歐東斌，陳連忠，董永暉，彭錦龍，陳 峰

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074)

大尺寸結(jié)構(gòu)部件電弧風(fēng)洞燒蝕試驗(yàn)技術(shù)

歐東斌*，陳連忠，董永暉，彭錦龍，陳 峰

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074)

在現(xiàn)有試驗(yàn)設(shè)備能力的基礎(chǔ)上，結(jié)合超聲速導(dǎo)管和冷氣包罩試驗(yàn)技術(shù)，利用水冷擋板和氣冷石英玻璃窗口組合形成包圍氣流通道，解決噴管出口氣流繼續(xù)膨脹導(dǎo)致流場(chǎng)參數(shù)衰減嚴(yán)重的問(wèn)題，對(duì)大尺度翼結(jié)構(gòu)部件進(jìn)行了流場(chǎng)標(biāo)定，顯示翼面熱流衰減量由51.5%～73.6%減少為34.0%～40%，翼前緣最大熱流衰減量由68.0%減少為43.7%，模型表面熱流分布均勻性有明顯提高;同時(shí)，相對(duì)于壁面完全封閉的導(dǎo)管/包罩試驗(yàn)，透過(guò)氣冷石英玻璃窗口還可以觀察大尺寸結(jié)構(gòu)部件實(shí)時(shí)燒蝕過(guò)程并且測(cè)量部件表面溫度。研究表明該試驗(yàn)技術(shù)能夠有效用于大尺寸部件防隔熱及熱結(jié)構(gòu)性能考核研究。

大尺寸;電弧風(fēng)洞;燒蝕;熱結(jié)構(gòu)

0 引言

高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中承受嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱和較大的氣流剪切力，內(nèi)部構(gòu)件承受高溫以及高的溫度梯度，帶來(lái)了燒蝕條件下的結(jié)構(gòu)可靠性問(wèn)題。燒蝕熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)與評(píng)估的主要目的是，在地面模擬相當(dāng)?shù)臒岘h(huán)境，針對(duì)飛行器具體防熱設(shè)計(jì)采用相應(yīng)的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，進(jìn)行加熱試驗(yàn)，通過(guò)適當(dāng)?shù)臏y(cè)試和計(jì)算手段來(lái)檢驗(yàn)防熱設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)可靠性。

由于氣動(dòng)加熱地面模擬試驗(yàn)無(wú)法進(jìn)行縮比，必須對(duì)真實(shí)結(jié)構(gòu)、真實(shí)尺寸的防熱部件/組件進(jìn)行氣動(dòng)加熱考核，就目前國(guó)內(nèi)外的電弧加熱風(fēng)洞設(shè)備能力，是遠(yuǎn)遠(yuǎn)無(wú)法完全做到全模型氣動(dòng)加熱模擬?；诖?，國(guó)內(nèi)外研究者一方面在提升現(xiàn)有電弧風(fēng)洞能力上下功夫，如美國(guó) AEDC H3疊片電弧加熱器功率已達(dá)80MW，后續(xù)計(jì)劃研發(fā)400MW單體或組合式疊片電弧加熱器［1］，美國(guó)NASA Ames IHF疊片電弧器功率60MW，配備獨(dú)特的半橢圓噴管最大出口尺寸942mm ×200mm，曾對(duì)X-33模型局部大尺寸結(jié)構(gòu)進(jìn)行了考核［2］，對(duì)800mm×800mm模型流場(chǎng)標(biāo)定結(jié)果顯示最大熱流衰減量約30%，表面壓力衰減量約50%［3］，錐形噴管出口最大直徑Φ1 040 mm，可進(jìn)行最大堵塞比近50%的大尺寸駐點(diǎn)模型試驗(yàn)［4］。意大利 CIRA Scirocco疊片電弧加熱器功率已達(dá)70 MW，錐形噴管最大出口直徑Φ1950 mm［5］，所進(jìn)行的HYFLEX飛行器鼻錐最大模型直徑可達(dá) Φ 800 mm，頭部半徑為SR400mm［6］;另一方面又配套發(fā)展相關(guān)的氣動(dòng)加熱地面模擬試驗(yàn)技術(shù)，如亞/超聲速導(dǎo)管，亞聲速包罩、冷氣包罩試驗(yàn)技術(shù)等［7-8］，在有限電弧加熱器功率和噴管尺寸的條件下，盡量模擬大尺度、復(fù)雜結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)加熱環(huán)境，如NASA Ames在50 mm×230 mm超聲速湍流導(dǎo)管中對(duì)Apollo和火星探測(cè)均進(jìn)行了大量試驗(yàn)［9］，考核大面積材料抗燒蝕和剪切性能。程淑芬等［10］采用冷氣包罩流技術(shù)，使得12 MW管弧的模擬能力可以達(dá)到40 MW單一電弧加熱器的水平。張友華等［11］使用亞聲速包罩試驗(yàn)技術(shù)考核了球頭半徑SR26mm，底部直徑Φ145 mm大尺度球錐體模型在長(zhǎng)時(shí)間加熱情況下的熱結(jié)構(gòu)性能及粘結(jié)工藝，顯示包罩試驗(yàn)技術(shù)可以有效降低弧室壓力、電弧電流等參數(shù)，使得電弧加熱器可長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行600 s以上。

本文介紹了在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院(CAAA)FD15電弧風(fēng)洞中進(jìn)行的800 mm長(zhǎng)大尺寸1∶1翼結(jié)構(gòu)部件燒蝕熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)，在現(xiàn)有試驗(yàn)設(shè)備能力的基礎(chǔ)上，結(jié)合超聲速導(dǎo)管和冷氣包罩試驗(yàn)技術(shù)，借鑒文獻(xiàn)［12］中提到的紅外窗口薄膜冷卻技術(shù)，利用水冷擋板和氣冷石英玻璃窗口形成包圍氣流通道，在盡量避免激波和壁面干擾的前提下，解決了噴管出口氣流繼續(xù)膨脹導(dǎo)致流場(chǎng)參數(shù)衰減嚴(yán)重的問(wèn)題，在有限電弧功率和噴管尺寸下盡量達(dá)到最大試驗(yàn)狀態(tài)，同時(shí)克服了導(dǎo)管/包罩試驗(yàn)中壁面完全封閉的弊端，透過(guò)氣膜冷卻的石英玻璃窗口還可以實(shí)時(shí)觀察燒蝕現(xiàn)象和測(cè)量模型表面溫度。

1 試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)方法

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?∶1翼前緣尖楔形防熱部件，翼底板長(zhǎng)800 mm。試驗(yàn)在CAAA FD15電弧風(fēng)洞中進(jìn)行，F(xiàn)D15電弧風(fēng)洞是國(guó)內(nèi)首座噴管出口直徑為Φ1 000 mm的大尺寸、長(zhǎng)時(shí)間(分鐘級(jí))運(yùn)行的高溫風(fēng)洞，以大氣層中高速飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)考核和氣動(dòng)物理項(xiàng)目研究為主要服務(wù)對(duì)象，并兼顧其他領(lǐng)域的需求。FD15電弧風(fēng)洞主要由疊片電弧加熱器、噴管、試驗(yàn)段、擴(kuò)壓器、冷卻器和真空系統(tǒng)組成，見(jiàn)圖1。經(jīng)電弧加熱器加熱的高溫氣流首先進(jìn)入混合穩(wěn)壓室，在混合穩(wěn)壓室的入口采用徑向注入的方式注入一定量的冷空氣，與熱氣流充分混合，用以消除氣流脈動(dòng)并調(diào)節(jié)氣流的溫度與壓力。混合后的氣流再經(jīng)過(guò)超聲速拉瓦爾噴管膨脹加速，對(duì)固定在噴管出口的翼前緣模型進(jìn)行氣動(dòng)加熱試驗(yàn)。試驗(yàn)后的氣流直接進(jìn)入擴(kuò)壓段，在恢復(fù)壓力的同時(shí)，也使超聲速氣流變?yōu)閬喡曀贇饬?。之后進(jìn)入冷卻器冷卻到常溫，最后流經(jīng)管道和閥門進(jìn)入預(yù)先抽空的真空罐組，再由真空泵抽出排入大氣。

圖1 FD15電弧風(fēng)洞設(shè)備示意圖Fig.1 FD15 arc-heated wind tunnel facility schema

由于試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叨容^大(長(zhǎng)800 mm)，為避免噴管出口的高溫高壓氣流繼續(xù)膨脹加速，導(dǎo)致模型下游流場(chǎng)參數(shù)衰減嚴(yán)重，參照導(dǎo)管原理，需要在模型四周加裝擋板以形成封閉的氣流通道。另外，為了解決常規(guī)包罩和導(dǎo)管試驗(yàn)中不能觀察模型燒蝕過(guò)程的難題，本試驗(yàn)專門設(shè)計(jì)了石英觀察窗口，由水冷框和200mm×200mm石英玻璃組成，石英玻璃表面設(shè)計(jì)氣膜冷卻。試驗(yàn)中既可以觀察翼面的燒蝕過(guò)程，還可以通過(guò)紅外高溫計(jì)測(cè)量翼面指定位置的表面溫度，模型安裝示意圖見(jiàn)圖2，試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b照片見(jiàn)圖3。

圖2 模型安裝示意圖Fig.2 Sketch of the test set-up

圖3 真空艙內(nèi)安裝照片F(xiàn)ig.3 Test set-up in vacuum chamber

水冷擋板和氣膜冷卻石英窗口的加入必定會(huì)帶來(lái)激波、壁面和冷卻氣的干擾，見(jiàn)圖4。試驗(yàn)中水冷擋板1與氣流的夾角γ根據(jù)模型后掠角α和激波角β (根據(jù)斜激波關(guān)系式計(jì)算)確定，防止反射的翼尖斜激波打到翼前緣后部，石英窗口與氣流的夾角θ根據(jù)翼面偏角δ確定，防止反射前緣脫體激波打到翼面后部。因此，試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻鏌岘h(huán)境分布主要受到冷卻氣與主氣單位面積質(zhì)量流量即吹氣比M(ρcvc/ρ∞v∞)的影響。

圖4 模型布局及流場(chǎng)干擾示意圖Fig.4 Sketch of the model position and flowfield intereference

氣膜冷卻是航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件和飛行器紅外制導(dǎo)窗口上廣泛采用的有效冷卻保護(hù)技術(shù)，根據(jù)相關(guān)資料研究結(jié)果，在氣膜出口處沿著與冷氣流動(dòng)垂直的方向開一個(gè)有一定深度和寬度的橫槽，可使氣膜的橫向分布更均勻，并顯著改善槽下游被冷卻壁面的冷卻效果，戴萍［13］深入地分析該冷卻結(jié)構(gòu)的流動(dòng)特能和傳熱機(jī)理，應(yīng)用兩層k-ε湍流模型，研究了具有六種不同開槽寬度和深度氣膜孔的氣膜冷卻性能，并與常規(guī)圓柱孔進(jìn)行了對(duì)比分析，結(jié)果顯示圖5開槽形式在任何吹風(fēng)比M下的氣膜有效覆蓋比Af和平均氣膜冷卻效率η都較其它幾種開槽孔的數(shù)值大，而不均勻系數(shù)σ與其它幾種開槽孔相比數(shù)值最小，這說(shuō)明具有中等開槽深度和最大開槽寬度的開槽孔沿測(cè)試面的整體冷卻效果最好。本文參考了文獻(xiàn)［13］中的開槽結(jié)構(gòu)形式，設(shè)計(jì)了適用于本試驗(yàn)的氣膜冷卻石英觀察窗口，見(jiàn)圖5。利用ANSYS計(jì)算了氣膜冷卻石英窗口在吹風(fēng)比M=0.8和M=1.3下的流場(chǎng)溫度及窗口玻璃表面中心線上沿流向的表面熱流分布，見(jiàn)圖6、圖7。從圖中可以看出，M=1.3比M=0.8的有效覆蓋比Af更大，對(duì)玻璃的冷卻效果更好，玻璃上熱流沿流向逐漸增加，但更大的吹氣比在使窗口冷卻效率提高的同時(shí)也壓縮到主流場(chǎng)，這在后面的試驗(yàn)中得到進(jìn)一步印證。

圖5 氣膜冷卻開槽尺寸及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)示意圖Fig.5 Sketch of the slot sizes and configurations

圖6 不同M下氣膜冷卻石英窗口流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果Fig.6 Film cooling effectiveness contours on different M conditions

圖7 氣膜冷卻石英窗口表面熱流比值分布曲線Fig.7 Heat flux distribution of the gas film cooled quartz windows

2 流場(chǎng)校測(cè)和參數(shù)測(cè)量

氣動(dòng)熱地面試驗(yàn)中需要測(cè)量的狀態(tài)參數(shù)一般包括氣流總焓H0、氣流總壓p0、模型表面冷壁熱流密度qcw、模型表面壓力p［14］，正式模型試驗(yàn)時(shí)還需要監(jiān)測(cè)模型表面溫度Tw和背面溫度Tb，試驗(yàn)前后測(cè)量質(zhì)量m、厚度L或外形的變化等。

本次試驗(yàn)中氣流總焓采用平衡聲速流法測(cè)量噴管喉道前的平均容積焓，這種方法是假定噴管喉道前的氣流處于平衡、等熵、定常狀態(tài)，根據(jù)連續(xù)方程、能量方程和高溫氣體熱力學(xué)性能，依據(jù)相關(guān)熱力學(xué)公式進(jìn)行計(jì)算的。

氣流總壓利用布置在混合穩(wěn)壓室下游壁面直徑為Φ1.0 mm的測(cè)壓孔測(cè)量，由于混合穩(wěn)壓室直徑較大，流速很低，壁面測(cè)得的靜壓可以近似作為總壓。模型表面壓力通過(guò)在測(cè)試模型上開Φ1.0 mm測(cè)壓孔，后面焊接細(xì)銅管并連接壓力傳感器即可測(cè)得。

模型表面冷壁熱流采用瞬態(tài)塞式量熱計(jì)測(cè)得，該種量熱計(jì)由高熱導(dǎo)率的無(wú)氧銅圓柱量熱塞塊和K型熱電偶組成，在保證量熱塊與測(cè)熱模型絕緣、隔熱的情況下，忽略熱電偶傳熱和量熱塊背面對(duì)流換熱等微量熱損失，根據(jù)一維非穩(wěn)態(tài)熱傳導(dǎo)公式進(jìn)行計(jì)算。熱流測(cè)試模型由碳鋼制作，翼面上布置9個(gè)熱流測(cè)點(diǎn)(1～9)，翼前緣布置5個(gè)測(cè)點(diǎn)(11～15)，見(jiàn)圖8。

圖8 熱流測(cè)點(diǎn)分布Fig.8 Schematic diagram of heat flux measuring points

由于設(shè)計(jì)了石英觀察窗口，使得翼面表面溫度實(shí)時(shí)測(cè)量成為可能，模型表面溫度采用非接觸式紅外測(cè)溫儀透過(guò)石英玻璃觀察窗測(cè)量，所采用的雙色紅外輻射高溫計(jì)，光譜響應(yīng)(0.75～1)μm/(0.95～1.1)μm，測(cè)溫范圍1 000℃ ～3 000℃，精度0.75%。特別的，銅點(diǎn)爐標(biāo)定結(jié)果顯示石英玻璃溫度上升對(duì)雙色測(cè)溫幾乎沒(méi)有影響。背面溫度采用在模型背面金屬底板上焊接多對(duì)K型熱電偶進(jìn)行測(cè)量。

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

試驗(yàn)分兩個(gè)步驟進(jìn)行，第一步先利用熱流測(cè)試模型校測(cè)加裝水冷擋板和氣冷石英窗口及不同吹風(fēng)比M下的翼面熱流分布;第二步選擇合適吹風(fēng)比M，盡量保證翼面熱流符合真實(shí)飛行條件的分布特征，對(duì)由真實(shí)防熱材料制作的大尺寸翼結(jié)構(gòu)組合模型進(jìn)行燒蝕試驗(yàn)，考核翼結(jié)構(gòu)抗燒蝕及熱匹配性能，觀察燒蝕現(xiàn)象，測(cè)量表面/背面溫度。

圖9中給出了未安裝擋板及加裝水冷擋板和石英觀察窗口后翼面的熱流密度分布，所有數(shù)據(jù)值均除以模型前部測(cè)點(diǎn)1、2、3的平均值q(1，2，3)進(jìn)行歸一化處理，從圖中可以看出，未安裝水冷擋板時(shí)，模型表面熱流沿氣流方向迅速衰減，測(cè)點(diǎn)4、5、6平均值q(4，5，6)為 q(1，2，3)的48.5%，測(cè)點(diǎn)7、8、9平均值q(7，8，9)為q(1，2，3)的26.4%，相比于翼面前部q(1，2，3)，翼面后部熱流衰減51.5%～73.6%;而加裝水冷擋板及氣冷石英觀察窗口后，在吹氣比M=0.8時(shí)，測(cè)點(diǎn)4、5、6平均值q(4，5，6)為q(1，2，3)的66.0%，測(cè)點(diǎn)7、8、9平均值q(7，8，9)為q(1，2，3)的60.0%，相比于翼面前部q(1，2，3)，翼面后部熱流衰減34.0%～40.0%，翼面熱流分布均勻性有明顯提高。但當(dāng)吹氣比M=1.3時(shí)，即石英窗口冷卻氣流量增加時(shí)，與冷氣包罩流效應(yīng)類似，冷氣流壓縮主流場(chǎng)，使主氣流通道減小，翼面后部熱流出現(xiàn)明顯升高，q(7，8，9)約為q(1，2，3)的4.5倍?？梢韵胍?jiàn)，調(diào)整冷卻氣流量的大小，當(dāng)與主氣流量合理匹配時(shí)，即在合適的吹風(fēng)比M下，必定可以使翼面熱流更加均勻。同時(shí)，與文獻(xiàn)［15］中的研究一樣，由于受到翼根部拐角渦影響，同一截面展向熱流分布并不均勻，且隨著M增大有進(jìn)一步增大的趨勢(shì)。

圖9 加裝擋板前后翼面熱流比較Fig.9 Comparison of heat flux on areas of the wing with and without baffles

圖10 中給出了未安裝擋板及加裝水冷擋板和石英觀察窗口后翼前緣的熱流密度分布，所有數(shù)據(jù)值均除以模型前部q11進(jìn)行歸一化處理，從圖中可以看出，與翼面熱流分布規(guī)律類似，未安裝水冷擋板時(shí)，模型表面熱流沿氣流方向迅速衰減，最大衰減量68.0%，加裝擋板后，M=0.8時(shí)，熱流最大衰減量43.7%，且翼前緣沒(méi)有出現(xiàn)激波干擾導(dǎo)致的熱流明顯增加，但當(dāng)M=1.3時(shí)，由于冷卻氣壓縮主氣，翼前緣熱流最大增加1.4倍。

流場(chǎng)校測(cè)后進(jìn)行真實(shí)翼結(jié)構(gòu)模型試驗(yàn)，在吹風(fēng)比M=0.8情況下，試驗(yàn)中透過(guò)石英玻璃窗觀察模型整體加熱較為均勻，外形完好無(wú)明顯損傷跡象，翼面不同材料接縫縫隙略有增大，連接塞保持完好無(wú)脫落，見(jiàn)圖11(a)。當(dāng)石英窗口冷卻氣增加時(shí)(M=1.3)，可以明顯看到壓縮流場(chǎng)造成了翼面后部熱流的增加，見(jiàn)圖11(b)，試驗(yàn)現(xiàn)象與流場(chǎng)校測(cè)結(jié)果完全一致。

圖10 加裝擋板前后翼前緣熱流比較Fig.10 Comparison of heat flux on edges of the wing with and without baffles

圖11 模型試驗(yàn)過(guò)程照片F(xiàn)ig.11 Photograph of the test process

試驗(yàn)中利用雙色紅外高溫計(jì)透過(guò)石英觀察窗測(cè)量了模型表面溫度變化歷程，K型熱電偶測(cè)量模型背面溫度變化，表面溫度呈現(xiàn)與軌道模擬參數(shù)一致的變化曲線，最高溫度約1 200℃，背面溫升在停車時(shí)約64℃ ～101℃，見(jiàn)圖12。

圖12 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜏囟惹€Fig.12 Temperature curves of test models

4 結(jié)論

結(jié)合超聲速導(dǎo)管和冷氣包罩試驗(yàn)技術(shù)，本試驗(yàn)利用水冷擋板和氣冷石英玻璃窗口組合形成包圍氣流通道，在盡量避免激波干擾的前提下，利用有限電弧功率和噴管尺寸達(dá)到最大試驗(yàn)狀態(tài)，并解決噴管出口氣流繼續(xù)膨脹導(dǎo)致流場(chǎng)參數(shù)衰減嚴(yán)重的問(wèn)題。流場(chǎng)校測(cè)結(jié)果顯示，加裝擋板后，翼面后部熱流衰減量由51.5%～73.6%減少為34.0%～40.0%，翼前緣最大熱流衰減量由68.0%減少為43.7%，整個(gè)大尺度翼結(jié)構(gòu)表面熱流分布均勻性有明顯提高，燒蝕后模型外形也充分證明了這一點(diǎn)。同時(shí)，相對(duì)于傳統(tǒng)湍流導(dǎo)管技術(shù)完全封閉的試驗(yàn)段來(lái)說(shuō)，透過(guò)氣膜冷卻石英窗口還可以在試驗(yàn)中實(shí)時(shí)觀察燒蝕現(xiàn)象和測(cè)量表面溫度，增加了地面模擬試驗(yàn)的數(shù)據(jù)信息，該試驗(yàn)技術(shù)有望在今后的大尺寸模型燒蝕熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中得到廣泛應(yīng)用。

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Ablation test technique of large scale structure component in arc-heated wind tunnel

Ou Dongbin*，Chen Lianzhong，Dong Yonghui，Peng Jinlong，Chen Feng
(China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China)

It is a great challenge for arc heater facilities to carry out large scale thermal structure test，because this kind of test need high power arc heater and large scale supersonic nozzle.Based on the capability of existing arc heater facility，the flow field of large scale wing components is calibrated using improved supersonic turbulent duct and cold air shrouded flow technique.In the test，by means of the air channel constituted with water cooling copper panels and gas cooling quartz glass，the serious problem of flow field attenuation caused by the flow expansion at the nozzle outlet is solved successfully.The calibration result shows that the heat flux decreases on the wing surface and wing edge have changed from 51.5% ～73.6%to 34.0% ～40.0%and 68.0%to 43.7%respectively，and the heat flux distribution on the wing becomes more uniform.At the same time，there is a significant difference from the traditional closed supersonic duct test，the ablation process can be recorded and the surface temperature of the wing can be measured during the test through the gas cooling quartz glass.The test result shows that the techniques mentioned above can be effectively used to evaluate thermal structural performance and survivability of large scale components in arc heated wind tunnel.

large scale;arc-heated wind tunnel;ablation;thermal structure

V211.7

:Adoi:10.7638/kqdlxxb-2014.0017

0258-1825(2015)05-0661-06

2014-03-18;

:2014-08-21

歐東斌*(1979-)，男，四川閬中人，碩士，高級(jí)工程師，研究方向:氣動(dòng)熱地面模擬試驗(yàn)設(shè)計(jì)和分析.E-mail:oudongbin@sina.com

歐東斌，陳連忠，董永暉，等.大尺寸結(jié)構(gòu)部件電弧風(fēng)洞燒蝕試驗(yàn)技術(shù)［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(5):661-666.

10.7638/kqdlxxb-2014.0017 Ou D B，Chen L Z，Dong Y H，et al.Ablation test technique of large scale structure component in archeated wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(5):661-666.