo)致不可控的機(jī)動(dòng)／偏離／尾旋狀態(tài)。本期試驗(yàn)研究表明，納秒脈沖等離子體激勵(lì)對流動(dòng)分離有明顯的控制作用，預(yù)期可以利用NS-DBD激勵(lì)減弱、延緩上述各種過失速機(jī)動(dòng)飛行中遇到的氣動(dòng)問題。這也是NS-DBD激勵(lì)控制旋渦研究所面臨的一個(gè)新課題，有待進(jìn)一步深入研究。下一步的工作包括：改善納秒脈沖電源性能，擴(kuò)展電源頻帶，進(jìn)一步探索激勵(lì)參數(shù)對流動(dòng)控制效果的影響。

［1］ Boeuf J P，Lagmich Y，Unfer T，et al.Electrohydrodynamicforce in dielectric barrier discharge plasma actuators［J］.Journal of Physics D：Applied Physics，2007，40（3）：652-662.

［2］ Patel M P，Ng T T，Vasudevan S，et al.Scaling effects of an aerodynamic plasma actuator［R］.AIAA 2007-0635.Reston，VA：AIAA，2007.

［3］ Shi Q，Li H.Numerical simulation about the effects of flow control for increasing lift and decreasing drag［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2011，29（3）：280-287.（in Chinese）石清，李樺.增升減阻流動(dòng)控制技術(shù)的數(shù)值模擬研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2011，29（3）：280-287.

［4］ Mullins J.Will plasma revolutionize aircraft design［N］.Space Daily，2000-10-28.

［5］ Sun Zongxiang.Progress in plasma assisted drag reduction technology［J］.Advances in Mechanics，2003，33（1）：87-94.孫宗祥.等離子體減阻技術(shù)的研究進(jìn)展［J］.力學(xué)進(jìn)展，2003，33（1）：87-94.

［6］ Gilarranz J L，Rediniotis O K.Compact high-power synthetic jet actuators for flow separation control［R］.AIAA 2001-20737，2001.

［7］ Tang J，Li Y H，Huo F P.Experimental investigation on flow separation control by oscillating excitation on an airfoil［J］.Journal of Engineering Thermophysics，2004，25（5）：765-768.（in Chinese）唐進(jìn)，李宇紅，霍福鵬.振蕩射流改善翼型氣動(dòng)性能的實(shí)驗(yàn)研究［J］.工程熱物理學(xué)報(bào)，2004，25（5）：765-768.

［8］ J Enkins L N，Khorrami M R，Choudhari M.Characterization of unsteady flow structures near leading edge slat：Part I.PIV measurements［R］.AIAA 2004-2801，2004.

［9］ Yang B，Bai M D，Xue X H，et al.Recent progresses in plasma flow control［J］.Science ＆Technology Review，2009，27（24）：777-783.（in Chinese）楊波，白敏菂，薛曉紅，等.等離子體流動(dòng)控制研究進(jìn)展［J］.科技導(dǎo)報(bào)，2009，27（24）：777-783.

［10］Liang H，Li Y H，Cheng B Q，et al.Numerical simulation on airfoil stall separation suppression by plasma aerodynamic actuation［J］.Journal of Aerospace Power，2008，23（5）：777-783.（in Chinese）梁華，李應(yīng)紅，程邦勤，等.等離子體氣動(dòng)激勵(lì)抑制翼型失速分離的仿真研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，25（5）：777-783.

［11］Shang J S，Surzhikov S T，Kimmel R，et al.Mechanisms of plasma actuators for hypersonic flow control［J］.Progress in Aerospace Sciences，2005，41（8）：642-668.

［12］Porter C O，Baughn J W，McLaughlin T E，et al.Plasma actuator force measurements［J］.AIAA Journal，2007，45（7）：1562- 1570.

［13］Zhang P F，Liu A B，Wang J J.Flow structures in flat plate boundary layer induced by pulsed plasma actuator［J］.Sci.China：Tech.Sci.，2011，46（4）：482-492.（in Chinese）張攀峰，劉愛兵，王晉軍.非定常等離子激勵(lì)器誘導(dǎo)平板邊界層的流動(dòng)結(jié)構(gòu)［J］.中國科學(xué)：技術(shù)科學(xué)，2011，46（4）：482-492.

［14］Roth J R，Sherman D M，Wilkinson S P.Boundary layer flow control with a one atmosphere uniform glow discharge surface plasma［R］.AIAA 98-0328，1998.

［15］Jukes T N，Choi K S，Johnson G A，et al.Turbulent boundary layer control for dray reduction using surface plasma［R］.AIAA 2004-2216，2004.

［16］Zhang P F，Yan B，Wang J J.Novel circulation control method by plasma actuator［R］.AIAA 2010-5105，2010.

［17］Zhang P F，Liu A B，Wang J J.Aerodynamic modification of a NACA0012airfoil by trailing-edge plasma Gurney flap［J］.AIAA J.，2009，47：2467-2474.

［18］Van Dyken R D，Mclaughlin T E，Enloe C L.Parametric investigation of a single dielectric barrier discharge plasma actuator［R］.AIAA 2004-846，2004.

［19］Sosa R，Artana G.Steady control of laminar separation over airfoils with plasma sheet actuators［J］.J.Electrostat，2006，64：604-610.

［20］Post M L，Corke T C.Separation control on high angle of attack airfoil using plasma actuators［R］.AIAA 2003-1024，2003.

［21］Visbal M R，Gaitonde D V，Roy S.Control of transitional and turbulent flows using plasma-based actuators［R］.AIAA 2006-3230，2006.

［22］Bowles P O，Corke T C.Stall detection on a leading-edge plasma actuated pitching airfoil utilizing onboard measurement［R］.AIAA 2009-93，2009.

［23］Loperaj，Ng T T，Corke T C，Aerodynamic control of 1303 UAV using windward surface plasma actuator on a separation ramp［R］.AIAA 2007-636.

［24］Hec Corke T C，Patel M P.Plasma flaps and slats：an application of weakly ionized plasma actuators［J］.Journal Aircraft，2009，46（3）：864-873.

［25］Wang X N，Wang W B，Huang Y，et al.Investigation of flow separation control on airfoil using DBD plasma actuators［J］.Journal of Experimrnts in Fluid Mechanics，2011，25（4）：9-14.（in Chinese）王勛年，王萬波，黃勇，等.介質(zhì)阻擋放電等離子體對翼型流動(dòng)分離控制的實(shí)驗(yàn)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2011，25（4）：9-14.

Experimental investigation on flying wing lift enhancement and drag reduction by plasma

Yu Jinge1，＊，Niu Zhongguo1，Liang Hua2，Guan Jiaming1，Hu Qiuqi1
（1.China Aerodynamics Research Institute of Aeronautics，Harbin 150001，China；2.Science and Technology on Plasma Dynamics Laboratory，Aeronautics and Astronautics Engineering College，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China）

Under the condition of wind speed of 30m／s or 40m／s，the effect of the parameter of the voltage and the number of actuated electrode couples as well as the position of the plasma aerodynamic actuation on the lift enhancement and drag reduction of a flying wing are investigated by means of force-balance tests in the wind tunnel after the nanosecond pulse die-lectric barrier discharge plasma actuator was installed.The force test results show that，compared with the voltage and the number of actuated electrode couples，the position of the plasma aerodynamic actuation determines flow control effect mainly.Compared with other control position，plasma inhibites model′s leading edge vortices seperation obvious.Plasma actuator injectes energy to the boundary layer of fluid so the surface flow separation is delayed to larger angle of attack for the flying wing，the maximum lift coefficient and stall angle are also efficiently increased，and drag coefficient is reduced at the same time.Under certain test conditions，the maximum lift coefficient increases 13.2%from 0.97to 1.1，stall angle increases 4°from 17.4°to 21.4°and drag coefficient reduces 24.6%，and the more energy the plasma actuator is increased，the more obvious effect the plasma actuator will generate.

plasma；dielectric barrier discharge；flying wing；lift enhancement and drag reduction；wind tunnel test

V211.753；TL61＋2.3

：Adoi：10.7638／kqdlxxb-2014.0055

2014-06-12；

2014-08-21

于金革＊（1980-），男，黑龍江尚志人，工程師，研究方向：動(dòng)態(tài)試驗(yàn)及等離子體流動(dòng)控制試驗(yàn)技術(shù).E-mail：yujinge2005＠163.com

于金革，牛中國，梁華，等.等離子體用于飛翼布局模型增升減阻試驗(yàn)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33（6）：823-827.

10.7638／kqdlxxb-2014.0055 Yu J G，Niu Z G，Liang H，et al.Experimental investigation on flying wing lift enhancement and drag reduction by plasma［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（6）：823-827.

0258-1825（2015）06-0823-05