风洞标模最初是检验风洞试验数据长期稳定性指标(如气流偏角、数据重复性、数据不确定度等)的重要工具[1, 2]。随着CFD(Computational Fluid Dynamics)技术不断发展，标模更多被用于验证先进的CFD算法[3-8]。NASA(National Aeronautics and Space Administration)先后研发了DLR-F4[3]、DLR-F6[9]、CRM[10]等标模, 并在风洞中进行试验，利用试验数据验证CFD算法在阻力预测中的实用性。DNW(德-荷风洞机构)与中国航空研究院利用CAE-AVM数模研究高马赫数下机翼变形时CFD算法的预测性能[11]。这些模型本身之间的数据相关性不强，同一模型在不同风洞间的数据比对结果相差较大[12]。

为提升试验数据质量，探究不同风洞之间试验数据的相关性，进一步开展CFD验证与确认工作，中国空气动力研究与发展中心(CARDC)建立了大展弦比运输机高低速统一标模体系[13]。CARDC低速空气动力研究所依据发布数模，先后研制了用于FL-13风洞，缩比为1 :6.4的CHN-T1标模[14]；用于FL-17风洞(5.5m×4.0m声学风洞)，缩比为1 :8.5的标模；用于FL-12风洞，缩比为1 :11.5的标模以及用于FL-11风洞(1.8m×1.4m风洞)，缩比为1 :32的标模。这组标模既可用来检验各自风洞试验数据质量，也可用来验证不同风洞之间试验数据的相关性，同时CHN-T1标模也可为CFD验证与确认提供基准。为获得准确的试验数据，利用CHN-T1标模先后在FL-13风洞和DNW-LLF风洞进行了相关试验。

FL-13风洞是一座直流式、闭口、串列双试验段的大型低速风洞，轮廓图见图 1。第一试验段宽12m、高16m、长25m，第二试验段宽8m、高6m、长15m。每个试验段顶壁开有9.0m×6.0m的顶门，便于模型及试验装置进出，其下洞壁均配有直径Φ6m的转盘，可在0°~360°范围内任意转动。风洞由3台品字型布局的电机提供动力源，电机总功率7.8MW。

FL-13风洞试验在第二试验段进行，该试验段有效截面积47.4m2，常用试验风速20~80m/s，最高雷诺数4.5×106。

DNW-LLF风洞是一座单回流、具有2个可更换闭口试验段的大型低速风洞，轮廓图见图 2。每个可更换部段均包括收缩段、试验段和扩散段。整个可更换部段长45m。最大试验段横截面为9.5m×9.5m，较小试验段横截面为8.0m×6.0m或6.0m×6.0m，对应试验段分别称为9.5×9.5试验段、8.0×6.0试验段和6.0×6.0试验段。DNW-LLF风洞也可按开口模式运行，此时风洞配置8.0×6.0收缩段和9.5×9.5扩散段。风洞动力由1台14MW的电机驱动恒定桨角的风扇获得。风洞风速通过风扇转速变化调节，风扇最大转速225r/min。

试验在8.0×6.0试验段进行，该试验段长20m，空风洞最高风速116m/s，最高雷诺数5.3×106。

CHN-T1标模为下单翼、低平尾常规布局，机翼翼型为超临界翼型，机身代表宽体客机外形。CHN-T1设计巡航马赫数Ma∞=0.78，对应设计升力系数CL=0.5。CHN-T1外形尺寸见图 3, 图中单位为mm。CHN-T1展弦比为9.355，机翼中线后掠角23.2°，机翼参考面积2.328m2，展长4.667m，平均气动弦长0.582m。模型力矩参考中心位于机身中线上、机头后方1.986m处。同时，模型预留了短舱接口。

在模型机翼上下表面前缘、机头前缘、垂尾前缘、平尾上下表面前缘粘贴了锯齿形转捩带以实现附面层固定转捩。机翼转捩带厚度0.25mm，粘贴于距前缘5%弦长处；平尾、垂尾和机头转捩带厚度0.40mm，平尾、垂尾转捩带粘贴于距前缘8%弦长处，机头转捩带粘贴于距离机头70mm处。

CHN-T1标模在FL-13风洞进行了为期2周的测力和流动显示试验，测力所用天平为CARDC研制的TG-1801A天平[15]，所用支撑为特大迎角支撑系统+斜腹撑(见图 4)。试验风速40、50、60和70m/s，以平均气动弦长为参考长度的雷诺数分别为1.4×106、1.8×106、2.1×106和2.5×106。低雷诺数用于对比小风洞试验结果，高雷诺数用于同高速风洞试验数据对比及提供CFD验证与确认基准。文中的对比试验数据均在Re=2.5×106给出。试验数据进行了洞壁干扰修正和支架干扰修正。支架干扰修正中支架量通过图 5中“背撑+假腹撑-背撑”(即④-②)获得。试验过程中模型迎角变化范围为-4°~22°，侧滑角变化范围为-18°~18°。

CHN-T1标模在DNW-LLF风洞进行了为期3周的测力、测力矩试验，测力所用天平为DNW的W616天平[16]，所用支撑为尾撑系统+斜腹撑(见图 6)。试验风速为40、50、60、70、80及90m/s，以平均气动弦长为参考长度的雷诺数分别为1.4×106、1.8×106、2.1×106、2.5×106、2.9×106及3.2×106。对比试验数据均在Re=2.5×106给出。试验数据进行了洞壁干扰修正和支架干扰修正。支架干扰修正中支架量通过图 5中“腹撑+假背撑-背撑”(即③-②)获得[17]。试验过程中模型迎角变化范围为-8°~24°，侧滑角变化范围为-18°~18°。

图 7~10和表 1给出了CHN-T1标模在不同风洞中阻力和升力的重复性结果。FL-13风洞中重复性试验进行了7次，DNW-LLF风洞中重复性试验进行了6次。

图 7~10(a)均为单次试验测量值与多次重复性试验平均值的偏差，图 7~10(b)给出每次重复性试验测量值。图 7~10(a)中横实线为国军标重复性精度优秀指标2倍或3倍值。从图中可以看出，除FL-13升力重复性试验超出3倍值外，其余均为2倍值。此外，绝大多数偏差值落在2ΔCD和2ΔCL以内，其中ΔCD=0.0002、ΔCL=0.001；FL-13风洞升力偏差值多数落在3ΔCL以内。多数重复性试验结果满足国军标优秀指标要求。

表 2和图 11给出了CHN-T1标模在FL-13风洞和DNW-LLF风洞试验中的气动特性数据对比结果。可以看出，标模在两座风洞中的升力线斜率基本一致，俯仰静稳定裕度差异很小，可忽略不计，设计升力系数点附近(Ma=0.78, CL=0.5)的阻力系数相差在4阻力单位内(0.0004)。两风洞标模数值相差较大的是零升俯仰力矩系数，初步分析表明该差异与两风洞支架干扰扣除方案不同有关。

图 12给出了FL-13风洞中CHN-T1标模气动特性曲线随雷诺数(试验风速)的变化情况。试验结果表明，随雷诺数增加，标模升力线斜率略有增加；设计升力点附近升力系数有所增大，阻力系数减小；俯仰力矩曲线基本无变化，俯仰静稳定裕度基本一致，符合预期。雷诺数大于1.8×106后，CHN-T1标模临界迎角及最大升力系数变化不大。

图 13给出了DNW-LLF风洞中CHN-T1标模气动特性随雷诺数的变化情况。试验结果表明，随着雷诺数增加，标模升力线斜率略有增加；设计升力点附近升力系数有所增大，阻力系数减小；俯仰静稳定裕度基本一致，设计升力点附近俯仰力矩系数有所增加，符合预期。雷诺数大于1.8×106后，CHN-T1标模临界迎角及最大升力系数变化不大。Re=3.2×106时，最大升力系数出现明显减小，这可能与CHN-T1标模失速附近迎角间隔较大、模型振动及马赫数有关。雷诺数大于2.5×106后，设计升力点附近阻力系数不再随雷诺数增加而增大。

CHN-T1标模为CARDC高低速统一大展弦比运输机标模体系中的首个标模，标模设计加工完成后，分别在FL-13风洞和DNW-LLF风洞进行了试验。试验结果表明，重复性试验精度基本满足国军标优秀指标要求；对比试验结果表明标模在不同风洞中获得的特征气动参数相差很小，设计升力点附近阻力系数相差仅4个阻力单位；雷诺数对标模气动特性影响符合预期。所获得数据可作为标模体系中其他标模以及CFD验证与评估的基准。