0   引　言

高马赫技术是一项世界多国为占据未来战略制高点竞相追逐的重要技术之一，在一定程度上反映了一个国家在空间技术的发展水平，体现了一个国家的科技实力和经济实力。一些新型高速飞行器^[1-2]的飞行失败表明，目前在高速空气动力学方向还存在诸多难题，如高速边界层转捩^[3]、激波/边界层干扰^[4]、高速湍流^[5]等。其中高速边界层转捩问题广泛存在于高速空间飞行器运行中。对高速边界层转捩问题的深入研究，有助于提高航天飞机，高速飞行器，再入飞行器等的气动热防护能力，结构强度，飞行安全及飞行效率，进而指导未来高速飞行器的精细化设计^[6]。

风洞实验、数值计算和模型飞行试验一起被称为高速空气动力学三大研究手段^[7]。风洞实验相对于其他两种手段具有测试手段多样、真实反映流动物理过程等优点，对高速空气动力学的发展起着重要的推动作用。围绕高速飞行器的气动设计，世界多国均建设了不同类型的高速实验平台，涵盖从常温风洞到高焓风洞^[8]，噪声风洞到静音风洞的全系列^[9-11]，构建了地面开展高速边界层转捩研究的完善体系。常见的高速风洞有暂冲式和Ludwieg管式两种，暂冲式常规高速风洞具有运行时间长的优点^[12-14]，但建设和运行成本较高。Ludwieg管风洞的概念最早由Ludwieg提出，首先用于产生亚声速和跨声速低湍流度均匀气流，后来该设计被用来产生高速气流^[15-17]。Ludwieg管风洞虽然运行时间较短，但是具有以下突出优点^[18]：1）总温和总压恒定，流场稳定性与重复性好；2）构成部件少，总压损失低；3）相同雷诺数和喷口尺寸下的建设成本更低；4）操作简单、运行效率高。因此，Ludwieg管风洞适合开展高速空气动力学基础实验研究。得益于以上优点，近年来，Ludwieg管风洞建设引起了多个国家的广泛关注，同时Ludwieg管风洞建设向大口径方向发展。文献[19,20]报道了Φ0.6米和Φ0.5米Ludwieg管风洞建设情况Φ0.6米和Φ0.5米Ludwieg管风洞，文献[21]报道了基于快速开启阀门技术建设成喷管出口直径Φ0.5 m Ludwieg管高速风洞。

国内在Ludwieg管风洞的建设方面比国外起步晚，并且对该风洞的运行原理国内也缺乏深入认识。华中科技大学（HUST）先后建设建成了Φ0.25 m和Φ0.5 m马赫6 Ludwieg管风洞^[18,22]。航空航天研究所的高速风洞主要为生产型风洞，研究型风洞较少；高校如北京大学^[23]和国防科技大学^[24]也均有高速风洞平台，但数量还是较少。总之，我国适用于基础研究的高速实验平台较为短缺。

鉴于以上情况，本研究团队联合华中科技大学开展Φ0.6 m口径Ludwieg管高速实验平台研制和流场校测工作。本文的内容组织如下：第一部分介绍空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室高速湍流转捩实验平台（简称SKLA-TT1）的主要组成；第二部分对SKLA-TT1的马赫6流场进行初步校测；第三部分讨论和分析尖锥模型边界层扰动测量实验结果；最后，对SKLA-TT1流场校测和尖锥模型边界层扰动测量实验结果进行总结，并对其潜在的应用进行展望。

1   SKLA-TT1组成

SKLA-TT1由三大系统组成：气源系统、调控系统和真空系统，实验平台示意图参考图1。接下来对三大系统的主要功能、系统组成和主要参数进行详细的介绍。

图  1  SKLA-TT1示意图

Fig.  1  The diagram of SKLA-TT1

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1.1   气源系统

气源系统由高压供气系统模块和长直储气段模块构成，高压供气系统模块为实验平台的运行提供高压空气，主要由高压空气压缩机、过滤系统、高压气瓶组、减压稳压装置等组成。首先对常规的大气空气进行压缩、干燥和过滤，然后通过管道和阀门等将高压空气储存于高压储气瓶组中，再通过减压稳压装置将高压空气减压至实验平台所需压力，为实验平台的运行提供压力稳定、干燥与洁净的气源。长直储气段是实验平台的关键部件，是膨胀波阵行进的主要场所，为实验平台的平稳运行提供准定常的驻点压力和温度。多段式长直储气段包含冷段、蝶阀和热段，冷段管道长37 m，内径300 mm，热段管道长8 m，内径252 mm。蝶阀通径300 mm，位于冷段管道和热段管道之间，主要用于抑制于冷、热段管道气体之间的对流换热，降低能耗，进而缩短热段管道内气体的加热时间和不同车次之间的时间间隔，提高整个实验平台的运行效率。

冷段管道主要功能为储存压缩空气，在热段管道加热时，平衡热段管道因为热膨胀而带来的压力上升。热段管道包含内置式电加热装置及温度、压力感应设备，可对管道内储存的压缩空气进行加热，设计最高可将管道内的压缩空气加热至800 K，设计最高压力为3.5 MPa。

1.2   调控系统

调控系统主要由快速开启阀门（简称“快开阀”）、稳定段、喷管、实验段、扩张段、支撑导轨系统、运行控制系统等组成。接下来详细介绍调控系统的主要组成部分。

快开阀位于长直储气段和引流段之间，当快开阀开启后，实验平台开始运行，上游长直储气段的高压气体向下游低压区域流动，并形成所需要的超声速或高速实验流场，与此同时触发实验测量与监控装置；当快开阀关闭后，实验平台停止运行，通过快开阀的启停来实现实验平台的运行控制。由于快开阀的作动时间与几何尺寸密切相关，为了确保实验平台不低于100 ms的有效运行时间，需对快开阀的作动过程进行精准控制，要求快开阀开启/关闭时间小于20 ms。调试中我们对快开阀的启动时间进行测量，结果如图2所示。

图  2  快开阀入口压力随时间变化

Fig.  2  Time histories of pressure at fast-acting valve inlet

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调试中，我们在快开阀入口位置安装绝压传感器，通过测量快开阀入口压力变化可以计算得出快开阀的启动时间。通过图2可以发现，在t = 0 ms时刻快开阀入口压力开始下降，表示快开阀开始打开，接着压力迅速下降，在t = 19 ms时刻快开阀入口压力下降到最小值，此时表示快开阀完全开启，所以快开阀开启耗时约19 ms。接着仔细观察图2可以发现，当t ＞ 19 ms时，压力信号时间序列出现周期性脉动，这是由于快开阀下游连接装有多级滤网、金属孔板的稳定段，滤网和金属孔板对气流具有阻碍作用从而引起压力波动。

稳定段总长度2 m，内径0.3 m，位于引流段和Laval喷管之间，里面布置多层金属孔板和金属编织丝网，主要对来自于上游的气体进行匀流，消除因长直储气段壁面过渡不均匀、快开阀及其支撑装置等带来的涡波、熵波和声波扰动以及在引流段中可能存在的流动分离与激波串等扰动，以确保喷管收缩段来流的低湍流脉动设计需求。

喷管位于稳定段和实验段之间，在上下游压力差的驱动作用下，喷管入口的低速气流膨胀为实验所需的超声速或高速气流，通过内径为0.6 m的出口喷出。喷管由收缩段、喉部和扩张段组成，受实际加工能力的限制，采用了分段加工。

实验段长度1.2 m，内径为0.6 m，位于喷管和扩张段之间，是开展实验测量与观测的场所，需满足不同类型模型的实验需求。实验段在功能上同时配置不同类型的支撑传动装置，满足实验模型在实验段的定位与姿态变换；实验段在两侧和顶部均配有Φ0.3 m的光学观察窗口，以便进行非接触光学测量和实验观察。

扩张段长度3 m，内径0.6 m，位于实验段和真空抽气系统之间，其作用是对通过实验段的高速气流进行减速回压、降低高速气流对真空罐的动载荷冲击。

运行控制系统的功能为：①控制长直储气段的充/排气、快开阀的启闭以及真空泵的启停；②获取长直储气段出口的温度与压力分布、稳定段的温度与压力分布以及真空罐的压力值；③触发实验测量信号采集等。

1.3   真空系统

真空系统为实验平台下游提供真空工作环境，主要由真空罐主体、真空泵、控制柜、连接管路等部分组成，示意图参考图3。真空罐体外形为圆柱状，罐体轴线与实验平台来流方向平行的卧放方式。真空罐内腔直径2.5 m，长6 m,体积27.57 m³。真空泵为风冷结构。

图  3  真空系统整体构成效果图

Fig.  3  Overall composition rendering of vacuum system

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1.4   实验能耗

本实验平台的运行费用主要来自动力源，包括空气压缩机（约25 kW）、储气段加热器（约46 kW）及真空泵（约15 kW），总功率约为86 kW，按满载计算的年耗电量约为75万kW·h；若日均实验频率10车次，则每次实验耗电约为206 kW·h，成本低廉。

2   实验平台流场校测

SKLA-TT1喷管出口直径为Φ0.6 m，覆盖马赫数范围包括马赫3、6和8，于2023年12月完成马赫6流场调试。SKLA-TT1总运行时间是200 ms，有效运行时间为130 ms，最高运行总压为3.0 MPa。该Φ0.6 m实验平台标高1.3 m，总长约为60 m，最大宽度约为1.5 m。

本文首先进行马赫数分布均匀性和来流皮托压力脉动测量。在马赫数分布流场校测实验中，风洞运行的总压为0.8 MPa，总温126.85 ℃（430 K），通过计算得到实验段来流（喷管出口）单位雷诺数为8.3 × 10⁶/m；在流场的来流皮托压力脉动测量实验中，实验段的来流单位雷诺数范围为8.0 × 10⁶～25.0 × 10⁶/m。

2.1   测量方法

2.1.1   实验状态参数

实验平台状态参数采用传感器进行监测，总压测量采用表压传感器。该传感器量程选用0～4 MPa，供电电压为5 V，输出电压为0.5～4.5 V，响应时间小于2 ms，适用环境温度为-40～125 ℃。其可以承受50 g的机械冲击和 ± 20 g的机械振动，非常适合用于测试风洞启动过程复杂的流动情况。实验平台总温测量采用热电偶，其上限温度可达700 ℃，热电偶直径仅0.025 mm，且将热电偶结暴露在空气中以获取更快的响应频率，响应时间约为3 ms。总压、总温传感器均布置在风洞喷管入口附近以获取准确的流场状态参数。

2.1.2   自由来流状态参数

首先，使用安装11个压力传感器的皮托耙对实验平台来流马赫数进行测量，皮托耙如图4所示。 本次实验皮托耙上安装使用的压力传感器量程为0～15 psi，供电电压为5 V，适用温度为−20～85℃。皮托耙单个测试探头内径为3 mm，外径为4 mm，各个相邻探头间距离均为 50 mm，整个皮托耙可测试直径420 mm 区域内的流场数据。数据采集器选用的是低噪声数采系统。该采集器重量是7 kg，包含16个采集通道，每个通道是独立的16位ADC和放大器，在所有通道上同步采样，最大采样率高达5 MHz，实验中设定采样频率为3 MHz。

图  4  皮托耙

Fig.  4  Pitot rake

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接下来，使用高频压力传感器对实验段来流动压力脉动进行测量。高频压力传感器工作温度55-120 ℃，直径1.7 mm，长度9.5 mm，额定输入电压10 V，固有频率（典型状态下）200 kHz，量程是0～15 psi。

2.2   结果分析与讨论

2.2.1   静态流场参数

通过喷管入口附近安装的热电偶和压力传感器可获得风洞运行过程中的喷管入口总温T₀和总压P₀变化。图5给出喷管入口压力随时间变化。仔细观察图5可以发现，当快开阀迅速打开，实验平台启动时，喷管入口压力迅速升高，在t = 103 ms位置喷管入口压力开始趋于平稳，一直持续到t = 233 ms左右，所以实验平台的有效运行时间大概为130 ms，在有效运行时间范围内，喷管入口压力保持平稳，压力变化不超过3%，实验平台总压运行参数保持稳定。

图  5  喷管入口总压随时间变化

Fig.  5  Time histories of total pressure at nozzle inlet

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接下来，我们监测实验平台总温随时间的变化。图6给出实验平台稳定运行时总温随时间变化。通过图6可以发现，当阀门开启实验平台开始运行时，长直储气段内高温高压气体向下游流动，喷管入口温度开始升高，在实验平台稳定运行的130 ms时间范围内，喷管入口温度有约12 K（2.8%）的上升，因此在整个实验平台有效运行时间范围内，气流总温波动不大，来流总温参数也保持稳定。结合图5和6可以发现，SKLA-TT1在有效运行时间范围内，来流总压和总温参数保持稳定，所以实验平台每一车次自由来流单位雷诺数保持稳定。

图  6  喷管入口总温随时间变化

Fig.  6  Time histories of total temperature at nozzle inlet

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将11孔皮托耙安装在实验平台喷管的出口位置，通过测量皮托管激波后的总压$ {P}_{01} $，结合喷管入口的总压$ {P}_{0} $，经式（1）换算可获得实验平台运行时实验段自由来流的马赫数分布。

图7给出皮托耙分别以水平和竖直两种状态进行测量以获取风洞自由来流的马赫数分布均匀度。该实验平台来流平均马赫数6.01，最大马赫数相对偏差率在水平和竖直方向上分别为0.54%和0.5%，实验段中马赫数均方根偏差为1.9%，达到国家标准，故认为SKLA-TT1管实验平台已实现了稳定且均匀的马赫数6高速来流。

图  7  喷管出口马赫数水平、竖直方向分布

Fig.  7  The horizontal and longitudinal Mach number distributions at nozzle outlet

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2.2.2   动态流场参数

通过采用安装有高频压力传感器皮托探头（图8）获取实验平台自由来流的压力扰动均方根（RMS）值，以此检测实验平台的动态流场品质，以此检测风洞的动态流场品质，并与文献[18]报道的参数相似Ludwieg管高速实验平台来流扰动进行了比较。

图  8  皮托探头

Fig.  8  Pitot probe

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图9显示了SKLA-TT1实验平台在同一位置（实验平台轴线处）皮托探头测得的激波后压力脉动RMS数据比较。数据均使用了相同的测量设备及处理方式，结果用探头的波后总压来归一化。所有数据显示，在来流单位雷诺数Re/m=8.0 × 10⁶～25.0 × 10⁶/m范围时，来流压力扰动的脉动强度均随来流单位雷诺数Re/m的增大呈下降趋势，和文献[18,21]报道的Φ0.5 m Ludwieg管风洞的测量结果类似，通过计算可以发现，归一化皮托压力脉动从0.56%降至0.36%水平。总体而言，SKLA-TT1实验平台的流场品质在不同单位来流雷诺数下均小于0.6%，因此，SKLA-TT1可以被称为低噪声高速实验平台，适合用于开展高速湍流/转捩等基础空气动力学问题的机理研究。

图  9  SKLA-TT1不同单位雷诺数的压力扰动幅值，HLB、HHK和HUST是文献[18]中的缩写

Fig.  9  Amplitude of freestream pressure disturbances at different unit Reynolds number of SKLA-TT1. HLB, HHK, and HUST are abbreviations in reference [18].

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3   圆锥边界层实验

3.1   模型参数

实验模型为半锥角为7°的圆锥模型，如图10所示。模型采用分段加工的方式，锥尖头部可拆卸更换，两端采用螺纹连接，连接处台阶小于0.05 mm。两段连接处圆锥主体的横截面直径为17.2 mm，圆锥主体轴向长度为330 mm，使用头部钝度半径为R ≤ 0.1 mm的尖锥头部时，圆锥模型总长为400 mm。模型采用不锈钢材质加工而成，并且表面进行抛光处理，进而尽可能降低模型表面粗糙度对转捩过程的影响。

图  10  尖锥模型示意图

Fig.  10  Schematic diagram of the sharp cone

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在建立直角坐标系时，将坐标原点设在圆锥头部理论锥尖位置，x轴沿圆锥母线并指向下游，y轴为该圆锥母线坐标原点处的表面外法线。

对于高速圆锥边界层，第二模态具有很大的增长率，对边界层转捩过程产生重要作用^[25,26]。和第一模态不同，第二模态具有声波特征，在壁面和声速线之间来回反射^[26]。Kendall^[27]通过实验证明了第二模态的存在，Stentson使用热线风速仪系统的定量测量第二模态的演化过程^[28,29]。随着实验技术的发展，Fujii^[30]首先使用高频压力脉动传感器测量第二模态的演化以及对转捩的影响。其他定量测量第二模态演化的手段还有高频热流传感器^[31]、高速纹影^[32]以及粒子图像测速（PIV）技术^[33]等。

为了定量测量圆锥边界层不稳波的演化，我们采用了与Fujii^[30]类似的高频压力脉动传感器测量技术。在模型表面一条母线上布置了8个高频压力脉动传感器测孔，测压孔的直径为3.2 mm，传感器位置坐标为x = 184 mm，209 mm，234 mm，259 mm，290 mm，313 mm，340 mm，360 mm。

根据来流单位雷诺数和模型的长度，实验中第二模态波中心频率预估为200～500 kHz，所以，实验中采集器的采样频率设定为3 MHz。对传感器采集得到的压力脉动时间序列数据采用Welch方法进行功率谱（Power Spectral Density，简称为PSD）计算。通过分析功率谱的变化，可以得到边界层扰动的频率、发展和演化过程，进而探究边界层转捩物理机理。

3.2   结果分析与讨论

图11给出来流单位雷诺数为Re/m = 1.0 × 10⁷/m时0°攻角下尖锥母线上不同流向位置脉动压力的PSD分布曲线。在进行功率谱密度计算时均按照Marineau等^[34]采用的方法：将风洞运行测得的脉动压力功率谱密度减去运行前采集的系统白噪声的功率谱密度，从而减少系统白噪声的影响。

图  11  尖锥模型表面不同流向位置压力脉动的PSD（Re/m=1.0 × 10⁷/m）

Fig.  11  PSD curves of the sharp cone at various streamwise locations （Re/m = 1.0 × 10⁷/m）

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仔细观察图11可以发现，高速尖锥边界层存在高频扰动，并且随着流向位置向下游移动，扰动被放大，幅值增加，扰动的中心频率向低频方向移动，在第一个传感器x = 184 mm位置处，扰动的中心频率是400 kHz左右，在x = 360 mm位置，扰动中心频率是260 kHz，这是典型的第二模态特征。第二模态的特征频率和边界层的厚度有关，沿着流向，边界层厚度增加，所以第二模态的特征频率逐渐降低，和文献结果^[35,36]相符合。在该来流单位雷诺数条件下，第二模态的功率谱幅值沿着流向一直增长，所以在该测量区域范围内的圆锥边界层维持层流状态。

相同的实验模型在华中科技大学HUST Φ0.5 m高速风洞开展实验，实验来流单位雷诺数同样为1.0 × 10⁷/m，模型表面压力脉动功率谱如图12所示。仔细观察图12可以发现，随着流向位置向下游移动，第二模态中心频率向低频方向移动，在x = 313 mm位置，第二模态幅值达到最大值，继续向下游移动，在x = 340 mm位置，第二模态幅值减小。在x = 360 mm位置，扰动功率谱没有明显特征频率第二模态，所以在该位置近似认为边界层转捩产生湍流，转捩雷诺数约为3.6 × 10⁶（以该点距离圆锥顶点的轴向距离为参考长度）。图11和图12中的实验模型、来流马赫数和单位雷诺数都相同，但是，对比这两个实验装置的实验结果可以发现，SKLA-TT1的实验中第二模态沿着流向一直增长，没有出现第二模态减小的现象，所以在x = 360 mm位置之前圆锥边界层始终维持层流状态，表明SKLA-TT1实验中圆锥边界层转捩位置更靠近下游。以上同样表明SKLA-TT1的自由来流湍流度低于华中科技大学HUST Φ0.5 m高速风洞，与图9展示传感器的测量结果相一致。

图  12  华中科技大学尖锥模型表面不同流向位置压力脉动的PSD（Re/m = 1.0 × 10⁷/m）

Fig.  12  PSD curves of the sharp cone at various streamwise locations （Re/m=1.0 × 10⁷/m） of HUST Φ0.5 m Mach 6 Ludwieg tube wind tunnel

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为了观察SKLA-TT1中圆锥模型边界层从层流到湍流扰动完整的演化过程，增加实验平台来流总压使得来流单位雷诺数达到Re/m = 1.7 × 10⁷/m，圆锥模型表面压力脉动PSD结果如图13所示。通过图13可以发现，随着来流单位雷诺数的增加，第二模态沿着流向出现先增长后衰减的现象，在x = 259 mm位置，第二模态幅值达到最大值。以图12和图13中第二模态最大值位置距离尖锥顶点的轴向距离为参考长度，获得雷诺数Re_2ndmax，可以发现SKLA-TT1的Re_2ndmax是华中科技大学HUST Φ0.5 m实验平台的1.4倍，这也间接表明SKLA-TT1的流场噪声水平比HUST Φ0.5 m实验平台低。

图  13  尖锥模型表面不同流向位置压力脉动的PSD（Re/m=1.7 × 10⁷/m）

Fig.  13  PSD curves of the sharp cone at various streamwise locations （Re/m = 1.7 × 10⁷/m）

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SKLA-TT1实验中还能观察到了非线性失稳信号（图13）。在x = 259 mm位置流向位置，第二模态的基频扰动是355 kHz，此时接近转捩后期，存在非线性失稳现象，第二模态幅值增长到一定阈值后通过自相互作用产生倍频扰动^[37,38]，f = 710 kHz附近出现幅值很大的第二模态的二倍频扰动。继续向下游移动，第二模态衰减，幅值减小，在x = 313 mm位置，第二模态信号已经消失，PSD曲线中低频成分开始增多，其后的测点也均无明显主频扰动信号，均表现为低频成分占主导。由此可见，扰动往下游发展低频成分占比逐渐增加，扰动功率谱呈现湍流特征。所以，该来流单位雷诺数条件下圆锥边界层经历了从层流到湍流的转捩过程。

4   结　论

本文介绍了空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室高速湍流/转捩实验平台（简称SKLA-TT1），该实验平台采用Ludwieg管设计原理，喷管出口直径为0.6 m，覆盖了3、6、8三个马赫数。现已完成马赫6流场初步校测和尖锥模型边界层扰动测量，通过实验结果可得出以下结论：

1）SKLA-TT1在马赫6、总温430 K状态下的有效运行时间为130 ms，且自由来流的总温和总压在运行过程中基本保持恒定，实验平台实验段的最大马赫数相对偏差率在水平和竖直方向上分别为0.54%和0.5%，符合标准，马赫数均方根偏差为1.9%；皮托探头压力扰动幅值在自由来流单位雷诺数8.0 × 10⁶～25.0 × 10⁶/m 范围内为0.36%～0.56%，低于文献[18]报道的同类型实验平台来流噪声水平，具有更好的动态流场品质。

2）7°半锥角尖锥模型实验表明，高速尖锥模型边界层中存在高频第二模态，第二模态向下游发展过程中表现为扰动特征频率向低频方向移动。层流到湍流转捩过程中，第二模态功率谱幅值呈现先增大后减小的趋势，同时扰动的低频成分占比逐渐增加。在转捩后期，当第二模态幅值很大时，通过非线性相互作用产生倍频谐波扰动。

3）尖锥模型实验结果显示，SKLA-TT1中尖锥模型边界层中第二模态最大幅值对应的雷诺数是华中科技大学（HUST）Φ0.5 m实验平台的1.4倍，间接表明SKLA-TT1实验平台具有更低的流场噪声水平。

通过以上研究表明，SKLA-TT1具有噪声水平低、流场品质高、重复性好、可模拟单位雷诺数高、运行成本低和操作简单等优点，适合开展高速湍流/转捩等基础科学问题精细化地面实验研究。