为了研究取压孔孔径对流量计性能的影响，介绍了弯管流量计实验研究的方法，并给出了针对不同取压孔直径所作实验的结果。

研究旨在获取上游弯头安装条件下内锥流量计的性能和所需要的直管段长度。研制了100mm口径、β值分别为0．45、0．65、0．85三种结构类型的样机。开展了上游单弯头、同一平面上连续两个90。成s型结构双弯头及互成垂直平面上连续两个90°双弯头的仿真和实验研究，仿真和实验的介质均为常温水，雷诺数范围分别为0．498×10^5～4．98×10^5和0．14×10。～4．5×10^5。仿真结果与实验结论一致，并利用平均流出系数相对误差及附加不确定度作为安装条件影响的主要评价标准，给出了上游弯头安装条件内锥流量计所需的直管段长度。

为获得正确的浮子流量计流量方程,对现有习用浮子流量计流量方程在理论推导过程中存在的问题进行讨论,针对习用流量方程中物理概念混淆、忽略浮子高度和选用非典型浮子模型的问题进行了修正,推导出新浮子流量计流量方程:Q=αAR(2g)/(ρAf)(ρfVf-ρAfΔh),并根据实验标定数据比较了流量方程修正前后的α-Re特征曲线.新浮子流量计流量方程相对于原有流量方程能够更合理的描述浮子流量计的工作机理.

旨在获取上游安装单个90°弯头条件时内锥流量计所需要的最短直管段长度。将计算流体动力学数值仿真和实流实验有机结合,通过数值仿真揭示速度场与压力的分布信息,预测上游弯头及直管段长度对内锥流量计流出系数的影响规律,并结合实流实验进行验证。仿真和实验的介质均为常温水,雷诺数范围分别为0.498×10^5～4.98×10^5和0.14×10^5～5.1×10^5。实验包含基线实验与弯头实验两种类型,以基线实验为基准,其中节流比分别为0.45/0.65/0.85,利用平均流出系数相对误差及附加不确定度作为安装条件影响的主要评价标准,给出上游单个90°弯头的直管段长度,并与国外研究结论进行了比较。

斜拉索具有长细比大、柔度大、阻尼小等特点，其风荷载和风致振动研究具有重要工程意义。通过测力和测振风洞试验，对具有特定形状、尺寸凹痕的斜拉桥斜拉索气动力和风致振动性能进行了研究，分析了风攻角和雷诺数对具有凹痕斜拉索平均阻力系数和平均升力系数的影响规律，研究了风攻角和雷诺数对具有凹痕斜拉索临界区振动特征值（振幅和平衡位置）的影响规律，结果表明:风攻角对具有凹痕斜拉索的气动力系数随雷诺数变化曲线影响明显，30°和60°风攻角下，临界雷诺数减小，临界区宽度增加;在试验雷诺数范围内，具有凹痕斜拉索在不同风攻角下最大振幅差别较大，60°风攻角时最大，30°风攻角时最小，而平衡位置偏移最大值在各个风攻角下基本相同。

针对雷诺数对压缩机性能的影响，本文分别对两组带蜗壳的离心压缩机模型级进行了数值研究，得出设计转速下特性曲线的变化规律；并对雷诺数变化（20倍左右）时蜗壳内的流场变化进行了重点分析。研究结果表明，雷诺数的改变使得压缩机模型级各部件的流动特性均有显著改变，直接影响效率等气动性能参数。

对于层流翼型模型，当湍流度小于，当湍流度小于０．１％时，附面层转捩点位置没有明显影响，但其大于０．１％ 后则影响明显；而对ＮＡＣＡ００２４对称翼型西式春表面附面层转捩点位置不受湍流度的影响。

介绍了两个战斗机模型大迎角风洞实验雷诺数对实验数据的影响，分析了造成这种影响的原因以及为获得得能反映同雷诺数流动特点的稳定性动数据所采用的实验模拟技术，重点描述了雷诺数对大迎角俯仰力矩，零侧滑偏航力矩和滚转力矩的影响，探讨了零侧滑偏航力矩对不同的模型头部构型随侧滑角变化的多情况。

在非线性迎角范围内，雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气特必地现有风洞条件所退，在这一范围内，使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难。

2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平载荷大且极不匹配,在设计上,采用了串联结构,分三个元件段,分别测量轴向力A与偏航力矩Na、俯仰力矩M及法向力N与滚转力矩L分量,在元件与元件之间安排有35mm长的等直段,有效地防止各分量间的相互干扰.专门设计的加载头,刚度极好,保证了天平校准与风洞试验的一致性,提高了风洞试验数据的可靠性.于2002年5月完成了型号试验,试验结果与荷兰的HST风洞的试验结果的一直性较好,半模测力天平的成功研制填补了我国大风洞半模型测力试验的空白.