使用低耗散的Roe格式,数值模拟了Reynolds数（Re）对大攻角细长旋成体绕流滚转角效应的影响。模型头部加了几何小扰动块以引发流场的不对称。在较大的Re数（Re=10^5）下,本文的计算结果与实验是相符的,此时细长体的滚转会导致双稳态、双周期现象,即侧向力随滚转角呈现类似方波形式的双周期变化,方波中侧向力基本保持不变的状态对应于流场的正则态,且两个正则态的侧向力方向相反,方波中侧向力基本保持不变的状态对应于流场的正则态,且两个正则态的侧向力方向相反;而在较小的Re数（Re=4000）下,如果扰动足够大,细长体的滚转将导致不同的双稳态现象,此时两个正则态的侧向力方向相同,而在较小扰动下双稳态现象不再出现;Re数更小时（Re=1000）,即使在较大的扰动下,双稳态现象也不再出现,侧向力随滚动角仍是连续变化的。本文的计算结果表明,Re数越小

平尾和垂尾是直升机重要的气动面,其气动特性数据是计算飞行品质和载荷等的设计输入。采用CFD方法分别对两种构型直升机的全尺寸和缩比模型进行了气动特性计算,计算状态包括大攻角和大侧滑角状态。之后提取出其中的平尾和垂尾气动特性结果,并与风洞试验结果进行了对比分析。结果表明,CFD计算得到的平尾和垂尾气动特性值与风洞试验结果变化趋势一致,其中平尾气动特性数据在数值上相差比较小,而垂尾气动特性数据在数值上的误差比较大。研究结果可为直升机平尾和垂尾大角度气动特性计算方法选取和计算结果修正提供一定的参考。

为了深入分析小展弦比飞翼布局气动力特性,采用了风洞试验方法对一种小展弦比飞翼布局开展了静态测力试验研究,得到了该模型的基本气动力特性。试验研究结果表明,在多次重复性试验条件下,横航向气动力出现较大的散布,其中,Ma=0.8,散布区域攻角变化范围为α=12°~28°;Ma=0.95,散布区域攻角变化范围为α=8°~16°;Ma=1.5,散布区域攻角变化范围为α=14°~16°。在重复性试验中出现这种测试值的散布,表明在该试验条件下,气动力具有明显的不确定性;在这些飞行条件下小展弦比飞翼布局可能出现横航向失稳运动。

着重综述飞机在大攻角飞行中遇到的非定常气动力问题，同时强调进一步发展非定常空气动力学对先进飞行器设计具有重要意义。

介绍了一套用于气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞或Φ３．２ｍ风洞的大攻角动导数试验系统。对该系统的激振装置、测试系统及主要性能进行了描述，并对典型试验结果进行了分析讨论。采用自动化程度高、较模拟式仪器可节省大量风洞运行时间的全数字化测试系统，能提供包括阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数在内的全部组合动导数以及由α和β产生的动导数和静导数，数据具有较高的精度。

简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带，４０°，６０°和７０°“只”字型粗糙带等５种状态的实验结果，并对结果进行了分析。实验的湍流度为：０．０２％，。０．１０％和０．３３％。实验结果表明，不同的粗糙带对模型的气动特性有较大的影响。总的来说，上 几种粗糙带状态对气动特性的影响可以简单地分成两种类型，即“有影响型”和“无影响型”。研究还表明，湍流度对大攻角时气动

在ＣＡＲＤＣ ４ｍ×３ｍ低速风洞中应用的大攻角连续扫描试验技术克服了以往在低速风洞中进行的常规步进攻角静态效率低，试验结果信息量少的缺点，实现了飞机模型的气动量在整个攻角试验范围连续测量，完整地描述了模型的大攻角静态气动特性，为型号研制提供了丰富的风洞试验结果。笔者结合某型号飞机试验，具体介绍了大攻角连续扫描试验技术的应用情况。

描述了有类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果，包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果。计算和试验的参数范围：α＝０°￣５０°，β＝０°￣２０°，虽然计算与试验怕用的外形在后部有一些不同，但是两者在涡的位置方面显示了良好的一致性。同时研究也表明，大攻角的流动特性可以改变机身前体形状进行控制。通过研究还表明，这类前体在改善大攻角横侧方向安定性

在ＦＬ－２４风洞中进行了试验Ｍ数为０．６０、０．９０及１．２０，攻角为０°￣３６０°，侧滑角为０°￣－９０°，试验雷诺数为（２．８￣５．４）×１０＾６的高速风洞航空弹射座椅试验技术研究。结果表明，本项试验技术是可行的，所得航空弹射座椅的气动特性变化规律合理，试验数据可靠，置值可信，可用于航空弹射座椅的性能估算及飞行轨迹计算。

介绍了机翼摇滚低速风洞试验技术，并对装置、试验方法、数据采集等进行了描述。重点讨论了一种歼击机模型在气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞进行的机翼摇滚风洞试验的典型结果。最后对形成机翼摇滚的机理进行了探讨与分析。