Name: Une méthode rapide pour modéliser un moteur à cycle variable (Vidéo) | JoVE Journal
Uploaded: 2019-08-13T13:00:00.000+00:00
Duration: 4 min 58 s
Description: Découvrez une méthode rapide pour modéliser un moteur à cycle variable avec GasTurb13 et Simulink. Cette approche simplifie la conception aérospatiale en réduisant les exigences de programmation et en exploitant les données existantes.

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Cette recherche a été financée par les Fonds de recherche fondamentale pour les universités centrales, numéro de subvention [No. NS2018017].

1. Préparation avant modélisation
<ol><li>Obtenir des performances de point de conception.<ol>
<li>Ouvrez Gasturb 13. Sélectionnez Moteur à cycle variable.</li>
		<li>Cliquez sur La thermodynamique de base. Sélectionnez Cycle Design. Ouvrez DemoVarCyc.CVC.</li>
		<li>Obtenir les performances du point de conception du moteur. Ceux-ci sont affichés sur le côté droit de la fenêtre.</li>
	</ol>
</li>
	<li>Obtenir des cartes de composants.<ol>
<li>Ouvrez Gasturb 13. Sélectionnez Moteur à cycle variable.</li>
		<li>Cliquez sur Off Design. Sélectionnez Cartes Standard. Ouvrez DemoVarCyc.CVC.</li>
		<li>Cliquez sur Off Design Point. Sélectionnez ensuite LPC, IPC, HPC, HPT et LPT; ainsi, toutes les cartes de composants sont obtenues.</li>
	</ol>
</li>
</ol>2. Modélisez chaque composant du VCE20,21,22
<ol><li>Modélisez un seul composant d'un VCE. Prenons l'exemple du compresseur haute pression.<ol>
<li>Ouvrez Matlab. Cliquez sur Simulink. Double clic sur Le modèle blanc.</li>
		<li>Cliquez sur Bibliothèque, et placez la fonction à modéliser.</li>
		<li>Double clic sur la fonction. Selon le principe de travail du compresseur, l'équation thermodynamique du compresseur est décrite. Ensuite, décrivez l'équation avec la fonction MATLAB.</li>
		<li>Après avoir terminé la fonction MATLAB, obtenir l'entrée et la sortie du compresseur.</li>
		<li>Utilisez Subsystem pour masquer le module. Ensuite, renommez-le avec "compresseur". Jusqu'à présent, un module de sous-système appelé «compresseur» est établi.</li>
	</ol>
</li>
	<li>Utilisez les mêmes étapes pour obtenir les sous-systèmes de tous les composants, y compris l'inlet, ventilateur, conduit, phase de ventilateur de noyau entraîné (CDFS), mélangeur de dérivant, compresseur, brûleur, turbine à haute pression, turbine à basse pression, mélangeur, postcombustion et buse.<ol>
<li>Combinez la sortie de chaque composant avec l'entrée du composant suivant.</li>
	</ol>
</li>
</ol>3. Solution de l'ensemble du modèle
<ol><li>Construire des équations de co-working dynamiques de l'ensemble du modèle.<ol>
<li>Construire des équations de co-working dynamiques. Construire les 6 équations de co-working indépendantes suivantes.</li>
		<li>Déterminer l'équation de l'équilibre de débit pour l'entrée et la sortie du brûleur :<img alt="Equation 1" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ01.jpg"> W (en) a3: flux d'air de section de sortie de compresseur, Wf: flux de carburant de brûleur, Wg44: flux de gaz d'entrée de turbine à haute pression.</li>
		<li>Déterminer l'équation de l'équilibre de débit pour l'entrée et la sortie de la turbine à basse pression :<img alt="Equation 2" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ02.jpg"> W (en) g44: flux de gaz de section d'entrée de turbine à basse pression, Wg5: flux de gaz de sortie de turbine à basse pression.</li>
		<li>Déterminer l'équation de l'équilibre de débit pour l'entrée et la sortie de la buse :<img alt="Equation 3" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ03.jpg"> W (en) g7: flux de gaz d'entrée de buse, Wg9: flux de gaz de sortie de buse.</li>
		<li>Déterminer l'équation de l'équilibre de pression statique pour l'entrée du mélangeur arrière :<img alt="Equation 4" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ04.jpg"> P (en) s163: pression statique de la sortie de dérivant externe principale, Ps63: pression statique de la sortie de dérivant interne.</li>
		<li>Déterminer l'équation de l'équilibre de débit de l'entrée et de la sortie du ventilateur :<img alt="Equation 5" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ05.jpg"> W (en) a2: flux d'air d'entrée de ventilateur, Wa21: flux d'air d'entrée CDFS, Wa13: flux d'air d'entrée de dérivant sub-extérieur</li>
		<li>Déterminer l'équation de l'équilibre de débit de la prise CDFS :<img alt="Equation 6" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ06.jpg"> W (en) a21: Flux d'air d'entrée CDFS, Wa125: Flux d'air de dérivant CDFS, Wa25: flux d'air d'entrée compresseur.</li>
		<li>Les 6 équations indépendantes ci-dessus constituent les équations suivantes. <img alt="Equation 7" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ07v2.jpg">
</li>
	</ol>
</li>
	<li>Utilisez le solveur d'itération N-R dans TMATS pour résoudre les équations ci-dessus.<ol>
<li>Avant d'utiliser le solveur pour résoudre les équations de co-working, définir le solveur d'itération N-R. Selon le processus de modélisation, sélectionnez les 6 devinettes initiales suivantes : ligne de ventilateur d'auxiliaires de carte de composant, CDFS, compresseur à haute pression, turbine à haute pression et turbine à basse pression 1,2, ' 3,4 , 5, flux d'entrée de pontage sous-externe.</li>
	</ol>
</li>
</ol>

<ol><li>Bin, L., Min, C., Zhili, Z. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Steady+Performance+Investigation+on+Various+Modes+of+an+Adaptive+Cycle+Aero-Engine+%5BJ%5D%5BTitle%5D)+AND+%22Propulsion+Technology%22%5BJournal%5D)">Steady Performance Investigation on Various Modes of an Adaptive Cycle Aero-Engine [J].</a> Propulsion Technology. 34 (8), 1009-1015 (2013).</li>
<li>Junchao, Z., Min, C., Hailong, T. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Matching+mechanism+analysis+on+an+adaptive+cycle+engine%5BTitle%5D)+AND+%22Chinese+Journal+of+Aeronautics%22%5BJournal%5D)">Matching mechanism analysis on an adaptive cycle engine.</a> Chinese Journal of Aeronautics. (2), 22(2017).</li>
<li>Lyu, Y., Tang, H., Chen, M. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((A+study+on+combined+variable+geometries+regulation+of+adaptive+cycle+engine+during+throttling%5BTitle%5D)+AND+%22Applied+Sciences%22%5BJournal%5D)">A study on combined variable geometries regulation of adaptive cycle engine during throttling.</a> Applied Sciences. 6 (12), 374(2016).</li>
<li>Ruffles, P. C. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Aero+engines+of+the+future%5BTitle%5D)+AND+%22Aeronautical+Journal%22%5BJournal%5D)">Aero engines of the future.</a> Aeronautical Journal. 107 (1072), 307-321 (2003).</li>
<li>Johnson, J. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Variable+cycle+engine+developments+at+General+Electric+1955-1995%5BTitle%5D)+AND+%22Developments+In+High-Speed+Vehicle+Propulsion+Systems%22%5BJournal%5D)">Variable cycle engine developments at General Electric 1955-1995.</a> Developments In High-Speed Vehicle Propulsion Systems. , 105-158 (1995).</li>
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<li>Loftin, L. K. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Toward+a+second-generation+supersonic+transport%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Aircraft%22%5BJournal%5D)">Toward a second-generation supersonic transport.</a> Journal of Aircraft. 11 (1), 3-9 (1974).</li>
<li>Mavris, D. N., Pinon, O. J. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aMavris%2C+DN+%22Complex+Systems+Design+%26+Management%22">Complex Systems Design & Management</a>. , Springer. 1-25 (2012).</li>
<li>Reed, J. A., Follen, G. J., Afjeh, A. A. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Improving+the+aircraft+design+process+using+Web-based+modeling+and+simulation%5BTitle%5D)+AND+%22ACM+Transactions+on+Modeling+and+Computer+Simulation+%28TOMACS%29%22%5BJournal%5D)">Improving the aircraft design process using Web-based modeling and simulation.</a> ACM Transactions on Modeling and Computer Simulation (TOMACS). 10 (1), 58-83 (2000).</li>
<li>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).</li>
<li>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).</li>
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<li>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).</li>
<li>Camporeale, S., Fortunato, B., Mastrovito, M. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((A+modular+code+for+real+time+dynamic+simulation+of+gas+turbines+in+simulink%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Engineering+for+Gas+Turbines+and+Power%22%5BJournal%5D)">A modular code for real time dynamic simulation of gas turbines in simulink.</a> Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. 128 (3), 506-517 (2006).</li>
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</ol>

Nous n'avons rien à divulguer.

Basé sur un environnement de simulation graphique, un modèle de composant VCE peut être construit rapidement grâce à une architecture hiérarchique modulaire et à une technologie de modélisation orientée objet. Il offre une interface conviviale pour les utilisateurs et il est pratique d'analyser et de concevoir le modèle19.
La principale limitation de cette méthode est l'efficacité d'exécution du modèle. Étant donné que le modèle est écrit en langage de script, le modèle...

Les exigences modernes des avions apportent de grands défis au système de propulsion, qui ont besoin de moteurs d'avion plus intelligents, plus efficaces ou encore plus polyvalents1. Les futurs systèmes de propulsion militaire nécessitent également à la fois une poussée plus élevée à grande vitesse et une consommation de carburant spécifique plus faible à basse vitesse1,2,3,4. Afin de répondre aux exigences techniques des futures missions de vol, General Electric (GE) a proposé le concept de moteur à cycle variable (VCE) en 19555. Un VCE est un moteur d'avion qui peut effectuer différents cycles thermodynamiques en changeant la taille de géométrie ou la position de certains composants6. Le Lockheed SR-71 "Blackbird" propulsé par un J58 turboramjet VCE détient le record du monde pour l'avion habité le plus rapide à respiration aérienne depuis 19767. Il a également prouvé de nombreux avantages potentiels de vol supersonique. Au cours des 50 dernières années, GE a amélioré et inventé plusieurs autres vcEs, y compris un double contournement VCE8, un moteur de rapport de pression contrôlée9 et un moteur de cycle adaptatif10. Ces études portaient non seulement sur la structure générale et la vérification des performances, mais aussi sur le système de contrôle du moteur11. Ces études ont prouvé que le VCE peut fonctionner comme un turbofan à haut taux de dérivanage au vol subsonique et comme un turbofan à faible taux de dérivance, même comme un turboréacteur au vol supersonique. Ainsi, le VCE peut réaliser des performances correspondant s'adéquation dans différentes conditions de vol.
Lors de l'élaboration d'un VCE, une grande quantité de travaux de vérification nécessaires seront effectuées. Il peut coûter beaucoup de temps et de débours si toutes ces œuvres sont exécutées d'une manière physique12. La technologie de simulation informatique, qui a déjà été adoptée dans le développement d'un nouveau moteur, peut non seulement réduire le coût considérablement, mais aussi éviter les risques potentiels13,14. Basé sur la technologie de simulation informatique, le cycle de développement d'un moteur sera réduit à près de la moitié, et le nombre d'équipements requis sera réduit de façon spectaculaire15. D'autre part, la simulation joue également un rôle important dans l'analyse du comportement du moteur et le développement de la loi de contrôle. Pour simuler la conception statique et les performances hors conception des moteurs, un programme appelé GENENG16 a été développé par le Centre de recherche Lewis de la NASA en 1972. Ensuite, le centre de recherche a développé DYNGEN17 dérivé de GENENG, et DYNGEN pourrait simuler les performances transitoires d'un turboréacteur et des turboréacteurs. En 1989, la NASA a proposé un projet, appelé Numerical Propulsion System Simulation (NPSS), et elle a encouragé les chercheurs à construire un programme modulaire et flexible de simulation de moteur grâce à l'utilisation de programmes orientés objet. En 1993, John A. Reed a développé le Turbofan Engine Simulation System (TESS) basé sur la plate-forme Du système de visualisation d'applications (AVS) grâce à une programmation orientée objet18.
Pendant ce temps, la modélisation rapide basée sur l'environnement de programmation graphique est utilisée progressivement dans la simulation. Le package Toolbox for the Modeling and Analysis of Thermodynamic Systems (T-MATS) développé par la NASA est basé sur la plate-forme Matlab/Simulink. Il est open source et permet aux utilisateurs de personnaliser les bibliothèques de composants intégrées. T-MATS offre une interface conviviale pour les utilisateurs et il est pratique d'analyser et de concevoir le modèle JT9Dintégré 19.
Dans cet article, le modèle dynamique d'un type de VCE a été développé ici à l'aide du logiciel Simulink. L'objet de modélisation de ce protocole est un double contournement VCE. Sa disposition schématique est indiquée dans la figure 1. Le moteur peut fonctionner en mode de contournement simple et double. Lorsque la soupape de sélection de mode (MSV) est ouverte, le moteur fonctionne mieux dans des conditions subsoniques avec un rapport de dérivation relativement important. Lorsque la valve De sélection du mode est fermée, le VCE a un petit rapport de contournement et une meilleure adaptabilité de mission supersonique. Pour quantifier davantage les performances du moteur, un modèle VCE de double contournement est construit sur la base de la méthode de modélisation au niveau des composants.

<table><tbody><tr><td>Gasturb</td><td>GasTurb GmbH</td><td>Gasturb 13</td><td></td></tr><tr><td>MATLAB</td><td>MathWorks</td><td>R2017b</td><td></td></tr><tr><td>TMATS</td><td>NASA</td><td>1.2.0</td><td></td></tr></tbody></table>

une méthode rapide pour modéliser un moteur à cycle variable

A Rapid Method for Modeling a Variable Cycle Engine

Les moteurs à cycle variable (VCE) qui combinent les avantages des turboréacteurs et des turboréacteurs, sont largement considérés comme les moteurs d'avion de prochaine génération. Cependant, le développement de VCE nécessite des coûts élevés. Ainsi, il est essentiel de construire un modèle mathématique lors du développement d'un moteur d'avion, ce qui peut éviter un grand nombre de tests réels et réduire le coût de façon spectaculaire. La modélisation est également cruciale dans l'élaboration du droit de contrôle. Dans cet article, basé sur un environnement de simulation graphique, une méthode rapide pour modéliser un moteur à cycle variable de double contournement utilisant la technologie de modélisation orientée objet et l'architecture hiérarchique modulaire est décrite. Tout d'abord, le modèle mathématique de chaque composant est construit sur la base du calcul thermodynamique. Ensuite, un modèle de moteur hiérarchique est construit via la combinaison de chaque modèle mathématique composant et le module de solveur N-R. Enfin, les simulations statiques et dynamiques sont réalisées dans le modèle et les résultats de simulation prouvent l'efficacité de la méthode de modélisation. Le modèle VCE construit à travers cette méthode présente les avantages d'une structure claire et d'une observation en temps réel.

Afin de prouver la validité du modèle de simulation, plusieurs paramètres de performance typiques sélectionnés dans des simulations statiques et dynamiques sont comparés aux données de Gasturb.
Dans une simulation statique, nous comparons plusieurs paramètres de performance clés du modèle avec ces paramètres dans Gasturb pour vérifier l'exactitude du modèle statique. Le tableau 2 montre le résultat de la comparaison au point de conception avec H'0 m, Ma0, Wf</s...

Ici, nous présentons un protocole pour construire un modèle mathématique au niveau des composants pour un moteur à cycle variable.

Une méthode rapide pour modéliser un moteur à cycle variable

The variable cycle engines (VCE) that combine the advantages of turbofan and turbojet engines, are widely considered to be the next generation aircraft ...

Cette méthode aide les chercheurs à construire rapidement un modèle de moteur d’avion avec les données existantes du moteur. Ce principal avantage de cette méthode est que n’a pas d’exigences élevées pour la technologie de programmation qui se sont produites pour la modélisation traditionnelle. Avant de commencer la modélisation, ouvrez GasTurb13 et cliquez sur Thermodynamique de base.Sélectionnez Cycle Design et cycle variable de démonstration ouvert. Les paramètres de performance du point de conception du moteur seront affichés. Pour obtenir les cartes des composants, dans la fenêtre principale cliquez sur Off Design, Plus, et les cartes standard.Ouvrez le cycle variable de démonstration et sélectionnez LPC, IPC, HPC, HPT et LPT. Pour modéliser un seul composant d’un moteur à cycle variable, ouvrez un programme d’analyse de données et cliquez sur Simulink. Double clic sur le modèle vierge et cliquez sur bibliothèque pour placer une fonction au modèle.Fonction double clic. L’équation thermodynamique du compresseur sera décrite selon le principe de fonctionnement du compresseur. Cliquez sur l’équation et coller pour obtenir l’entrée et la sortie du compresseur.Renommez le compresseur de fonction. Dans la fenêtre de fonction compresseur, cliquez à droite sur le nom de la fonction et sélectionnez le sous-système et la référence du modèle et créez un sous-système à partir de la sélection pour masquer le module. Lorsque tous les composants ont été modélisés, combinez la sortie de chaque composant avec l’entrée du composant suivant.Ici, les résultats de la comparaison au point de conception sous un mode de fonctionnement double de dérivation sont montrés indiquant que l’erreur maximale des paramètres de performance entre le modèle et le GasTurb est un rapport de pression du moteur inférieur à 2%Ici, un résultat de la comparaison au point de conception off, sous un mode de fonctionnement de dérivation unique sont affichés. Dans ces conditions, l’erreur maximale est une vitesse de rotation de l’arbre basse pression juste en dessous de 4% Dans cette accélération représentative, la simulation de décélération traitée sous un double mode de dérivation l’entrée du flux de carburant est affichée. Ces vitesses de rotation, le débit d’air et la température avant les données de la turbine démontrent que le modèle est capable d’effectuer une simulation d’accélération et de décélération.Dans cette expérience représentative, le mode de fonctionnement du moteur à cycle variable est passé du mode de dérivation unique au mode double dérivation à cinq secondes pour empêcher le moteur de dépasser la vitesse limitée pendant le processus de commutation, un seul contrôle variable en boucle fermée a été appliqué à la vitesse de rotation de l’arbre à haute pression. Dans cet essai, la vitesse de rotation de l’arbre à haute pression est restée presque inchangée pendant la commutation. De même, la réponse du flux de carburant, de la vitesse de rotation, du débit d’air et de la température avant que la turbine puisse être observée.Les résultats de simulation d’accélération, de décélération et de changement de mode confirment que deux simulations dynamiques, le modèle peut fonctionner correctement. Apprendre à sélectionner une équation de travail spécifique ou commune est important, car l’équation de travail commune aide à configurer le modèle correctement. Suivant cette procédure, d’autres types de moteurs d’avion ou de moteurs à turbine à gaz peuvent être construits.

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