除了战斗机在进行过失速机动飞行时会遇到来流速度的非定常变化以外，来流速度随时间变化的例子在自然界和工业技术研究中也是十分普遍的现象。这其中一个重要的例子是前飞中的直升机。由于直升机旋翼周期性的转动，因此在直升机前飞过程中，旋翼的叶片在一个周期内的相对气流速度是周期变化的。由于直升机旋翼叶片运动的複杂性，它包括了叶片的俯仰运动和上下的挥舞运动，因此旋翼叶片的非定常气动特性也是相当複杂的，所以同时考虑旋翼叶片非定常运动和来流速度非定常变化的气动特性研究也就变的更加複杂。而深入研究在非定常自由来流中的旋翼叶片的升力回响，对于直升机旋翼的最佳化设计、旋翼结构设计分析、旋翼气动弹性和噪声的研究都将十分有益，同时有利于对非定常气动力流动机理的全面认识。

南京航空航天大学建成的国内首座非定常风洞，为进行非定常自由来流方面的研究，提供了独特的实验设备，该风洞可以提供可控的大幅来流速度脉动，这使得在非定常来流下对翼型动态失速和飞机模型涡破碎特性的研究成为可能。

非定常流动在自然界是十分普遍的现象，如涡轮发动机中的叶片，直升机的螺旋桨，高机动飞行的战斗机以及鸟类和昆虫的飞行等等。与定常流动相比，非定常流动往往产生很突出的气动力变化。在非定常气动力研究中，不仅需要研究模型的非定常运动，还要考虑非定常自由流带来的影响。有研究表明，翼型在非定常加减速流场中得到的升力係数的瞬时峰值可高达10以上。目前国内外在非定常空气动力学领域进行了较深入研究，特别是针对新一代战斗机所提出的过失速机动能力，建成了许多大振幅动态实验装置，以模拟飞机的机动飞行。但这些模拟实验只考虑了飞机机动飞行时姿态的变化，而忽略了非定常流场对气动力产生的影响。实际上飞机在进行过失速机动飞行时，伴随着飞行姿态的变化飞行速度也发生很大变化。因此进行非定常自由流对气动特性的影响研究是十分必要的。

关于非定常自由来流的研究，最早还是始于对直升机旋翼叶片周期运动中相对来流速度变化的考虑。Pierce、Kunz和Malone在低速风洞中安装轴向阵风生成装置，用来模拟直升机旋翼的非定常气动环境。通过测量在定常和非定常来流速度场内的二维俯仰振荡翼型的气动力矩，来研究自由流速度脉动对动态失速特性的影响。研究结果表明，来流速度的脉动对俯仰力矩产生很大影响，但是对旋翼叶片的稳定性没有产生明显的改变。此后由于实验设备的限制，关于非定常自由来流方面的研究则很少，直到八十年代后期，在USC (University of Southern California)建成了一座非定常水洞，在此基础上由Chih-MingHo教授领导的研究小组，对非定常自由来流下的模型非定常气动特性进行了细緻的研究。在二维翼型方面，Chiang Shih利用非定常水洞研究了静态NACA0012翼型在来流速度加速和减速过程中的流动分离情况，并且在此基础上在翼型上安装了控制装置，进行分离流动控制研究。而工smet Gursul的研究则发现，放置在非定常自由来流中的NACA0012翼型，其相位平均升力係数最大可达到10，而通常情况下俯仰和沉浮运动的翼型产生的升力係数虽然比静态时要高，但仍是一个量级。分析认为，这个高升力係数的出现与从翼型前缘脱落的涡在自由来流周期变化时，在翼型上的驻留过程有关。工smet Gursul研究了非定常自由来流中时间尺度对翼型升力的影响。研究表明，翼型上的升力係数在某些情况下与减缩频率有关，而另外一些情况下则没有关係，并认为这主要是与前缘涡是否在翼面上附着有关，如果前缘涡附着在翼面上，没有发生脱落，则升力係数与减缩频率无关;如果前缘涡发生脱落并向下游传递，则升力係数与减缩频率变化有关。Chih-Ming Ho用涡量平衡的概念分析了翼型上的非定常分离过程。而1994年Chiang Shih对在非定常自由流中的二维翼型的实验研究最为详细。作者通过进行流场显示、测量相位平均速度场以及非定常升力的测量，研究了变化的自由来流对静态NACA0012翼型的非定常作用，并套用涡量平衡的概念解释了非定常流动现象，最后分析了附着流动和分离流动的时间尺度问题，从而对非定常自由流下的静态翼型的流动特性有了深刻的认识。以上关于二维翼型的研究都是在低速风洞或水洞中进行，而在直升机前飞过程中，旋翼叶片上的周期速度变化基本上是从亚音速到跨音速变化，因此研究流动马赫数的周期变化对翼型上激波的影响也是很有意义的。H. Babinsky和R. M. Fernie在跨音速风洞中安装了一个凸轮装置，用来改变风洞中的流动马赫数。初步实验研究结果表明，非定常自由流的影响作用是明显的，随着流动速度的加速和减速，激波的强度和位置都发生改变。

关于三角翼在非定常自由流中的研究情况，Lambourne和Bryer首先观察了风洞中流速加速和减速时涡的破碎位置。他们发现，当流动速度增加时，涡的破碎位置向上游移动，而减速时情况相反，当自由流速度回到稳定速度时，涡的破碎位置又恢复到平均位置上。在Lambourne和Bryer的研究中还表明，在自由流中的压力梯度在涡核处被放大。Freymuth用四氯化钦研究了从零速度开始的加速流动中的三角翼流动显示，并给出了在固定攻角下，流动加速时的三角翼前缘涡图片。对于三角翼在非定常流中的详细研究，也是由Chih-Ming Ho教授领导的研究小组完成的。Lee, Shih和Ho在立式水洞中的实验结果表明，涡破碎位置发生在翼型中部时，自由来流速度的振荡对涡破碎位置的影响较小。Gursul和Ho研究了不同展弦比和不同攻角下的非定常自由来流的影响，他们发现如果涡的破碎位置靠近后缘，那幺涡的破碎位置对自由来流的变化非常敏感。同时升力测量结果表明，在小攻角下，相位平均升力係数随减缩频率变化不大，这些结果说明，由于涡对外界扰动的回响较快，因此非定常的影响没有体现出来。而在大攻角下，前缘涡开始脱落，涡从前缘向后缘的传递时间变成重要的影响尺度，因此升力係数开始随减缩频率发生变化。Ismet Gursul和Chih-Ming Ho在非定常水洞中研究了三角翼上的涡破碎特性。研究表明，如果在定常自由流中涡破碎位置不在后缘或者离顶点很近，那幺在同样攻角下非定常自由来流对涡破碎位置的影响不是很强。而且，在自由流加速过程中，涡破碎位置会突然出现在上游某个位置，并受频率和幅值的影响。流场速度测量表明，旋转角(swirl angle)和环量不受涡破碎位置的影响。由于旋转角保持常数，因此涡破碎位置随时间变化特性可以认为是翼面上压力梯度的变化造成的，因此在后缘处的压力梯度变化被认为是很重要的影响因素。Hank I-Huang Lin通过流场显示实验、测力实验、LDA和PIV测量，详细研究了非定常自由流中的三角翼涡破碎特性。流场显示结果表明，来流加速时涡的破碎位置突然在上游某位置出现，在来流减速过程中又向下游移动。测力结果表明，如果三角翼上的前缘涡没有破碎，升力係数与减缩频率无关，而当前缘涡发生脱落时，升力係数随减缩频率的变化而改变。速度场测量结果表明，在涡破碎过程中，涡核内的涡量发生重新分布。PIV测量瞬时流场结果表明，横截面内的流动拓扑结构发生了改变。

在南京航空航天大学已建成的国内首座非定常风洞内，研製了一套单自由度俯仰振荡实验装置，设训一开发了一套对模型姿态和来流风速进行联合控制的软体。对一60度后掠三角翼模型进行了单独俯仰振荡运动和俯仰振荡与自由来流耦合运动的实验实验结果表明：模型做单独俯仰振荡时，振动频率和振动幅值的影响只有在迟滞环出现后才起作用，而迟滞环的出现是由于翼而上的不同流态对外界扰动的反应时间不同造成的。非定常自由流对做俯仰振荡的三角翼气动特性有很大的影响，模型上仰过程中来流的减速，进一步提高了最大升力係数，推迟了失速迎角;模型下俯过程中来流的加速，则更进一步推迟了升力係数恢复到静态时的低当翼而上产生破碎涡流时，非定常自由流的作用表现得更为明显。