介绍了在０．３ｍ×０．３ｍ高速风洞中进行的某研究型大口径机枪双头弹空气动力特性试验研究。文中给出了试验模型、试验方法，数据处理方法以及试验结果，最后对该结果进行了详细分析。试验结果表明该双头弹模型符合小攻角下弹丸空气动力特性的一般规律，但双头弹弹形还需进一步改进。

带动力实验进行洞壁干扰修正时，必须考虑螺旋桨油流的影响。运用等效动压法和壁压信息法对运八飞机带螺旋浆模型风洞实验数据进行洞壁干扰修正，分析洞壁对带螺纹浆同模型试验数据的影响并对不同修下进行了比较。

变湍流度试验结果表明，湍流度对翼型边界层和尾流的湍流特性，转捩情况，气动噪声特性及其它们间的相关特性有显著影响，这种影响有一定规律，笔者得出了若干有价值的半经验关系式。

动态失速风洞实验是一种非定常实验，其测量所得数据属于随机数据范畴。由于强迫振动频率范围较大，要从中获得有效的实验结果，除了做豁达一截止频率的模拟滤波外，还必须对其进行数字滤波处理。数据的频谱分析结果表明只须对天平测量信号做数字滤波处理；滤波原则是仅需滤掉天平、支架、模型系统的固有振动频率分量，同时尽可能多地保留实验强迫振动的各阶谐振信号。

通过风洞实验研究了多钝体高杆灯在不同水平风向角和坚向风向角下的力与力矩系数。实验结果表明：在一定的风向角下，法向阻力系数ＣＤｍａｘ＝１．０３０，法向变曲力矩系数Ｃｎｍａｘ＝ㄧ－０．９４０ㄧ，轴向力系数ＣＡｍａｘ＝０．５０４和ＣＡｍｉｎ＝－０．６００。

基于作者的实验及相关理论，着重分析了实时全息用于风洞流场显示研究可能出现的误差信及检定、消除方法。实践表明，配以适当的光源和显示、记录系统，实时全息一息干涉显示直接再现，现场可视、可调控，免除了实验的盲目性和大量的后续处理，便于灵活选用干涉项，在高速流场尤其是其它光学诊断方法举步维艰的强发光高温等离子体的瞬态及迅变过程的实时连续监测显示诊断研究中亦有一定的优势。现实实验过程中系统只要没有大的过阻尼

介绍了国内首次在高速风洞中使用荧光压和传感器（ＬＰＳ）技术对飞机模型机翼表面压力场测量的初步结果。简述了ＬＰＳ技术的应用原理、实验设备、实验方法和数据处理方法。为了分析比较，在用ＬＰＳ技术测压的同时也用常规压力孔测压方法进行了机翼表面压力测量，并对二种测量方法得到的结果进行了简单分析。实验马赫数Ｍ＝０．４～１．５，攻角α＝０°～１８°。

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.

用笔者发展的从风洞模型自由翻滚实验数据获取动导数的最大似然辨识方法仿真的算例表明，动导数辨识结果受测量误差、测量噪声以及静态俯仰力矩系数非线性的影响很小，而常用的动导数估算方法所得结果受其影响较大。最后，采用最大似然辨识方法处理了某飞行器模型风洞自由翻滚实验数据，获取了该飞行器在M＝4．0和M＝6．0下0°－180°振幅范围的动导数。

通过风洞模型实验,利用六分量高频底座天平技术,测量了称为龙脊风帆的一种单帆模型在均匀来流中各个风向角和俯仰角下的时均升力系数和时均阻力系数以及脉动升力系数和脉动阻力系数,可为工程中类似帆形结构的设计和受力计算提供参考.