为优选船艏结构型线方案,在风洞中针对三个在结构型线上仅有细微差别的船艏方案进行表面压力特性对比测试。实验获得了各型线方案模型表面压力空间分布特性和压力脉动特性,并通过表面压力特性的综合对比进行了结构型线评估,为船艏的结构型线设计提供直接的技术依据。

反射端声压级高于140dB以后驻波管中的声流结构会发生明显变化。利用流动显示和LDV（Laser Doppler Velocimetry）技术对该问题进行了实验研究。流动显示结果表明，在160dB左右的高强驻波声场中随着旋涡结构的合并、破裂等现象的出现，声致流动有明显的湍流特性。LDV测量结果显示，随着驻波管中声压级的提高，一些测点的速度频谱明显加宽，出现高频速度脉动，而另一些点的速度频谱则没有显著变化。径向湍流强度测量结果显示，此时管中流动已是复杂的三维结构,而非轴对称的二维结构。

8m×6m风洞是亚洲最大的低速风洞,为了不断满足国民经济发展对风洞试验的要求,为了解决本身存在的问题,8m×6m风洞运行20年来首次进行了大规模技术改造.采用了自行研制和引进改进相结合的方式,圆满地完成了改造,使该风洞的试验能力提高到了一个新的水平.

在M＝0．604、0．703、1．962时对10°锥自然转捩情况下的脉动压力特性进行了测量。试验数据表明：转捩区的压力脉动明显增大，转捩雷诺数（以10°锥顶点至转捩结束点之间的距离为参考长度）随M数增大而增大。

作者采用时间相关法，通过有限体积离散，运用带化学反应的全N－S方程，在神州巨型机上，针对试验模型，对油气比Φ＝0．0和0．35的喷氢Scramjet燃烧室流场进行了三维并行数值模拟，得到了流场的精细结构。并行模拟所得壁面压力分布与试验所测得的壁面压力分布吻合较好。

在高焓风洞喷管膨胀流动中,会出现组分和振动能量的非平衡冻结现象,给试验数据的分析、外推和使用带来困难.笔者选择有飞行试验数据的钝锥体ELECTRE作为高焓风洞试验的标模,用热化学非平衡Navier-Stokes软件,计算了飞行条件和相应的考虑组分和振动能量的非平衡冻结效应试验条件的模型绕流流场,用双尺度参数ρL和Stanton数,分析试验条件下的热流数据外推飞行条件的问题.研究结果说明:在模型头部区域,保持总焓和双尺度参数ρL不变,热流数据从试验条件外推到飞行条件是可行的;在模型尾部区域,试验条件和飞行条件的Stanton数有较大差别,用双尺度参数ρL把热流数据从试验条件外推到飞行条件有较大误差.最后提出了用CFD设计高焓风洞试验条件的思路,并识别真实气体效应显著改变热流分布的高焓风洞试验能力区域.

针对2.4m风洞中具有同步协调控制要求的子系统的特点,为了解决具有大质量、大惯性、大负载、负载严重不等以及风洞运行过程中有强烈气动干扰等特点的系统的同步协调控制问题,设计了一种同步控制器和一种智能误差补偿控制器,提高了系统的抗干扰能力,使系统的同步协调控制指标优于设计指标.

通过风洞模拟试验研究了椭球形舞台壳体,及其三种开启状态时的风荷载特性.结果表明就整体风荷载而言椭球体的阻力系数不是很大,但由于气流的分离和再附,椭球体的局部会出现很大的负压,系数可达-2.0以上.另外,周围建筑对椭球形舞台壳体的风荷载影响很大.

为给新型高性能飞机弹射座椅的气动性能研究提供依据，在中国空气动力研究与发展中心低速所8m×6m风洞进行了此新型高性能飞机弹射座椅1：1模型的空气动力特性试验研究。研究结果表明：试验对高性能飞机弹射座椅飞动性能的研究，为航空弹射座椅气动理论的研究提供了可靠的依据；试验对人体表面压力分布研究的结果初步揭示了人体表面压力分布规律，为后续研究奠定了基础。

2000年8月当'派比安'和'杰拉华'台风接近上海时,浦东气象局的10m高度极值风速记录超过24m/s,笔者用超声风速仪在离地20m高处采集到近20h的三维强风样本.经过对实测风速数据的分析,得到了平均风速和风向、阵风因子、湍流度、湍流积分长度、摩阻速度以及湍流功率谱密度函数等强风特性,分析结果表明:近地强风的湍流度和阵风因子较高,湍流积分长度约在80m左右,水平(纵向和横向)湍流功率谱密度函数与Simiu谱基本一致,但垂直湍流功率谱与Panofsky谱相差较大.