为直接测定驻室温度，以预混于实验气体中微量四氟四烷ＣＦ４在高温下热分解反应的动力学分析为基础，采用一个快速单向进样阀于喉道前部对反射激波后的气体进行采样，通过气相色谱方法检测反应终产物四氟乙烯Ｃ２Ｆ４的浓度和为温度指示，测量激波风洞中反射激波后驻室的温度。应用于最新研制成功的爆轰驱动激波风洞驻室温度测量的结果显示其采样技术及化学温标方法是适用的。讨论了用氢氧爆轰驱动产生的管壁凝结水对测量的影响。

介绍了５７°三角翼布局战斗机模型在ＣＡＲＤＣ－直径３．２ｍ风洞进行的俯仰、偏航和滚转３个方向大振幅振荡的非定常气动特性，试验的振幅为２０°、３５°，俯仰和偏航振荡的减缩频率为０～０．０６，滚转振荡的减缩频率为０～０．２。另外利用基于频率域的Ｆｏｕｒｉｅｒ变换法和非线性代数法，对非定常气动力建模进行了探讨，气动模型预测结果和试验结果具有较好的一致性。

倔枪喷嘴广泛地应用于工业除水除尘中，但如何直接量化衡量和评价气枪喷嘴的除尘效果或效率，是一个非常困难且有意义的问题。本文作者提出了通过图像处理的方式，利用除尘前后粒子的浓度同所反射的光强的相应关系来测算气枪喷嘴的除尘效率的方法。此法能有效地对全场表面的除尘效率分布进行较为精确的测算，且操作简便、可重复性强。利用该方法对影响气枪喷嘴除尘效率的多个因素；如一次侧压力、喷嘴到平板的距离和射流攻角进行了研

在水槽中利用激光片光源及荧光素钠染色液显示方法，研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼交迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律。结果表明，除Ｒｅ数之外模型迎角、后掠角等参数对干扰区马蹄涡也不同于卡门涡的是稳定发展的三维旋涡系即背涡。讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系。

对1.2m跨、超声速风洞栅指M数控制系统作了较为详细的介绍，包括硬件系统的设计、硬件配置、功能选择和软件设计，以及本系统与风洞总压控制系统的连接和通讯，最后给出了1.2m跨、超声速风洞栅指M数控制系统的调试结果。

用于高焓风洞实验中模型表面温度测量的CCD红外热成像系统，测温范围1000～3500K。笔者介绍系统原理和标定过程，并给出了初步风洞实验结果。通过与红外高温计测量结果的比较分析，验证了该系统的可靠性和实用性。系统的研制成功为地面防热/热结构实验中模型表面温度测量提供了先进的手段。

FL-7风洞是以三台航空发动机为动力的跨音速风洞，通过调节发动机转速、柔壁及旁路活门开度来实现对M数的控制。影响M数的因素较多，很难建立精确的数学模型，为了提高M数控制速度和精度，在新改造的FL-7风洞测控系统中，采用了模糊控制、自学习等控制策略，取得了良好的效果。笔者对控制方法和控制规则作了介绍。

对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF-8A脉冲型高超声速风洞中M=6.26,M=7.91和M=9.29条件下进行了模型自由飞实验.由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数.实验结果显示,在实验范围内模型具有动态稳定性,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果.实验范围内马赫数的变化(从6.26到7.91)以及模型质心位置的轴向移动(从0.50到0.60)没有导致俯仰阻尼系数的明显变化,其量值在-1.5附近.而马赫数9.29时阻尼值变小,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起.此外,考虑恢复力矩的非线性影响后,辨识结果有所改善.

主要针对以差压变送器为核心的动态差压检测系统的特点,应用流体网络分析方法,提出了动态差压检测系统中的共模误差问题.理论分析和仿真计算结果表明:共模误差与检测系统两侧引压管路的不一致性直接相关,为了获得动态差压信号的准确检测,必须对动态差压检测系统的共模误差予以抑制.

大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术.气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术,包括大迎角机构、模型、天平等.1.2m风洞超大迎角试验结果与2.4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求,表明1.2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功.