针对目前煤矿巷道支护效率低下的特点,提出了一种具有分度功能的锚杆钻车,在锚护精度和效率上有所提高。采用相关软件对锚杆钻车伸缩臂拓扑优化,并对优化前后伸缩臂进行静力学分析和模态分析。结果表明锚杆钻车伸缩臂满足强度要求,不会发生共振;拓扑优化后伸缩臂最大等效应力减小了2.45%,质量减小了29.55%,达到了优化目的。

以中国航天空气动力技术研究院(CAAA)FD-07风洞为对象,进行了马赫数5～6时两级超声速引射器气动性能试验研究。通过二级引射器单级调试、两级引射器联调、主-次流混合调试,获得了引射器运行时的相关数据。通过试验数据分析,得出如下结论:(1)在FD-07风洞引射器马赫数5～6试验中,一级引射器运行压力0.8MPa、二级引射器运行压力1.0MPa时,引射器运行效率较高,中压气源消耗较少;(2)超声速引射器用于维持风洞运行压比,而风洞驻室低压环境(即试验模拟高度能力)主要由主气流状态决定,与引射器关系不大;(3)一级超声速引射器能对主气流干扰、二级超声速引射气流干扰起到很好的隔离作用。进一步明确了FD-07风洞引射器的运行状态,优化了引射器运行压力方案。

从静电电荷衰减测试标准、方法、仪器以及国内外对测试方法的评价研究等几个方面，对静电电荷衰减测试的研究现状进行了分析，在此基础上，提出了解决相关问题的对策，明确了下一步的研究内容。

中国航天空气动力技术研究院建设的2.0 m高能脉冲风洞(FD–21)是一座自由活塞激波风洞,该风洞拓展了中国航天空气动力技术研究院原有的试验能力。主要介绍了这座风洞的研制过程和若干关键技术。在吸收国外相关理论和经验的同时,独立解决了诸多关键性的气动问题,并通过逆向设计流程完成了风洞的气动设计。基于这些努力,高能脉冲风洞在建造过程中,逐步克服了活塞发射、活塞止停和全浮动风洞支撑等工程技术难点。FD–21的成功研制标志着自由活塞驱动技术的全面掌握,缩小了我国高焓地面模拟设备与国外的差距,对提升我国高超声速领域的研究水平具有重要意义。

在风洞建成运行初期和风洞实验技术与CFD技术的不断发展过程中,风洞标模实验一直都有特别重要的现实意义.汇总了近5年FD-07风洞HSCM系列标模实验的结果,针对HSCM系列AGARD HB-2标模、尖锥10°标模、AGARD B标模,给出了系统、全面、详实、可靠的实验数据,为相关实验和计算的评估提供借鉴和参考.

防喷器控制装置是控制防喷器的关键设备,防喷器控制装置上的蓄能器须储备足够的液压油,用于紧急情况下关闭防喷器组,因此蓄能器的液量容积至关重要。根据蓄能器在不同使用过程中的状态,利用氮气在不同压力和温度下的实际绝热指数值,结合理论计算与实际试验,对蓄能器液量计算方式进行优化,以满足井控操作对蓄能器容积的实际需求。同时此优化计算适用于其他工程中蓄能器的容积计算,可以作为其选型计算的参考。

单作用液压缸作为液压系统的不可或缺的执行元件,单作用活塞液压缸可分为柱塞式液压缸和活塞式液压缸,两种结构都比较简单,活塞式液压缸与柱塞式液压缸相比较,活塞式液压缸体积较小,重量较轻。由于活塞式单作用液压缸结构的限制,在液压缸的活塞杆伸出的过程中,有杆腔被压缩,有杆腔内压力上升。在液压缸的活塞杆缩回的过程中,有杆腔空间增大,产生负压。有杆腔的压力增加或者降低都会影响到单作用活塞液压缸的正常工作,因此为了更好地保证液压缸腔压力变化在合理的范围内,必须设计辅助结构,来控制有杆腔压力的变化,但是现有的结构都有其难以避免的缺点。

液气开关作为控制系统中气动油泵的主控开关,控制系统油液压力。当系统油压足够大时,液气开关切断气源,气动油泵停止充压;当系统油压不足时,液气开关连通气源,气动油泵自动补压,直至液气开关切断气源,液气开关启闭特性直接影响系统压力稳定性。通过数值建模,从气源压力、弹簧刚度、机构摩擦力3个方面对液气开关启闭特性分析,并进行试验验证。分析显示,气源压力和机构摩擦力对液气开关启闭特性影响较小,弹簧刚度对其影响较大。试验结果显示,当气源压力在0.65~0.9 MPa之间时,为减小启闭压差,弹簧刚度应设计在94~97.3 N/mm之间为宜。

为了研究鯵科尾鳍自主推进性能,基于直线型内摆线尾鳍摆进装置,改进自由移动摆动测量平台,使推进装置具有相位差可调、运动无急回的特点,可实现减速和运动转换集成.实验台采用圆形导轨并增大支撑距离,使机器鱼最大程度的在水箱里模拟鱼在水下的游动状态.实验中以摆动尾鳍的推进力和扭矩为测量目标,并以尾鳍运动频率、横移幅度、摆动幅度、尾鳍种类等参数为变量进行了大量的实验.实验结果表明鯵科尾鳍在运动频率为0.8Hz,横移幅度为30mm条件下性能达到最优并且鯵科尾鳍在高频状态下推进效果要优于白鲸尾鳍和海豚尾鳍.