文中介绍了在数学软件MathCAD 2000平台上,应用“正交计算设计方法”开展风洞应变天平优化设计研究的情况.给出了川型五分量天平元件优化设计数学模型,取得了理想的优化设计结果.

声学风洞开口实验段的剪切层形态对气动噪声测量及声源定位有重要影响。以平行剪切层和扩张剪切层为对象研究了剪切层的厚度、扩张角、强度等因素对声波穿过剪切层传播规律以及声源定位的影响。剪切层的流场采用自相似的速度分布来构造，声传播模拟采用带源项的线化欧拉方程，声源定位使用基于Amiet理论的波束成形技术。研究结果表明:采用高精度的数值方法可以很好模拟声波穿过剪切层产生的折射、反射等现象;剪切层厚度、扩张角和强度等的变化对使用简化对流波动方程预测的垂直入射区影响较小，对上/下游区域影响较大，这主要体现在剪切层的存在改变了声传播的相位;剪切层厚度、扩张角和强度的增加，造成声波穿过有/无厚度剪切层的声场差别增大、基于Amiet理论定位的声源相对实际声源的位置偏移量增大。

迎角机构是风洞的关键部件之一,是试验模型的支撑,其运动精度和动态特性直接影响风洞试验精度。运用虚拟样机技术建立风洞迎角机构数字样机模型,并对迎角机构进行有限元、运动学及动力学的仿真分析和优化设计,研究结果在迎角机构实际运行中得到验证。

利用CFD方法，采用两套网格重叠的形式，研究了一种对尾支杆干扰进行修正的非线性方法。运用本方法，研究了尾支杆等直段长度、直径和锥角对模型气动特性的影响，研究了四个模型有攻角时的尾支杆干扰，并对GBM-04A模型的零阻进行了尾支杆干扰的修正。

为提高前向爆轰驱动激波风洞的性能，采用在驱动段靠近主膜处增设一个收缩喉道的方法，以此来产生较为均匀的驱动气源。实验结果表明此方法有效地削弱了爆轰波后Taylor稀疏波的影响。

为满足××型号动导试验要求，在1．2m风洞内建立了一套自由翻滚／强迫振动装置，采用小型电磁离合器、凸轮机构和步进电机的组合，满足了模型在风洞启动和关车时的锁紧、0°－360°自由翻滚、按预定规律强迫振动、试验装置阻塞限制等多项要求，能在小风洞内完成国外在大尺寸风洞开展的同类试验，解决了型号研制的急需。

介绍了在8m×6m风洞第一试验段(12m×16m)一种地形的大气边界层模拟装置的设计、风洞流场校测试验.试验结果表明:模拟实现的流场品质(平均风速剖面、湍流强度剖面、湍流谱以及积分尺度等)完全可以满足桥梁试验要求的来流特性.

在西北工业大学NF－3风洞中对OA212MK旋翼翼型加装Gurney襟翼进行了静、动态的测压实验。研究了不同高度的Gurney襟翼在翼型后缘有、无平板（TAB）状态时的增升效果。实验结果表明，高度为0．010c的Gurney襟翼使OA212MK旋翼翼型的最大静态和动态升力系数分别增加了22％和16％，而使OA212MK＋TAB的最大静态和动态升力系数分别增加了19％和5％。

在2．4m风洞中进行全模测压试验，可以充分利用该风洞尺寸大的优势，更精细地模拟试验对象的几何外形，在流场变化比较复杂的地方，可以尽可能多地布置测压点，更准确地测量部件性能和整体性能。但进行大规模的测压试验，对测量设备及测量技术将提出更高的要求。本文讨论了在2．4m风洞进行大规模测压试验需注意的关键技术问题，并提出了解决的方法及其应用效果。

针对2.4m风洞中具有同步协调控制要求的子系统的特点,为了解决具有大质量、大惯性、大负载、负载严重不等以及风洞运行过程中有强烈气动干扰等特点的系统的同步协调控制问题,设计了一种同步控制器和一种智能误差补偿控制器,提高了系统的抗干扰能力,使系统的同步协调控制指标优于设计指标.