主要介绍了翼身组合体模型在CARDC-Φ3.2m亚声速风洞进行非定常气动特性研究。研究内容包括一60°后掠角三角翼身组合体在俯仰和滚转振荡中的气动特性,以及展向吹气对动态气动特性的影响。另外,运用PIV技术研究了非定常气动特性及展向吹气影响的流动机理。研究结果表明利用展向吹气可显著改善在俯仰和滚转振荡中气动特性的迟滞现象。

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。

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。

为了测量由升沉和平移加速度（^·αβ）产生的导数，进而将组合动导数分开，来改善飞机飞行特性的预测效果，中国空气动力研究与发展中心低速所开展了大攻角升沉平移加速度导数测量技术研究工作。采用刚性强迫振动法，研制了试验装置，测量了由升沉平移加速度产生的动导数和“静导数”。给出了升沉振动试验在振幅为60mm，频率为1．0Hz、1．5Hz，a＝0-45 °，Re＝0．76×10^6情况下的典型试验结果。小攻角情况下，Cm^·α为负值，是动稳定的，且随攻角变化不大，而在大攻角情况下，由于非定常气动力的作用，Cm^·α变化剧烈而且出现动不稳定。从典型试验结果看，该技术是成功的，所获数据是合理可靠的。

为了研究战斗机的机翼徭滚特性，运用风洞试验和数值模拟手段，对一典型三角翼布局开展了研究工作。风洞试验研究探讨了不同攻角和初始角位移因素对机翼摇滚特性的影响；运用非定常建模技术建立了机翼摇滚过程中的滚动力矩系数的表达式并进行了机翼摇滚的数值模拟，预测了发生机翼摇滚的临界攻角和轴承阻尼系数对摇滚特性的影响。最后对机翼摇滚的发展、稳定阶段的能量转换进行了讨论。研究结果表明机翼摇滚的数值模拟与试验结果具有较好的一致性。