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

给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元ＮＡＣＡ－００１２翼型表面边界层转捩点位置测量，三种方法都给出了相吻合的结果。三元的６０°三角翼模型经过多次实验，测量结果表明：表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量测量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响，

简要地阐述了在西北工业大学低湍流度风洞中进行的湍流度对飞行器模型(A和B飞机简化模型)在大迎角时气动特性影响的实验研究情况以及对实验结果的分析。实验的湍流度为：0．02％，0．10％和0．33％。实验结果表明，当迎角小于20°时，湍流度对试验结果的影响不大。但当迎角大于20°时，湍流度的影响是显著的。对不同模型，影响的量是不同的。例如，对B飞机模型，当湍流度自0．02％变化到0．33％时，对升力系数的影响可达到0．20％以上。这表明，国内生产性风洞规定的低速风洞湍流度指标对于大迎角时的风洞试验来说，不一定是合适的。

主要阐述在西北工业大学低湍流度风洞中进行的湍流度对二元流动分离影响研究的实验结果，并对实验结果进行了分析。研究表明，对于二元钝头物体，如圆柱，当湍流度加大到一定程度时，分离点后移。原来为层流分离的压力分布将变化为接近于湍流分离的压力分布。对于流线形物体，如翼型，其分离点随湍流度的加大略有前移。

阐述了在西北工业大学低(变)湍流度风洞中进行的不同湍流度情况下尖拱形头体旋成体上压力分布的实验结果和对实验结果的分析。实验结果表明，在小迎角时，绕尖拱形头体旋成体的流动是对称的，因而出现的周向压力分布也是对称的，湍流度对此周向对称的压力分布的影响不大；当迎角较大时，在尖拱形头部旋成体的背风面上将出现不对称旋涡，因而出现不对称的压力分布，此种不对称的压力分布具有一定的类型，湍流度对此种不对称的周向压力分布有一定影响；当迎角达到90°时，周向压力分布又趋于对称，湍流度影响又减小。