针对具有自适应后缘的跨声速翼型,基于代理模型和遗传算法相结合的优化方法,开展考虑自适应后缘结构约束的翼型气动优化设计研究。结果表明,低升力系数下翼面流场没有明显的能量损失,不同设计升力系数得到的自适应后缘翼型阻力相差不大;高升力系数下翼面附近存在激波,翼型阻力主要由激波强度决定。对于以低升力系数为设计点的基本翼型,通过后缘自适应变弯来调整载荷分布,可以降低翼面激波强度,减小翼型阻力;对于以高升力系数为设计点的基本翼型,可以直接通过气动优化来消除翼面激波,使得翼型阻力达到最小。因此对于带有自适应后缘的翼型,为了实现宽升力系数范围内的阻力最小,应首先以高升力系数为设计点完成基本翼型的气动优化设计,然后以低升力系数为设计点完成自适应后缘外形的气动优化设计。

整车气动阻力优化是提升汽车动力性、经济性的重要手段,对燃油车减小油耗,电动车提高续驶里程具有重要意义。某电动SUV在尾翼优化降阻过程中,其悬浮式尾翼方案出现因尾涡结构不稳定导致阻力系数波动的现象,通过计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法对流场进行分析,从而找到导致上述现象的主要原因和优化策略。经优化后的尾翼方案最终实现整车风阻系数降低7.2%,NEDC工况能耗降低2.6%。对SUV车型尾翼降阻优化方案设计具有一定的参考价值。

针对未来低运行成本、可直接水平起降、重复使用的大型天地往返运输系统平台飞行器研制所需重点解决的全速域气动力性能需求与气动热防护匹配等难题,分析了典型航天飞机方案所存在的能量运行缺陷等主要问题及可能的改善方案。基于放宽气动热防护设计、涡轮/冲压/火箭发动机三动力组合、嵌套式旋转机翼全速域变体、在爬升阶段将飞行动能转化为高度势能以及再入阶段"跳跃式"盘旋减速飞行轨迹控制等设计思想,从能量损失速率控制和回收利用等角度出发,开展了一种新型大型天地往返运输系统平台气动布局概念设计研究。全速域气动力/热性能工程估算以及内/外流整体气动效能初步分析结果表明,该方案可有效满足整个飞行包线内的升重平衡需求,相比航天飞机方案具有显著的整体气动效能优势,值得进一步开展深入研究。

目前,由于井下乳化液阀门不是通过电液结合的方式自动控制流量大小,而是只能控制液路在全开或者全关2种状态间切换。因此,液压支架的执行油缸在执行动作时,全程只能保持相同的进出液流量,这导致油缸在开启和运动结束时瞬间对接头座冲击很大。液压支架接头座长期受到冲击容易导致油缸接头座失效、剪切销轴断裂等故障。设计一种能够自动调节控制液压回路中流量大小的电液多速控制系统,其特征是在液压回路里增加一种电液多速控制阀,实现了流量的多级调节,从而能够精准地控制油缸执行动作。

该文根据薄煤层液压支架开采工艺要求，重点介绍电液换向阀的结构特点、工作原理及安装方式，以及该阀的设计特点和在液压系统中的作用。