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基于深度学习建表的宽域发动机火焰面燃烧模型构建与验证

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力学学报 2023年

作者：于江飞连城阅汤涛唐卓汪洪波孙明波国防科技大学空天科学学院高超声速技术实验室

以新型宽域发动机为动力的未来新一代飞行器的研发迫切需要CFD方法来进行高效高精度的辅助设计.本文把传统的火焰面/进度变量燃烧模型与深度学习和神经网络方法相结合,构建了新的智能化改进的燃烧模型并进行了算例测试与验证,在保证计... 详细信息

以新型宽域发动机为动力的未来新一代飞行器的研发迫切需要CFD方法来进行高效高精度的辅助设计.本文把传统的火焰面/进度变量燃烧模型与深度学习和神经网络方法相结合,构建了新的智能化改进的燃烧模型并进行了算例测试与验证,在保证计算效率的同时提高了预测精度.首先,给出了人工神经网络的构建方法,包括数据库划分、数据归一化以及模型的训练等;然后,测试分析了不同函数结构对新建模型的影响,并讨论了基于CPU和GPU的求解器框架下内存占用优化问题;最后,把智能化模型耦合到GPU求解器上对飞行马赫数4-12的3个发动机算例进行了数值模拟.结果表明,智能化改进的模型可代替传统火焰面/进度变量数据库从而实现高维参数建模及模型改进,并可以成功运行在GPU上;智能化改进的模型比传统的模型平均误差减小量均超过了50%,算例误差最大减小值可达57.2%.

关键词：火焰面/进度变量模型全连接神经网络宽域发动机燃烧模型数值模拟

双燃烧室冲压发动机超声速混合层数值模拟及非线性分析

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双燃烧室冲压发动机超声速混合层数值模拟及非线性分析

作者：于江飞国防科学技术大学

学位级别：硕士

本文针对双燃烧室冲压发动机超声速混合层进行了数值模拟和非线性分析。采用RANS方法对超声速燃烧室流场进行了二维数值仿真:在没有燃烧增强装置时,超燃室内燃烧较弱:有厚度隔板后缘底部可以稳定点火、增强气流掺混;对流马赫数小于0.5... 详细信息

本文针对双燃烧室冲压发动机超声速混合层进行了数值模拟和非线性分析。采用RANS方法对超声速燃烧室流场进行了二维数值仿真:在没有燃烧增强装置时,超燃室内燃烧较弱:有厚度隔板后缘底部可以稳定点火、增强气流掺混;对流马赫数小于0.5时,保持热空气马赫数不变,富油燃气马赫数越低,混合层增长越快;亚燃室出口燃气温度上升,燃烧效率显著增加;来流压力不匹配程度越大,混合层和激波作用后偏折越厉害;空气/燃气压力比增加,燃烧效率大大增加;模拟飞行马赫数降低,燃烧效率大大提高,同时总压损失也增大。首次采用大涡模拟(LES)方法对超燃室二维超声速混合层进行了数值模拟:弱燃烧强度时,燃烧对混合层形态有较小影响,而混合层形态完全主导着化学反应。隔板后缘厚度越大,气流夹角越大,混合层K-H不稳定阶段越短;扩张段扩张角越大,混合层在扩张段发展得越充分;小流道使大涡结构与上壁面作用而受到抑制。亚燃室出口气流马赫数变大,上下气流掺混加剧;下层气流/上层气流压力比增加,混合层增长大大加快。弱反射激波与大涡结构作用后,两者均产生很大变形,大涡增长受到抑制;强激波入射在混合层上,使当地混合层增长加快,但在下游位置拟序结构对平均流湍动能的吸收达到饱和,阻碍了混合层增长。初步研究了本文特定的超声速混合层的混合增强措施:低速流入口加入沿流向振荡对二维混合层的混合增强效果明显,加振荡后流场燃烧强度加大,但仍属于较弱燃烧强度;振荡频率决定着涡量聚集区域的位置和大小,振幅决定着涡量分配和聚集的均匀程度。对三维混合层流场,后缘为交错构型时其诱导的流向涡大大促进了混合层的增长。对不同交错后缘构型,楔块顶点间隔越大,楔角增大,流场混合层流向涡卷起得更大。分析较优隔板后缘扩展构型的三维燃烧流场,在空间区域,CO生成量在流向涡涡核处最多,随混合层发展,流向涡涡量向周围区域传递,CO生成量大大增加。对超声速混合层进行LES模拟,提取流场脉动压力进行非线性时间序列分析:利用混合层中心线上非线性不变量——关联维数D和最大Lyapunov指数的分布来分析混合层的发展情况及稳定性,并举例验证了可行性。首次将非线性时间序列分析方法应用于混合层混合效果的测量上,提出了实验测量混合层厚度的低成本方法,举例验证了纵向截面上关联维数分布与当地流向湍流强度分布一致的普遍性和定量分析混合效果的可行性。

关键词：双燃烧室超声速燃烧超声速混合层大涡模拟混合增强非线性分析

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劳务派遣中工商损害赔偿责任的研究

河北企业 2018年第2期 130-131页

作者：崔文成于江飞河北经贸大学法学院

劳务派遣,是我国很常见的一种用工合同模式。但是基于其复杂性的用工特点,在发生工伤损害时,进行处理是颇为困难的。目前,现有的法律构造对劳务派遣劳动者工伤损害赔偿问题进行救济的程度也是有限的。如果双方像派遣单位和劳工的关系,... 详细信息

劳务派遣,是我国很常见的一种用工合同模式。但是基于其复杂性的用工特点,在发生工伤损害时,进行处理是颇为困难的。目前,现有的法律构造对劳务派遣劳动者工伤损害赔偿问题进行救济的程度也是有限的。如果双方像派遣单位和劳工的关系,那么工伤保险制度会对劳工的合法权益加以保护,接下来应该考虑的是用工单位和劳工的关系。但是在工伤损害事实认定时,现有的法律基础只是规定作为雇主的派遣单位承担一定的责任,这显然是不合理以及远远不够的。本文通过分析三方的关系,再结合我国的劳务派遣用工现状,针对我国工商损害赔偿制度和立法现状提出建议,以期为解决此类问题有所帮助。

关键词：劳务派遣劳动关系工伤损害赔偿

马赫6飞行条件圆截面超燃冲压发动机流动燃烧特征分析

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航空学报 2023年

作者：于江飞汤涛闫博汪洪波杨揖心熊大鹏孙明波国防科技大学空天科学学院

本文基于RANS方法对马赫6飞行条件下的乙烯燃料圆截面超燃冲压发动机燃烧流场开展了数值研究，计算中采用了压力相关的火焰面/进度变量模型，得到的数值结果与试验吻合，并据此分析了0.18和0.06两个当量比工况的火焰结构和燃烧特征。计... 详细信息

本文基于RANS方法对马赫6飞行条件下的乙烯燃料圆截面超燃冲压发动机燃烧流场开展了数值研究，计算中采用了压力相关的火焰面/进度变量模型，得到的数值结果与试验吻合，并据此分析了0.18和0.06两个当量比工况的火焰结构和燃烧特征。计算表明，0.18当量比工况释热强度高，在流场中形成了热壅塞，并且预混燃烧和扩散燃烧共同主导了整体的释热。而0.06当量比工况流道中心仍是超声速状态，扩散火焰主导了整体的释热。两个工况中，射流背风区和轴对称凹腔都是重要的反应区，其中射流背风区释热强度高，而凹腔起到了增强混合和提高燃烧效率的重要作用。

关键词：圆截面超燃冲压发动机火焰面/进度变量模型超声速燃烧轴对称凹腔

圆截面超声速燃烧室乙烯燃料喷注火焰结构和模式分析

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航空学报 2023年

作者：汤涛于江飞黄玉辉汪洪波孙明波赵国焱熊大鹏王振国装备发展部项目管理中心国防科技大学空天科学学院

采用耦合了火焰面/进度变量模型的混合RANS/LES方法对高马赫数下的乙烯燃料圆截面超燃冲压发动机燃烧流场开展了数值研究，计算结果显示出与试验高度一致的燃烧结构和释热特征。在此基础上，分析结果表明，流场的混合过程由大尺度流动... 详细信息

采用耦合了火焰面/进度变量模型的混合RANS/LES方法对高马赫数下的乙烯燃料圆截面超燃冲压发动机燃烧流场开展了数值研究，计算结果显示出与试验高度一致的燃烧结构和释热特征。在此基础上，分析结果表明，流场的混合过程由大尺度流动结构主导，流道中心的激波系是促进涡量产生、燃料掺混以及下游反应区褶皱的直接原因。凹腔在此构型和工况中没有直接参与释热，而是起到了诱导激波产生从而促进混合和燃烧的作用。整体上，燃烧呈现时空多尺度特征，火焰在向下游传播的过程中逐渐向近平衡状态发展。超燃模态和扩散燃烧主导了整个反应区，并且大部分燃烧处于薄反应区模式和破碎火焰面模式。

关键词：超燃冲压发动机混合RANS/LES 火焰面模型超声速燃烧模式

有翼飞行器编队协同突防构型和通信拓扑优化方法

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北京航空航天大学学报 2024年

作者：徐星光于江龙郭鸿飞任章北京机电工程研究所北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院

有翼飞行器编队构型和通信拓扑优化在编队协同突防应用场景下有着迫切需求。针对编队构型优化中的参考基准选择和飞行器/拦截力量/战场之间关系的建模问题，提出一种基于突防通道的编队构型优化设计方法。通过通信拓扑优化获得领导者飞... 详细信息

有翼飞行器编队构型和通信拓扑优化在编队协同突防应用场景下有着迫切需求。针对编队构型优化中的参考基准选择和飞行器/拦截力量/战场之间关系的建模问题，提出一种基于突防通道的编队构型优化设计方法。通过通信拓扑优化获得领导者飞行器角色，先使用各组长的几何中心、后使用领导者飞行器作为编队构型的参考基准，设计出时变编队构型的显式表达式，摆脱了对事先获取领导者飞行器先验信息的依赖。建立有翼飞行器突防通道模型，保证有翼飞行器在各战场栅格处的探测、反探测、机动规避能力优势。针对通信拓扑优化需要兼顾信息共享和均衡网络负载的问题，在编队构型约束下构建通信拓扑，提出基于最小生成树和最优刚性图的通信拓扑设计优化方法，给出基于战场威胁态势的拓扑切换策略，实现了编队构型和通信拓扑的优化。以有翼飞行器协同突防探测拦截威胁为例，验证了所设计优化方法的有效性。

关键词：有翼飞行器编队协同突防编队构型通信拓扑优化

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强激波与超声速混合层相互作用的大涡模拟

弹箭与制导学报 2010年第2期30卷 158-162页

作者：于江飞晏至辉刘卫东国防科学技术大学航天与材料工程学院长沙410073

基于大涡模拟数值方法,文中研究了具有双燃烧室冲压发动机超声速燃烧室工程背景的二维超声速混合层与激波相互作用的情况。强激波入射在混合层上,使当地混合层增长加快,但在下游位置,拟序结构对平均流湍动能的吸收达到饱和,阻碍了混合... 详细信息

基于大涡模拟数值方法,文中研究了具有双燃烧室冲压发动机超声速燃烧室工程背景的二维超声速混合层与激波相互作用的情况。强激波入射在混合层上,使当地混合层增长加快,但在下游位置,拟序结构对平均流湍动能的吸收达到饱和,阻碍了混合层增长;超声速气流绕楔流动产生的激波角越大,更大强度的激波入射到混合层上,使其向上偏折更厉害;激波与有反应超声速混合层作用的流场,相对于无激波的燃烧流场,化学反应强度要大很多。

关键词：激波混合层超声速燃烧大涡模拟

乙醇液滴蒸发过程对压力振荡动态响应的试验研究

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推进技术 2009年第3期30卷 286-291页

作者：苏凌宇于江飞刘卫东国防科技大学航天与材料工程学院湖南长沙410073

设计制造了一种旋转式气流换向阀,使用该换向阀能够产生较高频率、较大振幅的压力振荡,在此基础上建立了压力振荡环境下燃料液滴蒸发过程的试验系统,利用高速阴影成像系统对乙醇液滴蒸发过程对压力振荡动态响应特性进行了试验研究,试验... 详细信息

设计制造了一种旋转式气流换向阀,使用该换向阀能够产生较高频率、较大振幅的压力振荡,在此基础上建立了压力振荡环境下燃料液滴蒸发过程的试验系统,利用高速阴影成像系统对乙醇液滴蒸发过程对压力振荡动态响应特性进行了试验研究,试验结果表明,乙醇液滴蒸发过程对压力振荡具有快速响应的能力,压力振荡过程中,蒸发速率并不与环境压力的值成正比,蒸发速率的最大值发生在压力下降过程的后期阶段,蒸发速率的大小与压力振荡的频率、振幅有关。

关键词：气流换向阀阴影成像蒸发过程压力振荡动态响应

基于深度学习建表的宽域发动机火焰面燃烧模型构建与验证

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力学学报 2024年第3期56卷 723-739页

作者：于江飞连城阅汤涛唐卓汪洪波孙明波国防科技大学空天科学学院高超声速技术实验室长沙410073

以新型宽域发动机为动力的未来新一代飞行器的研发迫切需要CFD方法来进行高效高精度的辅助设计.文章把传统的火焰面/进度变量燃烧模型与深度学习和神经网络方法相结合,构建了新的智能化改进的燃烧模型并进行了算例测试与验证,在保证计... 详细信息

以新型宽域发动机为动力的未来新一代飞行器的研发迫切需要CFD方法来进行高效高精度的辅助设计.文章把传统的火焰面/进度变量燃烧模型与深度学习和神经网络方法相结合,构建了新的智能化改进的燃烧模型并进行了算例测试与验证,在保证计算效率的同时提高了预测精度.首先,给出了人工神经网络的构建方法,包括数据库划分、数据归一化以及模型的训练等;然后,测试分析了不同函数结构对新建模型的影响,并讨论了基于CPU和GPU的求解器框架下内存占用优化问题;最后,把智能化模型耦合到GPU求解器上对飞行马赫数4~12的3个发动机算例进行了数值模拟.结果表明,智能化改进的模型可代替传统火焰面/进度变量数据库从而实现高维参数建模及模型改进,并可以成功运行在GPU上;智能化改进的模型比传统的模型平均误差减小量均超过了50%,算例误差最大减小值可达57.2%.

关键词：火焰面/进度变量模型全连接神经网络宽域发动机燃烧模型数值模拟