为解决传统镜面后视镜对整车气动噪声和气动阻力影响较大的问题,基于计算流体动力学(CFD)利用SSTκ-ω湍流模型仿真的方法对一种汽车电子后视镜进行气动特性分析。在模拟的气流以27.78m/s的速度流动的风洞实验中,后视镜尾流区域的流场中存在低压区并形成低速层,随着气流的不断运动,低速层中涡流中心轨迹线开始均匀发散,未产生激烈的湍流。由于后视镜前部静压力高于后部,于是产生压差阻力。通过分析可知,低压区和低速层对整车气动特性影响较低。该电子后视镜相对于传统镜面后视镜在降低整车气动噪声和气动阻力方面优势明显。

在JF 8脉冲风洞中,来流马赫数Ma=8.0,来流单位长度雷诺数Re/L=1.47×107和2.52×107(1/m)两种试验条件下,对高超声速飞行器1/20缩尺模型进行了表面气动热的测量。模型迎角α=0°,10°,15°,20°,25°和30°。试验给出机身对称面、翼前缘、立尾前缘等处的热流率分布。机头部分最大热流率与由Fay Riddell公式计算的驻点热流Q0率接近,翼前缘最大热流率在全机身中最大,约为Q0的2倍,因此翼前缘的热环境是最严酷的。

采用Witoszynski、Foelsch法及边界层修正量等因素对（4~6）马赫喷管型线进行设计，将所设计喷管射流及实验区流场环境进行模拟；通过改变喷管实验区入出口压力比，探讨最佳稳定流场时所对应的入出口压力比。为明确风洞实验中构件附近流场的准确分布，在实验区放置球锥模型，对比分析所设计喷管射流场及远场边界条件下的流场品质，探究实验区壁面及喷管模型对稳定气流的影响大小。同时，分析球锥构件半锥角的改变对喷管实验区射流的影响。研究结果表明：所设计喷管及实验区的流场都能保证高马赫、高品质稳定气流，验证了喷管型线设计的合理；两种环境下球锥模型附近的速度场、温度场及压力场分布差异明显，实现后续模拟构件在风洞实验的高温应变及模态等特性的结果更精确；喷管实验区流场中不同半锥角的构件温度分布规律结果对...

采用镜像两步法在FL-8风洞中进行了俯仰振荡动导数支架干扰修正实验,实验结果表明:在强迫振荡动导数实验中,支架干扰对动导数实验数据有明显的影响.通过对实验数据进行支架干扰修正,可以进一步提高实验结果的准确性.

笔者给出了民机后体在低速风洞进行试验的一种新的和实用的试验方法.对试验设备、模型设计、支撑方式、天平的选择和角度控制精度等均进行了介绍,对试验方法和数据处理也给出了具体要求.在民机后体试验技术研究中,采用多种不同后体形状和有无尾翼模型进行试验.从试验结果可以看出不同后体阻力系数微小差别,可满足民机后体研制需求.

给出了由西北工业大学翼型研究中心设计的四个高载荷函道螺旋桨翼型在FL-2l风洞进行的部分典型实验结果，进行了分析，并与数值计算结果进行了比较，结果表明，四个函道螺旋桨翼型在设计马赫数范围内均具有高升力条件下高升阻比的气动性能。

给出了轴对称收扩喷管和实施矢量偏转后的收扩喷管模型在FL-8风洞中的动力模拟静特性实验结果.对于轴对称喷管模型主要进行了喷管的推力特性测量,对于实施矢量偏转后的喷管模型除了给出了喷管推力特性外,还给出了喷管的偏转效率.实验结果表明:在FL-8风洞中进行单喷管的推力静特性测量实验结果可靠,与理论规律相一致.

为满足型号研制的需要，针对层流翼型实验中出现的一些气动现象，对层流翼型的转捩与分离及其对翼型气动性能的影响进行了实验研究。

介绍了变频器在风洞的飞机模型带动力实验以及飞机螺旋桨实验中的应用。由于实验的特殊性，所以对变频器的各项性能都有特殊的要求。文中对变频器容量、输出频率、载波频率、压频曲线、频率分辨力以及能耗制动电阻等几个关键技术进行了探讨，最后简单介绍了对谐波干扰的抑制。

结合飞机模型带动力以及螺旋桨风洞实验技术要求，同时根据西北工业大学翼型研究中心在研制高功率密度电机过程中的经验，探讨并解决了在电机设计和应用过程中的一系列关键技术问题：电机尺寸小、高功率密度、高效冷却装置、高品质供电电源以及能量回馈问题等。