0   引　言

进气道是气流进入发动机的流通管道，是保证喷气发动机正常工作的重要部件。进气道性能直接影响发动机推力及正常工作，进而影响飞行器的综合性能和安全性^[1-3]。

由于进气道内外流相互耦合的复杂性，许多进气道/发动机相容性问题均需通过进气道风洞试验加以验证和解决。目前，进气道风洞试验技术已非常成熟^[4-6]，许多风洞都具备了进气道试验能力^[7-12]。开展进气道常规试验时，在风洞来流速度稳定的前提下，固定模型姿态角不变，通过改变抽吸流量，可以得到模型在某姿态角条件下不同流量时的进气道性能参数。在进气道常规试验中，获得的进气道性能数据比较有限。采用加密姿态角间隔的方式，可以获得更多的进气道性能数据，但会导致试验成本大幅度增加。

本文提出进气道连续扫描试验方法：稳定进气道的抽吸流量后，模型以一定角速度进行俯仰运动，在运动过程中连续采集进气道出口测量参数并进行分析处理，即可获得模型姿态角连续变化时的进气道性能数据。理论上，进气道连续扫描试验方法可以大幅度提高试验效率、降低试验成本。

目前，连续扫描测力试验方法已成熟运用于国内外生产型风洞。20世纪70年代以来，国外相关研究机构在生产型风洞（如法国ONERA的S1MA和S2MA跨声速风洞等）中开展了连续变迎角测力试验；20世纪90年代，DNW的主要生产型风洞也将变迎角连续扫描试验技术成功应用于测力试验，但连续扫描测力试验技术迄今尚未见诸公开报道。

国内针对连续扫描测力试验技术也开展了大量研究^[13-14]，部分主力生产型风洞已经具备连续扫描测力试验能力，如FL–12^[15]、FL–13^[16]、FL–14^[17]、FL–16等低速风洞以及FL–26跨声速风洞^[18]、FD–20A高超声速风洞^[13]等均已形成了变迎角连续扫描测力试验能力。

连续扫描试验方法能够较为成功地应用于测力试验的原因主要有两点：一是天平测量的是整个模型气动力合力，当模型部分流场区域存在分离或压力不稳定时，不会对气动力合力产生太大影响；二是模型气动力合力通过天平直接转化为电信号并进行实时采集，基本上不存在延时问题。

在进气道试验中，需要同时采集进气道出口测量截面的脉动压力和稳态压力（包括稳态总压和稳态静压）。脉动压力由安装于测点的脉动压力传感器进行实时测量；稳态压力则需通过密封导压管道连接至电子压力扫描阀上进行间接测量，扫描阀所测压力数据并不实时等于进气道出口截面压力；另外，由于存在非定常效应，稳态压力值易受测量采集系统延时及采集时间长短的影响。上述问题导致连续扫描试验方法目前尚未能应用于进气道试验。

在中国空气动力研究与发展中心FL–13风洞中对进气道连续扫描低速风洞试验方法进行了研究，对比了进气道常规试验方法与连续扫描试验方法结果的一致性。针对不同进气道构型，在不同连续扫描角速度下检验了进气道连续扫描试验方法的可靠性，对比分析了两种试验方法的效率。

1   进气道连续扫描试验方法

1.1   进气道连续扫描试验方法介绍

在进气道低速风洞试验中，通常固定模型姿态角，阶梯变化进气道内抽吸流量，对进气道出口截面的稳态和脉动压力进行测量，进而计算得到进气道出口截面气动性能参数。出口截面的稳态和脉动压力测点安装于测量段内，典型的测量段如图1所示。测量段内安装J个测压耙，每个测压耙上安装I个稳态总压测点和1个脉动压力测点；在测量段内壁的测量截面上有J个稳态静压测点。进气道连续扫描试验方法是在不增加任何测量设备、稳定进气道内抽吸流量的情况下，模型以一定角速度连续俯仰运动，在模型运动过程中实时采集进气道出口截面稳态压力与脉动压力以及模型的实时迎角数据。

图  1  测量段示意图

Fig.  1  The schematic of measurement section

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1.2   进气道连续扫描试验流程

进气道连续扫描试验详细流程为：

1）通过控制风洞电机，稳定风洞试验段动压。

2）模型通过支撑机构运动至迎角α_min − 1°（α_min、α_max分别表示试验中需要达到的最小和最大迎角）、侧滑角β处。

3）通过控制真空泵的抽吸或控制引射器的引射流量，稳定进气道内的抽吸流量G_m1。

4）通过控制支撑机构，使模型以ω的角速度从迎角α_min − 1°运动至α_max + 1°处；同步采集电子扫描阀、脉动压力传感器和迎角传感器数据（3种传感器同时触发）。

5）稳定进气道内的抽吸流量为G_m2。

6）模型以角速度ω从α_max + 1°运动至α_min − 1°，同步采集电子扫描阀、脉动压力传感器和迎角传感器数据。

7）重复步骤3～6，直到完成试验分析所需的K个流量点。

8）将采集的电信号转化为压力信号，对压力信号进行处理分析。

2   试验数据处理方法

2.1   测量数据处理方法

采用以上试验方法和流程，可得到K个流量点下进气道内测量截面的总压p_ij(t)、静压p_j(t)、风洞来流总压p_0∞(t)和静压p_∞(t)、脉动压力p_dj(t)、模型迎角α(t)，其中i = 1, 2, …, I，j = 1, 2, …, J。

在进气道试验中，使用电子压力扫描阀通过密封导压管道测量稳态压力，测点压力传导至电子压力扫描阀需一定稳定时间，因此扫描阀测得的压力与测点压力并不实时相等。压力波在管道内以声速c（c取340 m/s）传播，假设测点至扫描阀之间的导压管道长为l，则压力波在管道内的传播时间约为Δt₁ = l/c。若l约为1 m，则测点处流场的稳定时间需远大于0.003 s，扫描阀实测压力才能等于测点的稳定压力。根据国军标对风洞试验中模型迎角的控制与测量精度不大于0.05°的要求，可假设在α ± 0.05°模型迎角范围内，忽略进气道内的流场变化，则模型以角速度ω俯仰运动0.1°所耗时间为Δt₂ = 0.1/ω（单位：s）。若模型以0.5 (°)/s的角速度俯仰运动，则流场能够持续稳定的时间为0.2 s，远大于压力波在管道内的传播时间0.003 s。因此在工程上可以认为Δt₂内扫描阀采集的稳态压力值等于测点在模型迎角α ± 0.05°范围内的压力均值。

由于迎角与稳态压力采集时间的同步性，扫描阀采集的稳态总压可以表示为迎角的函数p_ij(α)。为了降低扫描阀所采集的压力波动，以模型迎角α ± 0.05°范围内的压力均值 p_ij(α)表示模型迎角为α时总压测点的压力值。风洞来流总压、静压和测量截面的静压也以同样方式进行处理。脉动压力则以模型在α ± 0.05°范围内的脉动压力$ {\tilde p_{{\rm{d}}j}}\left(\alpha \right) $表示。

经过以上处理，可以得到某个流量点下测量截面所有的稳态总压值p_ij(α)和稳态静压值p_j(α)、风洞来流总压值p_0∞(t)和静压值p_∞(t)及所有的脉动压力值$ {\tilde p_{{\rm{d}}j}}\left( \alpha \right) $。基于这些数据，可以计算得到模型侧滑角β、迎角α_min～α_max的某个流量点附近的进气道性能参数。下面给出使用连续扫描试验方法时，计算进气道总压恢复系数、流量系数、质量流量、稳态周向畸变指数、湍流度及综合畸变指数的方法。

2.2   进气道性能参数计算

2.2.1   进气道总压恢复系数σ_m

进气道总压恢复系数以流量平均的方式计算：

式中：${\bar p_{0m}}(\alpha ) = \sum\limits_{i = j = 1}^{i = I,j = J} {\bar p_{ij}^2(\alpha )} \cdot q({{\text{π}} _{ij}}) \cdot {\text{Δ}} {A_{ij}} \Bigg/ \displaystyle\sum\limits_{i = j = 1}^{i = I,j = J} {\bar p_{ij}(\alpha ) \cdot q({{\text{π}} _{ij}}) \cdot {\text{Δ}} A_{ij} }$，ΔA_ij为单个稳态总压测点所对应的面积。q(π_ij)为流量函数，可以表示为：

式中，$ {{\text{π}}_{ij}} = {{\bar p\left( \alpha \right)} \mathord{\left/ {\vphantom {{\bar p\left( \alpha \right)} {{{\bar p}_{ij}}}}} \right. } {{{\bar p}_{ij}}}}(\alpha ) $，其中$ \bar p\left( \alpha \right) $为测量截面的平均稳态静压，$ \bar p\left( \alpha \right) = \dfrac{1}{J} \cdot \displaystyle\sum\limits_{j = 1}^J {{{\bar p}_j}} \left( \alpha \right) $。

2.2.2   进气道流量系数φ_m和质量流量G_m

进气道流量系数φ_m和质量流量G_m可表示为：

式中，A_th为进气道喉道面积，b = 0.0404，${T_{0{{\infty}} }}$为试验段来流总温。

2.2.3   稳态周向畸变指数Δσ_θm

稳态周向畸变指数${\text{Δ}} {\sigma _{\theta m}}(\alpha )$表示为：

式中：${\text{Δ}} \sigma _{\theta k}' = [({{{{\bar \sigma }_2} - {\sigma _{\theta k}})} \mathord{\left/ {\vphantom {{{{\bar \sigma }_2} - {\sigma _{\theta k}}）} {{{\bar \sigma }_2}}}} \right. } {{{\bar \sigma }_2}}}]$，$ {\bar \sigma _2} $为平均总压恢复系数；$ {\sigma _{\theta k}} $为第k个低压区平均总压恢复系数，可表示为${\sigma _{\theta k}} = \dfrac{1}{{{\theta _{k2}} - {\theta _{k1}}}}\displaystyle\int_{{\theta _{k1}}}^{{\theta _{k2}}} {\sigma (\theta ){\rm{d}}\theta }$，${\theta _{k1}}$与${\theta _{k2}}$表示第k个低压区的最小角度和最大角度（如图2所示）。

图  2  稳态周向畸变指数计算说明图

Fig.  2  The schematic for calculating the circumference distort index

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2.2.4   湍流度Tu_m

湍流度由脉动压力计算得到。前文已得到迎角为α时的脉动压力值$ {\tilde p_{{\rm{d}}j}}\left( \alpha \right) $，其由一系列脉动压力值p_{dj_n}(α)构成，其中n = 1, 2, …, N，N为α ± 0.05°所对应时间段内的脉动压力采集点数，取决于采集频率f_d和迎角运动角速度（N = f_d·0.1/ω）。当采集频率为10 kHz、模型运动角速度为0.2 (°)/s和0.5 (°)/s时，N分别取5000和2000。单个脉动压力测点的湍流度可以表示为：

式中，脉动压力均值${\bar p_{{\rm{d}}j}}( \alpha ) = \dfrac{1}{N}\displaystyle\sum\limits_{n = 1}^N {{{p}_{{\rm{d}}j{ {\_}}n}}( \alpha )}$。进气道出口截面湍流度为：

2.2.5   综合畸变指数W_m

综合畸变指数为湍流度与周向畸变指数之和：

经以上数据处理，可得到流量在G_m1、G_m2、…、G_mk附近，侧滑角为β，迎角在α_min～α_max之间的进气道性能参数值，以及α_min～α_max内任意迎角下的进气道性能曲线。若取6个流量点，则迎角机构以一定角速度ω运动3个来回即可得到α_min～α_max之间所有迎角下的进气道性能参数。因此，与固定姿态角变抽吸流量的进气道常规试验方法相比，连续扫描试验方法可以大幅提升试验效率，所得到的试验数据量也远大于常规试验方法。

3   进气道连续扫描方法试验

3.1   试验设备和模型

为了验证进气道连续扫描试验方法的可靠性，分别使用常规试验方法和连续扫描试验方法在FL–13风洞开展了进气道试验，并对试验结果进行了分析。

FL–13风洞是一座直流式、闭口、串列双试验段大型低速风洞，风洞第二试验段宽8 m、高6 m、长15 m，中心有效截面积为47.4 m²。常用风速为20～85 m/s，空风洞最大风速100 m/s。空风洞试验段中心区域轴向静压梯度约为−3.0 × 10⁻⁴ m⁻¹。试验模型为全金属单发进气道飞机模型，有2套内部形状不同的进气道构型（1#和2#）。模型在风洞内最大堵塞面积不超过3%。模型采用FL–13风洞的特大迎角装置进行背撑，迎角控制精度为0.05°^[19-20]。试验中，以FL–13真空泵抽吸系统的抽吸作用实现进气道内部的流量模拟。

进气道出口测量段和测点分布如图1所示。测量段内等60°间隔安装6个测压耙，每个测压耙上有5个稳态总压测点和1个脉动压力测点。30个稳态总压测点等面积分布于进气道出口截面，脉动压力测点位于测量段半径90%处。在进气道出口内壁测量截面上还有6个稳态静压测点。稳态总压测点通过长为50～70 cm的导压管道连接至电子压力扫描阀，并确保测点与扫描阀之间的气密性。该电子压力扫描阀（PSI公司，型号DTC Initium）的量程为15 psi（约1.035 × 10⁵ Pa），测量精度为 ± 0.08% FS，采集频率为100 Hz。脉动压力传感器直接固定于耙管内，其感受端面与测量截面平齐。试验使用型号为Kultie XCQ–62的脉态压力传感器6支，量程为30 psi（约为2.07 × 10⁵ Pa），测量精度 ± 0.1% FS。另外，采用P35–0001–90型伺服倾角传感器实时测量模型迎角，其在−45°～45°迎角范围内精度优于0.01°。通过PXI数据采集系统采集脉动压力与迎角数据，采集频率为1 × 10⁴ Hz。

3.2   1#进气道构型试验数据分析

图3和4给出了1#进气道构型在风洞来流速度68 m/s（Ma = 0.2），侧滑角β = 15°，迎角α为−6°、0°、6°和12°时的常规方法试验结果（图中角速度 ω = 0 (°)/s的曲线）和连续扫描方法试验结果（图中角速度 ω = 0.2 (°)/s的曲线）。从图中可以看出，在不同迎角下，常规试验方法与连续扫描试验方法的总压恢复系数、周向畸变指数、湍流度、综合畸变指数曲线吻合度较好，说明进气道连续扫描试验方法与常规试验方法的结果具有较好的一致性。

图  3  常规试验方法与连续扫描试验方法结果对比（α = −6°、0°，Ma = 0.2，β = 15°）

Fig.  3  Comparison of the test results for conventional method and continuous scan method (α = −6° and 0°, Ma = 0.2, β = 15°)

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图  4  常规试验方法与连续扫描试验方法结果对比（α = 6°、12°，Ma = 0.2，β = 15°）

Fig.  4  Comparison of the test results for conventional method and continuous scan method (α = 6° and 12°, Ma = 0.2, β = 15°)

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表1和2分别给出了进气道连续扫描试验方法和常规试验方法在大车状态和慢车状态下（发动机工作线斜率分别为1.25和2.00）进发匹配点处进气道性能参数的差值。在迎角α为−6°、0°、6°和12°时，连续扫描试验方法与常规试验方法所得到的进气道性能参数差值非常小，远小于进气道试验国军标精度要求。

表  1  大车状态进发匹配点处连续扫描与常规方法试验结果差值（Ma = 0.2，β = 15°）

Table  1  The difference value of matching value under cart condition for conventional method and continuous scan method (Ma = 0.2, β = 15°)

α/(°)	φm差值	σm差值	Δσθm差值	Tum差值	Wm差值
−6	0.0002	0.0002	0.0001	−0.0004	−0.0003
0	0.0003	0.0003	0.0003	0.0001	0.0004
6	0.0002	0.0002	0.0001	−0.0002	−0.0002
12	0.0001	0.0001	−0.0003	−0.0002	−0.0005
国军标精度要求：φm差值 < 0.01，σm差值 < 0.005，Δσθm差值 < 0.005，Tum差值 < 0.005。

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表  2  慢车状态进发匹配点处连续扫描与常规方法试验结果差值（Ma = 0.2，β = 15°）

Table  2  The difference value of matching value under idling condition for conventional method and continuous scan method (Ma = 0.2, β = 15°)

α/(°)	φm差值	σm差值	Δσθm差值	Tum差值	Wm差值
−6	−0.0001	−0.0002	0	0	0
0	−0.0001	−0.0002	0	0	0.0001
6	0	0	−0.0001	0	−0.0001
12	0	0	−0.0002	0	−0.0002
国军标精度要求：φm差值 < 0.01，σm差值 < 0.005，Δσθm差值 < 0.005，Tum差值 < 0.005。

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图5给出了大车状态和慢车状态下进发匹配点处的进气道性能参数随迎角的变化曲线。图中散点为进气道常规试验方法结果，虚线和实线为连续扫描试验方法结果。从图中可以看出，无论是在大车状态还是慢车状态下，两种方法所得到的进气道性能参数匹配点值基本能够重合。以上试验结果表明：进气道连续扫描试验方法与常规试验方法的结果具有非常好的一致性；在试验条件下，连续扫描试验方法是可行的，同时也验证了试验流程以及数据处理方法的有效性。

图  5  进发匹配点进气道性能参数随迎角变化曲线（Ma = 0.2，β = 15°）

Fig.  5  The matching value of inlet performance varies with angle of attack (Ma = 0.2, β = 15°)

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3.3   2#进气道构型试验数据分析

为进一步验证连续扫描试验方法结果的准确性，在原模型基础上更换为2#进气道构型，并在不同侧滑角下进行试验验证。图6和7给出了模型在风洞来流速度68 m/s，侧滑角0°，迎角分别为−6°、0°、6°和12°时常规方法试验结果曲线（图中角速度为0 (°)/s的曲线）以及连续扫描方法试验结果曲线（图中角速度为0.2 (°)/s和0.5 (°)/s的曲线）。从图中可以看出，在不同迎角下，进气道连续扫描试验方法与常规试验方法的结果一致性较好。

图  6  常规试验方法与连续扫描试验方法结果对比（α = −6°、0°，Ma = 0.2，β = 0°）

Fig.  6  Comparison of the test results obtained by conventional method and continuous scan method (α = −6° and 0°, Ma = 0.2, β = 0°)

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图  7  常规试验方法与连续扫描试验方法结果对比（α = 6°、12°，Ma = 0.2，β = 0°）

Fig.  7  Comparison of the test results obtained by conventional method and continuous scan method (α = 6° and 12°, Ma = 0.2, β = 0°)

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表3和4分别给出了进气道连续扫描试验方法和常规试验方法在大车及慢车状态下匹配点进气道性能参数差值。在侧滑角为0°，迎角为−6°、0°、6°和12°，角速度为0.5和0.2 (°)/s时，连续扫描试验方法与常规试验方法所得到的进气道性能参数匹配点值之差非常小，远小于进气道试验国军标精度要求。试验结果说明：采用进气道连续扫描试验方法时，将角速度控制在0.5 (°)/s以内，连续扫描试验方法与常规试验方法的结果能够保持较好的一致性。

表  3  大车状态进发匹配点处连续扫描与常规方法试验结果差值（Ma = 0.2，β = 0°）

Table  3  The difference value of matching value under cart condition for conventional method and continuous scan method (Ma = 0.2, β = 0°)

ω/[(°)·s−1]	α/(°)	φm差值	σm差值	Δσθm差值	Tum差值	Wm差值
0.5	−6	−0.0001	−0.0001	0.0001	0.0001	0.0002
0.2	−6	0.0002	0.0002	0.0000	0.0003	0.0002
0.5	0	0.0001	0.0001	0.0001	−0.0002	−0.0001
0.2	0	−0.0001	0.0000	−0.0001	−0.0001	−0.0002
0.5	6	0.0001	0.0001	−0.0002	0.0000	−0.0002
0.2	6	0.0003	0.0004	−0.0002	0.0003	0.0001
0.5	12	0.0004	0.0005	−0.0003	−0.0001	−0.0005
0.2	12	0.0007	0.0008	−0.0004	−0.0002	−0.0005
国军标精度要求：φm差值 < 0.01，σm差值 < 0.005，Δσθm差值 < 0.005，Tum差值 < 0.005。

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表  4  慢车状态进发匹配点处连续扫描与常规方法试验结果差值（Ma = 0.2，β = 0°）

Table  4  The difference value of matching value under idling condition for conventional method and continuous scan method (Ma = 0.2, β = 0°)

ω/[(°)·s−1]	α/(°)	φm差值	σm差值	Δσθm差值	Tum差值	Wm差值
0.5	−6	0.0001	0.0002	0	−0.0001	−0.0001
0.2	−6	0.0001	0.0002	−0.0004	−0.0002	−0.0005
0.5	0	−0.0002	−0.0006	−0.0012	0.0004	−0.0008
0.2	0	0	0	−0.0005	0.0002	−0.0004
0.5	6	0	0	−0.0001	0	−0.0001
0.2	6	0	0.0001	0	−0.0001	−0.0001
0.5	12	0	−0.0001	−0.0002	−0.0001	−0.0003
0.2	12	0.0000	0.0000	−0.0001	−0.0001	−0.0001
国军标精度要求：φm差值 < 0.01，σm差值 < 0.005，Δσθm差值 < 0.005，Tum差值 < 0.005。

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图8为大车和慢车状态下的进气道性能参数匹配点值随迎角的变化曲线。图中点为进气道常规试验方法结果，线为角速度为0.2和0.5 (°)/s时的连续扫描试验方法结果。由图8可见，无论是大车状态还是慢车状态，角速度分别为0.2和0.5 (°)/s时，连续扫描试验方法与常规试验方法所得到的进气道性能参数匹配点值基本重合。另外，连续扫描试验方法可以得到任意迎角下的进气道性能参数值，能够精确捕捉进气道性能参数随迎角变化的突跃现象，可以为进气道设计提供更为详实的试验数据。

图  8  进发匹配点进气道性能参数随迎角变化曲线（Ma = 0.2，β = 0°）

Fig.  8  The matching value of inlet performance varies with angle of attack (Ma = 0.2, β = 0°)

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2#进气道构型试验结果说明：对于不同构型的进气道，在不同侧滑角下，进气道常规试验方法与连续扫描试验方法获得的结果仍然高度吻合，说明进气道连续扫描试验方法对不同流场的进气道具有较好的适用性。

3.4   试验效率分析

在FL–13风洞进气道常规试验中，模型姿态角固定不变，抽吸流量阶梯变化，采集6个流量点的进气道性能数据约需400 s。在−6°、0°、6°和12°等4个迎角条件下，风洞需连续吹风1800 s左右。在进气道连续扫描试验中，模型迎角从−7°以0.2 (°)/s的角速度连续扫描至13°需100 s，采集6个流量点的进气道性能数据仅需风洞吹风700 s左右，与常规试验方法相比，风洞运行时间减少了61%；若模型迎角以角速度0.5 (°)/s连续扫描，则仅需300 s左右，风洞运行时间减少83%。

与进气道常规试验方法相比，连续扫描试验方法未增加任何测量设备，仅数据处理略显复杂，但能够在保证试验结果精度的前提下，获得更多的试验数据，同时大幅减少风洞运行时间。若将进气道连续扫描试验方法应用于型号试验，可以大幅提高试验效率，降低试验成本。

目前，仅在FL–13风洞中使用单个进气道布局模型对进气道连续扫描试验方法进行了验证。虽然在不同姿态角及不同进气道构型下的结果可靠性较好，但仍需在不同风洞中针对不同进气道布局检验该试验方法的普适性。

4   结　论

本文提出了低速风洞进气道连续扫描试验方法，描述了进气道连续扫描试验流程及数据处理方法，并在FL–13风洞中进行了试验研究，得到如下结论：

1）进气道连续扫描试验结果与常规试验结果一致性较好，验证了进气道连续扫描试验方法的有效性和可行性。

2）进气道连续扫描试验数据处理方法与试验流程可靠性较好。

3）连续扫描试验方法可应用于进气道风洞试验并大幅提高试验效率，获得更多有效试验数据。