简要介绍了热色液晶定量测热显示技术的特点和实施方法，给出了在等熵压缩等炮风洞中进行的测热实验的初步分析结果。

流动显示演示了轴对称钝体前缘分离剪切层中Ｋｅｌｖｉｎ－Ｈｅｌｍｈｏｌｔｚ不稳定波的演化发展情况。声激励状态下的流场结构与自然状态相比发生了很大的变化，分离剪切层与外加声激励的相互艇蕴含着魔鬼台阶段象，该现象经常在两个振子相互耦合的动力系统中产生。

实验考察了在方截面结晶器内，由水口部位吹气形成的射流与气泡群混合的复杂流场中群水体的流态和气泡群运动特性，测定了气泡群直径，上升速度分布，气泡穿透深度以及气泡诱导水体运动的特性等；对气泡运动与水体中夹杂物去除的关系进行了初步探讨；实验确定的最佳吹气参数可供生产操作参考。

在风洞试验中，光学流动显示技术是揭示流场特性的重要手段，为了把数值计算数据与流场显示结果进行直接比较，利用可视化技术把数值计算数据转化成阴影、纹影和马赫干涉条纹图像。首先根据有关研究结果和平面流动的特点，导出适于产生计算流场图像的关系式，重新计算流场数据，然后将导出的数据进行颜色编码。为了使图像效果良好、图像生成速度快，还介绍了一种自行设计的，时空效率较高的颜色编码算法。

简要地介绍了一种新型的液晶膜流动显示技术，并且较全面地介绍了在低紊流度风洞，低速风洞和高速风洞中，进行应用试验研究的情况。

叙述航天飞机简化模型流场测量与观察，进行了旋涡场测量，机身压力分布测量和组合体的油流观察。试验Ｍ数为０．４，０．６，０．８，１．５，攻角为０°，６°，８°，１０°，１２°，１５°，１７°和２０°。分析三种方法所得结果，符合得很好。

描述了有类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果，包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果。计算和试验的参数范围：α＝０°￣５０°，β＝０°￣２０°，虽然计算与试验怕用的外形在后部有一些不同，但是两者在涡的位置方面显示了良好的一致性。同时研究也表明，大攻角的流动特性可以改变机身前体形状进行控制。通过研究还表明，这类前体在改善大攻角横侧方向安定性

采用激光相位移普勒技术和传统热线圆管射流进行试验研究，试验结果表明：ＰＤＰＡ技术具有精度高，动态响应快，不干扰流场等特点，自由剪切湍流的扩展率ｄｙｃ／ｄｘ＝０．０８０１，完全自模拟性特区在ｘ／Ｄ〉８。

反射端声压级高于140dB以后驻波管中的声流结构会发生明显变化。利用流动显示和LDV（Laser Doppler Velocimetry）技术对该问题进行了实验研究。流动显示结果表明，在160dB左右的高强驻波声场中随着旋涡结构的合并、破裂等现象的出现，声致流动有明显的湍流特性。LDV测量结果显示，随着驻波管中声压级的提高，一些测点的速度频谱明显加宽，出现高频速度脉动，而另一些点的速度频谱则没有显著变化。径向湍流强度测量结果显示，此时管中流动已是复杂的三维结构,而非轴对称的二维结构。

将RNG k-ε湍流模式与多相流技术相结合,对球阀阀口的三维气穴流场进行了数值模拟,计算了小球在对称位置与非对称位置的气穴流场.运用高速摄像机观察了阀口附近的气穴现象,与模拟结果比较,相当吻合.对球阀有无气穴现象分别进行了噪声测试和频谱分析.实验结果表明阀口气穴现象以2500 Hz的频率周期性地发生,小球及小球弹性系统在轴向的固有频率远小于2500 Hz,而且频率2500 Hz对应的噪声级很高.比较了数值模拟得到的对称与非对称气穴区域与实验观察到的气穴云变化.进一步预测阀的横向振动使得气穴现象周期性发生.