对后掠角７０°尖前，后缘三角翼进行了低速风洞试验，用五分量内应变天平测量了静，动态气动力，考核了动态试验装置，测试系统和数据采集／处理方法，模型静态法向力测量跟文献实验符合，在一定折合频率范围内作大振幅动态运动时，法向力和俯仰力矩出现过冲量，动态失速延迟；上仰和下俯运动产生的气动载荷形成滞后环，用俯仰气动阻尼表示滞后度并确定振荡稳定特性，文中还对实验结果用傅里叶分析作了预测，二者趋势一致。

本文描述的是研究爆炸成型发射弹（ＥＦＰ）模型的流场及超高速空气动力特性所用的弹道试验设备；简要报导了记录全尺寸干涉的图形的技术；对径向密度分布再现的方法进行了讨论；在零攻角实验时不同模型的空气动力阻力是采用简化来计算的；对各种不同ＥＦＰ型工的气动稳定性提出了定性的方法，并阐述了用于组合体高速飞行特性研究的数值计算技术的基本原理。

本文就采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性进行了讨论。着重对机头边条的大小，安位置等对飞机稳定性的影响进行讨论。试验是在气动中心低速所４ｍ＊３ｍ和φ３．２ｍ风洞中进行的。

由于直升机自身的特点，旋翼／机身气动干扰呈现非线性，且受多种因素的影响，用神经网络来解决这一非线性问题是一个很好的办法。将旋翼／机身气动干扰试验数据构造的学习样本，对网络参数进行学习，可以得到旋翼／机身气动干扰神经网络模型，进而可以用该神经网络模型研究直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。参数训练好的旋翼／机身气动干扰神经网络模型可直接用于直升机气动设计和实时仿真。笔者在对旋翼／机身气动干扰神

结构的气动导纳是决定结构上气动荷载的重要参数.常用的Sears'气动导纳函数只描述了导纳与频率的关系.设计了拉条模型试验验证结构的气动导纳不单与频率有关,还与结构的特征尺寸、风场的特征参数有关.获得的三维气动导纳公式定量描述了导纳与频率n、湍流积分尺度Lw和薄板宽度B的关系.

为了解决小不对称再入体滚动气动力测量问题，北京空气动力研究所研制开发了以空气轴承为核心的滚转气动力测量技术，利用空气了轴承自身旋转阻尼非常小的特点，使模型做自由滚转运动，一个特殊设计的非接触的光学测量系统测出模型的转角随时间的历程，用参数拟合的方法得到滚转力矩的大小和方向。为验证该项实验技术的正确性与可靠性，在φ500高超声速风洞中对4个模型进行了吹风实验，吹风马赫数为5，测量滚转力矩系数C10和滚转阻力矩系数C1p。实验结果表明，该文方法数据合理，并较其它方法更具有鲁棒性。

高速列车在进出隧道时,会产生一系列气动效应,以致于在隧道周围形成噪声污染,降低列车乘坐的舒适度.模型实验是研究和解决这些问题的有效方法.在建立高速列车模型实验相似准则的基础上,利用压缩空气式高速列车模型发射系统对高速列车进入隧道过程进行了模型实验,对测试结果进行了分析,得出压缩波产生、传播的一些规律,并将测试结果与现场实测数据进行比较,验证了模型实验结果的可用性和相似准则的正确性.

在CARDC0.6m×0.6m高速风洞中进行了航天飞机类模型的动态失速试验.在M数为0.4～1.2,迎角为0°～75°范围测量了模型的动态气动特性,研究了各种运动参数对动态气动特性的影响.结果表明,在试验范围内,俯仰振荡引起了不同程度的气动迟滞现象,各运动参数对模型的动态气动特性都有重要影响,仅在迎角约为20°～40°时,非定常法向力增量存在,相应的非定常效应较明显.