AC-SDBD等离子体激励防/除冰研究现状与展望

孟宣市，惠伟伟，易 贤，蔡晋生，李华星

(1. 西北工业大学 翼型/叶柵空气动力学国家级重点实验室，西安 710072；2. 中国空气动力研究与发展中心 结冰与防除冰重点实验室，绵阳 621000)

0 引 言

低空、低速飞行状态下，当飞机飞经结冰云层，其迎风部件表面会因云层中过冷水滴的撞击而结冰。其包括机翼、螺旋桨叶片、发动机唇口边缘在内的关键气动部件的表面结冰将会严重影响飞机的气动外形，增大飞行阻力，降低升力。并且，气动部件表面不规则结冰还会影响飞机的操纵性和稳定性，甚至造成严重的安全事故[1-6]。目前，我国正在大力研制拥有自主知识产权的军/民用飞机，需要拥有自主知识产权的飞机防结冰与除积冰（简称防/除冰）技术，而目前大量的防/除冰技术专利为国外航空工业技术先进的国家掌握。近年来我国积极引导和发展飞机防/除冰技术，其目标是拥有自主知识产权的飞机防/除冰技术，进而达到国内、国际的适航要求。

新型航空领域防/除冰技术要求无额外的重量和能量代价，无复杂的机械构造，并且要求无潜在的气动损失。更重要的是，大量创新性、革命性航空技术的应用，使得传统的防/除冰技术的不足之处体现在以下三个方面：

1）基于层流减阻流动控制技术的应用带来的挑战。该技术要求防结冰系统要避免可引起层流-湍流转捩的表面间隙或台阶结构[7]，从而使得传统的机械除冰技术使用受限。

2）大量使用复合材料带来的挑战。复合材料和传统金属材料相比，导热系数小，耐高温能力低，无法使用传统的热气防结冰系统[8-9]。

3）纯电动飞机技术的发展带来的挑战。由于纯电动飞机彻底取消了发动机引气系统，因此热气防冰系统无法使用，而要求使用基于电力驱动的防/除冰系统[10]。

由此，基于下一代航空器设计理念的新技术、新概念、高效的防/除冰方法是航空领域亟待解决的问题[11]。针对上述需求，国内外研究者从超声波技术[12-13]、表面超疏水涂层与微纳结构[14-17]、合成热射流激励器[18]等方面进行着创新性防/除冰方法与技术的探索。

基于交流高电压驱动的表面介质阻挡放电等离子 体 流 动 控 制（alternative current surface dielectric barrier discharge，AC-SDBD）作为一种有效的主动流动控制技术，具有频带宽、响应迅速、无移动部件等特点，因此成为了目前流体力学领域研究热点之一[19]。

AC-SDBD等离子体流动控制被应用于空气动力学很多研究领域，例如附面层控制[20]、翼型分离流动控制[21]、轴流压缩机稳定性扩宽[22]、三角翼分离涡控制[23]、翼尖涡的控制[24]、大迎角下非对称分离涡的控制[25]、空气动力学噪声抑制[26]、虚拟空气动力学部件[27-28]、无人飞行器气动特性的改善[29]、飞行控制[30]等。研究者们从流动控制领域[31-34]和电学领域[35-36]对等离子体流动控制技术进行了很好的论述。

AC-SDBD等离子体空气动力激励的缺点在于诱导的风速比较低，对主流注入的动量比较小，其根本原因是输入的电功率转化到气动激励的效率非常低。已有的研究表明，AC-SDBD等离子体用于空气加速的能量不足输入能量的1%[19]，绝大部分能量被用来加热激励器本身、激励器所附着的基板以及激励器上方的空气。而在流动控制过程中，这部分热能往往是被忽略的（见图1）。

图1 SDBD 等离子体诱导空气动能及转换效率随均方根电流的变化[19]Fig. 1 Variation of the induced air kinetic energy and the energy transfer efficiency of SDBD with the square root of the current [19]

近年来，西北工业大学等离子体流动控制团队提出并发展了基于AC-SDBD等离子体激励的防/除冰方法[37-38]。随后，该团队提出了“流动控制”与“防/除冰”一体化的设计方法：当飞行条件为结冰气象条件时，激励器可以用来防/除冰；当飞行条件为非结冰气象条件时，激励器可以用来进行流动控制。由此，等离子体激励防结冰方法可以通过一套装置同时实现防结冰与流动控制两种功效。

等离子体激励防/除冰方法充分利用了等离子体整体输入功率，同时利用AC-SDBD等离子体在气动激励和热激励两个方面的特性，可以同时满足下一代航空器对流动控制和防结冰的需求。

目前，SDBD等离子体用于防/除冰引起了国内外从事等离子体流动控制与从事飞行结冰领域相关研究者极大的兴趣，并且多个团队已经展开了相应的研究。本文拟从飞行过程中的结冰与防/除冰研究、等离子体空气动力与热激励特性研究、等离子体激励防/除冰研究三个方面进行文献综述。目的是归纳凝练飞行结冰中存在的关键技术与科学问题，系统介绍目前等离子体激励防结冰研究的代表性成果和突破性进展，对相应的研究结果加以总结和分析，提供等离子体防结冰研究的研究方法、实验手段和关键技术参考，最终总结出等离子体防结冰的研究方向和发展趋势，为结冰领域与等离子体流动控制领域的相关研究者搭起跨领域研究的桥梁。

1 飞行过程中的结冰与防/除冰研究

按照结冰结构，可以将结冰分为三种类型：霜冰、明冰和混合冰。结冰结构的形成依赖于来流温度、过冷水滴尺寸和云层中的液态水含量。霜冰的形成一般在−10 ℃以下，它是在低含水量、过冷水滴低撞击速度下形成的。霜冰不透明，由于含水量较低，霜冰中常常伴有气泡，因此密度较低，易碎，也容易去除。明冰的形成一般在0 ℃到−10 ℃之间，它是在较高的温度、较大含水量、较小过冷水滴、高撞击速度下形成的。明冰比霜冰更加光滑、坚硬，不容易脱落。由于飞行过程中飞机会遇到不同类型和程度的结冰条件，因此经常会形成混合冰。混合冰是霜冰与明冰的结合体，形成速度较快，结冰厚度较大，从表面脱落也困难。

除了对明冰、霜冰、混合冰的研究，过冷大水滴（supercooled large droplets，SLD）与冰晶结冰也成为近年来飞行结冰研究中的热点。对过冷大水滴的研究主要关注飞行器在遇到云团中含有直径大于100 μm的过冷水滴时的结冰情况。过冷大水滴具有变形、破碎、撞击以及飞溅等特性，轨迹变化复杂，会对结冰量和结冰位置产生较大影响。严重的情况下，过冷大水滴会在机翼吸力面5%～15%弦长处快速形成几毫米高度的粗糙结冰带，使得飞机气动性能在短时间内（5 min）出现恶化[39]。

冰晶结冰一般发生在6700 m 以上具有强对流特性的云层处，该高度液态水含量几乎为零。冰晶形成后含量最高可达9 g/m3，平均粒径（median volume diameter, MVD）可达200 μm。冰晶撞击到飞机的机翼、尾翼等迎风部件时，由于其表面温度很低，冰晶不会黏结而结冰。而当冰晶进入发动机内部时，则可能出现先融化再黏附冻结的现象，引起低压压气机甚至高压压气机的前几级结冰，最终可导致压气机喘振、发动机停车、燃烧室熄火以及发动机的机械损伤等事故[40]。

为防止飞机在飞行过程中关键气动部件和仪器仪表结冰，所有商用飞机都必须配备防/除冰系统，以保证飞机在结冰气象环境下飞行时由结冰带来的飞行性能损失降到最低，从而保证飞行安全。

按照不同的目的，现有的飞行结冰防控方法可以分为：1）防结冰。指采用各种方法使得过冷水滴撞击飞机表面，以及在表面形成溪流或者水膜时，被高温蒸发，从而保证被保护区域不出现积冰；2）除积冰。指允许有一定数量的冰层积累，然后通过各种方式破坏冰层与飞机表面的黏附特性，使得冰粒或者冰块从表面脱离开，或者使消融。

按照防结冰/除积冰的方法，可以将其分为三类（见图2）：1）基于机械变型或者振动的除冰方法，包括气动罩除冰、电脉冲除积冰、超声波除冰等；2）基于液体喷淋表面的防/除冰方法；3）基于热气或电热的防冰方法。大多数涡轮发动机飞机通过将发动机的热空气引入到的机翼、尾翼和发动机唇口，对相应部位进行加热，从而达到防结冰的目的[41-42]。

图2 飞机飞行过程中的防/除冰方法Fig. 2 Approaches for in-flight anti-/de-icing

对于基于热气或者电热的防冰方法，不同的气象环境和能量输入会出现不同的防冰模式，包括蒸发防冰模式（干式防冰）与湿式防冰模式。蒸发防冰时输入的热能可以将撞击在防冰区域的过冷水滴直接蒸发，确保该区域不留存水，这使得飞机非常安全，但同时耗能也是巨大的。湿式防冰时，输入的热能可以保持防冰区域表面温度略高于冰点，使得过冷水滴接触飞机表面后不会结冰，然后在来流的驱动下，以溪流或者水膜的形式离开飞机表面。湿式防冰能耗很低，但在没有热防护的区域会有倒流冰的风险，因此一般不允许在关键的气动部位使用。

随着新概念防/除冰方法的涌现，与流动控制技术的区分类似的，可以将防结冰方法分为主动与被动防结冰方法。主动防结冰方法可以在遇到结冰气象环境时启用，而被动防结冰方法则在整个飞行过程中均起作用。典型的被动防/除冰方法包括超疏水涂层防结冰[14-16]、表面微纳结构防结冰[17]等。典型的主动防结冰方法包括SDBD等离子体激励防/除冰[37-38]、合成射流激励器防/除冰[18]等。

发展新型防/除冰技术的关键在于厘清飞行过程中结冰的科学机理，该问题涉及流体力学、空气动力学、热力学、传热传质学、飞行力学等多学科，是多学科多物理过程非线性耦合的复杂过程（见图3～图7）。围绕上述关键科学问题，国内外研究者在结冰的基本物理过程与演化规律[43-45]、结冰过程中涉及到的空气动力学[46-48]、结冰热力学[49-50]、结冰动力学[51-52]以及飞行力学[53-57]等方面进行了众多研究。

图3 不同来流剪切作用下的水膜厚度变化 [13]Fig. 3 Variation of the water film thickness under different inflow shear [13]

图4 过冷水滴凝固的典型阶段 [45]Fig. 4 Typical phases for the frozen of a supercooled droplet [45]

图5 翼型前缘结冰对其升阻力特性的影响 [46]Fig. 5 Effect of the leading-edge icing of an airfoil on the lift/drag characteristics [46]

图6 积冰机翼表面控制体中能量平衡示意图 [50]Fig. 6 Schematic of the energy balance in the control volume on an icing airfoil surface [50]

图7 飞机失事过程再现 [53]Fig. 7 Repetition of the flight accident [53]

波音公司和庞巴迪公司的Cebeci等[1]（2003）对飞机结冰的实验和数值模拟发展进行了综述，指出结冰研究的难点包括：1）水在翼面上的流动具有随机性，溪流的形成和运动难以预测；2）结冰过程中机翼表面粗糙度会发生变化，会引起水与空气之间热交换的变化，造成最终结冰形状难以预测。美国国家航空航天局、美国联邦航空管理局和法国航空航天实验室的Broeren等[46-47]合作研究大型商用运输飞机的结冰问题，近年来就二维翼型、三维后掠机翼结冰特性进行了系统性的实验研究，给出了细致的三维冰型数据库，可用于实验和数值模拟验证，同时也系统地研究了雷诺数、马赫数对二维翼型、三维机翼气动特性的影响及其差异。

北京航空航天大学常士楠[2]对大型飞机的特点以及目前防/除冰现状进行了分析，指出地面结冰实验研究应该特别注意研究水滴撞击、结冰、防结冰过程的相似参数。该团队在小型结冰风洞中建立了水膜厚度测量装置，使用色散共焦位移计对高速气流驱动的水膜流动进行了实验研究。

中国空气动力研究与发展中心易贤等[42]结合国内外冰形测量技术发展现状，从接触测量方法和非接触测量方法两个方面分别介绍了现有冰形测量技术的操作流程及测量原理。朱东宇等[47]发展了45 min待机临界冰形确定方法，研究了临界冰型对CRM(Common Research Model)飞机空气动力特性的影响。杜雁霞等[49]对飞机结冰的热力学行为研究进行了综述，指出结冰过程中热力学研究需重点关注非平衡凝固机理与热力学相似等问题。

上海交通大学董葳等[51]对飞机结冰动力学研究进行了综述，指出冰增长过程中，表面气-液-固三相流之间的换热机制以及多物理场耦合作用机理研究是飞行结冰动力学的关键问题之一。南京航空航天大学刘森云等[52]与中国空气动力研究与发展中心以及中航集团联合设计了一种压电式等径离散水滴发生器，利用高速摄影的手段对水滴变形现象进行了实验研究，建立了水滴变形后的非球形阻力模型，同时引入了水滴破碎和飞溅模型。

通过对国内外研究现状的梳理，可以看到：1）飞行结冰过程中的空气动力学、结冰热力学、结冰动力学以及飞行力学等是结冰特性与机理研究的主要方向；2）结冰领域的工程应用研究与结冰机理研究是两个重要的研究方向，两者相辅相成；3）随着新型航空技术的发展，航空领域结冰研究越来越需要结合创新技术的应用。

2 AC-SDBD等离子体空气动力与热激励特性研究

2.1 SDBD等离子体激励器

等离子体流动控制研究已开展了较长时间，但从2000年起才开始受到广泛关注。这是因为在2000年前，等离子体流动控制所使用的激励器设计与制造不统一，形式复杂，因此需要相关研究者掌握专业的高压电与等离子体物理方面的知识[58-60]。

美国田纳西大学Roth等[61]在2000年发展了一种大气环境表面介质阻挡放电（surface dielectric barrier discharge，SDBD）等离子体激励器。美国圣母大学Corke等[62]（2004）随后提出了一种单电极表面介质阻挡放电等离子体激励器（见图8），它由两个长条形铜箔电极组成，中间由Kapton胶带作为电介质绝缘体隔开，一条铜箔电极暴露于空气（裸露电极），另一个铜电极用电介质材料封装并粘附在模型表面（掩埋电极）。SDBD等离子体激励器制造简单、易于操作，使得来自不同知识背景的研究人员能够较为方便地使用等离子体激励器，并将其应用于相关研究。

图8 表面介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励器示意图 [62]Fig. 8 Schematic of the SDBD plasma actuator [62]

目前，从事等离子体流动控制的研究团队主要使用两种不同波形的高电压驱动等离子体激励器进行相关研究：一种是利用连续交流高压（AC-SDBD）对激励器表面空气进行电离，其空气动力激励特性会诱导近壁面气流加速，进而对主流产生影响[63]；一种是利用纳秒级脉冲高压对激励器表面空气进行电离（nanosecond pulse surface dielectric barrier discharge，NS-SDBD），该高压脉冲可以在短时间内产生球面压缩波与近似平面压缩波的组合波，在周期性高压脉冲作用下，会产生相干组合压缩波结构，这种相干结构激波可以对流动产生扰动，从而增强自由来流的动量[64]。可见，AC-SDBD与NS-SDBD等离子体激励无论是从瞬时，还是从时均特性上讲，其激励机制是完全不同的。限于篇幅，本文侧重于对AC-SDBD的防/除冰研究展开论述。

2.2 AC-SDBD等离子体空气动力与热激励特性

AC-SDBD等离子体激励下会产生电磁效应、空气动力效应、热效应、化学效应等。已有的等离子体激励防/除冰研究表明，空气动力学效应与热效应是其主要机制。因此，以下就AC-SDBD等离子体空气动力与热激励特性的有关研究进行介绍。

对等离子体热激励的研究，有些是着眼于等离子体中包含的各粒子的温度与宏观等离子体温度之间的影响与热量传递[65-66]，有些是着眼于研究激励器自身的温度变化对诱导速度、体积力的影响[67-71]，而着眼于等离子体诱导流场气动特性与传热耦合特性的研究则比较少[72-73]。

2.2.1 实验研究

美国莱特州立大学Stanfield等[65]（2009）、美国博罗尼亚大学Carlo等[66]（2010）利用光谱仪对AC-SDBD等离子体激励器掩埋电极上方电离场中的氮气分子（N2）和氮离子（N2+）温度进行了测量，用以评估AC-SDBD等离子体温度特性（图9），结果表明：宏观等离子体的温度与氮气分子和氮离子的转动温度相当，而其分子振动温度比转动温度要高一个数量级。因此，等离子体温度可以直接由分子转动温度来计算。激励器表面温度最大值出现在裸露电极与掩埋电极交界处，温度最小值则位于等离子体射流边缘。

图9 放电区域内(虚线)的旋转(顶部)与振动(底部)温度云图 [65]Fig. 9 Contours of the rotational temperature (upper) and vibrational temperature (lower) in the discharge region (dashed box) [65]

法国奥尔良大学Joussot等[69]（2010）在静止大气环境和风洞实验环境下利用红外成像技术研究了激励器表面温度场的变化特性（图10）。研究结果表明：电介质层表面温度随着频率、电压的平方线性增加；在有来流情况下，表面由于对流引起的热耗散导致介质层表面温度下降。相对于层流边界层，湍流边界层有着更强的对流散热能力。其平板流动的湍流附面层是通过粗糙带触发的，且只有一个来流速度状态。

图10 不同边界层状态下激励器表面温度比较 [69]Fig. 10 Comparison of the actuator surface temperatures under different boundary layer conditions [69]

英国曼彻斯特大学Erfani等[67]（2012）在常压下使用加热器和冰箱来改变等离子体激励器的温度，并对诱导速度场进行了PIV观测。结果表明：介质层表面温度会显著改变流场特性；激励器产生的最大诱导速度直接取决于介质层表面温度。加拿大蒙特利尔理工学院Versailles等[68]（2010）使用烤箱调整等离子体激励器所在基板的温度，加热范围为30～200℃。电子天平的测量结果表明：等离子体产生的体积力随介质层表面温度的升高近似线性增加。

法国普瓦捷大学Tirumala等[70]使用红外热成像技术测量了激励器的表面温度。结果表明：激励器表面温度的升高与外加电压及交流输入频率呈线性关系；因为等离子体表面温度分布特性与等离子诱导速度场相似，因此推论等离子体激励器表面温度主要由诱导流场的对流传热引起的。该研究缺乏对空间温度场与空间流场的耦合测量结果，因此该推论需要进一步证实。

英国诺丁汉大学Jukes等[72]（2014）较早对AC-SDBD等离子体的气动与热耦合特性进行了测量（图11）。该团队使用热线风速仪对等离子体激励器诱导的启动涡进行了测量，同时使用热成像仪、冷线测温仪对等离子体激励器表面温度分布和空间温度场进行了测量。研究结果表明启动涡对热量具有明显的裹挟传递作用。

图11 等离子体激励下空间启动涡的不同物理场特性 [71]Fig. 11 Physical characteristics of the spatial starting vortex generated by the plasma actuation [71]

西北工业大学Abbasi等[73]（2020）利用空间流场的PIV测速与红外成像仪表面测温技术，研究了非定常等离子体激励下空间速度场与激励器表面温度场的关联特性，结果如图12所示，研究表明了非定常激励下等离子体诱导流场与表面温度变化有着直接的耦合关系。但该研究仅仅给出了激励器表面温度变化，需要进一步研究空间温度场与空间流场的相互影响规律。

图12 非定常等离子体激励下表面温度随时间的变化特性 [72]Fig. 12 Time variation of the surface temperature under unsteady plasma actuation [72]

2.2.2 数值模拟研究

大量实验结果表明，AC-SDBD等离子体流动控制的机理类似于壁面吹气/吸气的流动控制方式，但是没有质量的注入。目前AC-SDBD等离子体数值模拟中，大多采用Shyy模型[74]和SH模型[75]及其衍生模型[76]。这些体积力模型很好地模拟了AC-SDBD等离子体空气动力激励特性，并且体积力源项的添加简单，对计算资源的需求较小，从而使得这些模型得到了广泛的应用。

上述数学模型只考虑了AC-SDBD对流场注入的动量，即在动量方程添加体积力源项，而没有考虑到AC-SDBD等离子体中占比很大的等离子体放热产生的影响，即应在能量方程中添加热源项，从而观测其对流动产生的影响。等离子体激励通过能量传递和气体加热在近壁快速产生脉动涡结构，对主流动量进行再分配，这不仅导致流体加速，对附面层流动带来直接的影响，同时可以快速提升激励器表面及上方近壁面空气的温度，利用该效应可以抑制/防止激励器表面以及下游的结冰。

因此，在基于全部输入能量、考虑能量在空气动力激励与热激励的分布基础上，发展一个同时考虑等离子体体积力和放热耦合作用的等离子体数值模拟模型，以便能更全面地解释等离子体激励在结冰过程中于各个层面的影响，这一点是非常重要的。

美国佛罗里达大学Jayaraman等[77]应用Shyy体积力模型，联立了动量公式和能量公式，研究AC-SDBD等离子体空气动力对平板表面热量的传递特性。该研究没有在能量方程中加入热源项，没有考虑等离子体诱导流场与自身产热及其与周围环境的热传递效应。仅将平板的初始温度设为周围空气的2倍，从而得到加入等离子体激励后平板周围流场的热传递特性的变化。

哈尔滨工业大学俞建阳等[78]通过在能量方程中添加热源项研究了传热对流场的影响，研究结果表明：热效应只影响一小部分区域，等离子体激励器产生的焦耳热会使电极附近温度略微升高。该研究没有考虑激励器介质层温升的影响，而介质层表面温升对诱导速度的影响已经被实验所验证[66-67]，因此应该在数值模拟中予以考虑。

俄罗斯莫斯科物理技术学院Soloviev等[79]（2015）加入了体积力源项和热源项对AC-SDBD等离子体空气动力与热激励进行数值模拟研究，其热源项的推导依据的是现有的等离子体推力和放电能量实验结果，并没有通过细致、可靠的空间热量分布测量对其数学模型进行验证和修正。

综上，AC-SDBD等离子体的热激励特性和电介质材料、几何设计参数有关，并直接影响着激励器附近的空间温度场和流场特性。同时，AC-SDBD等离子体的空气动力效应对等离子体电离热起着传递与掺混的作用，主要以对流传热的形式进行，在不同状态的附面层内有着不同的传热特性。

而另一方面，无论是实验研究还是数值模拟，对AC-SDBD等离子体激励器的气动与热耦合特性的研究还很初步，也没有系统的具体的结论用于指导等离子体防/除冰研究。因此有必要对AC-SDBD等离子体的空气动力与热激励耦合特性展开系统的深入的研究，以便能更全面地分析AC-SDBD等离子体激励在防/除冰过程中的机制。

3 等离子体激励防/除冰研究现状与分析

3.1 等离子体激励防结冰可行性验证

西北工业大学流动控制团队负责人蔡晋生和孟宣市在从事相关流动控制研究的过程中，注意到了介质阻挡放电等离子体的能量消耗特性，并于2012年开始提出并对等离子体激励防/除冰方法进行验证。因为介质阻挡放电等离子体激励是在高压电场的作用下，由于介质层的存在使激励器周围产生高电势，出现空气的弱电离，从而产生相应的空气动力、化学、物理等效应。因此，将等离子体激励器用于防/除冰，一个最直接的问题是：结冰环境下，由高电压产生的高电势电磁场遇到冰水混合物时是否会发生短路?

西北工业大学流动控制团队在2012年进行的验证实验非常简单（图13）。将刚从冰箱里面拿出来的冰块放置在等离子体激励器放电区域，并记录了冰块对等离子体放电路径的影响与冰块自身的消融过程，结果证明：冰块并不会使得等离子体激励器电路发生短路，但是会改变高压下激励器表面放电的路径，最重要的是，冰块会很快化掉。

图13 冰块对AC-SDBD等离子体激励器放电特性的影响Fig. 13 Effect of an ice cube on the discharge characteristics of the AC-SDBD plasma actuator

孟宣市等2014年在德国召开的2ndNPU-DLR Workshop on Aerodynamics Meeting 上将相关的工作设想进行了报告[80]。蔡晋生等于2015年提出了完整的等离子体激励除积冰[37]与防结冰[38]的概念并提交了相应的专利申请。

西北工业大学孟宣市等[81]（2016）与蔡晋生等[82]（2017）用圆柱模型在冰风洞中进行了AC-SDBD等离子体激励防结冰研究，得到了圆柱迎风面等离子体激励防结冰过程的影像和表面温度变化云图（图14），实验中来流速度U∞= 15 m/s，来流静温T∞= −10℃。实验证明了AC-SDBD等离子体激励可以有效防止圆柱迎风面结冰。实验证明了AC-SDBD等离子体激励防结冰方法的可行性与有效性。

图14 AC-SDBD等离子体激励器防结冰过程(U∞ = 15 m/s, T∞ = −10℃) [81-82]Fig. 14 Anti-icing process of the AC-SDBD plasma actuator at U∞ = 15 m/s, T∞ = −10℃ [81-82]

西北工业大学田永强等[83]（2018）在冰风洞中对翼型前缘防结冰进行了研究。实验中来流静温−7℃。实验证明了来流速度为U∞= 90 m /s时（图15），SDBD等离子体可以有效防止翼型前缘结冰。该研究表明，等离子体激励防结冰方法在起飞/降落飞行速度下有效，证实了该方法的实际工程应用价值。

图15 NACA0012翼型等离子防结冰效果(U∞ = 90 m/s, T∞ = −7℃, LWC = 0.5 g/m3) [83]Fig. 15 Plasma anti-icing effect on NACA0012 airfoil at U∞ = 90 m/s, T∞ = −7℃, LWC = 0.5 g/m3 [83]

进一步，西北工业大学流动控制团队与爱荷华州立大学航空航天工程系进行了合作研究，对翼型进行了AC-SDBD等离子体防结冰方法研究。周文武等[84]（2018）证实了等离子体激励防结冰方法可以应用在真实航空器结冰部件上。Yang Liu等[85]（2019）研究了定常激励与非定常激励下等离子体激励防结冰的不同特性（见图16），结果表明，在相同的功率输入下，与连续等离子体激励模式相比，占空循环控制模式下的 SDBD 等离子体激励表现出更好的防结冰性能。

图16 定常与非定常控制下翼型表面上动态积冰过程的时间演变(U∞ = 40 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 1.0 g/m3) [85]Fig. 16 Time evolution of the dynamical icing process on the lower surface of the airfoil under steady and unsteady control at U∞ = 40 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 1.0 g/m3 [85]

3.2 等离子体激励防结冰的规律与机制研究

在等离子体激励防结冰的有效性得到验证后，研究者开始对等离子体激励防结冰的规律进行研究，并展开了对用于防结冰的等离子体激励器的设计和布局的优化，同时对等离子体激励防结冰机制进行探索。胡海洋等[86]（2020）比较了用于抑制分离的流动控制与用于防结冰两种情形下的激励器敷设位置的差异对防结冰效果的影响，给出了用于防结冰的等离子体激励器位置的优化准则（图17、图18）。

图17 原始布局与优化后的防结冰等离子体激励器布局示意图(U∞ = 40 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 1.0 g/m3) [86]Fig. 17 Schematic of the plasma actuator layout for anti-icing before and after the optimization at U∞ = 40 m/s,T∞ = −5℃, LWC = 1.0 g/m3 [86]

图18 原始布局与优化后的等离子体激励防结冰结果比较(U∞ = 40 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 1.0 g/m3) [86]Fig. 18 Comparison of the anti-icing effects by plasma actuators before and after the layout optimization(U∞ = 40 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 1.0 g/m3) [86]

孟宣市等[87]（2019）根据等离子体激励器不同的诱导射流方向设计了三种激励器，得到了不同的防结冰效果，证明了AC-SDBD等离子体防结冰的主要机制在于其气动激励与热激励耦合特性，而这种耦合效应越强烈，防/除冰的效果就越有效（图19、图20）。该研究启发了研究者从基于等离子体空气动力激励与热激励相耦合的角度来探究等离子体激励防/除冰的机理（图21）。

图19 可以诱导不同方向射流的防结冰等离子体激励器 [87]Fig. 19 Anti-icing plasma actuators inducing jets in different directions [87]

图20 可以诱导不同方向射流的等离子体激励器具有不同的防结冰效果(U∞ = 40 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 1.0 g/m3) [87]Fig. 20 Different anti-icing effects generated by plasma actuators inducing jets in different directions at U∞ = 40 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 1.0 g/m3 [87]

图21 等离子体激励防结冰机理示意图 [87]Fig. 21 Schematic of the anti-icing mechanism by plasma actuators [87]

上海交通大学赵彬彬等[88-89]、爱荷华州立大学的Kolbakir等[90]设计了沿流向和沿展向布置的ACSDBD等离子体激励器，在冰风洞中对其防结冰特性进行了研究（图22、图23）。研究结果表明，沿流向分布的激励器具有更好的防结冰效果。Kolbakir等[90]指出，在相同的功耗水平下，沿流向布局的等离子体激励器可以让更多的等离子体诱导表面加热，促进未冻结液态水在翼型表面上的回流，还可以使等离子体电离热进一步向下游流动，以延迟/防止翼型后缘附近回流冰的形成，因此具有更好的防结冰效果。

图22 流向和展向分布等离子体激励器防冰效果比较(U∞ = 30 m/s, T∞ = −10℃, LWC = 0.7 g/m3) [88-89]Fig. 22 Comparison of the anti-icing effects by plasma actuators with streamwise and spanwise distributions at U∞ = 30 m/s,T∞ = −10℃, LWC = 0.7 g/m3 [88-89]

图23 流向和展向分布等离子体激励器防结冰效果比较(U∞ = 40 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 1.5 g/m3) [90]Fig. 23 Comparison of the anti-icing effects by plasma actuators with streamwise and spanwise distributions at U∞ = 40 m/s,T∞ = −5℃, LWC = 1.5 g/m3 [90]

3.3 AC-SDBD与NS-SDBD等离子体激励防结冰对比

目前，国内外对NS-SDBD等离子体激励防/除冰的研究也同时在展开[91-95]。本文对NS-SDBD等离子体激励防结冰的介绍的目的在于与AC-SDBD等离子体进行比较，并探究其规律，以促进对AC-SDBD等离子体激励防结冰机制的更深层次的认识。

纳秒脉冲介质阻挡放电（NS-SDBD）等离子体激励的主要机制在于瞬时热激励，更接近电热防结冰技术。美国爱荷华州立大学Kobakin等[91]（2018）在相同的功率输入和结冰测试条件下，比较了传统AC-SDBD和纳秒脉冲SDBD（即NS-SDBD）等离子体激励器引起的热效应。研究发现：相对于AC-SDBD，NS-SDBD等离子体激励器所产生的加热气体体积分布得更广一些。尽管有研究指出，NS-SDBD可能具有比AC-SDBD更好的防结冰效果，但是缺乏直接和细致的对比。

空军工程大学魏彪等[92-93]（2019）基于NS-SDBD等离子体激励提出了一种“流向等离子体热刀”的防结冰布局（图24、图25）。该布局将等离子体激励器沿流向布置，通过相邻两组电极之间明显的热效应达到防结冰的目的。冰风洞中的实验结果表明，相比于展向布局，“流向等离子体热刀”在迎角改变的情况下表现出更稳定的防结冰效果。

图24 “流式等离子热刀”的侧视图和俯视图 [92]Fig. 24 Side and top views of the streamwise plasma heat knife [92]

图25 “流式等离子热刀”防结冰过程(U∞ = 65 m/s,T∞ = −5℃, LWC = 0.5 g/m3) [90]Fig. 25 Anti-icing process of the streamwise plasma heat knife at U∞ = 65 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 0.5 g/m3 [90]

西北工业大学的牛俊杰等[94]（2021）采用数值模拟方法对霜冰和明冰的结冰外形进行了预测，并使用唯像学模型模拟了NS-SDBD等离子体激励的防结冰特性。研究结果同样表明：保持同样的敷设位置，仅仅改变NS-SDBD 激励器裸露电极与掩埋电极的方向，其防结冰的效果是不同的。

西安交通大学朱益飞等[95]（2020）使用数值模拟和现有实验数据，分析了基于NS-SDBD的等离子体激励防结冰的机理和能量特性，指出NS-SDBD用于防结冰的关键机制是：在每个占空循环激励过程中，用于气体加热的能量直接快速地从气体转移到积聚在表面的冰上（图26）。

图26 多时间尺度下NS-SDBD等离子体激励热耦合防冰策略[95]Fig. 26 Heat coupled anti-icing strategy by NS-SDBD plasma actuation under multi time scales [95]

上述研究结果给研究者以启示：即便是单纯考虑电离热机制，等离子体激励器的布局对防结冰的效果也有着至关重要的影响。与AC-SDBD相比，NS-SDBD等离子体激励在不同的时间尺度下有不同的热效应以及空气动力效应[64]，因此对其激励过程中的不同时间尺度下的空气动力学与热效应耦合防结冰机制是下一步需要重点关注的研究方向。

3.4 等离子体激励除积冰研究

飞行过程中除积冰是在有积冰的前提下进行的，而出于安全考虑，大部分飞行器不允许关键部件出现结冰。因此目前绝大部分的研究聚焦在对防结冰的研究，对于等离子体激励除积冰的研究则比较少。

西北工业大学孟宣市等[81]（2016）与蔡晋生等[82]（2017）对圆柱模型在冰风洞中进行了AC-SDBD等离子体激励除积冰研究（图27）。在来流速度U∞= 15 m/s、来流静温T∞= −10℃条件下，预先在模型表面形成平均厚度为5 mm的明冰与霜冰以及混合冰型，然后关闭喷雾，在有来流情况下进行除积冰研究。

图27 AC-SDBD等离子体激励除积冰过程(U∞ = 15 m/s, T∞ = −10℃) [81-82]Fig. 27 De-icing process by AC-SDBD plasma actuation at U∞ = 15 m/s, T∞ = −10℃ [81-82]

由于SDBD等离子体放电的原理是空气的电离，因此等离子体辉光依次出现在未结冰区域-霜冰区域-明冰区域，表明等离子体激励对积冰消除也是相同的顺序。对于霜冰，等离子体激励可以使得霜冰逐渐融化从而去除掉。对于明冰，等离子体激励首先出现在明冰周围以及底层，破坏了明冰与模型表面的黏附特性，最终使得明冰在来流的驱动下脱离模型表面，从而实现除冰。该实验证明了AC-SDBD等离子体激励具有除积冰的作用，可以在3 min时间内清除掉圆柱迎风面约5 mm厚度的混合积冰。

空军工程大学陈杰等[96]（2018）、田苗等[97]（2019）、郑猩等[98]（2021）对SDBD等离子体激励除积冰特性进行了系统的实验。该团队将不同材料的基板温度降到−30～−20℃，然后通过加湿器向激励器表面喷洒小水滴，从而在激励器表面形成霜冰，然后在无来流的条件下进行等离子体激励除积冰研究（图28）。研究发现：在不同介质层的影响下，NS-SDBD等离子体放电电流峰-峰值、放电功率及激励器表面平均温度与介质层的介电常数呈正相关，与介质层厚度呈负相关。

图28 NS-SDBD等离子体激励除积冰过程(U∞ = 0 m/s) [96]Fig. 28 De-icing process by NS-SDBD plasma actuation at U∞ = 0 m/s [96]

该团队对AC-SDBD、NS-SDBD和RF-SDBD（射频）三种不同高压信号激励的SDBD等离子体除积冰特性进行了对比实验。实验结果表明：相同功率条件下，与NS-SDBD和RF-SDBD相比，AC-SDBD等离子体的温升迅速，升温范围广，整体除积冰效果较好；但能量分配不均匀，有待进一步优化设计。

贾宇豪[99]（2020）等对激励器表面冻结的明冰进行除冰研究时发现：在激励条件相同时，NS-SDBD在整个激励器温度的升高方面和稳定温度峰值方面都优于AC-SDBD；NS-SDBD 加热范围较为集中且温度高，NS-SDBD静态除冰性能也优于AC-SDBD。

可见，在不同的实验条件下，AC-SDBD与NS-SDBD等离子体激励除积冰的对比效果有所不同。因此，后续有必要在相对一致的实验条件下对上述两种不同的等离子体激励除积冰特性进行对比。

3.5 等离子体激励防/除冰的能耗特性研究

孟宣市等[81]、蔡晋生等[82]利用瞬时电压和电流值积分计算得到了等离子体激励的除冰功率，并分别利用激励器长度、激励器面积及防冰面积进行了单位化：

其中，R、n、S分别表示等离子体激励周期、循环次数、等离子体激励器包裹的面积。该研究指出在除冰实验中，当激励器表面温度高于0℃时的功率为13.0 kW/m2。

为了统一比较的准则，本文采用文献[81，82]中的功率评定方法，将单位激励器敷设面积上的激励功率（通过激励器裸露电极处的电压和电流计算消耗功率）作为等离子体激励防/除冰的功率单位。

Yang Liu等[85]同样采用了瞬时电压和电流积分的方法来计算等离子体激励防结冰所需功率P0：

并对占空循环模式下的防结冰功率P1进行了计算 ：

结果表明，由于要达到相同的防结冰效果，占空循环激励的电压和电流均高于定常激励，因此两种激励模式下功耗基本一致。根据其实验中激励器的敷设面积计算得到的功率约为11 kW/m2。

Kolbakir等[90]对沿流向和展向布置的等离子体激励防结冰功率进行了比较分析，计算得到的功率分别为13.5 kW/m2和15.0 kW/m2。所以以流向布置的等离子体激励器比展向布置的防结冰效果更好。

田永强等[83]在对来流速度为90 m/s的防结冰实验结果进行分析时，同时采用了基于利萨如图形法与瞬时电压电流积分法对等离子体激励防结冰进行了功率计算[100]。通过利萨如图形法计算得到的条状电极以及网状电极功耗分别约为7.4 kW/ m2和8.4 kW/m2，给出了瞬时电压电流积分法计算得出的功耗分别约为30.7 kW/m2和28.1 kW/m2。

田苗等[97]在来流速度65 m/s来流条件下进行的防/除冰研究结果表明，AC-SDBD等离子体防/除结冰的平均功耗为67 W，根据其激励器敷设面积计算得到功率为26.8 kW/m2。

整理和分析以上参考文献中的功率数据，可以得出表1中不同实验条件下的单位功率。从表中可以观察出：等离子体激励防/除冰的单位面积功率随来流静温T∞、过冷水滴的平均容积直径（median volume diameters，MVD）、液 态 水 含 量（liquid water content，LWC）的变化规律不是很明显，随来流速度的功率变化则有一定的规律。图29给出了有关参考文献中通过瞬时电流电压积分法计算得到的单位功率随来流速度的变化曲线。可以看出，等离子体激励防/除冰功率与来流速度呈现近似线性的关系。

图29 AC-SDBD等离子体激励防/除冰功率随来流速度变化曲线Fig. 29 Variation of the anti-/de-icing power of AC-SDBD plasma actuation with the freestream velocity

表1 AC-SDBD等离子体激励防/除冰功率(瞬时电流电压积分法)Table 1 Anti-/De-icing power by AC-SDBD plasma actuation (integration method of instantaneous current and voltage)

然而，由于各实验团队的实验环境相差很大，加上结冰研究本身的相似准则的给定比较复杂，因此对于等离子体激励防/除冰的单位功率与各实验参数的内在联系还需要更为可靠和更为系统的研究。

3.6 值得关注的等离子体激励防/除冰相关研究

空军工程大学吴云等提出了“分布式等离子体激励器冰型调控”的概念[101]（图30），实践了等离子体激励结冰控制与流动控制一体化设计的思想。该研究在翼型前缘布置了分布式等离子体激励器，将前缘展向连续结冰调控为分段的结冰，形成波浪状前缘[28]。目的是探索在有限的能量输入下，将前缘冰型调控为具有“前缘瘤结”仿生前缘，从而在实现防结冰的同时提升飞行器的气动性能，实现防结冰和流动控制的一体化设计。

图30 等离子体激励器冰型调控过程(U∞ = 65 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 0.5 g/m3)[101]Fig. 30 Ice shape adjusting process by plasama actuators at U∞ = 65 m/s, T∞ = −5℃, LWC = 0.5 g/m3 [101]

国防科技大学的罗振兵等[102-103]提出了一种电加热与等离子体合成射流激励器相结合的新型除冰方法（图31），其主要思想是用简单的机械装置取代热刀，在除冰过程中，使用电加热装置去除结冰黏附力，然后使用单脉冲等离子体合成射流激励器对冰施加力并使其破裂。与传统电加热装置相比，这种新的装置消除了连续的加热片，减少了能量消耗。

图31 等离子体锥杆的破冰过程 [102-103]Fig. 31 Ice breaking process by the cone rod of plasma[102-103]

等离子体激励具有高压、高频特性，因此在等离子体激励防/除冰过程中有着较为明显的电磁干扰，会对相应的仪器仪表造成干扰，从而制约着其机理探究和工程应用前景。德国雷根斯堡应用技术大学的Lindner等[104]（2020）对低电压下的等离子体激励防结冰进行了研究，以降低电磁干扰的影响。该团队使用嵌入方法将激励器集成到碳纤维增强聚合物材料中，使用薄膜氧化锆基板作为等离子体激励器的电介质。这样的激励器在低电压下（VRMS= 2 kV）可以被激励，并通过实验验证了低压等离子体激励防结冰的可行性（见图32）。

图32 低电压等离子体激励防结冰过程(VRMS = 2 kV) [104]Fig. 32 Anti-icing process by low voltage plasma acutation at VRMS = 2 kV[104]

葡萄牙贝拉英特拉大学的Abdollahzadeh等[105]（2020）利用等离子体激励防结冰过程中的电磁辐射特性，设计了一种可以同步进行结冰检测的 SDBD 等离子体防结冰技术。该设计中等离子体激励器带有由一对电极和一个测试电容组成的嵌入式传感器，可以用于检测表面结冰位置。该团队通过实验测量了冰层融化过程中激励器电容的动态变化，绘制了激励器表面的结冰图像。

4 研究总结

目前，等离子体激励防/除冰研究方法多数以翼面上最终的结冰情况对防/除冰效果进行评估，并对其影响参数和控制规律进行研究。同时，对等离子体激励防/除冰机制的研究正逐渐变得深入。

受限于等离子体激励的能量输入与转化效率，等离子体激励无法使得撞击在飞行器部件表面的过冷水滴直接气化实现干式防冰。在等离子体激励下的多物理场效应（热效应、空气动力效应、电离效应、化学效应等）下，过冷水滴撞击在等离子体区域时不会发生结冰，而是会变成溪流或者水膜流向下游，因此属于主动式湿式防结冰模式。

相对于传统的防/除冰研究方法和技术，等离子体激励防/除冰方法具有如下的优点：

1）在防/除结冰的同时，可以兼顾流动控制，提升空气动力特性。飞行过程中的结冰位置往往处于空气动力特性变化剧烈的位置，该位置在非结冰环境下往往需要进行流动控制来提升气动特性。等离子体激励器本身可以作为附面层控制技术实现气动特性的改善，其激励器可以在表面敷设而不影响当地的几何外形，因而不但不会造成气动特性的损耗，而且可以作为流动控制技术来提升空气动力特性，这是等离子体激励防/除冰方法最大的优势所在。

2）具有自持放电特性带来的限温特性，不会对复合材料造成热损伤。传统气热、电热的防结冰温度普遍过高，会对复合材料造成热损伤。SDBD等离子体的自持放电特性使得其对表面材料的加热温度限制在复合材料的耐温范围内，避免了热气防结冰过程中高温引气（高于200 ℃）对复合材料造成的热损伤，因而适用于以复合材料为基材的部件防/除冰。

3）等离子体防/除冰方法采用电力驱动，不需要机械系统或者热气管路，因此可以作为下一代全电动式飞行器的防结冰系统。

等离子体激励防/除冰方法的缺点在于：

1）等离子体激励过程中会带来明显的电磁辐射，从而会对应用环境的电磁屏蔽提出更高的要求；

2）其湿式防结冰模式需要精确化控制防结冰效果，以确保下游处的液膜以及溪流携带足够多的热量，不会出现严重的回流冰，否则会造成气动特性的下降；

3）等离子体的产生需要高压电源供电，会带来额外的配重问题，这对于小型有人或无人机的重量限制是一个挑战。

5 工作展望

SDBD等离子体激励防/除冰的机理探究的突破主要集中在以下两个方面：1）等离子体激励下的诱导流场、温度场、电磁场会与含过冷水滴、水膜的特殊流场相互作用，表现出很强的多物理场耦合特性，需要剖析各因素的影响以提取等离子体激励防结冰的主要机制；2）等离子体激励的电学特性在纳秒时间量级、等离子体气动激励在毫秒时间量级、而结冰效果的分析却在秒时间量级或者更长的时间，等离子体激励防/除冰过程中的多时间尺度使得探究其机理变得困难。

因此，等离子体激励防/除冰研究中的关键科学问题可以凝练为：1）以等离子体空气动力与热激励为主要因素的多物理场耦合机制；2）等离子体激励下多物理场非平衡相变演化规律与防/除冰机理。相应地，对上述问题展开研究是未来等离子体激励防/除冰研究的重要方向。

另外，对结冰过程中的空气动力学、热力学、传热传质学、飞行力学等科学问题的研究，以及新研究问题（如过冷大水滴、冰晶结冰等）的出现，等离子体激励的引入，均会产生新的研究方向。同时，等离子体激励工程化应用面临的技术问题，例如电磁干扰的抑制与消除、防/除冰效果的精细化控制、高压电源的集成化与小型化，也是下一步等离子体激励防/除冰的研究内容。

围绕等离子体激励防/除冰方法与机理探索展开的相关研究，既有着重要的工程应用前景，又可以从全新的角度来关注防/除冰机理，因此具有重大的理论创新和技术突破的潜力。