直升机空气动力学基础--课件
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讨论：实验条件宜利用自准区， 如 M£ 0.4 ， Re³ 3.2x105
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验 重点实验室部分试验设施及试验简介
低速风洞及反扭矩试验系统 用于前飞相对气流和旋翼尾流中的直升机 部件（旋翼、尾桨、机身、尾面）气动试验；国内唯一 。
863-705项目 国防基础科研课题 重点实验室基金课题
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
直升机飞行特性与动力学综合试验系统
可模拟模型旋翼的六自由度 运动，为研究直升机机动飞 行条件下的旋翼气动和动力 学特性创造了条件。该试验 系统的建成提升了我室在直 升机空气动力学、飞行力学 和动力学方面的综合科研能 力，也为发展和试验新一代 旋翼飞行器提供了先进的试 验手段。
0 .6
0 .8
1 .0
1 .2
R a d iu s S ta tio n ( r /R )
(a) Z = + 0 .1 R
4
2
0
-2
S V A 00
-4
D VA00
-6
-8
-1 0
0 .4
0 .6
0 .8
1 .0
1 .2
R a d iu s S ta tio n ( r /R )
(b ) Z = 0 .0 R
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋臂式模型旋翼机动飞行试验机
国际首创，获国家技术发明三等奖
直升机涡环边界试验研究 直升机贴地飞行试验 直升机盘旋试验 直升机瞬态操纵响应试验 旋翼/机翼气动干扰试验 倾转机旋翼/机翼气动干扰试验 大机动旋翼非定常气动力试验 ……
除非用实物做试验，模型试验中完全相似是不可能的。
只能按试验目的选定最关键的相似准则。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋翼模型试验常用的相似准则
几何相似是前提：
桨毂型式及相对尺寸，如铰偏置量等
翼型及其沿径向配置
桨叶片数k、宽度
b(r ) / R ，扭度 D j ( r )，桨尖形状
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
涡环状态边界
直升机垂直下降或陡下降时， 旋翼尾流被阻，形成紊乱环流包围旋翼， 使直升机失控，在颠簸振荡中快速坠落。
美国 1982～1997年15 年中 直升机涡环事故共 42 起。
我国 1999年 Z-8 在三亚坠地事故 2000年长沙 Bell206 坠入湘江 台湾警用 SA365 落水失事
同类事物、几何相似、运动相似、边界条件相似、对应点的 同名物理量同比例。
各相似准则数相等，分别代表满足某一相似条件，如试验模 型与事物的：
S数相等——运动相似，M数相等——空气压缩性作用相似， Re数相等——空气黏性力作用相似，Fr数相等——重力场中的作 用相似，Lo数相等——质量惯性力相似，Ca数相等——弹性力相 似，等等。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
倾转旋翼试验台
南航 “211”国家重点学科建设 “新概念 倾转旋翼飞行器综合试验系统”项目的重 要组成部分。建成了一套能够进行倾转旋 翼飞行器及未来新一代高速旋翼飞行器技 术研究的综合试验系统，拓展了实验室的 研究能力。2006年完成并通过了国家 “211”建设项目的验收。它的建成将为我 国研制倾转旋翼飞行器提供技术基础，并 为武器装备的发展提供技术支撑。
~ (d) 拉力脉动幅度
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
阶段3 飞行试验验证 试验机：安阳航空体育运动学校的R22直升机 改装：舱外 - 前伸支架、3轴速度传感器
舱内 - 振动传感器、操作盘、计算机系统 测记：3向振动、3轴速度、试飞员感受
旋翼动力学国防科技重点实验室
20
20
20
10
10
10
0
-1
0
1
0
-1
0
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0.5
1
1.5 4
4
4
Vy (m/s)
2
2
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-2
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Vz (m/s)
-5
-5
-5
-10
-10
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-15
-15
-15
0
0.5
1
1.5 -1
0
1
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0
1
-1
0
1
x/R
x/R(z/R=-0.21)
x/R (z/R=-0.118)
比例因子
模型与实物的各相应参数之比。三个基本（独立）的物理量一
般取：线尺寸、转速、空气密度。它们的比例因子：
一般是模型小于实物(受限于风洞或旋翼试验台的尺寸和功率）。
线尺寸比例因子
KR £ 1
转速比例因子
KW=W 模 型/W 实 际
空气密度比例因子 Kr =r试验/r实际 ， 若试验在常规大气
中（非变密度风洞中）进行，则K r = 1
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
共轴双旋翼空气动力特性
➢ 试验测定诱导流场 ➢ 建立了自由尾迹分析方法 ➢ 共轴双旋翼同单旋翼流场
对比分析
获中国航空工业总公司 科技进步三等奖
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
共轴双旋翼
单旋翼
悬停状态实测的时均诱导速度矢量图
T
60 120 180 240 300 360
3 Cu
P
2
Experimental Value Calculation Value
1
0
-1
-2
=0.05,C /=0.156, point# 5
T
-3 0 60 120 180 240 300 360
机体表面的瞬时压强分布—计算值与试验值比较 旋翼动力学国防科技重点实验室
863-705项目 国防基础科研课题
重点实验室基金课题
改造后的风洞示意图
综合试验系统 的安装位置
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
模型旋翼试验台
用于悬停和前飞状态旋翼气动和动力学试验研 旋究翼/机身气动特性试验
旋翼悬停地面效应试验 新型桨尖气动特性试验 天平动标定方法研究 旋翼气弹稳定性试验 共轴双旋翼干扰特性试验 Z8A直升机旋翼特性试验 ……
运动相似： S = V0 /WR
相等，即 , 0
动力学相似,相似准则根据试验目的选定：
相等
研究阻力或功率时，须雷诺数相等 研究高速特性及桨尖，马赫数相等 关注重力作用时，弗鲁德数相等
Re=bWR/g
M=W R/a
Fr = g/W2R
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
研究目的：建立直升机涡环危险边界的计算方 法，使飞行员避免陷入涡环。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
阶段2 理论分析 在试验基础上，建立了涡环边界定义及计算方法
__
h
V~ cr
=
0.28
~
_ (a) 扭矩平均值
__
h
_
~ (b) 拉力平均值
~ (c) 扭矩脉动幅度
A x ia l s p e e d ( m / s )
2
0
-2
S V A 01
-4
D VA01
-6
-8
-1 0
-1 2
-1 4
0 .4
0 .6
0 .8
1 .0
1 .2
R a d iu s S ta tio n ( r /R )
研制成功直升机涡环报警系统
2002年获教育部科技进步一等奖
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋翼自由尾迹
✓基于圆弧涡元， 提出弯曲涡系尾迹模型
✓建立了先进的自由尾迹 分析方法，可更好的计
a ft
fo re
up
a ft
fo re
dow n up
算旋翼诱导速度场
2000获国家科技进步三等奖 全国优秀博士论文
dow n
畸变的旋翼尾迹涡系 m= 0.06
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
计算得出的旋翼挥舞角精度验证 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋翼/机身气动干扰
➢旋翼流场、空气动力、机身 表面压强试验研究 ➢ 基于南航自由尾迹法及机身
板元法，建立了气动干扰 分析方法及计算软件
2005年获国防科技三等奖
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
z/R
z/R
0.4
-0.2
-0.8
-1
-0.5
0.4
-0.2
-0.8
-1
-0.5
Rotor/Body
30
30
30
Isolate Rotor
Vx (m/s)
x/R(z/R=-0.027)
实测的时均流速分布
m = 0.1
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
1.5 Cu
P
1.0
Experimental Value Calculation Value
0.5
0.0
-0.5
-1.0 -1.5
0
=0.05,C /=0.156, point# 1
模型与实物 R e 数相等的条件是 K2RKW = 1 KW=1/K2R 若用 1 / 1 0 的缩比模型，则转速要增大到100 倍，难实施。
2 若要模型与实物的 M=WR/a 数相等，则须 KWKR = 1 KW=1/KR 即模型与实物的 W R 相等，可行。
3，若要模型与实物的 Fr 籛g/ 2R 数相等，则须 KW=1/ KR
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验 直升机空气动力学基础
第八章 直升机空气动力学实验
旋翼动力学国防科技重点实验室 唐正飞
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
直升机空气动力学试验
试验的重要作用
1 验证理论
理论含有假定、推理、简化
热质、g、干扰
➢力、力矩、扭矩测量试验 如旋翼、尾桨、机身等
➢诱导速度测量试验 如旋翼、尾桨、机身附近诱导速度，桨尖涡等
➢表面压力测量试验 如机身表面、桨叶表面等
➢噪声测量试验 如旋翼噪声、尾桨噪声等 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
试验的相似性 试验与实际相似，试验结果才有用。条件：
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
研究成果 直升机飞行速度域可计算出涡环安全区、过渡区和危险区。 在过渡区，顶杆增速可改出涡环状态； 处置过迟或不当将坠毁，不会自行退出。
研究成果应用
•我国两种新研直升机的涡环边界计算 •计算出我国现有全部民用直升机的涡环
边界，提交给民航总局
•涡环边界计算方法已载入“飞机设计手册” •美国海军研究院以本计算方法为依据,
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
。
其他物理量的比例因子，都可由此三个导出。
旋翼试验常用的有：
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
1 若要模型与实物的 R e 数相等，即 (b W r/g)模 型 = （ bW r/g) 实 物
得到 KR2KW/ Kg = 1 如果是在常规大气（非增压风洞）中试验，则 K g = 1
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
A x ia l s p e e d ( m / s )
A x ia l s p e e d ( m / s )
A x ia l s p e e d ( m / s )
0
-2
S V A 11
D VA11
-4
-6
-8
0 .4
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验 立式水洞
用于直升机、旋翼或其它模型的流场显示试验
旋翼尾迹显示试验 旋翼桨/涡干扰试验 ……
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
实验室现有测试设备
➢ PIV 三维激光粒子测速系统 ➢ LMS 激光测振系统 ➢ 高精度压强测试系统 ➢ 旋翼六自由度数据测试系统 ➢ ┅┅
2 建立数据库
理论尚不能预测的问题，靠试验数据、经验公式 翼型性能手册
3 探索新领域、新问题
认识源自实践（经历——观察——主动试验）
居里镭、梦
讨论：正确认识理论与实践的关系 纠正重理论轻实践的偏向
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
直升机空气动力学试验内容
H425型直升机涵道尾桨改型试验 直8J直升机舰面甲板起降流场试验 直升机环量控制尾梁试验 剪刀式尾桨气动试验 无人直升机尾面布置试验 ……
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
南航 “高新工程”项目和 “211”国家重点学科建设项目 的重要组成部分。风洞提速改造， 最大风速由原来的30m/s提高到 50m/s。
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直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验 重点实验室部分试验设施及试验简介
低速风洞及反扭矩试验系统 用于前飞相对气流和旋翼尾流中的直升机 部件（旋翼、尾桨、机身、尾面）气动试验；国内唯一 。
863-705项目 国防基础科研课题 重点实验室基金课题
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直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
直升机飞行特性与动力学综合试验系统
可模拟模型旋翼的六自由度 运动，为研究直升机机动飞 行条件下的旋翼气动和动力 学特性创造了条件。该试验 系统的建成提升了我室在直 升机空气动力学、飞行力学 和动力学方面的综合科研能 力，也为发展和试验新一代 旋翼飞行器提供了先进的试 验手段。
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(a) Z = + 0 .1 R
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R a d iu s S ta tio n ( r /R )
(b ) Z = 0 .0 R
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋臂式模型旋翼机动飞行试验机
国际首创，获国家技术发明三等奖
直升机涡环边界试验研究 直升机贴地飞行试验 直升机盘旋试验 直升机瞬态操纵响应试验 旋翼/机翼气动干扰试验 倾转机旋翼/机翼气动干扰试验 大机动旋翼非定常气动力试验 ……
除非用实物做试验，模型试验中完全相似是不可能的。
只能按试验目的选定最关键的相似准则。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋翼模型试验常用的相似准则
几何相似是前提：
桨毂型式及相对尺寸，如铰偏置量等
翼型及其沿径向配置
桨叶片数k、宽度
b(r ) / R ，扭度 D j ( r )，桨尖形状
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
涡环状态边界
直升机垂直下降或陡下降时， 旋翼尾流被阻，形成紊乱环流包围旋翼， 使直升机失控，在颠簸振荡中快速坠落。
美国 1982～1997年15 年中 直升机涡环事故共 42 起。
我国 1999年 Z-8 在三亚坠地事故 2000年长沙 Bell206 坠入湘江 台湾警用 SA365 落水失事
同类事物、几何相似、运动相似、边界条件相似、对应点的 同名物理量同比例。
各相似准则数相等，分别代表满足某一相似条件，如试验模 型与事物的：
S数相等——运动相似，M数相等——空气压缩性作用相似， Re数相等——空气黏性力作用相似，Fr数相等——重力场中的作 用相似，Lo数相等——质量惯性力相似，Ca数相等——弹性力相 似，等等。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
倾转旋翼试验台
南航 “211”国家重点学科建设 “新概念 倾转旋翼飞行器综合试验系统”项目的重 要组成部分。建成了一套能够进行倾转旋 翼飞行器及未来新一代高速旋翼飞行器技 术研究的综合试验系统，拓展了实验室的 研究能力。2006年完成并通过了国家 “211”建设项目的验收。它的建成将为我 国研制倾转旋翼飞行器提供技术基础，并 为武器装备的发展提供技术支撑。
~ (d) 拉力脉动幅度
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
阶段3 飞行试验验证 试验机：安阳航空体育运动学校的R22直升机 改装：舱外 - 前伸支架、3轴速度传感器
舱内 - 振动传感器、操作盘、计算机系统 测记：3向振动、3轴速度、试飞员感受
旋翼动力学国防科技重点实验室
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x/R
x/R(z/R=-0.21)
x/R (z/R=-0.118)
比例因子
模型与实物的各相应参数之比。三个基本（独立）的物理量一
般取：线尺寸、转速、空气密度。它们的比例因子：
一般是模型小于实物(受限于风洞或旋翼试验台的尺寸和功率）。
线尺寸比例因子
KR £ 1
转速比例因子
KW=W 模 型/W 实 际
空气密度比例因子 Kr =r试验/r实际 ， 若试验在常规大气
中（非变密度风洞中）进行，则K r = 1
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
共轴双旋翼空气动力特性
➢ 试验测定诱导流场 ➢ 建立了自由尾迹分析方法 ➢ 共轴双旋翼同单旋翼流场
对比分析
获中国航空工业总公司 科技进步三等奖
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
共轴双旋翼
单旋翼
悬停状态实测的时均诱导速度矢量图
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60 120 180 240 300 360
3 Cu
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Experimental Value Calculation Value
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=0.05,C /=0.156, point# 5
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-3 0 60 120 180 240 300 360
机体表面的瞬时压强分布—计算值与试验值比较 旋翼动力学国防科技重点实验室
863-705项目 国防基础科研课题
重点实验室基金课题
改造后的风洞示意图
综合试验系统 的安装位置
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
模型旋翼试验台
用于悬停和前飞状态旋翼气动和动力学试验研 旋究翼/机身气动特性试验
旋翼悬停地面效应试验 新型桨尖气动特性试验 天平动标定方法研究 旋翼气弹稳定性试验 共轴双旋翼干扰特性试验 Z8A直升机旋翼特性试验 ……
运动相似： S = V0 /WR
相等，即 , 0
动力学相似,相似准则根据试验目的选定：
相等
研究阻力或功率时，须雷诺数相等 研究高速特性及桨尖，马赫数相等 关注重力作用时，弗鲁德数相等
Re=bWR/g
M=W R/a
Fr = g/W2R
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
研究目的：建立直升机涡环危险边界的计算方 法，使飞行员避免陷入涡环。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
阶段2 理论分析 在试验基础上，建立了涡环边界定义及计算方法
__
h
V~ cr
=
0.28
~
_ (a) 扭矩平均值
__
h
_
~ (b) 拉力平均值
~ (c) 扭矩脉动幅度
A x ia l s p e e d ( m / s )
2
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S V A 01
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D VA01
-6
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-1 4
0 .4
0 .6
0 .8
1 .0
1 .2
R a d iu s S ta tio n ( r /R )
研制成功直升机涡环报警系统
2002年获教育部科技进步一等奖
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋翼自由尾迹
✓基于圆弧涡元， 提出弯曲涡系尾迹模型
✓建立了先进的自由尾迹 分析方法，可更好的计
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算旋翼诱导速度场
2000获国家科技进步三等奖 全国优秀博士论文
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畸变的旋翼尾迹涡系 m= 0.06
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
计算得出的旋翼挥舞角精度验证 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋翼/机身气动干扰
➢旋翼流场、空气动力、机身 表面压强试验研究 ➢ 基于南航自由尾迹法及机身
板元法，建立了气动干扰 分析方法及计算软件
2005年获国防科技三等奖
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
z/R
z/R
0.4
-0.2
-0.8
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-0.5
0.4
-0.2
-0.8
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-0.5
Rotor/Body
30
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Isolate Rotor
Vx (m/s)
x/R(z/R=-0.027)
实测的时均流速分布
m = 0.1
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
1.5 Cu
P
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Experimental Value Calculation Value
0.5
0.0
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-1.0 -1.5
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=0.05,C /=0.156, point# 1
模型与实物 R e 数相等的条件是 K2RKW = 1 KW=1/K2R 若用 1 / 1 0 的缩比模型，则转速要增大到100 倍，难实施。
2 若要模型与实物的 M=WR/a 数相等，则须 KWKR = 1 KW=1/KR 即模型与实物的 W R 相等，可行。
3，若要模型与实物的 Fr 籛g/ 2R 数相等，则须 KW=1/ KR
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验 直升机空气动力学基础
第八章 直升机空气动力学实验
旋翼动力学国防科技重点实验室 唐正飞
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
直升机空气动力学试验
试验的重要作用
1 验证理论
理论含有假定、推理、简化
热质、g、干扰
➢力、力矩、扭矩测量试验 如旋翼、尾桨、机身等
➢诱导速度测量试验 如旋翼、尾桨、机身附近诱导速度，桨尖涡等
➢表面压力测量试验 如机身表面、桨叶表面等
➢噪声测量试验 如旋翼噪声、尾桨噪声等 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
试验的相似性 试验与实际相似，试验结果才有用。条件：
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
研究成果 直升机飞行速度域可计算出涡环安全区、过渡区和危险区。 在过渡区，顶杆增速可改出涡环状态； 处置过迟或不当将坠毁，不会自行退出。
研究成果应用
•我国两种新研直升机的涡环边界计算 •计算出我国现有全部民用直升机的涡环
边界，提交给民航总局
•涡环边界计算方法已载入“飞机设计手册” •美国海军研究院以本计算方法为依据,
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
。
其他物理量的比例因子，都可由此三个导出。
旋翼试验常用的有：
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直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
1 若要模型与实物的 R e 数相等，即 (b W r/g)模 型 = （ bW r/g) 实 物
得到 KR2KW/ Kg = 1 如果是在常规大气（非增压风洞）中试验，则 K g = 1
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直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
A x ia l s p e e d ( m / s )
A x ia l s p e e d ( m / s )
A x ia l s p e e d ( m / s )
0
-2
S V A 11
D VA11
-4
-6
-8
0 .4
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—第八章 直升机空气动力学实验 立式水洞
用于直升机、旋翼或其它模型的流场显示试验
旋翼尾迹显示试验 旋翼桨/涡干扰试验 ……
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—第八章 直升机空气动力学实验
实验室现有测试设备
➢ PIV 三维激光粒子测速系统 ➢ LMS 激光测振系统 ➢ 高精度压强测试系统 ➢ 旋翼六自由度数据测试系统 ➢ ┅┅
2 建立数据库
理论尚不能预测的问题，靠试验数据、经验公式 翼型性能手册
3 探索新领域、新问题
认识源自实践（经历——观察——主动试验）
居里镭、梦
讨论：正确认识理论与实践的关系 纠正重理论轻实践的偏向
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—第八章 直升机空气动力学实验
直升机空气动力学试验内容
H425型直升机涵道尾桨改型试验 直8J直升机舰面甲板起降流场试验 直升机环量控制尾梁试验 剪刀式尾桨气动试验 无人直升机尾面布置试验 ……
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—第八章 直升机空气动力学实验
南航 “高新工程”项目和 “211”国家重点学科建设项目 的重要组成部分。风洞提速改造， 最大风速由原来的30m/s提高到 50m/s。