逆向射流流动控制技术有着广阔的应用前景，在长穿透模态（LPM）下可实现有效的减阻控制。为进一步研究逆向射流模态转换机制以及来流条件对高超声速飞行器减阻控制的影响规律，对钝头体模型开展了不同来流总压（0.1和0.4 MPa）、不同马赫数（Ma = 5和6）和不同射流总压比条件下的风洞试验研究，利用高速纹影与压力扫描阀测量技术，得到了空间流场结构及模型表面压力分布。研究结果表明：LPM流动极不稳定，存在强非定常性和非对称性，流场出现轴向和径向振荡现象；逆向射流处于过渡阶段时，流场轴向振荡，在LPM与短穿透模态（SPM）之间不断转换；SPM流动稳定，流场结构具有轴对称性。随总压比变化，模型表面压力分布的变化规律与射流模态转换阶段相对应。射流临界总压比受来流总压和马赫数的影响：来流总压增大，临界总压比增大，LPM对应的总压比区间变大；来流马赫数增大，形成声速射流所需的最小总压比减小，临界总压比减小，LPM对应的总压比区间变小。

风洞试验是研究高速飞行器性能的重要手段。提升风洞试验中红外特征的测量精度，能够为飞行器红外特征预测及隐身性能设计提供更可靠的数据支撑，具有显著的工程价值。然而，在风洞试验中，风洞内部背景辐射的干扰导致飞行器的真实红外辐射难以准确获取，直接影响风洞试验的开展和试验数据的有效使用。采用经仿真精度验证的CFD方法，模拟常规高超声速暂冲式风洞在试验段入口来流马赫数为3～10范围内的状态，针对风洞背景辐射干扰，数值研究了飞行器及侧向喷流在侧向90${\text{°}} $方向、3～5 μm波段红外辐射测量的修正方法。提出了一套基于背景场分离的递进式测量流程，通过冷模干扰标定和热态目标测量的分步试验设计，实现了干扰信号的剥离，建立了飞行器表面和侧向喷流的自身辐射与探测器接收到的总红外辐射之间的关系，明确了辐射测量的干扰因素，获得了飞行器表面和侧向喷流自身红外辐射测量的修正公式。结果表明：干扰因素对侧向喷流红外辐射的影响较小，在1.6%～2.8%之间；当风洞试验段来流马赫数为3～5时，干扰因素对飞行器表面红外辐射的影响超过10%，尤其是来流马赫数为3时，干扰信号占比达70.72%。

侧喷对外流场流动具有显著影响，常会引发复杂的激波干扰现象，并改变飞行器气动特性。为研究高压比条件下双喷口侧喷干扰流的气动特性，本文采用基于雷诺平均Navier−Stokes方程（RANS）的三维数值模拟方法，先通过单喷口实验验证了数值模拟方法的准确性，然后对比分析了双喷口不同喷口孔径的气动特性差异。结果表明：在负攻角时，大孔径喷口的干扰因子比小孔径喷口减小5%以上，对飞行器过载产生了更为不利的影响，且大孔径喷口的推力线比小孔径喷口向飞行器头部偏移（最大差异2.0%），导致俯仰稳定性降低；在正攻角时，大孔径喷口的推力线向尾部移动（最大差异0.98%），稳定性略有提升。流场分析表明，相比于小孔径喷口，大孔径喷口上游分离激波前移，而下游再附激波更早接触飞行器表面。本文研究结果可为高速飞行器侧喷构型设计提供理论参考。

反作用控制系统要求对喷流干扰现象有足够的认识。研究人员常通过风洞试验获取高超声速横向喷流干扰特性。在风洞试验中，一般使用缩比模型，且喷流介质不同于真实飞行器的燃气喷流。本文简要综述了用于指导风洞开展喷流干扰气动力试验的多种模拟准则，开展了基于HB-1标模的喷流干扰数值仿真，并分析了美国国家航空航天局（NASA）航天飞机的飞行测试数据。结果表明：对于喷流可穿透来流激波的强喷流干扰，使用动量比作为模拟准则较为合适；而对于喷流无法穿透来流激波的弱喷流干扰，则更适合使用质量流量比作为模拟准则。

跨声速流动因其复杂的非定常流动特性，一直是实验研究中的一大难题。为了较好地解析亚跨超声速流动中的小时间尺度流动，本文研究了MHz频率的粒子图像测速技术（Particle Image Velocimetry, PIV）。在跨声速射流场的实验测量中，利用5台高速相机对同一测量区域进行交替快速拍摄，获得了超高时间分辨率的粒子图像数据。通过图像处理技术，完成了图像的光学畸变修正和公共区域识别。应用Ensemble correlation互相关算法，基于速度场结果，完成了可压缩湍流场的能谱解析。实验结果表明，MHz–PIV具有高频采样能力，极大地降低了高频采样技术对相机性能的依赖性，为跨声速实验提供了一种具有高时空分辨率的精细测量技术。

在蝙蝠扑翼运动过程中，惯性力和气动力往往同时存在。为研究蝙蝠柔性膜翼挥拍运动的气动特性，需从耦合的扑翼惯性力与气动力中分离出气动力。本文搭建了基于多目视觉的拍摄平台，以获取不同属性的柔性膜翼挥拍运动图像，使用多目视觉算法重构了柔性膜翼变形，从变形中计算惯性力。通过六维力传感器获得了柔性膜翼实时受力，从中消除惯性力后得到气动力，在此基础上分析了惯性力与气动力之间的关系。经短梁标准模型验证，采用该方法重构的最大变形误差约为2.36%。研究结果表明：大柔性膜翼在挥拍运动中显著变形，变形程度与惯性力和气动力相关；随着膜翼厚度增大，惯性力和气动力都有不同程度提高。

推力矢量技术是目前高性能飞行器的关键技术之一，按实现原理可分为机械式和流体式。流体式推力矢量技术因结构简单、偏转响应快、能耗小得到了广泛关注。然而，现有的矩形流体式推力矢量喷管存在控制规律突跳、非线性的问题，同时偏转角度有限，限制了该技术的工程应用。本文设计了一种新型的矩形分段式无源流体推力矢量喷管，通过多段壁板的“阶梯式”二次流控制和改变初始被动二次流控制量2种控制策略，探究该新型喷管能否实现射流高线性度、大偏转角的矢量控制。采用实验和数值模拟相结合的手段对该喷管射流偏转的力学特性和流场特性开展研究。研究结果表明：该分段式矢量喷管通过“阶梯式”二次流控制提高了力矢量角变化曲线的线性度，增大了可控偏转角度，线性度由62%提高到90.8%，最大射流偏转力矢量角从18°增大到22°；当被动二次流的初始进出气面积比为1.16时，线性度进一步提高到94.9%；此外，在射流偏转过程中，近壁面未出现明显的分离泡结构，初步解释了该喷管实现线性连续控制射流偏转的原理。

为解决数据中心的能耗问题，本文基于实验平台对单相浸没式液冷（Single-Phase Immersion Liquid Cooling, SPILC）系统进行研究，分析了冷却液体积流量和模拟芯片功率对SPILC系统性能的影响机制。研究结果表明：与出水口区域相比，位于进水口区域的芯片传热受器件排布位置的影响更大；随着冷却液流量增大，芯片壳温先升高后降低；存在一个临界流量，超过该流量后，继续增大流量也不会明显改善SPILC系统的性能；随着功率增大，芯片壳温显著升高，且在较低流量下，温度升高的幅度更大；当流量不超过4.0 L/min时，芯片功率对系统压降几乎没有影响；芯片总功率较低时，冷却液流量对SPILC系统能效影响很大，但这种影响随着芯片功率增大而大幅减弱。

设计了一个具有双层交叉空间屏蔽电极的阵列集成微通道静电雾化装置，采用光学可视化系统和高速喷雾粒度分析仪，精确记录了稳定多股射流集成静电雾化的射流形貌演变特征，探讨了不同集成度和不同供应流量下稳定多股射流静电雾化的电压区间和喷雾液滴粒径分布特性。结果表明：阵列集成静电雾化装置下多股射流稳定雾化的电压区间高于单毛细管装置下的情况，且稳定射流股数受外加电压的影响微弱。相同单毛细管供应流量下，由集成度提高所带来的总供应流量增大对整体喷雾液滴的平均粒径、粒径分布和累积体积分布的影响并不明显，但体积分布峰值会有所减小。相同集成度下，液滴平均粒径随着总供应流量的增大呈非线性增长，且增长速率随着总供应流量的增大而减小，阵列集成微通道静电雾化装置可以在大幅提高供应流量的同时，使喷雾液滴的粒径分布保持在较窄范围内，表现出良好的单分散性。

本文在循环水洞中，采用高速摄影和压力传感器对绕锥头回转体通气空泡的流场特性进行了测量，重点分析了高弗劳德数下通气空泡的流态特征以及不同空泡形态下回转体壁面的压力演化规律。研究结果表明：在高弗劳德数下，重力效应可忽略不计，绕锥头回转体通气空泡呈现出泡沫状（FC）、间歇透明状（ITC）和连续透明状（CTC）3种典型流态。其中，FC空泡出现在小通气率范围内，空泡末端以小尺度空泡团脱落为主，回转体壁面瞬态压力分布呈现高频低幅值脉动，压力系数最大脉动幅值为0.18；ITC空泡是FC与CTC之间的过渡流态，空泡末端的大尺度空泡团脱落导致回转体壁面瞬态压力分布呈现低频高幅值脉动，压力系数最大脉动幅值为0.49；CTC空泡出现在大通气率范围内，其空泡脱落及压力脉动特性与ITC空泡类似。在特定弗劳德数下，由FC逐渐转变为CTC的过程中，不同测点获得的回转体壁面压力均呈现先减小后增大并最终稳定的趋势。

仿水母扑翼飞行器是一种新型的微型飞行器，具有噪声小、机动灵活等特点。本文以一对定轴往复转动的二维平板作为仿水母扑翼的简化模型，采用时间解析的粒子图像测速技术测量了静水中二维扑翼的扰动流场。通过控制舵机改变扑翼的拍动周期和拍动角度幅值，研究了扑翼运动参数对流场旋涡特性和演化规律的影响；采用相位平均和环量追踪技术，分析了旋涡生成、脱落及相互作用的演化过程；并且从涡动力学角度解释了推力形成机理。研究结果对仿水母扑翼飞行器设计具有一定参考意义。

近年来，相关研究表明仿座头鲸鳍肢前缘凸起可以有效延缓翼段失速或改善失速后翼段的气动性能。为研究仿生前缘凸起翼型的流动分离现象，针对二维平直翼段NACA 63₄-021以及带有单个和两个前缘凸起的改型翼段开展了粒子图像测速（PIV）实验研究。对比了不同迎角下各翼段吸力面的平均速度、湍动能等统计量的分布，并对实验数据进行了本征正交分解（POD）模态分析，从能量的角度对失速过程中的流动结构进行了研究。研究发现：单、双凸起翼段都具有两步失速特性，当发生单侧失速时，凸峰处存在稳定的附着流动，抑制了失速区向凸起另一侧的扩展，起到了类似翼刀的作用；相比于单凸起翼段，双凸起翼段在更小的迎角下发生失速模式的转换；POD分解的各阶模态能量大小与翼段所处的失速模式有关，失速模式的切换会导致流场中流动结构特征发生变化；单凸起翼段处于单侧失速与双侧失速转换的临界迎角时，流动分离模式具有不稳定性。本研究为仿生前缘凸起翼型的理论研究和工程应用提供了实验参考。