实验模型由角钢骨架和玻璃钢蒙皮组成。翼型内部设计有一空腔，空腔是由角钢焊接成的框架，截面尺寸约为50 cm x 12 cm。空腔内间隔一定距离焊接加强肋，以增加模型的强度和刚度。加强肋固定于中间的d103 mm钢管上，此钢管也作为模型的转轴，其中心位于模型25%弦长处，并从模型上、下端伸出。翼型弦长为0. 800 m，展长为2. 970 m最大厚度为21%翼型剖面如图。模型中间位置处布置有两排测压点，模型顶端偏下约20 cm处布置一测压剖面，整个翼型共有3个剖面的测压孔，每测压剖面上下翼面共有96个测压点，整个模型共有288个测压点。每个相对坐标X处，翼型上下表面都布置有测压点。

DU93-W-210 翼型剖面图

模型竖直安装在风洞上下转盘中心位置。安装时，模型下端通过下连线板与风洞下转盘螺栓连线固定，模型上端为活动连线，其上端转轴通过上连线件的轴套固定，使模型可以上下移动和转动，通过风洞下转盘旋转，以实现模型迎角的控制。

模型下游约0. 7倍弦长、高度1245 mm处水平安装由39根探头组成的总压排管，总压排管安装在跨度1.8m的两个支撑座上，并通过支桿同下洞壁相连。总压排管上另附有4个静压测量探头，用于测量尾流处的参考静压。风洞实验段前方安装一风速管，用于测量参考总、静压。模型在风洞中的实验照片如图。

模型在风洞中实验

风洞试验是确定飞行器气动参数的重要途径，然而，风洞试验数据因为各种原因存在一定的不确定性，人们围绕提高风洞试验数据的精度和準度进行了不懈的努力。为了更客观地使用风洞试验数据，国外首先引入了不确定性分析方法。在不确定性分析过程中，最重要的技术环节就是获得相应的敏感性导数，对于导数的求取方法，最直接的方式就是利用差分法获取，随着计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)技术的发展和成熟，利用CFD工具计算这些敏感性导数，理论上是可以实现的，但是，对于众多的敏感性导数，如果採用简单的差分算法意味着巨大的计算量以及过于繁杂的人工操作。此外，CFD软体计算的结果还受到格线数量、收敛精度等因素的影响，而且差分算法中步长的选取也对敏感性导数值产生影响。为了更有效地获得敏感性导数，国外引入自动微分方法，这种方法直接伴随CFD求解空气动力学基本方程的实际过程，敏感性导数的计算也是数学意义上严格的微分概念，更有意义的是，只要开发出的计算程式设计合适，可以在一次性计算中同时获得大量的敏感性导数，而且敏感性导数的收敛精度与流场的收敛精度达到相同的量级，因此，敏感性导数的计算精度可以得到充分保证。同时，相对于同样具有高精度，但计算量过大的复步长微分方法和难以推广到複杂问题的符号微分方法，自动微分对具体问题的适应性和可行性最好。国内对自动微分的研究套用始于21世纪初，在气动最佳化领域己取得一些进展，对风洞试验不确定性分析的研究和成果主要围绕试验误差分析和不确定度合成方法，并且主要套用在积分型气动力係数不确定度的计算上，对于来流状态本身的随机不确定性对模型各部分气动性能影响程度的差异以及模型各部分对来流不确定性的承受能力的差异则考虑不多。

徐林程以跨声速翼型为对象，套用自动微分软体Tapenade对课题组开发的CFD程式进行改造，对典型超临界翼型的亚声速和跨声速敏感性导数进行计算，给出了压力係数分布对来流条件的不确定性分析。这项工作对于认识和指导风洞试验研究有一定的实用价值。

翼型模型风洞试验的侧壁干扰严重影响试验结果的可靠性。一些简化的修正方法和风洞侧壁抽吸对试验数据準度有一定的改善，但无法完全消除侧壁干扰和风洞内结合区拐角流动对试验结果的影响。近几年来，国内外很多学者开展了用三维Navier-Stokes方程计算风洞侧壁干扰的研究。焦予秦採用Jameson等发展的中心有限体积、多步Range-Kutta时间步长格式求解三维Navier-Stokes方程，计算安置在两风洞侧壁间的翼型模型绕流流动，对风洞侧壁干扰及其影响因素进行研究，为翼型风洞侧壁干扰分析提供了一个有力的工具。

研究可以得到如下结论：

（1）计算了安装在跨声速翼型风洞中的翼型模型外的流动，并对影响翼型风洞侧壁干扰的各种因素进行了研究。计算中採用二维和三维Navier-Stokes方程数值计算方法。计算结果反映了由于侧壁干扰而产生的二维风洞流动的三维性，在翼型与侧壁结合部出现通常在翼身组合体中可见的分离。这些证明用数值方法研究翼型风洞侧壁干扰的可行性。

（2）研究表明，增大模型的展弦比、减薄风洞侧壁边界层厚度以及採用风洞侧壁边界层抽吸均能够减小风洞侧壁干扰，改善风洞内流动的展向均匀性。

（3）计算结果与实验结果相比仍有偏差，为了对其原因进行分析，建议进行进一步的数值模拟，这包括对风洞四壁干扰进行综合模拟和寻求更好的适合这种複杂流动的湍流模型。

在二维翼型实验中，风洞侧壁边界层的存在对翼型绕流情况会产生不利的影响。主要表现在随着迎角增大，出现模型和侧壁相交处的边界层分离区会沿展向约以45度角向模型中间扩展，影响翼型的绕流特性。为减少侧壁边界层的影响，国内外翼型风洞曾採用了许多控制方法。风洞侧壁边界层吹除法以对吹除位置不敏感的特点，作为常规翼型实验，结合实验室已有的高压储气设备，NF-3风洞採用该方法对侧壁附面层进行控制。

附面层吹气法的基本原理是在模型区布置吹气缝，通过给模型区主气流中增加切向的、可调节压力的均匀气流，使流经风洞沿程所形成的较厚边界层得到减薄，从而提高翼型实验，尤其是带有增升装置的多段翼型实验的準确性。

解亚军介绍了NF-3风洞二元实验段侧壁边界层吹除控制系统及实验方法，以GAW-1翼型为例，给出了不同吹气係数对风洞边界层的控制效果，研究了附面层吹除法对单段翼型和多段翼型实验结果的影响规律。结果表明，该控制系统能有效地改善翼型表面的流动特性。