基于理想不可夺轴对称位流理论，求得一任意椭球在纵向加速流中绕流的精确解。并以一很细长的椭球近模拟风速管，求得均匀流中风速管数理论值，以及在纵向加速流中它的相对偏差值。

降低风洞气流总温是提高亚，跨声速风洞雷诺数的有效方法，现有采用液氮致冷的生产型低温风洞能满足设计各种新型飞机进行气动试验所需的雷诺数要求，但由于需耗用大量液氮，导致运行费用高昂，此外，排出大量低温缺氧气体还严重影响生态和环境，为此本文提出了一种新颖的致冷途径。

飞船、宇航探测器、航天飞机等复杂外形航天器给气体动力学，包括稀薄气体动力学提出了新的要求。本文简要介绍了为计算过渡领域中气动力与热而发展的基于位置元概念的ＤＳＭＣ方法的通用算法。该方法解决了计算物面通量量的技术难点并已用于模拟圆球、飞船、类航天飞机的绕流。正在进行的航天实践，如麦哲伦飞船对金星的探测、行星大气中的气动制动、伽利略飞船的木星之行、尾屏蔽在太空中获得高真空的实验等等提出了新的气动力问题

利用后向散射光纤激光光谱测速仪，同时测量子内径为１４０ｍｍ的并流上行和下行循环流化床中稀相区局部气体和颗粒速度分布，并对实验结果进行了无因次处理和分析，对比了上行床与下行床内两栖相速度以及它们随表现气速和固体循环量的变化规律。

高级压比轴流压气机叶栅中激波，边界层相互作用会引起激波振荡并增加流动损失，本实验在超声速压气机叶栅风洞中研究激波，边界层相互作用现象并用激波，边界层相互作用的被动式控制方法寻求减弱激波振荡，减小流动损失的途径。

利用ＤＡＮＴＥＣ三维激光多普勒测速仪对水槽壁面边界层的湍流参数进行了测量和分析，并与经典实验曲线做了比较，同时就摩擦速度的计算与涡粘系数的分布曲线展开了讨论。

研究了在我国现有条件下，利用普通自来水，在室内和试验水槽中不设调温装置的情况下，热膜技术在水流测速中应用的有关技术问题。并利用从美国ＴＳＩ公司进口的１０５０Ａ恒温型热线／热膜流速仪测量了紊动射流和三峡溢流坝模型冲坑中掺气水流的脉动流速及紊动结构问题，获得了成功。

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.