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本科生科技创新能力培养方法的探索 被引量：6
1
作者 常永勤 崔兴达 +2 位作者 杨林 强文江 龙毅 《中国冶金教育》 2011年第1期20-22,共3页
国家建设需要有创新思想和创新能力的后备力量,高等学校要注重大学生创新能力的培养。从本科生参与大学生科研训练计划的角度出发,针对学生选题、文献阅读、数据记录、学术交流与结果分析等几个方面进行了分析与探讨。从指导老师与学校... 国家建设需要有创新思想和创新能力的后备力量,高等学校要注重大学生创新能力的培养。从本科生参与大学生科研训练计划的角度出发,针对学生选题、文献阅读、数据记录、学术交流与结果分析等几个方面进行了分析与探讨。从指导老师与学校的角度提出如何对学生开展有效的指导。 展开更多
关键词 科技创新 创新人才 能力培养 有效指导
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端壁自适应射流对跨声速压气机近失速工况性能影响的数值研究
2
作者 李晓东 梁作召 +2 位作者 孙鹏 崔兴达 刘晗 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期56-65,共10页
为了提升压气机的稳定工作裕度和近失速工况性能,提出了一种在压气机静叶端壁施加端壁自适应射流的被动控制方法。利用数值模拟方法开展了不同出口轴向位置和出口偏航角的端壁自适应射流结构对跨声速压气机级性能影响的研究。研究结果表... 为了提升压气机的稳定工作裕度和近失速工况性能,提出了一种在压气机静叶端壁施加端壁自适应射流的被动控制方法。利用数值模拟方法开展了不同出口轴向位置和出口偏航角的端壁自适应射流结构对跨声速压气机级性能影响的研究。研究结果表明:端壁自适应射流结构能够有效提升压气机的稳定工作裕度,并能提高近失速工况的总压比和等熵效率,在目前综合表现最佳的端壁自适应射流方案中,稳定工作裕度改进量为27.99%,近失速工况的总压比和等熵效率分别提升了0.61%和1.07%,峰值点效率略微下降0.55%。端壁自适应射流结构能够在一定程度上抑制低能流体回流,缓解流道堵塞,降低总压损失,提升叶片负荷,射流出口位于角区分离起始位置附近的作用效果较好。 展开更多
关键词 跨声速压气机 端壁自适应射流 稳定裕度 角区分离 流动控制 近失速工况
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基于MBD-CFD的软管-锥套空中加油仿真框架
3
作者 刘钒 黄霞 +3 位作者 马率 张露 崔兴达 鲍鑫彪 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第20期96-109,共14页
随着无人加油等新兴应用场景的出现,软管-锥套式空中加油技术近年来重新得到了航空工业界的重点关注。使用计算机数值模拟手段对空中加油系统进行流体-动力学仿真,已成为空中加油系统设计、研发和飞行测试评估中的必备手段。一方面,基... 随着无人加油等新兴应用场景的出现,软管-锥套式空中加油技术近年来重新得到了航空工业界的重点关注。使用计算机数值模拟手段对空中加油系统进行流体-动力学仿真,已成为空中加油系统设计、研发和飞行测试评估中的必备手段。一方面,基于工程简化模型的软管-锥套仿真方法的数值模拟精度难以满足实际需求,另一方面,完全基于非定常计算流体力学(CFD)的耦合仿真方法计算量较大,在有限计算资源条件下难以满足快速设计迭代与多参数优化的计算效率需求。通过将多个求解层次的流固耦合分析工具有机结合,建立了基于多体动力学(MBD)和CFD的加油机软管-锥套装置的耦合仿真框架和方法。对典型加油机-软管-锥套组合体的全尺寸构型和缩比构型进行了数值模拟,通过多个算例验证了本方法的可信性。通过将非定常CFD方法与基于气动建模的尾迹流场动态插值方法结合,可将后者的计算精度提高至与非定常CFD方法相当,同时将计算量减小2个数量级以上,从而实现了计算精度和效率的兼顾。 展开更多
关键词 空中加油仿真 软管-锥套 多体动力学 多学科耦合 CFD
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直升机CFD仿真现状与发展趋势分析 被引量：4
4
作者 肖中云 郭永恒 +1 位作者 张露 崔兴达 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第4期14-25,共12页
传统直升机气动设计较多依赖升力线理论、涡流理论等工程分析方法,高性能计算使采用CFD方法开展“第一性原理”仿真成为可能。本文从旋翼运动特点出发介绍了直升机区别于固定翼飞机的一些特殊计算方法,指出当前CFD方法在直升机实际应用... 传统直升机气动设计较多依赖升力线理论、涡流理论等工程分析方法,高性能计算使采用CFD方法开展“第一性原理”仿真成为可能。本文从旋翼运动特点出发介绍了直升机区别于固定翼飞机的一些特殊计算方法,指出当前CFD方法在直升机实际应用中存在的不足。在此基础上,探讨了国外先进直升机CFD软件的发展策略与技术途径,从多求解器耦合、网格动态自适应技术、高阶格式与湍流模型的选取、多学科耦合求解等四个方面分析了这些软件的特点与技术优势。最后就如何适应未来发展需要,提出了直升机CFD能力建设方面的几点建议。分析表明,直升机由于旋翼运动具有与操纵输入、结构变形相耦合的特点,分部件及单学科的CFD分析方法与真实飞行状态存在偏差,多学科耦合分析与旋翼尾迹的精细模拟应当是软件未来发展的重点。 展开更多
关键词 直升机 多学科 仿真 并行 航空力学
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一种P掺杂ZnO纳米梳的制备及其光致发光性能研究 被引量：2
5
作者 邵长景 崔兴达 +1 位作者 常永勤 龙毅 《功能材料》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第21期21011-21013,共3页
采用化学气相沉积(CVD)方法制备了P掺杂ZnO纳米梳,扫描电子显微镜(SEM)结果显示,纳米梳状产物均匀分布在Si衬底上。P掺杂ZnO纳米梳为高度结晶的六方纤锌矿结构,ZnO中P的掺杂含量约为2%(原子分数)。室温光致发光(PL)光谱表明,P掺杂ZnO纳... 采用化学气相沉积(CVD)方法制备了P掺杂ZnO纳米梳,扫描电子显微镜(SEM)结果显示,纳米梳状产物均匀分布在Si衬底上。P掺杂ZnO纳米梳为高度结晶的六方纤锌矿结构,ZnO中P的掺杂含量约为2%(原子分数)。室温光致发光(PL)光谱表明,P掺杂ZnO纳米梳在样品不同区域的发光性能略有不同,但是均出现3个发光峰:紫外、绿光和近红外发光峰。同时PL结果也表明样品的整体结晶质量比较好。 展开更多
关键词 P掺杂ZnO 纳米梳 化学气相沉积 光致发光
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类X-37B航天器气动力天地相关性数值模拟 被引量：2
6
作者 马率 张露 +2 位作者 刘钒 孙俊峰 崔兴达 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期40-49,共10页
随着高性能计算机的发展,CFD已成为飞行器设计和流场分析不可缺少的重要手段,风洞试验与飞行数据的天地相关性问题正是其中一项重要的研究内容,X-37B作为继航天飞机之后美国发展的最成功的可跨大气层在轨飞行器,从气动特性角度分析其大... 随着高性能计算机的发展,CFD已成为飞行器设计和流场分析不可缺少的重要手段,风洞试验与飞行数据的天地相关性问题正是其中一项重要的研究内容,X-37B作为继航天飞机之后美国发展的最成功的可跨大气层在轨飞行器,从气动特性角度分析其大气层内飞行走廊的状态对中国类似航天器的研制具有重要的借鉴意义。首先,对计算类X-37B布局飞行器的网格无关性及网格修正开展了研究,在此基础上提出的网格规模影响修正方法对该类飞行器的计算结果修正经过验证是可信的;然后,分别对比分析了雷诺数的影响和试验状态支架干扰的影响,完成了基于数值模拟的高空飞行与风洞试验气动特性差异分析。结果表明,网格规模主要对亚声速来流计算状态压差产生的轴向力影响较大,对法向力系数、俯仰力矩系数和纵向压心影响较小;雷诺数对该类飞行器气动特性特别是轴向力系数、阻力系数和升阻比有较大的影响,但随着马赫数的增加,影响特性开始变的非常复杂;由于风洞试验状态支杆存在,亚跨声速来流条件对该类飞行器的底阻影响很大,需要采取一定的方法和手段对支杆影响进行修正。 展开更多
关键词 X-37B航天器 飞行走廊 天地相关性 网格收敛性 雷诺数 支杆
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旋翼流动的块结构化网格自适应方法
7
作者 肖中云 郭永恒 +1 位作者 张露 崔兴达 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第5期158-165,共8页
从旋翼的旋转运动和旋涡环绕流场特点出发,探讨了流场计算中的双网格建模方法,即采用结构化贴体网格随桨叶一起运动,采用背景网格的自适应加密模拟旋涡的空间演化。发展了块结构化的背景笛卡尔网格生成方法,网格以块为单位进行加密或稀... 从旋翼的旋转运动和旋涡环绕流场特点出发,探讨了流场计算中的双网格建模方法,即采用结构化贴体网格随桨叶一起运动,采用背景网格的自适应加密模拟旋涡的空间演化。发展了块结构化的背景笛卡尔网格生成方法,网格以块为单位进行加密或稀疏变化,所有网格块的网格维数相同,采用八叉树数据结构和空间填充Z曲线进行管理,满足自适应加密和并行分区的需求。采用该方法对UH-60A旋翼进行了网格建模,在以桨叶贴体网格为输入的前提下自动生成了初始笛卡尔背景网格,同时针对旋翼的悬停和前飞状态流场,分别采用Landgrebe和Beddoes尾迹模型为网格加密提供线索。在此基础上对空间背景网格进行了自适应加密,最大允许网格加密层次为9层,桨尖涡目标区域的网格尺度为0.01倍弦长。结果表明,当前笛卡尔自适应网格方法足够灵活,能够根据桨尖涡位置变化进行网格加密或稀疏操作,自适应网格加密受最大加密层次、目标加密区域的大小和目标区域的网格间距等因素决定。本文的自适应方法具有网格调整效率高的特点,在提高非定常桨尖涡模拟精度方面有一定的应用前景。 展开更多
关键词 旋翼 双网格 结构化 自适应 八叉树 Z曲线
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喷注方案对凹腔稳焰燃烧室低频振荡的影响研究
8
作者 崔兴达 孙明波 +2 位作者 汪洪波 江雄 李伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2370-2380,共11页
为了研究在入口来流马赫数2.52,总温1486K的超声速来流条件下,稳焰凹腔上游不同位置乙烯横向喷注对模型发动机燃烧室内低频燃烧振荡特性的影响,通过1kg/s直连式超燃试验平台,利用高频压力传感器、高速摄影相机等设备,对凹腔上游近距离... 为了研究在入口来流马赫数2.52,总温1486K的超声速来流条件下,稳焰凹腔上游不同位置乙烯横向喷注对模型发动机燃烧室内低频燃烧振荡特性的影响,通过1kg/s直连式超燃试验平台,利用高频压力传感器、高速摄影相机等设备,对凹腔上游近距离、远距离喷注等方案的发动机内部压力与火焰动态特性进行了研究。试验结果表明:在当前当量比条件下,当稳焰凹腔上游近距离喷注燃料时,燃烧室存在较大范围亚声速区域,并出现由热声不稳定性激励的低频压力振荡,频率分布范围较宽(50～400Hz)且振幅较弱。对于燃料喷注位置到稳焰凹腔距离较远的情况,燃烧室内出现以火焰逆传和火焰吹脱为特征的周期性火焰振荡现象。分析认为较远喷注距离有利于燃料-空气充分混合并形成预混区,导致火焰快速逆传。火焰逆传与DDT (爆燃转爆震)中的火焰加速传播过程有关。周期性火焰逆传与火焰吹脱过程相耦合形成了具有特定主频(约85Hz)且振幅较大的低频压力振荡。 展开更多
关键词 低频燃烧振荡 喷注位置 稳焰凹腔 热声不稳定性 火焰逆传 火焰加速 爆燃转爆震
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类X-47B无人机菱形编队气动干扰数值模拟
9
作者 崔兴达 张露 +3 位作者 刘钒 马率 肖中云 余永刚 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期1692-1702,共11页
设计了一种由4架类X-47B飞翼布局无人机(UAVs)组成的菱形编队。通过求解RANS方程的数值模拟方法,研究了菱形编队无人机气动干扰问题,详细分析了影响机理,定量给出了编队减阻效果。计算结果表明:头机气动性能基本保持不变。两侧僚机受上... 设计了一种由4架类X-47B飞翼布局无人机(UAVs)组成的菱形编队。通过求解RANS方程的数值模拟方法,研究了菱形编队无人机气动干扰问题,详细分析了影响机理,定量给出了编队减阻效果。计算结果表明:头机气动性能基本保持不变。两侧僚机受上洗气流影响,其减阻效果明显。尾机主要受下洗气流影响,其阻力增大,对编队久航和远航不利。在重力配平条件下,两侧僚机飞行阻力的减小是由攻角减小和诱导阻力减小共同引起的。尾机在编队中飞行阻力的增大主要是攻角增大带来的阻力增加,诱导阻力增大仅带来了20%的阻力增量。从减小下洗气流对尾机的不利影响出发,对不同垂向间距的尾机升阻特性进行了研究,并参考雁群头鸟变换行为机制,给出了无人机菱形编队飞行建议。 展开更多
关键词 菱形编队 上洗气流 下洗气流 气动干扰 减阻
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