CN108069020A - 飞行器升力优化系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了飞行器升力优化系统，所述飞行器升力优化系统，包括钝后缘机翼，一组介质阻挡放电等离子体激励器，电源。本发明的环量控制效费比可以达到108，远远大于传统环量控制的最大值80，能量消耗低，优化后的关键参数组合可以将有效来流速度提高到35m/s，产生的Coanda效应更为显著，环量和升力变化更明显，适合推广。

Description

飞行器升力优化系统

技术领域

本发明涉及飞行器升力技术领域，更为具体地，涉及飞行器升力优化系统。

背景技术

提高飞行器升力是飞行器设计的重要目标之一。目前以襟、副翼和多种缝翼为代表的机械增升系统发展较为成熟，但活动部件的增多会造成飞机重量增加，结构复杂化，检修难度和维护成本增加，尤其对新一代军用飞机而言，众多操纵面形成的尖锐边缘开口、突出物等雷达反射源大大降低了飞机隐身性能。

Coanda效应亦称附壁作用或柯恩达效应。流体(水流或气流)有离开本来的流动方向，改为随着凸出的物体表面流动的倾向。当流体与它流过的物体表面之间存在表面摩擦时(也可以说是流体粘性)，只要曲率不大，流体会顺着物体表面流动。环量控制技术是基于Coanda效应的一种新的增升技术，作用原理：通过在机翼钝后缘上侧喷射切向气流，带动机翼上表面流体沿后缘圆弧形曲面作附壁流动，将后缘分离点向后推移，增加绕流环量，从而达到控制机翼环量和升力的目的，起到了类似襟副翼等机械式增升系统的作用。但是传统环量控制技术产生射流需要复杂的气源系统，如通过发动机引气，降低发动机的工作效能，如设计单独的辅助动力装置，使飞机的能耗大大增加。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出飞行器升力优化系统，该飞行器升力优化系统，具有结构简单，方便、高效等特点。

在本发明的一些实施例中，所述飞行器升力优化系统，包括钝后缘机翼，所述钝后缘机翼为圆弧形后缘机翼；一组介质阻挡放电等离子体激励器，所述一组介质阻挡放电等离子体激励器分别设置在所述钝后缘机翼上下表面，所述上表面介质阻挡放电等离子体激励器包括上表面激励器高压电极，上表面激励器低压电极，上表面激励器阻挡介质，所述上表面激励器低压电极贴附设置在钝后缘机翼表面，所述上表面激励器阻挡介质覆盖并宽于上表面激励器低压电极，所述上表面激励器高压电极贴附在所述上表面激励器阻挡介质上并与所述上表面激励器低压电极无间隙，所述上表面激励器高压电极相对于钝后缘圆弧形后缘机翼位于所述上表面激励器低压电极之前，所述下表面介质阻挡放电等离子体激励器包括下表面激励器高压电极下表面激励器低压电极，下表面激励器阻挡介质，下表面激励器低压电极贴附设置在钝后缘机翼表面，所述下表面激励器阻挡介质覆盖并宽于所述下表面激励器低压电极，所述下表面激励器高压电极贴附在下表面激励器阻挡介质上并与下表面激励器低压电极无间隙，所述下表面激励器高压电极相对于所述钝后缘圆弧形后缘机翼位于下表面激励器低压电极之后；电源，所述电源为经过脉冲调制的毫秒脉冲等离子体电源，所述上表面激励器高压电极和下上表面激励器高压电极并联接入电源。

进一步的，所述介质阻挡放电等离子体激励器为长条形。

进一步的，所述钝后缘机翼的圆弧形半径与钝后缘机翼弦长比值为0.048。

进一步的，所述上表面激励器阻挡介质和下表面激励器阻挡介质为柔性绝缘介质，柔性绝缘介质采用耐高温、耐高电压的聚酰亚胺胶带。

进一步的，所述上表面激励器低压电极交界处位置为98.3％弦长。

进一步的，所述下表面激励器低压电极交界处位置为98.3％弦长。

进一步的，所述上表面激励器高压电极交界处位置为98.3％弦长。

进一步的，所述下表面激励器高压电极交界处位置为98.3％弦长。

本发明的有益效果是：

本发明飞行器升力优化系统，1，本发明飞行器升力优化系统解决了传统环量控制产生射流的工程应用瓶颈问题，等离子体环量控制无需产生射流的附加气源和管道系统，使得系统结构简化，重量减轻，有利于飞机速度的提升，提高了环量控制的稳定性和效费比。本发明的环量控制效费比可以达到108，远远大于传统环量控制的最大值80。

2，本发明飞行器升力优化系统中的介质阻挡放电等离子体激励器更适合于钝后缘机翼Coanda效应的形成。介质阻挡放电等离子体激励器可以贴附于机翼表面的任意位置，并形成切向射流。数值计算和风洞试验研究结果表明，激励器位置的选取对环量控制的作用效果影响较大，优化确定的等离子体激励器位置是98.3％弦长处。

3，本发明飞行器升力优化系统中的脉冲等离子体激励有利于机翼尾涡耦合与涡脱落控制。采用非定常等离子体气动激励，会出现“等离子体气动激励/流场耦合”效应，存在最佳脉冲频率范围，在获得同样升力的情况下大大减小系统的动量输入和能量消耗。

4，本发明飞行器升力优化系统中关键参数的优化组合有利于环量控制效果的提升。关键参数包括圆弧形后缘的半径，激励器位置，等离子体电源的输出电压、载波频率、占空比和脉冲频率等。针对定常等离子体激励射流，优化确定后缘半径、激励器位置、输出电压和载波频率的参数组合，针对非定常等离子体激励射流，优化确定后缘半径、激励器位置、输出电压、载波频率、占空比和脉冲频率的参数组合。优化后的关键参数组合可以将有效来流速度提高到35m/s。

5，本发明飞行器升力优化系统设计的等离子体环量控制技术应用于钝后缘机翼，相较于直接应用在尖后缘机翼，产生的Coanda效应更为显著，环量和升力变化更明显，控制效费比由9提高到108，适合推广。

附图说明

图1为本发明飞行器升力优化系统钝后缘机翼流线变化结构示意图。

图2为本发明飞行器升力优化系统的钝后缘机翼A区域局部放大结构示意图。

图3为本发明飞行器升力优化系统机翼后缘上表面激励器布置及放电产生等离子体效果图。

图4为本发明飞行器升力优化系统不同后缘半径模型结构示意图；

图5为本发明飞行器升力优化系统不同后缘半径下升力系数增量随迎角的变化曲线对比图。

图6为本发明飞行器升力优化系统6m/s风速下不同激励电压的机翼表面压力分布随激励电压的变化图。

图7为本发明飞行器升力优化系统经过数字脉冲波形调制后的激励电源输出信号图。

图8为本发明飞行器升力优化系统实验条件下机翼4度迎角，6m/s风速下升力系数随脉冲频率的变化图。

图9为本发明飞行器升力优化系统实验条件下机翼4度迎角，6m/s和10m/s风速下升力系数随占空比的变化图。

图10为本发明飞行器升力优化系统实验条件下机翼4度迎角，6m/s和10m/s风速下升力系数随占空比的变化图。

图11为本发明飞行器升力优化系统是关闭激励器情况下机翼后缘烟流线图。

图12为本发明飞行器升力优化系统是开启上下表面两组激励器情况下机翼后缘烟流线图。

图13为本发明飞行器升力优化系统6m/s风速，2度迎角情况下开启激励前后机翼表面压力系数分布图。

图14为本发明飞行器升力优化系统6m/s风速情况下，开启激励前后机翼升力系数随迎角变化曲线图。

图15为本发明飞行器升力优化系统25m/s风速情况下，开启激励前后机翼升力系数随迎角变化曲线图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1、钝后缘机翼，2、圆弧形后缘机翼，3、受环量控制作用后的机翼后缘绕流，3a、上表面作附壁流动的气流，3b、下表面提前分离的气流，4、介质阻挡放电等离子体激励器，4a、上表面激励器高压电极，4b，上表面激励器低压电极，4c、上表面激励器阻挡介质，4d、上表面激励器产生等离子体区域，4e、下表面激励器高压电极，4f、下表面激励器低压电极，4g、下表面激励器阻挡介质，4h、下表面激励器产生等离子体区域，5、激励诱导气流加速产生的射流，5a、上表面激励诱导射流，5b、下表面激励诱导射流，5g、等离子体区域一，5h、等离子体区域二，6、等离子体电源，6a、诱导附近空气加速形成射流一，6b、诱导附近空气加速形成射流二，7、钝后缘机翼未施加环量控制时后缘分离气流，7a、上表面后缘分离气流，7b、下表面后缘分离气流，8、上表面气流在等离子体射流作用下产生Coanda效应情况。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

如图1-2所示，飞行器升力优化系统，包括钝后缘机翼1，钝后缘机翼1为圆弧形后缘机翼2；一组介质阻挡放电等离子体激励器4，一组介质阻挡放电等离子体激励器4分别设置在所述钝后缘机翼1上下表面，上表面介质阻挡放电等离子体激励器4包括上表面激励器高压电极4a，上表面激励器低压电极4b，上表面激励器阻挡介质4c，上表面激励器低压电极4b贴附设置在钝后缘机翼1表面，上表面激励器阻挡介质4c覆盖并宽于上表面激励器低压电极4b，上表面激励器高压电极4a贴附在所述上表面激励器阻挡介质4c上并与上表面激励器低压电极4b无间隙，上表面激励器高压电极4a相对于钝后缘圆弧形后缘机翼2位于上表面激励器低压电极4b之前，下表面介质阻挡放电等离子体激励器4包括下表面激励器高压电极4e，下表面激励器低压电极4f，下表面激励器阻挡介质4g，下表面激励器低压电极4f贴附设置在钝后缘机翼1表面，所述下表面激励器阻挡介质4g覆盖并宽于下表面激励器低压电极4f，下表面激励器高压电极4e贴附在下表面激励器阻挡介质4g上并与下表面激励器低压电极4f无间隙，下表面激励器高压电极4e相对于所述钝后缘圆弧形后缘机翼2位于下表面激励器低压电极4f之后；电源6，电源6为经过脉冲调制的毫秒脉冲等离子体电源，上表面激励器高压电极4a和下上表面激励器高压电极4e并联接入电源。

进一步的，介质阻挡放电等离子体激励器4为长条形。

进一步的，钝后缘机翼1的圆弧形半径与钝后缘机翼1弦长比值为0.048。

进一步的，上表面激励器阻挡介质4c和下表面激励器阻挡介质4g为柔性绝缘介质，柔性绝缘介质采用耐高温、耐高电压的聚酰亚胺胶带。

进一步的，上表面激励器低压电极4b交界处位置为98.3％弦长。

进一步的，下表面激励器低压电极4f交界处位置为98.3％弦长。

进一步的，上表面激励器高压电极4a交界处位置为98.3％弦长。

进一步的，下表面激励器高压电极4e交界处位置为98.3％弦长。

本发明提出的飞行器升力优化系统，介质阻挡放电等离子体激励器4在钝后缘机翼1上下表面反向布置，在圆弧形曲面激励诱导出串联式射流。基于数值计算与风洞实验的数据结果，优化确定上表面激励器高压电极4a、下表面激励器高压电极4e、上表面激励器低压电极4b，下表面激励器低压电极4f交界处位置为98.3％弦长，上下表面各一组。介质阻挡放电等离子体激励器4激励产生等离子体区域一5g，等离子体区域二5h，诱导附近空气加速形成射流一6a，诱导附近空气加速形成射流二6b。其中圆弧形后缘机翼2上表面激励器高压电极4a在前，上表面激励器低压电极4b在后，诱导射流方向与来流同向，下表面激励器高压电极4e在后，下表面激励器低压电极4f在前，诱导射流与来流反向。

本发明钝后缘机翼流线变化如图2，钝后缘机翼1上表面后缘分离气流7a和钝后缘机翼1下表面后缘分离气流7b，钝后缘机翼1上表面作附壁流动的气流3a和钝后缘机翼1下表面提前分离的气流3b，可以发现，钝后缘机翼1上表面激励射流诱导气流加速，产生Coanda效应，将钝后缘机翼1上表面分离点向后推移，流线向下弯折，后缘弯度增加；同时由于钝后缘机翼1上表面激励射流带动钝后缘机翼1上表面流速增加，前缘驻点下移，前缘弯度增加。钝后缘机翼1下表面激励射流与来流反向，在介质阻挡放电等离子体激励器4附近形成逆时针旋涡，并与钝后缘机翼1下侧分离旋涡进行耦合，形成较大旋涡区域，将钝后缘机翼1下表面流体向下排开，导致流线向下弯折。两组介质阻挡放电等离子体激励器4串联使用，激励射流沿圆弧形表面相互影响，钝后缘流线整体向下弯折明显，环量控制效果大大增强。

本发明通过布置两组介质阻挡放电等离子体激励器4，在圆弧形后缘机翼2表面产生串联射流，带动机翼上表面气流形成Coanda效应，延迟分离，达到增加机翼环量和升力的目的。通过优化激励电源输出电压、载波频率、占空比和脉冲频率等参数，提高环量控制的作用效果。为进一步提高增升效果，可以在上、下表面对称敷设多组介质阻挡放电等离子体激励器4，如图1。上表面激励器高压电极4a在前，上表面激励器低压电极4b在后，形成方向向后的诱导射流5a；下表面激励器高压电极4e在后，低压电极4f在前，形成方向向前的诱导射流5b。上表面激励器高压电极4a、下表面激励器高压电极4e采用宽度为1％弦长，厚度为0.068mm的长条形铜箔，长度为95％机翼展长，贴附于上表面激励器阻挡介质4c、下表面激励器阻挡介质4g上，以并联形式与等离子体电源的高压输出线相连，电极与电源输出线之间用绝缘胶带固定；上表面激励器低压电极4b、下表面激励器低压电极4b采用宽度为3.3％弦长，厚度和长度与高压电极相同的长条形铜箔，可直接贴附于机翼表面，并联后与地线相连，地线接头可直接用上表面激励器阻挡介质4c、下表面激励器阻挡介质4g上固定，但要注意布置位置避免直接与高压电极产生介质阻挡放电；高、低压电极通过上表面激励器阻挡介质4c、下表面激励器阻挡介质4g上隔开，在顺气流方向上无间隙，由于需要布置在曲面上，选用柔性的单层厚度为0.065mm、介电常数为3.5的聚酰亚胺绝缘胶带作为绝缘介质，宽度只需大于高、低压电极两者宽度之和即可，为了减少对机翼表面光滑度的影响，共敷设2层，稳定工作耐压值约为10kV。

施加激励时的情形：静止空气中施加激励时，高、低压电极交界位置之后产生约10mm宽度的等离子体区域，如图3，放电产生紫色可见光，发出微弱“咝咝”声，低脉冲频率放电时，发出断续“咝咝”声；高压电离空气产生氧离子，与氧气发生化学反应生成臭氧，开放环境中浓度较低，对人体无害；通过皮托管测速得到，在电极交界位置后方6mm位置、1mm高度处产生约3m/s的最大诱导速度，实验环境下施加18kV的激励电压时，绝缘介质达到耐压极限，最大诱导速度为6m/s。

机翼后缘半径的优化确定：将普通机翼的尖后缘修形为具有一定钝度的后缘，等离子体射流可以带动上表面气流沿弯曲表面流动，从而延迟附面层分离，显著提高升力。在NCCR1510-7067N机翼的基础上，设计5种不同的后缘半径，以后缘半径与弦长的比值R＝r/c作为变量，物理模型R1，R2，R3，R4和R5如图4所示。利用CFD数值计算方法，得到了5种模型下升力系数增量随迎角的变化曲线，如图5所示。可以发现后缘半径不是越大越好，也不是越小越好，而是存在一个最佳值，中等后缘半径R2和R3的效果更好些。

激励电源输出参数的优化确定：在保证激励器安全性的前提下，为获得更好的环量控制效果，对等离子体电源的输出参数进行了测试和优化，包括激励电压、载波频率、脉冲频率和占空比。实验中发现，激励电压存在两个阈值，一个是产生有效增升效果的阈值，约为4kY，随着激励电压继续增加，增升效果明显提高；另一个是低雷诺数下产生前缘短泡层流分离的阈值，实验条件下约为9kY，当激励电压高于这一阈值时，机翼前缘产生短泡层流分离，实验条件下6m/s风速机翼表面压力分布随激励电压的变化如图6，压力分布在机翼前缘上表面10％弦长处发生突变，出现一小段压力平台，同时造成升力系数随迎角变化也出现非线性增长，不利于操纵稳定性。电源输出的载波频率对增升效果没有明显影响。对等离子体电源进行数字脉冲波形调制，可以获得脉冲式激励，调节脉冲频率和占空比两个参数可以改变输出信号的波形，如图7，由于施加脉冲式的激励会出现“等离子体气动激励/流场耦合”效应，存在最佳脉冲频率范围，实验得到6m/s和10m/s不同迎角下的最佳脉冲频率集中在20-30Hz和80-90Hz范围，如图8，其中20-30Hz符合斯鲁哈尔数等于1的条件，即等离子体激励旋涡与尾缘旋涡有效耦合的条件。调制脉冲波形的占空比越大，电源输出的功率越大，增升效果也越好，90％时效果达到最佳；如图9-10相比定常激励100％的占空比，可以在节约10％能耗的情况下，增升效果最大提高4.1％。综上所述，实验条件下，等离子体电源输出参数优选为：激励电压8kY，载波频率12kHz，脉冲频率80kHz，占空比90％。

激励器布置位置的优化：由于目前介质阻挡放电等离子体气动激励技术存在诱导气流速度和强度有限的问题，为了获得较为显著的环量和升力控制效果，需要确定激励器位置以使外流分离点进入诱导气流作用范围内，此时激励器对流场的作用效果最为明显。实验中研究了机翼后缘附近上下表面共7个位置的激励增升效果，得到实验条件的上、下表面最佳激励器布置位置均为98.3％弦长处，该位置与机翼后缘形状有关。通过在上、下表面最优位置同时布置两组激励器，可以明显提高对环量和升力的控制效果，并且有效来流速度达到35m/s。

机翼尾部流场特性：机翼钝后缘施加等离子体激励前后烟迹流场如图11-12所示，图11为激励关闭时，机翼圆形尾缘后方出现了包含一对反向对称旋涡的较大分离区域，上表面产生的是顺时针方向旋涡，下表面产生逆时针方向旋涡，它们将烟线排开，两个涡会相互影响形成卡门涡街向后发展，形成紊乱的涡流尾迹。施加激励后，如图12为上表面激励器产生的等离子体射流带动上表面流速增加，气流在后缘曲面形成Coanda效应，分离点后移，流线向下表面偏折，同时激励诱导形成逆时针方向旋涡，与后缘上侧的顺时针旋涡方向相反，选取合适脉冲频率后，二者相互耦合，大大削弱尾涡，抑制了涡脱落；下表面激励器产生的等离子体射流方向与来流方向相反，会诱导产生一个逆时针旋涡，它与后缘下侧的逆时针分离涡会耦合成更大的旋涡，并向前方移动，涡流区向下顶起流体，烟流线在激励位置出现鼓包，下表面流线向下明显偏折，在原理上与襟翼的作用效果类似，增加了机翼的环量和升力。两组激励器形成诱导射流串联，产生较强的Coanda效应，对流场的作用效果不止是两股诱导气流的简单叠加，而是相互促进和加强，最终使得机翼绕流流线向下明显偏折，增加了机翼的弯度，机翼整体环量和升力增加。

本发明将介质阻挡放电等离子体流动控制技术与钝后缘机翼环量控制技术相结合，通过对机翼后缘半径、激励电源输出参数和激励器位置等参数的组合与优化，获得了效费比相对较高的环量控制效果，在机翼后缘上、下表面布置两组激励器时，增升效果最强的2度迎角机翼表面压力分布变化情况如图13，在实验条件下6m/s和25m/s风速情况下机翼升力变化情况如图14-15。本发明所设计的钝后缘机翼等离子体环量控制技术解决了传统吹气式环量控制技术需要额外气源系统的问题，相对于尖后缘等离子体环量控制技术控制效率和增升效果更优，相对于传统的襟、副翼等机械式增升系统优势更加突出。该技术在短距起降飞行器、隐身飞行器和小型无人飞行器等多种航空器上具有很强的实用性和技术优势，发展前景广阔。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (8)

1.飞行器升力优化系统，其特征在于，所述飞行器升力优化系统，包括钝后缘机翼，所述钝后缘机翼为圆弧形后缘机翼；一组介质阻挡放电等离子体激励器，所述一组介质阻挡放电等离子体激励器分别设置在所述钝后缘机翼上下表面，所述上表面介质阻挡放电等离子体激励器包括上表面激励器高压电极，上表面激励器低压电极，上表面激励器阻挡介质，所述上表面激励器低压电极贴附设置在钝后缘机翼表面，所述上表面激励器阻挡介质覆盖并宽于上表面激励器低压电极，所述上表面激励器高压电极贴附在所述上表面激励器阻挡介质上并与所述上表面激励器低压电极无间隙，所述上表面激励器高压电极相对于钝后缘圆弧形后缘机翼位于所述上表面激励器低压电极之前，所述下表面介质阻挡放电等离子体激励器包括下表面激励器高压电极下表面激励器低压电极，下表面激励器阻挡介质，下表面激励器低压电极贴附设置在钝后缘机翼表面，所述下表面激励器阻挡介质覆盖并宽于所述下表面激励器低压电极，所述下表面激励器高压电极贴附在下表面激励器阻挡介质上并与下表面激励器低压电极无间隙，所述下表面激励器高压电极相对于所述钝后缘圆弧形后缘机翼位于下表面激励器低压电极之后；电源，所述电源为经过脉冲调制的毫秒脉冲等离子体电源，所述上表面激励器高压电极和下表面激励器高压电极并联接入电源。

2.根据权利要求1所述飞行器升力优化系统，其特征在于，所述介质阻挡放电等离子体激励器为长条形。

3.根据权利要求1所述飞行器升力优化系统，其特征在于，所述钝后缘机翼的机翼圆弧形半径与钝后缘机翼弦长比值为0.048。

4.根据权利要求1所述飞行器升力优化系统，其特征在于，所述上表面激励器阻挡介质和下表面激励器阻挡介质为柔性绝缘介质，柔性绝缘介质采用耐高温、耐高电压的聚酰亚胺胶带。

5.根据权利要求1所述飞行器升力优化系统，其特征在于，所述上表面激励器低压电极交界处位置为98.3％弦长。

6.根据权利要求1所述飞行器升力优化系统，其特征在于，所述下表面激励器低压电极交界处位置为98.3％弦长。

7.根据权利要求1所述飞行器升力优化系统，其特征在于，所述上表面激励器高压电极交界处位置为98.3％弦长。

8.根据权利要求1所述飞行器升力优化系统，其特征在于，所述下表面激励器高压电极交界处位置为98.3％弦长。