5.5 m × 4 m聲學風洞在中俄民機起落架噪聲特性及控制技術聯合研究中的應用

趙 鯤，王勛年，*，宋玉寶，范正磊，KOPIEV Victor

(1. 中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所，氣動噪聲控制重點實驗室，綿陽 621000；2. 俄羅斯中央空氣流體動力研究院 氣動噪聲部，俄羅斯莫斯科 105005)

0 引 言

隨著航空產業的不斷發展，民用飛機數量大幅增加，在為民眾帶來交通出行方便的同時，伴隨產生的噪聲污染問題日益引起社會廣泛關注。為此，國際民用航空組織（International Civil Aviation Organization,ICAO）航空環境保護委員會（Committee for Aviation Environmental Protection, CAEP）和美國聯邦航空管理局（Federal Aviation Administration, FAA）制定了嚴格的適航審定噪聲排放標準。特別是2017年12月31日采用的第五階段噪聲適航審定標準，在限制噪聲排放的同時也已成為制約他國發展大飛機技術的一項技術壁壘[1-2]。我國也相應制定了噪聲適航標準，對國內航空產業發展具有較強的指導意義[1,3]。

民機噪聲主要以發動機噪聲和機體噪聲兩大類為主[4]。機體噪聲是由高速來流與飛行器固體表面相互作用產生的流致噪聲，主要噪聲源包括增升裝置（縫翼、襟翼等）、起落架等部件，目前是氣動聲學研究領域的熱點問題[5]。開展機體噪聲試驗研究，核心設備為聲學風洞，特別是大尺度聲學風洞。以起落架噪聲為例，自20世紀90年代歐盟RAIN項目起[5-6]，發達國家起落架噪聲研究領域的許多標志性成果都源自其大尺度聲學風洞[1,2,5,7-8]，這其中最主要的一個原因是由于許多氣動噪聲問題在模型進行了縮比之后無法暴露出來（如螺栓孔空腔噪聲）。由此可見，基于大型聲學風洞開展大尺度氣動噪聲試驗研究十分必要。2013年，中國空氣動力研究與發展中心（China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC）建成我國首座大型航空聲學風洞— 5.5 m ×4 m聲學風洞（以下簡稱“FL-17風洞”），成為我國開展氣動聲學和低湍流度測力/測壓相關的風洞試驗、研究驗證固定翼飛機、直升機、高鐵等的氣動聲學特性和噪聲抑制技術的重要試驗研究平臺。

2018～2021年，CARDC與俄羅斯中央空氣流體動力研究院（TsAGI）在兩國政府的共同支持下，聯合承擔了國家重點研發計劃政府間合作專項—中國與俄羅斯政府間科技合作項目“面向飛行器起落架降噪技術的針對不同尺度模型的噪聲產生機理研究”（以下簡稱“中俄項目”）。該項目主要針對大尺度起落架模型開展噪聲特性與新型降噪方法研究，從而為兩國共同開發的大型民用客機降噪提供理論指導與技術支撐。項目執行過程中，CARDC的FL-17風洞得到全方面成功運用[9-15]，有力地支撐了各項研究工作。

本文首先介紹了FL-17風洞的研制歷程與性能指標，并概述了起落架噪聲領域研究現狀及當前存在的問題與難點。然后，針對性地以中俄項目為切入點，重點討論了FL-17風洞在起落架噪聲機理與控制技術研究方面的應用情況。最后，從FL-17風洞角度分享了一些大型聲學風洞的應用經驗，以期對聲學風洞的科研使用、民機噪聲控制等領域提供參考。

1 FL-17 5.5 m × 4 m聲學風洞

1.1 FL-17風洞研制歷程

聲學風洞是國民經濟與軍事領域開展相關聲學工程研究的核心基礎設施。為使我國獨立自主研制的民用飛機通過噪聲適航審定，降低高速列車、汽車和風力機的氣動噪聲，從而提高環境噪聲控制水平，提升直升機、無人機和其他飛行器的聲學隱身特性，我們必須建設好和利用好此類大型聲學風洞地面聲學試驗設備。

從20世紀30年代末開始，國外一些機構就陸續建成了一批聲學風洞，如法國CEPRA 19無回聲風洞、英國皇家航空航天研究院的7.3 m無回聲風洞、美國麻省理工學院的聲學風洞等。由于年代久遠，這些聲學風洞的性能指標相對較低，特別是聲學品質相對較差。隨著科技發展與時代進步，各領域對氣動聲學的研究需求愈發突出。為此，從20世紀后期開始，國外相繼完成了一批常規低速風洞的航空聲學改造和新聲學風洞建設，有力地提升了氣動聲學試驗研究能力。在現有設備基礎上改造的國外風洞有：美國NASA阿姆斯研究中心NFAC 12 m × 24 m全尺寸風洞、NASA高空風洞AWT、法國ONERA F1風洞及英國南安普敦大學2.1 m × 1.5 m低速風洞等。以美國的NFAC全尺寸風洞為例，其1990年完成聲學改造，試驗段鋼框架內安裝了消聲尖劈，且表面覆蓋了吸聲層并延伸至擴散段內。該次改造使試驗段內0.2～10 kHz的噪聲吸收率達到85%～95%[16]。20世紀后期，國外新建的大型航空聲學風洞最典型代表為德國、荷蘭共同擁有的DNW低速風洞，該座風洞也是目前國際公認的頂級聲學風洞之一。另外，還有一批用于航空部件氣動噪聲研究的小型聲學風洞（如荷蘭代爾夫特理工大學的立式聲學風洞、NLR的KAT小型聲學風洞等），以及十幾座用于汽車及高速列車噪聲研究的風洞（如通用、大眾、奔馳、寶馬等公司都建有汽車聲學風洞）。

2013年以前，全世界只有歐洲、美國與日本擁有大型聲學風洞，中國一直缺少這樣一座重要科研設備，嚴重制約了相關領域發展。為此，大型聲學風洞的建設被提上日程，成為我國 “十一五”重大科技基礎設施建設項目之一。FL-17風洞是我國自主設計、自行建造的國內首座大型聲學風洞，主要用于氣動聲學和低湍流度測力/測壓相關試驗。該風洞于2004年開始論證，2006立項并完成初步設計，2011年開工建設， 2013年全面建成并投入使用，具體建設歷程見圖1。

圖1 FL-17 5.5 m × 4 m聲學風洞建設歷程Fig. 1 Construction history of FL-17 5.5 m × 4 m aeroacoustic wind tunnel

1.2 FL-17風洞性能指標

FL-17風洞是一座單回流式低速低湍流度聲學風洞，具體結構如圖2所示。表1展示了FL-17風洞與歐洲DNW低速風洞各項性能指標對比，可以看出FL-17風洞大部分性能指標已超越后者。FL-17風洞具有開、閉口兩個可更換試驗段[10]，試驗段長14 m、寬5.5 m、高4 m，橫截面為矩形。開口試驗段外包圍著一個內部凈空尺寸為26 m（寬） × 18 m（高） × 27 m（長）的全消聲室，截止頻率為100 Hz（1/3倍頻程）。

表1 FL-17風洞與DNW-LLF聲學風洞性能對比Table 1 Comparison between FL-17 and DNW-LLF aeroacoustic wind tunnel

圖2 FL-17風洞結構二維示意圖Fig. 2 2D Schematic of FL-17 wind tunnel

FL-17風洞建設完成后，陸續配套發展了先進的氣動聲學試驗研究體系，包括基于傳聲器陣列的噪聲源測量和識別技術、氣動噪聲傳播特性試驗技術、基于PIV測量的氣動噪聲預測技術、基于PSP的非定常載荷測量技術等。結合先進的測力、測壓等常規試驗能力，FL-17風洞整體性能指標達到世界先進水平。

2 中俄民用飛機起落架噪聲特性及控制技術聯合研究

2.1 起落架噪聲產生機理及其控制技術研究現狀概述

起落架是飛行器著陸時承載全部重量的核心部件，具有精密力學結構。為保證結構穩定性且方便日常維護與安全檢查，起落架外形并未得到有效優化，其輪部、支桿等多種鈍體結構直接與高速來流作用，極易產生強烈的氣動噪聲[1]。圖3描述了空客A320飛機降落階段噪聲源有效感覺噪聲級(effective perceived noiselevel, EPNL) 權重，由圖可知起落架在總噪聲排放中的占比不容忽視。

圖3 空客A320降落階段噪聲源有效感覺噪聲級權重[6]Fig. 3 Relative weights of noise source EPNL of Airbus A320 at landing[6]

起落架是不同復雜噪聲源的集合體，其噪聲產生機理囊括了氣動噪聲的多種基本成因，如鈍體繞流噪聲、空腔噪聲、湍流邊界層噪聲、渦-固干擾噪聲等[1]，這就大大增加了實現噪聲控制的難度。為此，以歐美為主的發達經濟體提出了多種降噪技術思路，如整流罩、輪轂蓋等[1-2]，具體如表2所示。這其中技術成熟度最高的是整流罩、輪轂蓋等方法，且已經開展了飛行試驗[17-23]，但目前仍鮮有相關技術得到商業應用。這主要是由于飛機起降段是事故多發期，所以起落架設計制造中，結構穩定性是壓倒一切的考慮因素。任何需改動起落架自身結構的降噪措施都面臨風險，稍有不慎易導致重大事故。因此，當前起落架降噪措施得到應用較少的主要原因仍是從結構穩定性考慮，且缺少可適用于各類姿態、結構的普適降噪方法。技術成熟度最高的整流罩，也由于需要在起落架自身增加附加質量而暫時止步于飛行試驗階段。因此，起落架噪聲依舊是困擾民機研制領域的一項難題。本文作者曾專門撰寫中、英文綜述文章[1-2]，對起落架噪聲產生機理及相關降噪技術研究現狀進行了詳細論述，有興趣讀者可參考。

表2 起落架降噪技術Table 2 Noise reduction technologies of the landing gear

鑒于當前起落架噪聲研究存在的問題與難點，可以從以下兩個角度繼續下功夫：1） 深入挖掘起落架噪聲產生機理，有針對性地拓展新思路，提出新的解決方案；2） 改進已有方法，提高技術成熟度，將概念推向裝機，解決工程問題。為此，CARDC與TsAGI共同申報了中俄項目，共同依托FL-17風洞這座平臺開展相關研究工作。

2.2 中俄項目簡介

CARDC與TsAGI依托中俄項目開展合作研究，針對飛行器起落架氣動噪聲問題，綜合運用試驗、數值模擬、理論分析相結合的手段，獲得了起落架氣動噪聲特性，構建了噪聲物理基預測模型，研發驗證了起落架氣動噪聲控制技術。該項目內建設完成了FL-17風洞大尺度起落架噪聲試驗研究平臺，建立了集試驗、數值模擬與噪聲預測為一體的起落架噪聲數據庫，推進了基于空氣幕和非常規截面支桿的兩種降噪技術發展。該項目的順利實施，有力地提升了CARDC與TsAGI兩家空氣動力學研究機構在起落架噪聲領域的研究水平，成果能夠為國產民用客機、軍用運輸機等各類大型飛機低噪聲起落架設計提供支撐。

項目執行過程中，CARDC與TsAGI成立了聯合研究團隊并開展務實合作，共同完成了以中俄聯合試驗為代表的重要研究工作（圖4）。兩家單位通過優勢互補、通力合作，實現了中俄兩國各自國家級空氣動力學研究機構的強強聯合與互利共贏。

圖4 大尺度起落架噪聲中俄聯合試驗Fig. 4 Sino-Russia joint experiment on large-scale landing gear noise

下面將從大尺度起落架風洞試驗研究、起落架噪聲數據庫、基于非常規截面方法和基于空氣幕方法的起落架降噪技術等幾個方面對FL-17風洞在中俄項目中的應用進行介紹。項目內覆蓋的其他內容，如不同尺度模型噪聲相似律、數值模擬、物理基噪聲工程預測模型、起落架/艙體耦合噪聲特性與控制研究、基于試驗數據驅動的起落架噪聲機器學習數值預測方法等內容，請查閱相關報告與文獻[12,36,37,39-41]。

2.3 起落架噪聲特性大尺度試驗研究

試驗模型由CARDC與TsAGI聯合設計，由CARDC低速所加工中心負責制造。如圖5所示，模型主要包括支柱、輪胎、支桿等部件。整個模型通過外筒底部連接軸與底座連接，底座與試驗支撐平臺固聯。為避免額外噪聲產生，底座與連接軸都配備了整流罩以實現光滑過渡。

圖5 起落架主要部件示意圖與模型實物Fig. 5 Schematic and real photos of the landing gear main component

為研究各參數對起落架噪聲影響，模型采用模塊化設計，確保各個部件可拆卸更換，從而能夠研究不同構型下起落架噪聲特征及聲源分布規律。通過模型變換，可實現研究的起落架參數包括輪數、高度、攻角、輪攻角、偏角等，具體如圖6所示。

圖6 噪聲特性試驗內容Fig. 6 Contents of acoustic tests

四分之三開口試驗段是為FL-17風洞設計的多功能模型支撐平臺，其結構如圖7所示。地板長13.5 m、寬8.6 m、標高6.0 m，前緣與風洞噴口無縫聯接。地板分為硬質地板和穿孔板兩種構造，本試驗采用穿孔板地板。該結構采用消聲處理，穿孔板下層布置吸聲尖劈，可有效降低地板噪聲反射，便于開展聲場測試工作。

圖7 起落架噪聲試驗平臺（含四分之三平臺）Fig. 7 Platform for landing gear acoustic tests

試驗采用自由場傳聲器排架與傳聲器陣列開展聲學測試，同步實現噪聲傳播特性和噪聲源分布規律分析。模型側面布置有自由場傳聲器，并設計加工自由場傳聲器支撐架。支撐系統采用常規桿式結構，支撐桿外敷設一層吸聲襯，從而降低聲反射對測量結果影響。試驗布置三排共30個自由場傳聲器，傳聲器陣列共135通道（圖8）。試驗選用G.R.A.S的46 AE作為自由場傳聲器，頻率范圍為3.15～20 000 Hz；選用G.R.A.S的40PH作為陣列傳聲器，頻率范圍為0.1～20 kHz。

圖8 聲學測試布置示意圖Fig. 8 Schematic of the landing gear test setup

試驗獲得許多重要結果，受本文篇幅所限，在此不做過多贅述，感興趣讀者可參考文獻[9]，在此僅以輪部半徑φ變化為例進行簡要說明。

輪部是起落架重要噪聲源之一，其關鍵參數直徑對整個起落架噪聲有重要影響，因此本項目試驗對不同輪直徑的噪聲特性進行了分析。圖9給出了三種輪直徑狀態下噪聲頻譜，由圖可知總趨勢變化并不明顯，即對寬頻噪聲特性影響較小，然而對于與輪部相關純音特征影響較大。例如，大輪狀態下峰值在750 Hz附近的一純音頻率，在中輪與小輪狀態下明顯前移。小輪狀態下出現若干不明原因尖峰，頻率為443、887、1 331 Hz，具有一定諧波特征。為深入分析噪聲源，試驗采用拆解方法將輪部卸下進行試驗，具體如圖10所示。

圖9 不同輪直徑起落架噪聲頻譜特性（15號傳聲器）Fig. 9 Spectra of landing gear with different wheel diameters（MIC. 15）

圖10 無輪狀態Fig. 10 No-wheel scenario

圖11給出了小輪狀態和無輪狀態頻譜對比，可以看出不明峰值在兩種狀態下依然存在，且僅幅值發生一定變化，判斷該噪聲源與輪部無關。圖12給出了443 Hz時無輪狀態噪聲源定位結果，發現噪聲源出現在頂部連接軸端點，是來流作用于主支桿頂部引起的鈍體擾流純音噪聲。

圖11 小輪與無輪狀態下頻譜對比（15號傳聲器）Fig. 11 Comparison of the small-wheel and no-wheel spectra (MIC. 15)

圖12 無輪狀態下不同頻率噪聲源CLEAN-SC定位結果Fig. 12 Noise source localization of no-wheel scenario atdifferent frequencies in CLEAN-SC

如圖13所示，頂部端點純音噪聲僅在小輪狀態出現，判斷是由于隨著輪直徑變小，原先暴露在輪部側面尾流的頂部滑動活塞端點(upper head of the sliding piston, UHSP)轉變為直接暴露在來流中，從而產生與無輪狀態相似的單頻純音噪聲。因此，在進行輪部尺寸設計時，應綜合考慮兩側輪間端點噪聲情況；為避免增加純音噪聲，輪部直徑不應過小。

圖13 大小輪起落架流場特性Fig. 13 Flow fields around small and large wheels

在中俄聯合研究中，為分析不同結構參數（起落架高度、輪數、輪直徑、輪攻角、側滑角等）對起落架噪聲特性的影響，在FL-17風洞開展了大尺度試驗研究。該試驗取得的數據與結論，有效地提升了對起落架噪聲特征及其產生機理的認識，具體可參考已發表文獻[9,13]。

在本試驗開展前， 國際上起落架噪聲大尺度試驗研究的文獻全部來自于歐美，我國已開展的工作主要集中于小尺度試驗研究與數值模擬等領域，數值模擬又由于缺少大尺度試驗數據驗證，因此與歐美相關同類型工作有較大差距。 本試驗以及配套建設完成的大尺度試驗平臺，有效填補了我國大尺度起落架氣動噪聲的工程與學術研究空白，對我國起落架噪聲研究領域發展具有重要意義。

2.4 大尺度起落架噪聲數據庫

依托項目支持，CARDC建立了集試驗、數值模擬與工程預測模型為一體的大尺度起落架噪聲數據庫與配套交互軟件（圖14）[15]。

圖14 大尺度起落架試驗、仿真與預測模型數據庫軟件[15]Fig. 14 Database software of the full-scale landing gear experiment, simulation, and prediction model[15]

該數據庫試驗部分源于2.3節所述FL-17大尺度聲學風洞試驗；數值模擬部分源于項目組開展并經過FL-17試驗數據驗證的起落架流場大渦模擬（LES）/噪聲LEE（線化歐拉方程）數值仿真工作[12]；預測模型部分源于部件分析法，通過借鑒NASA、Boeing等工程預測模型框架以及國外相關研究成果，在項目所開展的風洞試驗測試及分析研究結果的基礎上發展與完善的工程預測模型。

歐美起落架噪聲領域研究基礎扎實、發展迅速，在試驗、數值模擬和工程預測等方面均領先我國，但綜合運用三種方法的相關工作開展較少。中俄項目內建設完成的起落架氣動噪聲試驗、數值模型和噪聲工程預測模型數據庫，具備以下優勢：

1）綜合優勢。國外在起落架噪聲方面開展了大量的研究工作，數十年工作積累已然成形。就試驗、數值模擬與工程預測模型單項而言，我們雖然發展很快，但差距仍然明顯。然而，將這三項工作相互融合并建立數據庫這點上，我們與國外站在了同一起跑線上。三種研究手段相互輔助，相互驗證，能夠有效促進對起落架氣動噪聲機理的深入研究，加速提升我國起落架噪聲研究水平。

2）可擴展優勢。該數據庫涵蓋了不同狀態起落架試驗、數值模擬和工程預測模型取得的起落架氣動噪聲數據。大尺度試驗數據更是彌足珍貴，能夠更好地指導數值模擬方法與工程預測模型的發展。數據庫設計成可擴展結構，為未來進一步深化相關工作并提升對應模塊提供了保障，也是后續將要繼續開展并完善的工作。

該數據庫面向全國無償發布，目標是用以支持國內同行共同發展。截止目前，已支持部分國內合作單位開展了相關數值模擬、機器學習方面的研究工作[40]。

2.5 基于非常規截面方法的起落架降噪技術

如表2所示，部件優化即通過合理設計氣動外形實現降噪，是起落架噪聲控制領域的一項重要被動控制方法。當前，以歐盟為代表的國外學者在起落架部件優化方面提出了許多思路，如在歐盟TIMPAN項目中提出并驗證了幾種側撐桿、四輪起落架輪胎優化方案[25]等。在中俄項目研究中，采用的方法是非常規截面支桿[11]。通過理論分析可知，常規圓形截面兩側流動分離會產生噪聲源，在經過圓柱表面反射后易形成偶極子聲源和四級子聲源。如圖15所示，通過合理控制橫截面截斷位置（截角θ）可消除反射產生的鏡像偶極子聲源，這種方法可被用于改善支桿的氣動噪聲。

圖15 雷諾數8 × 104下圓柱與截斷面圓柱尾流結構PIV結果[11]Fig. 15 PIV results of the circular cylinder and truncated cylinder at the Reynolds number 8 × 104[11]

在CARDC-TsAGI聯合開展的FL-17風洞大尺度起落架噪聲試驗中，通過對比圓形截面和θ=109.5°的兩種支桿噪聲特性，驗證了高雷諾數下非常規截面方法的噪聲控制能力。如圖16所示， 75 m/s風速試驗結果表明，重點頻段上的噪聲級都實現了預期噪聲控制效果。

圖16 高雷諾數下截斷面圓柱無輪起落架降噪效果驗證試驗[11]Fig. 16 Experimental validation of the noise control using truncated-cylinder for the landing gear without wheels under a high Reynolds number[11]

基于非常規截面的起落架降噪技術作為一種部件優化方法，具有降噪效果，且不需增加附加機構。在飛機增升減阻相關領域，部件優化方法已經得到了廣泛使用。然而需要說明的是，起落架作為承載飛機全部重量的關鍵部件，對其做出的任何修改會直接影響結構穩定性，是需要經過反復考量的。因此，該方法距離工程應用仍有一段距離。

2.6 基于空氣幕的起落架噪聲控制技術

空氣幕是一種新型降噪技術，其本質是一種具有狹長噴口的射流氣簾，通過偏折鈍體前方高速來流實現降噪，概念如圖17所示。作為一種氣動噪聲控制新思路，空氣幕降噪方法最早的試驗研究始于2009年，由NLR的Oerlemans和Bruin在小型聲學風洞中完成[42]，在驗證了空氣幕對鈍體噪聲控制的效果同時也發現了其自噪聲問題。隨后，筆者團隊[31]針對空氣幕自噪聲問題，試驗驗證了其增量遠小于該方法實現的總噪聲抑制量，進一步說明了空氣幕的有效性。此外，筆者團隊[30,43]還開展了基于雙層空氣幕布局的降噪研究工作，實現了自噪聲控制，進一步提升了空氣幕降噪效果。

圖17 應用于飛機起落架的空氣幕降噪方法示意圖[38]Fig. 17 Schematic of the landing gear noise reduction using a single air curtain [38]

為進一步提升技術成熟度，CARDC以簡化兩輪起落架為噪聲源，開展了大尺度空氣幕降噪方法試驗驗證。試驗在FL-17風洞中開展，如圖18所示，起落架模型高度為1.125 m，安裝于空氣幕噴口中心正后方，通過基座與地板實現固定連接，可實現調節空氣幕噴口與起落架之間的相對距離。圖18給出了來流風速為70 m/s、空氣幕速度為40 m/s時試驗結果，其中黑色線條（v∞= 70 m/s）代表僅有來流時的背景噪聲，即無起落架且無空氣幕（噴口封堵），紅色線條（Landing gear）代表起落架噪聲。由圖可知，開啟空氣幕后降噪效果明顯；當空氣幕噴口與起落架之間距離為300 mm時，噪聲峰值最大控制量達到13.9 dB。

圖18 采用單層空氣幕的CARDC大尺度起落架氣動降噪試驗Fig. 18 CARDC large-scale experiment of the landing gear aerodynamic noise reduction using an air curtain

基于空氣幕的起落架噪聲控制技術相關成果是本項目的一個重要進展。項目開展的大尺度空氣幕降噪試驗，對1米量級模型的峰值頻率實現了超過10 dB的降噪效果，可以將該概念的技術成熟度向前推進1～2等級。結合前期雙層空氣幕研究成果，目前CARDC在空氣幕降噪方面已處于國際第一梯隊，為空氣幕技術的后續發展和工程應用奠定了基礎。

3 結 語

本文以中俄項目為例，介紹了FL-17 5.5 m×4 m聲學風洞的研制歷程、性能及在中俄項目研究中的應用情況。自FL-17風洞建成以來，持續開展基礎與應用研究并加強技術創新，截止2022年08月FL-17風洞團隊共完成各類試驗2萬余次，先后承擔國家重點研發計劃政府間合作專項、國家自然科學基金、國家重大儀器專項、基礎加強重點項目、民機專項等各類科研項目八十余項。總結FL-17風洞在科研工作中的應用經驗，一個重要的方面就是瞄準國家重大自主創新研究發展需求。通過試驗乃至整個設計階段的盡早介入、密切跟進、靠前服務，努力提供“氣動+聲學”的解決方案，進一步提升聲學測量、數據分析等方面的試驗技術。另一個重要方面是注重加強專業人才隊伍培養。FL-17風洞最核心的兩支隊伍為風洞運行隊伍與科學研究隊伍，風洞運行隊伍主要涉及操作層面的工作，包括模型安裝、測控、洞體/動力維護等崗位，大力發揚“工匠”精神；科學研究隊伍是負責風洞試驗組織與數據分析、開展氣動噪聲基礎與應用創新研究的主力，主要以博士/碩士學歷層次人才為主。通過近十年的努力，FL-17風洞團隊初步形成了梯次搭配有序、人才結構合理的兩支專業隊伍，充分釋放了團隊人力資源潛能與使用效能。

隨著FL-17風洞運營管理的不斷優化與試驗技術的持續進步，作為“大國重器”的一個代表，該風洞將會在氣動聲學學科相關領域發揮更為重要的作用。