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摘要
等离子体激励作为一种响应时间极短的主动流动控制技术而被广泛研究。为考查等离子体合成射流激励器改善高超声速飞行器升阻特性的能力，采用数值模拟方法研究了激励器的空腔、激励器的布置位置、来流迎角以及放电参数对高速翼型气动性能改善效果的影响，并进行了相应的实验验证。结果表明：激励器自身的空腔会产生减阻效果，并且空腔的时均减阻效果优于等离子体激励器的时均减阻效果。激励器越靠近翼型的前缘点，翼型气动性能提升越强。高超声速翼型前缘斜劈区，是激励器进行翼型气动性能改善的最佳几何位置。当激励器在最佳几何位置处时，来流迎角的增加会降低激励器空腔对翼型气动性能产生的负面影响，但也会对激励器时均流动控制性能产生削弱作用。此外，为提高激励器的能量利用效率，以翼型气动性能提升的效果作为衡量，研究了不同放电参数对等离子体激励器改善翼型气动性能的影响，并得到激励器提升高超声速翼型升阻特性时的最优占空比为1.83%。研究结果为等离子体合成射流激励器进行高超声速流动控制提供了参考。
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单位南京航空航天大学; 中国运载火箭技术研究院
