船舶在水中航行时会在船体周围产生复杂的波浪结构，其形态直接影响船舶的兴波阻力，是船体性能优化和型线设计中需要重点考虑的物理参量。传统测量方法（如接触式浪高仪和其他单点测量设备）虽然能够提供波高数据，但由于测量点位少、空间分辨率低，且可能干扰波面形态，难以满足复杂波系的全场测量需求。为此，本文提出了一种基于多目立体视觉的非接触式船行波自由表面测量方法。该方法结合激光投射技术和多目相机系统，利用神经网络进行空间标定，通过蚁群粒子跟踪匹配算法实现激光标志点匹配，并应用主成分分析进行静水基准面校正。最终，通过视场拼接技术获取了大视域、高精度的船行波自由表面三维点云数据。实验结果表明，该方法能够有效捕捉不同航速下船行波的典型波系特征。与传统浪高仪测量相比，立体视觉方法在保证波高测量精度的同时，还具备对大范围动态波场进行瞬时测量的能力，具有更高的测量灵活性和更好的复杂场景适应性。

为保持稳定，纳米软物质在液相环境中通常呈球冠状，这给液相下不同纳米软物质的形貌表征和辨识带来一定挑战。本文利用原子力显微镜（AFM）对水下微纳米水泡、聚合物液滴和表面气泡进行高分辨成像，通过改变扫描力来研究分析它们的形貌变化及形态特征；通过纳米压痕测试，分析了探针与固、液、气界面的相互作用，并获得了它们的力学特性。研究结果表明：在0.5 nN扫描力下，水泡、液滴和气泡的形貌均呈球冠状；在大扫描力（5.0 nN）下，水泡形貌基本不变，液滴体积减小，气泡消失。在3.0 nN载荷的压痕实验中，顶点处的力–距离曲线表明三者均发生了弹性形变。探针脱离液滴需克服较大黏附力，气泡则呈现两段式弹性变形。此外，受锚定效应的影响，球冠边缘位置抵抗变形的能力更强。聚甲基丙烯酸甲酯（PMMA）纳米膜的模量（约为3.38 GPa）与水泡弹性变形时的载荷无关。小尺寸PDMS液滴在水下的界面张力约为37.3 mN/m，表面气泡的气–液界面张力约为32.5 mN/m。

旋转部件在交通运输、风能发电等诸多领域具有重要作用。三维数字图像相关方法（Three-Dimensional Digital Image Correlation, 3D–DIC）作为一种非接触光学测量手段，能够获取旋转部件在运转过程中的全场位移、变形及振动信息，从而为故障诊断、健康监测以及气动结构优化设计提供重要数据支撑。本文对近年来3D–DIC技术的发展与应用进行了全面综述。首先介绍了3D–DIC技术的基本原理及其针对旋转物体的变形测量系统；针对大角度旋转测量中出现的退相关问题，详细阐述了国内外学者在初值估计和形函数设计等方面所提出的改进。随后，通过若干典型应用案例，展示了该技术相较于传统变形测量手段的优势。最后，对该技术的应用前景和发展趋势进行了展望。

通过飞机结冰问题引出对液滴撞击固体表面结冰现象的探讨，分别对静置液滴结冰、室温液滴撞击以及两者时空耦合的液滴撞击结冰动力学问题展开研究，分析了部分关键参数的作用机制。研究指出，液滴冻结前后的形状变化、液滴间的相互作用以及冻结触发的动力学行为均对结冰结果有重要影响。通过研究液滴撞击结冰动力学的影响因素，对比了室温液滴和过冷液滴的结冰现象，指出两者在初期热物性、传热机理和相变模式上存在差异，具体表现在成核时间、冰晶类型、界面传热特征、界面推移速度等动力学行为以及冰滴形貌上。最后，总结了撞击速度、液滴粒径及表面润湿度对液滴撞击固体表面结冰的影响。

航空发动机短舱唇口结冰危害发动机安全。短舱唇口表面的结冰规律研究，可为短舱结冰危害性分析及防护设计提供依据。本文针对某自主设计的短舱标模，采用数值模拟与结冰风洞试验相结合的方法，系统分析了短舱唇口表面的结冰特性及其影响因素。研究发现：进气流量增大和来流风速减小会使唇口实际气流迎角减小，进而导致唇口内表面结冰覆盖范围缩小、外表面结冰覆盖范围扩大；随着来流温度和水滴直径的降低，短舱内外表面的结冰覆盖范围均趋于缩小；冰厚随温度降低而增加，随水滴直径减小而减小，其中水滴直径对冰厚的影响相对较小。此外，基于不同参数对平均冰厚的敏感性分析表明，水滴直径对短舱唇口结冰的影响最为显著，其次依次为进气流量、来流风速和来流温度。本研究成果可为航空发动机短舱进气道的结冰机理研究及防除冰设计提供理论支持。

液滴碰撞振动壁面的现象广泛存在于自然界和工业领域。壁面振动相位会影响壁面的速度与加速度，进而影响液滴碰撞后的动态特性。因此，研究不同振动相位对液滴碰撞振动壁面动态行为的影响具有重要意义。通过高速摄像实验，观测了液滴在不同碰撞初始相位下碰撞振动壁面的过程，分析了不同振动工况下碰撞初始相位对液滴铺展和振荡特性的影响。结果表明：碰撞初始相位决定了壁面的相对位置和运动趋势；液滴铺展时间随碰撞初始相位的增大先增大后减小；最大铺展因子随碰撞初始相位的增大先减小后增大。对液滴振荡过程进行受力分析并结合振荡特性曲线发现：在90°碰撞初始相位下，液滴最大中心高度最大；碰撞初始相位对液滴稳定时间的影响较小。当壁面振幅增大时，液滴的铺展和振荡特性随碰撞初始相位变化的趋势基本不变；该变化趋势主要与振动频率有关。

聚焦激光差分干涉法（Focused Laser Differential Interferometry, FLDI）已经被广泛应用于高超声速边界层转捩研究的空间测量。但是，目前国内使用的FLDI系统每次只能测1或2个空间点的密度变化，不能高效率地进行边界层内沿流向或法向的实验测量，且不能对2次风洞实验测点之间的密度脉动信号进行有效的相关性分析。介于此，本文设计并搭建了一套多通道FLDI测量系统，可以在单次风洞运行周期内同时获得高超声速边界层内多个测点的不稳定波特征。基于华中科技大学Φ0.25 m马赫数6高超声速Ludwieg管低噪声风洞，在来流单位雷诺数为1.19 × 10⁷ m⁻¹工况下，将多通道FLDI测量系统应用于尖锥边界层不稳定性测量研究。实验结果显示，多通道FLDI系统成功测量到了高超声速边界层内主频在316.4～322.3 kHz的典型第二模态不稳定波，该频率范围与相同测点处PCB传感器测得的第二模态不稳定波主频（319.3 kHz）吻合较好。进一步对基于多通道FLDI系统获得的密度脉动数据进行互相关分析，发现相邻测点间求得的不稳定波相速度相同，具有尖锥标模边界层内第二模态不稳定波的速度传播特征，证明了多通道FLDI测量结果的可靠性。本文搭建的多通道FLDI系统具有效率高、准确性高、空间分辨率高和成本低等优点，适用于高超声速边界层不稳定性和感受性机制等问题的研究。

识别飞机典型运行状态下的主要声源并估计其声功率，对飞机低噪声设计与噪声污染评估具有重要意义。基于波束形成方法，发展了利用声阵列估算飞机外部气动声源声功率的算法和声贡献量分析方法，并设计了以“声–飞机–环境”参数综合测试为核心的飞行试验总体技术方案。针对某型歼击机地面开车和某大型运输类飞机低空飞行2种场景，分别采用非均匀线阵列和多臂螺旋声阵列，开展已知声源条件下的算法验证，以及飞机实际运行条件下的应用分析。结果表明，所提方法能准确识别200～2000 Hz频率范围内的主要声源，完成对发动机和机身声源辐射声功率的估算，并可进一步确定各声源对总声能量的贡献量。

核磁共振成像测速（Magnetic Resonance Velocimetry, MRV）技术作为复杂结构内三维全流场测量的前沿技术，是流场可视化研究、流动换热机理分析和数值模型验证的重要手段。近年来，MRV技术也被应用于核反应堆堆芯燃料组件冷却剂通道流场实验研究中，为堆芯热工水力性能研究和安全分析提供基础数据。本文整理了MRV技术在堆芯燃料组件冷却剂通道流场实验中的研究进展，在雷诺数12500和25000工况下，利用MRV技术对2 × 2简单棒束燃料组件冷却剂通道内的全空间三维流场进行了测量，并与文献中相同模型的PIV测量结果进行了定量对比，分析了影响MRV测量精度的关键参数。研究结果表明：MRV技术可以精确解析棒束通道的全空间三维流场，本文棒束通道内无量纲轴向速度的MRV测量结果与文献中PIV测量结果的最大误差为5.05%。

现代数字化技术正在引发航空航天领域发展模式的巨大变革。风洞作为飞行器的摇篮，其研制人员必须深刻把握数字化发展新趋势，积极主动适应基于模型的系统工程（MBSE）这一数字化研制模式，大力推进风洞设计、建设及运维的数字化转型。本文首先介绍了国内外相关行业基于MBSE的研制情况及应用效果，对当前风洞的数字化研制现状进行了对比分析，指出了现有研制模式的不足；然后在此基础上构建了基于MBSE的风洞数字化研制模式，并详细介绍了该模式下的设计、建设、运维流程及其在某大型风洞研制上的应用探索；最后，为满足基于模型的风洞数字化研制需求，构建了协同设计与仿真平台，为进一步提升风洞数字化研制水平提供了有效支撑。

快响应压敏涂料（Pressure-Sensitive Paint, PSP）的动态特性及温度对其特性的影响规律，是判断快响应PSP是否适用于非定常流场的关键依据。本文提出了快响应PSP动态校准方法，采用能够调节温度和频率的动态校准系统建立可控校准驻波场，系统开展了温度对所研制的聚合物陶瓷压敏涂料（Polymer Ceramic Pressure-Sensitive Paint, PC–PSP）压力灵敏度和频响特性的影响研究。结果表明，动态校准比静态校准能够更为准确地反映快响应涂料的特性。频率变化对PC–PSP压力灵敏度有显著影响；温度对PC–PSP压力灵敏度的影响虽不明显，但在实际测量中不可忽视PSP的温度敏感度。同一温度下，随着频率增大，增益减小，相位滞后现象逐渐增强；不同温度下，随着温度升高，截止频率增大，相位滞后现象逐渐减弱。实验测得PC–PSP在20 ℃、0.5 kHz下的动态压力灵敏度为0.59%/kPa，在20 ℃、3.0 kHz下动态压力灵敏度为0.51%/kPa，截止频率为4.8 kHz。PC–PSP性能稳定，满足低速风洞非定常试验的工程要求。

对毫米级水滴多入射角撞击静置薄水膜的现象进行实验研究，综合分析了水滴撞击韦伯数、入射角度和相对水膜厚度对液冠特征参数及飞溅阈值的影响。研究表明：当水滴切向撞击韦伯数一定时，随着入射角度的增大，液冠高度增大，但液冠半径随无量纲时间演化的规律不受影响；当水滴法向撞击韦伯数一定时，液冠高度和液冠半径均随入射角度的减小而增大。随着相对水膜厚度增大，液冠顶部半径减小，液冠底部半径增大，液冠高度呈现先增大后降低的趋势。本文建立了预测模型以描述相对水膜厚度为0.1时的最大冠顶高度和液冠半径的时间演化结果，得到了相对水膜厚度为0.1和0.2时的飞溅阈值模型。

利用热防护层内部温度时序数据辨识表面热流，是获取高速飞行器表面热环境的重要手段。分析及量化辨识结果的不确定度，可为试验数据有效性提供量化标准，支撑热环境“极端工况”安全评估。表面热流辨识是一种典型的不适定问题，测量噪声中的高频成分会破坏解的稳定性，需要通过正则化获得稳定解。虽然正则化降低了估计结果的不确定性，但给不确定度分析制造了障碍。为此，将正则化看作低通滤波器，将辨识结果转换到频域来分析辨识结果的不确定度。最后，以典型飞行器温度测量组件的表面热流辨识为例，分析了不确定度来源，并利用蒙特卡洛方法验证了不确定度分析方法的有效性。

高超声速转捩研究飞行器（Hypersonic Transition Research Vehicle, HyTRV）是为研究高超声速复杂三维边界层转捩而设计的升力体标模，其外形更接近真实飞行器。为深入认识HyTRV边界层稳定性特征及转捩机制，验证数值模拟和理论分析结果，本文在马赫数6常规风洞中，采用红外热成像技术和高频压力传感器，获得了0°和2°攻角时HyTRV标模下表面（迎风面）的边界层转捩阵面及不稳定波的演化特征，并与一维稳定性分析结果进行了对比。研究结果表明：攻角为2°时，标模下表面的横流失稳区较0°攻角时范围缩小且位置后移，标模中心线处转捩早于两侧横流区。另外，横流区存在宽频的高频信号，信号幅值在转捩完成前达到饱和。该信号包含多频段扰动，多种扰动之间相互作用导致频谱变宽，最终促使边界层转捩变为湍流。

边界层从层流到湍流的转捩会对飞行器的飞行稳定性和飞行安全造成重要影响。高超声速飞行器在飞行时头部因气动加热而温度升高，影响边界层的稳定性和转捩特性。本文针对马赫数6、0°迎角圆锥模型开展了边界层稳定性实验，研究了头部温度和钝度对圆锥边界层稳定性的影响规律。壁温比（头部温度与来流总温之比）T_w/T₀在0.6～1.3之间变化，头部钝度R范围为0～5 mm。通过红外热成像和高频脉动压力传感器（PCB）对边界层转捩及不稳定波进行测量。实验结果表明，改变圆锥头部温度和钝度会影响边界层的稳定性。在尖锥（R < 50 μm）情况下，头部加热会促进第二模态波发展；对于头部钝度为0.5和2 mm的圆锥，壁温比从0.6增大到1.1时会抑制第二模态波发展，而继续增大到1.3后则转为促进第二模态波的发展；对于头部钝度为5 mm的圆锥，头部加热则使第二模态波更稳定。