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。

介绍了国内首次在高速风洞中使用荧光压和传感器（ＬＰＳ）技术对飞机模型机翼表面压力场测量的初步结果。简述了ＬＰＳ技术的应用原理、实验设备、实验方法和数据处理方法。为了分析比较，在用ＬＰＳ技术测压的同时也用常规压力孔测压方法进行了机翼表面压力测量，并对二种测量方法得到的结果进行了简单分析。实验马赫数Ｍ＝０．４～１．５，攻角α＝０°～１８°。