本文介绍了一种用于构建变循环发动机部件级数学模型的实验方案。
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本文内容
摘要
摘要
结合了涡扇发动机和涡喷发动机优点的变循环发动机（VCE），被广泛认为是下一代航空发动机。然而，变循环发动机的研发成本高昂，因此在航空发动机研制过程中建立数学模型至关重要，这可以避免大量实物试验，显著降低研发成本。建模在控制律开发中同样具有关键作用。本文基于图形化仿真环境，介绍了一种采用面向对象建模技术和模块化分层架构快速建立双外涵变循环发动机模型的方法。首先，基于热力学计算建立各部件的数学模型；然后，通过组合各部件数学模型与牛顿-拉夫森（N-R）求解模块，构建分层式发动机模型；最后，在该模型上开展静态与动态仿真，仿真结果验证了该建模方法的有效性。采用此方法构建的变循环发动机模型具有结构清晰、可实时观测等优点。
引言
现代飞机的需求对推进系统提出了巨大挑战，需要更智能、更高效甚至更多功能的航空发动机1。未来的军用推进系统还要求在高速时具有更高的推力，同时在低速时具有更低的单位燃油消耗率1,2,3,4。为了满足未来飞行任务的技术要求，通用电气公司（GE）于1955年提出了变循环发动机（VCE）的概念5。变循环发动机是一种可通过改变某些部件的几何尺寸或位置来执行不同热力循环的航空发动机6。由J58涡轮冲压变循环发动机驱动的洛克希德SR-71“黑鸟”自1976年以来一直保持着有人驾驶吸气式飞机最快的世界纪录7。该机型也验证了超音速飞行的诸多潜在优势。在过去50年中，GE改进并发明了多种其他变循环发动机，包括双外涵变循环发动机8、可控增压比发动机9和自适应循环发动机10。这些研究不仅涉及发动机的整体结构与性能验证，还包括其控制系统的研究11。这些研究表明，变循环发动机在亚音速飞行时可像高涵道比涡扇发动机一样工作，在超音速飞行时则可像低涵道比涡扇发动机甚至涡喷发动机一样工作。因此，变循环发动机能够在不同飞行条件下实现性能匹配。
在开发变循环发动机（VCE）时，需要进行大量的必要验证工作。如果所有这些工作都以物理方式进行，可能会耗费大量时间和成本12。计算机仿真技术已在新型发动机开发中得到应用，不仅可以大幅降低成本，还能避免潜在风险13,14。基于计算机仿真技术，发动机的开发周期可缩短至原来的一半左右，所需设备数量也显著减少15。另一方面，仿真在发动机性能分析和控制律开发中也发挥着重要作用。为了模拟发动机的稳态设计和非设计工况性能，美国国家航空航天局（NASA）刘易斯研究中心于1972年开发了名为GENENG的程序16。随后，该研究中心在GENENG基础上开发了DYNGEN17，该程序能够模拟涡喷发动机和涡扇发动机的瞬态性能。1989年，NASA提出了一项名为数值推进系统仿真（Numerical Propulsion System Simulation, NPSS）的项目，鼓励研究人员采用面向对象编程方法构建模块化且灵活的发动机仿真程序。1993年，John A. Reed基于Application Visualization System（AVS）平台，通过面向对象编程开发了涡扇发动机仿真系统（Turbofan Engine Simulation System, TESS）18。
与此同时，基于图形化编程环境的快速建模正逐渐应用于仿真领域。美国国家航空航天局（NASA）开发的热力系统建模与分析工具包（Toolbox for the Modeling and Analysis of Thermodynamic Systems，T-MATS）基于Matlab/Simulink平台，具有开源特性，允许用户自定义内置的组件库。T-MATS为用户提供友好的操作界面，便于对内置的JT9D模型进行分析与设计19。
本文利用Simulink软件建立了某种变循环发动机（VCE）的动态模型。本方案的建模对象为双外涵变循环发动机，其结构示意图如图1所示。该发动机可在单外涵和双外涵两种模式下工作。当模式选择阀（MSV）打开时，发动机在亚音速条件下具有较大的外涵比，性能更优；当模式选择阀关闭时，发动机外涵比较小，更适合超音速任务工况。为进一步量化发动机性能，本文基于部件级建模方法建立了双外涵变循环发动机模型。
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方案
1. 建模前的准备
- 获取设计点性能。
- 打开 Gasturb 13，选择 Variable Cycle Engine。
- 点击 Basic Thermodynamics，选择 Cycle Design，打开 DemoVarCyc.CVC。
- 获取发动机设计点性能。这些结果显示在窗口右侧。
- 获取部件特性图。
- 打开 Gasturb 13，选择 Variable Cycle Engine。
- 点击 Off Design，选择 Standard Maps，打开 DemoVarCyc.CVC。
- 点击 Off Design Point，然后依次选择 LPC、IPC、HPC、HPT 和 LPT，即可获得所有部件的特性图。
2. 对VCE的每个组分进行建模20,21,22
- 对 VCE 的单个部件进行建模。以高压压气机为例。
- 打开 Matlab，点击 Simulink，双击 Blank Model。
- 点击 Library，并放置用于建模的函数模块。
- 双击 Function。根据压气机的工作原理，描述其热力学方程，并使用 MATLAB function 实现该方程的编写。
- 完成 MATLAB function 后，获取压气机的输入与输出变量。
- 使用 Subsystem 对该模块进行封装，并将其重命名为“compressor”。至此，一个名为“compressor”的子系统模块已建立完成。
- 采用相同步骤，依次建立进气道、风扇、管道、核心驱动风扇级（CDFS）、外涵混合器、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、混合器、加力燃烧室和喷管等所有部件的子系统模块。
- 将每个部件的输出与下一个部件的输入进行连接。
3. 整个模型的求解
- 建立整机模型的动态共同工作方程。
- 建立动态共同工作方程。建立以下6个独立的共同工作方程。
- 确定燃烧室进出口的流量平衡方程：
Wa3：压气机出口截面空气流量，Wf：燃烧室燃料流量，Wg44：高压涡轮进口燃气流量。 - 确定低压涡轮进出口的流量平衡方程：
Wg44：低压涡轮进口截面燃气流量，Wg5：低压涡轮出口燃气流量。 - 确定喷管进出口的流量平衡方程：
Wg7：喷管进口燃气流量，Wg9：喷管出口燃气流量。 - 确定后混合器进口的静压平衡方程：
Ps163：主外涵道出口静压，Ps63：内涵道出口静压。 - 确定风扇进出口的流量平衡方程：
Wa2：风扇进口空气流量，Wa21：CDFS进口空气流量，Wa13：次外涵道进口空气流量。 - 确定CDFS出口的流量平衡方程：
Wa21：CDFS进口空气流量，Wa125：CDFS旁通进口空气流量，Wa25：压气机进口空气流量。 - 上述6个独立方程构成以下方程组。
- 使用 TMATS 中的 N-R 迭代求解器 求解上述方程。
- 在使用求解器求解共同工作方程之前，需设置 N-R 迭代求解器。根据建模过程，选择以下6个初始猜测值：风扇、CDFS、高压压气机、高压涡轮和低压涡轮的部件特性图辅助线 β1、β2、β3、β4、β5，以及次外涵道进口流量。
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结果
为了验证仿真模型的有效性，将静态和动态仿真中选取的若干典型性能参数与Gasturb中的数据进行了比较。
在静态仿真中，我们将模型的多个关键性能参数与Gasturb中的相应参数进行比较，以验证静态模型的准确性。表2展示了在双涵道工作模式下设计点工况（H=0 m，Ma=0，Wf=0.79334 kg/s）的对比结果。根据对比，模型与Gasturb之间性能参数的最大误差出现在发动机压比（EPR）上，误差低于2%。表3展示了在单涵道工作模式下非设计点工况（H=0 m，Ma=0，Wf=0.91032 kg/s）的对比结果。在此条件下，最大误差出现在低压轴转速上，略低于4%。两个模型的性能参数几乎完全一致。因此，这两组对比结果证明了该模型在设计点具有较高的准确性，且该实验方案有效。
在动态仿真中，为了验证过渡态模型的正确性，我们模拟了两种典型的动态过程，包括加减速仿真和模式切换仿真。加...
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讨论
基于图形化仿真环境，可通过模块化分层架构和面向对象建模技术快速构建VCE器件级模型。该模型为用户提供友好的操作界面，便于对模型进行分析与设计19。
该方法的主要局限性在于模型的执行效率。由于模型采用脚本语言编写，每次运行时都需要重新编译，因此执行效率不如系统级语言。针对这一局限性，下一步的关键研究方向是如何提升模型的执行效率。另一个局限性在于，模型中必须严格考虑N-R迭代的初值，因为N-R迭代仅在较小的偏差范围内才具有收敛性。
该方案中的关键步骤是准确获取部件特性图谱，并使用合适的算法进行插值。无论是在Gasturb中，还是在其他现有的发动机试验数据中，精确的部件特性图谱都有助于更准确地建立模型。
在航空发动机的图形化面向对象建模中，无论是整机模型对象、各部件的组件模型对象，还是各组件的参数模型对象，均被构建为独立且可封装的模块。所有组件模块之间的连接构成了模型框架的主体部分。每个组件模块的内部模型设计注重通用性，突出组件模...
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披露
我们没有需要披露的内容。
致谢
本研究由中央高校基本科研业务费专项资金资助，项目编号[No. NS2018017]。
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材料
| 姓名 | 公司 | 目录编号 | 评论 |
|---|---|---|---|
| 燃气轮机软件 | GasTurb GmbH | Gasturb 13 | |
| MATLAB | MathWorks | R2017b | |
| TMATS | NASA | 1.2.0 |
参考文献
- Bin, L., Min, C., Zhili, Z. Steady Performance Investigation on Various Modes of an Adaptive Cycle Aero-Engine [J]. Propulsion Technology. 34 (8), 1009-1015 (2013).
- Junchao, Z., Min, C., Hailong, T. Matching mechanism analysis on an adaptive cycle engine. Chinese Journal of Aeronautics. (2), 22(2017).
- Lyu, Y., Tang, H., Chen, M. A study on combined variable geometries regulation of adaptive cycle engine during throttling. Applied Sciences. 6 (12), 374(2016).
- Ruffles, P. C. Aero engines of the future. Aeronautical Journal. 107 (1072), 307-321 (2003).
- Johnson, J. Variable cycle engine developments at General Electric 1955-1995. Developments In High-Speed Vehicle Propulsion Systems. , 105-158 (1995).
- NASA VCE test bed engine aerodynamic performance characteristics and test results. French, M., Allen, C. The 17th Joint Propulsion Conference in Colorado Springs, CO, , 1594(1981).
- Variable-cycle engines for supersonic cruising aircraft. Willis, E., Welliver, A. The 12th Propulsion Conference in Palo Alto, CA, , 759(1976).
- Allan, R. General Electric Company variable cycle engine technology demonstrator programs. The 15th Joint Propulsion Conference in Las Vegas, NV, , 1311(1979).
- Keith, B. D., Basu, D. K., Stevens, C. Aerodynamic Test Results of Controlled Pressure Ratio Engine (COPE) Dual Spool Air Turbine Rotating Rig. ASME Turbo Expo 2000: Power for Land, Sea, and Air. , American Society of Mechanical Engineers. V001T003A105-V001T003A105 (2000).
- US Patent. , 10/719,884 (2005).
- Study of an Airbreathing Variable Cycle Engine. Vyvey, P., Bosschaerts, W., Fernandez Villace, V., Paniagua, G. The 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit in, San Diego, CA, , 5758(2011).
- LIU, Z., WANG, Z., HUANG, H., Cai, Y. H. Numerical simulation on performance of variable cycle engines. Journal of Aerospace Power. 25 (6), 1310-1315 (2010).
- Loftin, L. K. Toward a second-generation supersonic transport. Journal of Aircraft. 11 (1), 3-9 (1974).
- Mavris, D. N., Pinon, O. J. Complex Systems Design & Management. , Springer. 1-25 (2012).
- Reed, J. A., Follen, G. J., Afjeh, A. A. Improving the aircraft design process using Web-based modeling and simulation. ACM Transactions on Modeling and Computer Simulation (TOMACS). 10 (1), 58-83 (2000).
- Koenig, R. W., Fishbach, L. H. GENENG: A Program for calculating design and off-design performance for turbojet and turbofan engines. NASA Technical Note TN. D-6552. , (1972).
- Sellers, J. F., Daniele, C. J. DYNGEN: A program for calculating steady-state and transient performance of turbojet and turbofan engines. NASA Technical Note TN. D-7901. , (1975).
- Development of an interactive graphical propulsion system simulator. The 30th Joint Propulsion Conference and Exhibit in Indianapolis, IN. Reed, J., Afjeh, A. , (1994).
- Chapman, J. W., Lavelle, T. M., May, R., Litt, J. S., Guo, T. H. Propulsion System Simulation Using the Toolbox for the Modeling and Analysis of Thermodynamic Systems (T MATS). 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference 2014, Cleveland, Ohio, , (2014).
- Camporeale, S., Fortunato, B., Mastrovito, M. A modular code for real time dynamic simulation of gas turbines in simulink. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. 128 (3), 506-517 (2006).
- Tsoutsanis, E., Meskin, N. Dynamic performance simulation and control of gas turbines used for hybrid gas/wind energy applications. Applied Thermal Engineering. 147, 122-142 (2019).
- Reed, J., Afjeh, A. An extensible object-oriented framework for distributed computational simulation of gas turbine propulsion systems. The 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit in Cleveland, OH, , 3565(1998).
- Muir, D. E., Saravanamuttoo, H. I., Marshall, D. Health monitoring of variable geometry gas turbines for the Canadian Navy. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. 111 (2), 244-250 (1989).
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