低雷諾數(shù)平面葉柵試驗(yàn)方法研究

凌代軍，姜正禮，于進(jìn)濤，馬昌友

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川 江油621703)

1 引言

高空無人偵察機(jī)和無人作戰(zhàn)飛機(jī)的出現(xiàn)與廣泛應(yīng)用，引起了航空武器裝備的又一次革命。就動(dòng)力而言，這類飛行器與常規(guī)載人飛行器的顯著區(qū)別之一是：在高空巡航狀態(tài)下，其壓氣機(jī)和渦輪的工作雷諾數(shù)(Re)可降至104量級(jí)。高空-低速-小尺寸所帶來的低雷諾數(shù)效應(yīng)，使其發(fā)動(dòng)機(jī)核心部件的性能急劇下降，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降、耗油率增大，進(jìn)而影響飛行器巡航留空時(shí)間、有效載荷等指標(biāo)。美國(guó)“全球鷹”無人機(jī)動(dòng)力AE3007H在19 800 m高空巡航時(shí)，低壓渦輪部件效率下降6%，同樣PW545發(fā)動(dòng)機(jī)高空效率也降低，這些都與核心部件的工作雷諾數(shù)降低相關(guān)[1，2]。因此，低雷諾數(shù)工作特征對(duì)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)部件性能的影響，尤其是對(duì)高空無人飛行平臺(tái)動(dòng)力裝置關(guān)鍵部件 (風(fēng)扇、壓氣機(jī)以及渦輪部件)性能的影響，已越來越受到設(shè)計(jì)者的重視，成為此類航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)必須考慮的因素之一。

目前，已經(jīng)成熟應(yīng)用的葉輪機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)體系建立在高雷諾數(shù)(Re＞3×105)基礎(chǔ)上，低雷諾數(shù)效應(yīng)對(duì)其性能的影響一般采取經(jīng)驗(yàn)修正的方法予以考慮。美、俄等國(guó)利用其成熟的航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制體系和完善的技術(shù)儲(chǔ)備，在高空無人飛行器動(dòng)力研制方面處于領(lǐng)先地位，已有多型滿足需求的動(dòng)力裝機(jī)應(yīng)用。我國(guó)在滿足UAV要求的航空動(dòng)力研究方面尚處于起步階段，考慮低雷諾數(shù)效應(yīng)的關(guān)鍵部件葉型氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究多集中于理論計(jì)算與數(shù)值模擬，相應(yīng)的試驗(yàn)驗(yàn)證和考核設(shè)施——特別是具有工程應(yīng)用背景的試驗(yàn)器還非常缺乏。在無人機(jī)動(dòng)力研制中，建設(shè)滿足低雷諾數(shù)葉型氣動(dòng)性能試驗(yàn)要求的試驗(yàn)器，是建立和完善我國(guó)低雷諾數(shù)葉型氣動(dòng)設(shè)計(jì)能力所必需的基礎(chǔ)條件。在此基礎(chǔ)上，可開展一系列低雷諾數(shù)葉型氣動(dòng)性能試驗(yàn)研究，獲取低雷諾數(shù)條件下壓氣機(jī)和渦輪葉片排內(nèi)的流動(dòng)特征，探索低雷諾數(shù)條件下葉型表面附面層的發(fā)展和流動(dòng)轉(zhuǎn)捩規(guī)律，可為建立和完善低雷諾數(shù)葉型氣動(dòng)設(shè)計(jì)體系、驗(yàn)證和考核葉型氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法提供必不可少的支撐。

2 降低葉柵試驗(yàn)雷諾數(shù)的方法分析

建設(shè)低雷諾數(shù)葉柵試驗(yàn)器的目的是在地面試驗(yàn)條件下，在滿足相似準(zhǔn)則的基礎(chǔ)上，模擬葉片排間的低雷諾數(shù)流場(chǎng)條件，為測(cè)試葉型主要性能參數(shù)隨雷諾數(shù)的變化情況提供試驗(yàn)平臺(tái)，其關(guān)鍵在于降低試驗(yàn)雷諾數(shù)。根據(jù)雷諾數(shù)定義：

雷諾數(shù)由介質(zhì)密度ρ、特征長(zhǎng)度L、運(yùn)動(dòng)速度ν和介質(zhì)動(dòng)力粘性系數(shù)μ確定。根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)于葉柵試驗(yàn)的空氣介質(zhì)而言，其粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大：

式中：μ0為空氣在溫度T=273 K時(shí)的動(dòng)力粘性系數(shù)。

對(duì)于高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)動(dòng)力而言，其巡航工作雷諾數(shù)大大低于常規(guī)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的工作雷諾數(shù)，主要是由于其巡航高度高(一般在20 km左右，大型民航客機(jī)飛行高度約為9～10 km)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣壓力低，壓氣機(jī)和渦輪葉片特征速度低、特征尺寸小等因素所致。由表1中各數(shù)據(jù)可見，相對(duì)于海平面，20 km高空的大氣壓力僅為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力的5.46%，這是導(dǎo)致雷諾數(shù)降低的主要因素之一。

表1 不同海拔高度大氣物理性能變化Table 1 Atmosphere physical properties at different altitudes

對(duì)于以空氣為介質(zhì)的平面葉柵試驗(yàn)而言，一般取葉片弦長(zhǎng)為雷諾數(shù)計(jì)算特征長(zhǎng)度。根據(jù)氣體狀態(tài)方程以及公式(2)，試驗(yàn)雷諾數(shù)可表達(dá)為：

根據(jù)試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma與葉柵試驗(yàn)進(jìn)口氣流總壓Pt、靜壓P、總溫Tt、靜溫T間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，有：

由此可見，平面葉柵試驗(yàn)時(shí)降低試驗(yàn)雷諾數(shù)的主要措施有：

(1)降低葉片特征長(zhǎng)度。由公式(4)，在其他參數(shù)不變的情況下，葉片弦長(zhǎng)與試驗(yàn)雷諾數(shù)成正比，降低葉片弦長(zhǎng)可線性降低試驗(yàn)雷諾數(shù)。但為保證葉柵試驗(yàn)件幾何相似，葉片弦長(zhǎng)與葉片厚度的比例固定。加之試驗(yàn)件設(shè)計(jì)時(shí)受加工材料、工藝、成本的限制，為確保葉片強(qiáng)度，葉片不能無限縮小。并且試驗(yàn)件加工完成后，其幾何參數(shù)確定，在試驗(yàn)過程中不可能通過調(diào)節(jié)弦長(zhǎng)來改變?cè)囼?yàn)雷諾數(shù)。在研究中，一般綜合葉片強(qiáng)度和加工因素(難度、成本)，盡量選取較小的縮放比例設(shè)計(jì)試驗(yàn)件。

(2)降低試驗(yàn)進(jìn)氣壓力。降低試驗(yàn)進(jìn)氣壓力本質(zhì)上是降低氣流密度，通過降低氣流壓力來降低試驗(yàn)雷諾數(shù)是風(fēng)洞試驗(yàn)常用的方法。在試驗(yàn)條件下，試驗(yàn)器建立低壓環(huán)境可采用抽氣機(jī)組、密封試驗(yàn)艙和節(jié)流閥相結(jié)合的方式，進(jìn)氣壓力相對(duì)于大氣壓力降低的程度完全由抽氣機(jī)組能力確定。在試驗(yàn)過程中，還可以根據(jù)需要調(diào)節(jié)壓力，進(jìn)而調(diào)節(jié)試驗(yàn)雷諾數(shù)，且較容易實(shí)現(xiàn)。德國(guó)慕尼黑可變雷諾數(shù)的高速葉柵風(fēng)洞、羅·羅德國(guó)公司的CTR6壓氣機(jī)試驗(yàn)器、俄羅斯中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院的通用壓氣機(jī)試驗(yàn)器均采用這種方式進(jìn)行調(diào)節(jié)，其試驗(yàn)壓力可低至4～5 kPa。

(3)提升試驗(yàn)溫度。由于空氣動(dòng)力粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大，并且溫度升高后氣體的密度要降低，因此提升溫度對(duì)于降低試驗(yàn)雷諾數(shù)很有效，不過高溫風(fēng)洞設(shè)備的建設(shè)、運(yùn)行及維護(hù)費(fèi)用很高。在本文研究中，由于已有風(fēng)洞主體為常溫設(shè)計(jì)，不能大幅度提升試驗(yàn)溫度，因此不采用這種方法調(diào)節(jié)雷諾數(shù)。

(4)改變?cè)囼?yàn)介質(zhì)。根據(jù)公式(1)和氣體狀態(tài)方程，采用密度更小、氣體常數(shù)更大的介質(zhì)(如氦氣)進(jìn)行試驗(yàn)可降低試驗(yàn)雷諾數(shù)，但由于這些氣體制備不易、價(jià)格昂貴、易泄漏損耗以及需要新建與之對(duì)應(yīng)的輔助設(shè)備等原因，會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)器建設(shè)、運(yùn)行、維護(hù)費(fèi)用高，因此也不適用于本研究方案試驗(yàn)。

(5)降低氣流試驗(yàn)馬赫數(shù)。在進(jìn)行低速、低雷諾數(shù)機(jī)理研究時(shí)可采用降低試驗(yàn)速度的方式來降低試驗(yàn)雷諾數(shù)。但在葉輪機(jī)平面葉柵氣動(dòng)試驗(yàn)中，為保證流動(dòng)相似，一般采取試驗(yàn)馬赫數(shù)和設(shè)計(jì)馬赫數(shù)相等的方式進(jìn)行。特別是在高亞聲速和跨聲速范圍內(nèi)的試驗(yàn)，由于流場(chǎng)中存在局部超聲速區(qū)和激波，如降低試驗(yàn)速度，流場(chǎng)中的超聲速區(qū)和激波將消失，葉柵流場(chǎng)特性將發(fā)生根本性改變。因此本研究中也不采取這種方法來降低試驗(yàn)雷諾數(shù)。

綜上所述，在試驗(yàn)條件下改變雷諾數(shù)的方法雖然較多，但具有工程適用價(jià)值的方法主要是降低特征尺寸和降低試驗(yàn)壓力。這兩種方式在工程應(yīng)用中容易實(shí)現(xiàn)，也滿足本研究盡量利用已有資源、降低成本的要求。

3 設(shè)備改造

3.1 總體方案

在低雷諾數(shù)平面葉柵試驗(yàn)器方案方面，德國(guó)慕尼黑連續(xù)可變雷諾數(shù)高速葉柵風(fēng)洞[3]以φ4 m×12 m大型圓柱密封試驗(yàn)艙為主體，利用一臺(tái)電機(jī)驅(qū)動(dòng)的軸流壓氣機(jī)為風(fēng)洞動(dòng)力，再配以試驗(yàn)艙抽真空設(shè)備以及潤(rùn)滑、冷卻等系統(tǒng)構(gòu)成試驗(yàn)器。試驗(yàn)介質(zhì)在試驗(yàn)器和試驗(yàn)艙內(nèi)流動(dòng)，變雷諾數(shù)范圍廣，馬赫數(shù)調(diào)節(jié)方便，但這種建設(shè)方案投資巨大，系統(tǒng)復(fù)雜，試驗(yàn)運(yùn)行費(fèi)用高。為充分利用已有超、跨聲速平面葉柵設(shè)備主體，測(cè)控系統(tǒng)以及抽氣機(jī)組等資源，根據(jù)上文分析，試驗(yàn)器改造采取在原開式試驗(yàn)段內(nèi)嵌小型密封試驗(yàn)艙的方案，將原葉柵試驗(yàn)高壓進(jìn)氣-直排大氣工作方式改為大氣節(jié)流進(jìn)氣-機(jī)組抽氣工作方式，利用設(shè)備主調(diào)壓閥進(jìn)行試驗(yàn)進(jìn)氣節(jié)流，利用現(xiàn)有大型抽氣機(jī)組在試驗(yàn)段出口抽氣，建立試驗(yàn)艙低壓流場(chǎng)，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)器低雷諾數(shù)運(yùn)行，極大地降低了設(shè)備建設(shè)費(fèi)用和后期運(yùn)行、維護(hù)費(fèi)用。試驗(yàn)器建設(shè)包括低壓試驗(yàn)艙、內(nèi)噴管設(shè)計(jì)加工，位移機(jī)構(gòu)和抽氣系統(tǒng)改造等內(nèi)容。改造后的試驗(yàn)器運(yùn)行示意圖如圖1所示。

3.2 試驗(yàn)艙改造

試驗(yàn)艙改造的重要目的是為形成一個(gè)密閉空間，以便于從試驗(yàn)段后部抽氣，制造低雷諾數(shù)葉柵試驗(yàn)所需的低壓環(huán)境。內(nèi)嵌密封試驗(yàn)艙一方面適應(yīng)了較小葉片弦長(zhǎng)和葉高的試驗(yàn)件，另一方面又減小了試驗(yàn)段截面積，可降低試驗(yàn)氣源抽氣流量，降低試驗(yàn)運(yùn)行成本。新試驗(yàn)艙利用原試驗(yàn)段攻角調(diào)整裝置及傳動(dòng)機(jī)構(gòu)，通過傳力框架帶轉(zhuǎn)嵌套在新建密封艙上的小圓盤和試驗(yàn)件轉(zhuǎn)動(dòng)，改變?cè)囼?yàn)件進(jìn)口氣流角。

試驗(yàn)艙與原試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)/出口密封、試驗(yàn)艙殼體與攻角調(diào)節(jié)小圓盤密封及葉柵進(jìn)/出口流場(chǎng)測(cè)量位移機(jī)構(gòu)密封是試驗(yàn)艙建設(shè)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。在試驗(yàn)艙與設(shè)備進(jìn)出口連接處采用正壓氣囊密封，試驗(yàn)時(shí)由于流道內(nèi)為負(fù)壓，氣囊在內(nèi)、外壓差作用下自動(dòng)凸出完成連接法蘭處密封。試驗(yàn)段小圓盤與試驗(yàn)艙殼體間采用彈性膠條滑動(dòng)密封，由于小圓盤外側(cè)為大氣壓，內(nèi)側(cè)為負(fù)壓，試驗(yàn)時(shí)圓盤內(nèi)、外側(cè)氣壓差將小圓盤緊緊壓在試驗(yàn)艙殼體鑲嵌的彈性膠條上，從而實(shí)現(xiàn)攻角調(diào)節(jié)圓盤與試驗(yàn)艙殼體密封；停氣進(jìn)行試驗(yàn)攻角調(diào)節(jié)時(shí)，由于壓差消失，小圓盤在重力和膠條彈力作用下回位，方便攻角調(diào)整。

3.3 噴管及受感部改造

為適應(yīng)試驗(yàn)艙改造后試驗(yàn)段截面尺寸變化，新設(shè)計(jì)了一套馬赫數(shù)為0.3～1.0的內(nèi)噴管，并在噴管出口設(shè)置尾板調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)葉柵進(jìn)口流場(chǎng)調(diào)節(jié)。設(shè)計(jì)中通過CFD數(shù)值模擬優(yōu)化調(diào)節(jié)尾板長(zhǎng)度及角度，為試驗(yàn)段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和后期流場(chǎng)調(diào)試提供支持。圖2為修改設(shè)計(jì)后試驗(yàn)段流場(chǎng)CFD模擬結(jié)果，由圖可見，中部流場(chǎng)周期性良好。內(nèi)噴管采用鋁合金精密線切割一次成型，既可節(jié)省材料及加工費(fèi)用，保證噴管加工精度，還可減輕試驗(yàn)時(shí)的安裝調(diào)整勞動(dòng)強(qiáng)度。內(nèi)噴管出口平直段采用模塊化設(shè)計(jì)，可根據(jù)試驗(yàn)攻角變化直接更換，一方面可降低加工費(fèi)用，另一方面也可縮短試驗(yàn)設(shè)備調(diào)節(jié)準(zhǔn)備時(shí)間。

3.4 位移機(jī)構(gòu)及密封

根據(jù)低雷諾數(shù)葉柵氣動(dòng)性能試驗(yàn)的需要，新設(shè)計(jì)了用于柵后測(cè)量的小型三孔探針，并在標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)洞進(jìn)行了 Ma=0.3～1.0、α=-15°～15°范圍內(nèi)的校準(zhǔn)。柵前、柵后流場(chǎng)測(cè)量位移機(jī)構(gòu)與小圓盤間的密封采用滑板-刀口配合密封以及類篦齒滑動(dòng)密封方式(見圖3)，較好地解決了位移機(jī)構(gòu)移動(dòng)測(cè)量與試驗(yàn)艙密封的矛盾。

3.5 抽氣系統(tǒng)改造及調(diào)節(jié)方法

在低雷諾數(shù)試驗(yàn)中，抽氣系統(tǒng)是試驗(yàn)段內(nèi)形成低壓環(huán)境的重要環(huán)節(jié)，是決定試驗(yàn)雷諾數(shù)極限的關(guān)鍵因素。設(shè)備改造中利用試驗(yàn)區(qū)抽氣管網(wǎng)系統(tǒng)，經(jīng)過濾器、轉(zhuǎn)接段、排氣擴(kuò)壓收集器與設(shè)備低壓艙相連，形成抽氣通道，實(shí)現(xiàn)機(jī)組對(duì)試驗(yàn)艙的直接抽氣。

試驗(yàn)時(shí)，通過調(diào)節(jié)抽氣系統(tǒng)補(bǔ)氣調(diào)節(jié)閥、試驗(yàn)主體調(diào)壓閥開度，來實(shí)現(xiàn)抽氣背壓和葉柵試驗(yàn)進(jìn)口馬赫數(shù)的調(diào)節(jié)。

試驗(yàn)所能達(dá)到的馬赫數(shù)及雷諾數(shù)極限由機(jī)組抽氣能力、管網(wǎng)漏氣情況確定，應(yīng)根據(jù)試驗(yàn)要求雷諾數(shù)、馬赫數(shù)范圍確定投用機(jī)組參數(shù)和抽氣方式(串聯(lián)或并聯(lián)抽氣)。抽氣機(jī)組啟動(dòng)后，應(yīng)對(duì)抽氣管網(wǎng)進(jìn)行檢查，盡量排除由于管網(wǎng)泄漏對(duì)試驗(yàn)雷諾數(shù)極限帶來的不利影響。

4 流場(chǎng)調(diào)試及葉柵性能試驗(yàn)效果

設(shè)備改造設(shè)計(jì)完成后進(jìn)行了帶進(jìn)氣噴管段和出口擴(kuò)壓段的CFD流場(chǎng)計(jì)算，并參考計(jì)算結(jié)果對(duì)設(shè)備進(jìn)行了調(diào)整。試驗(yàn)器安裝調(diào)試完成后，進(jìn)行了試驗(yàn)艙密封性試驗(yàn)、試驗(yàn)段流場(chǎng)校測(cè)和低雷諾數(shù)葉柵性能試驗(yàn)。密封性試驗(yàn)表明，密封試驗(yàn)艙與原設(shè)備主體連接處密封良好，小圓盤與試驗(yàn)艙殼體、位移機(jī)構(gòu)與小圓盤間的密封也滿足試驗(yàn)要求。密封試驗(yàn)時(shí)，單臺(tái)機(jī)組抽氣條件下穩(wěn)壓段最低壓力為14 kPa(單臺(tái)機(jī)組理論抽氣極限低壓為13.43 kPa)。

圖4和圖5分別給出了不裝試驗(yàn)件條件下試驗(yàn)段內(nèi)氣流沿額線方向的速度、氣流角分布，圖6和圖7分別為帶試驗(yàn)件情況下葉柵進(jìn)、出口流場(chǎng)參數(shù)沿額線方向的分布。圖中M1、M2分別為試驗(yàn)進(jìn)口和出口馬赫數(shù)，i為葉柵進(jìn)口測(cè)點(diǎn)序號(hào)，β2為葉柵出口各測(cè)點(diǎn)位置氣流角度，σ2為葉柵出口各測(cè)點(diǎn)位置總壓恢復(fù)系數(shù)，ψ為葉柵出口尾跡各測(cè)點(diǎn)探針測(cè)量總壓恢復(fù)參數(shù)。試驗(yàn)結(jié)果表明，葉柵進(jìn)口流場(chǎng)均勻，滿足低雷諾數(shù)葉柵試驗(yàn)需要，帶試驗(yàn)件后葉柵進(jìn)出口流場(chǎng)周期性也滿足葉柵氣動(dòng)性能試驗(yàn)要求。改造后試驗(yàn)器的馬赫數(shù)試驗(yàn)范圍為0.3～1.0，葉柵出口背壓(絕對(duì)壓力)可調(diào)范圍為7～94 kPa，設(shè)備試驗(yàn)雷諾數(shù)下限可達(dá)2×104，基本能滿足目前低雷諾數(shù)葉柵氣動(dòng)性能試驗(yàn)的需要。若增強(qiáng)氣源抽氣能力，試驗(yàn)器具備進(jìn)一步提高試驗(yàn)馬赫數(shù)和降低雷諾數(shù)的能力。

圖4 不同進(jìn)口速度下試驗(yàn)段的馬赫數(shù)分布Fig.4 Mach number distributions in test section with different inlet speed

圖5 探針測(cè)量參數(shù)分布Fig.5 Probe parameter distributions

圖6 試驗(yàn)件進(jìn)口馬赫數(shù)沿額線的分布Fig.6 Inlet Mach number distributions along the front

圖7 試驗(yàn)件出口尾跡參數(shù)沿額線的分布Fig.7 Outlet wake parameter distributions along the front

試驗(yàn)器改造和調(diào)試完成后進(jìn)行了兩種葉型的低雷諾數(shù)氣動(dòng)性能試驗(yàn)，在國(guó)內(nèi)首次用試驗(yàn)方法獲取了某高亞聲速擴(kuò)壓葉型氣動(dòng)性能參數(shù)在低雷諾數(shù)區(qū)域內(nèi)的變化規(guī)律。

圖8繪出了某擴(kuò)壓葉型葉柵損失系數(shù)(ω)隨雷諾數(shù)的變化曲線。由圖中可見，隨著雷諾數(shù)的增大，葉柵損失系數(shù)降低，但在達(dá)到臨界雷諾數(shù)后葉柵損失系數(shù)基本上不再隨雷諾數(shù)變化；葉柵損失系數(shù)變化的臨界雷諾數(shù)隨馬赫數(shù)的增大而增大。圖9給出了不同雷諾數(shù)下葉柵尾跡參數(shù)在柵后沿額線方向的分布(一個(gè)柵距)。由圖中可見，隨著雷諾數(shù)的增大，葉柵尾跡所表征的葉柵損失系數(shù)減小，具體表現(xiàn)為尾跡的寬度減小，深度減小。在雷諾數(shù)僅為8.2×104時(shí)，葉柵出口尾跡主流區(qū)損失高達(dá)3%，尾跡最低處損失約為6.5%；同樣馬赫數(shù)下，在雷諾數(shù)達(dá)3.5×105時(shí)，主流區(qū)損失基本在0.1%附近，尾跡最低處在4%左右，并且尾跡寬度明顯減小。由此可見，低雷諾數(shù)對(duì)于葉柵槽道內(nèi)部流動(dòng)損失的影響非常大，其原因主要是由于低雷諾數(shù)下葉片表面流動(dòng)分離，導(dǎo)致?lián)p失急劇增大。

圖8 葉柵損失系數(shù)隨雷諾數(shù)的變化曲線Fig.8 Loss coefficient vs Reynolds number

圖9 葉柵尾跡參數(shù)分布曲線Fig.9 Wake parameter distributions vs Reynolds number

5 結(jié)束語

為滿足低雷諾數(shù)葉柵氣動(dòng)試驗(yàn)的需要，利用已有的平面葉柵試驗(yàn)器資源，在借鑒國(guó)外類似試驗(yàn)器的基礎(chǔ)上進(jìn)行了試驗(yàn)器的改造設(shè)計(jì)、調(diào)試和試驗(yàn)。改造后的流場(chǎng)調(diào)試和葉柵試驗(yàn)表明：試驗(yàn)段流場(chǎng)品質(zhì)滿足葉柵氣動(dòng)性能試驗(yàn)要求，試驗(yàn)段改造各處密封設(shè)計(jì)能夠以較低的成本滿足試驗(yàn)需要，試驗(yàn)器改造方案和系統(tǒng)設(shè)計(jì)取得了成功。

利用改造后的試驗(yàn)器，在國(guó)內(nèi)首次用試驗(yàn)手段獲取了某高亞聲速擴(kuò)壓葉型氣動(dòng)性能參數(shù)在低雷諾數(shù)區(qū)域內(nèi)的變化特性。試驗(yàn)結(jié)果表明，試驗(yàn)雷諾數(shù)低于臨界雷諾數(shù)以后，葉柵氣動(dòng)性能急劇惡化，并且臨界雷諾數(shù)隨葉型進(jìn)口馬赫數(shù)的增大而增大。

目前，該試驗(yàn)器已成為國(guó)內(nèi)變雷諾數(shù)范圍最寬廣的高速葉柵試驗(yàn)器，可為我國(guó)自主開展高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)動(dòng)力的壓氣機(jī)和渦輪葉型氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供驗(yàn)證平臺(tái)，為深入研究和完善低臨界雷諾數(shù)壓氣機(jī)和渦輪葉型設(shè)計(jì)理論及方法提供試驗(yàn)驗(yàn)證支持。

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