Szybka metoda modelowania silnika o zmiennym cyklu pracy

Bing Yu; Rongcheng Miao; Wenjun Shu

doi:10.3791/59151

Subskrypcja JoVE jest wymagana do oglądania tego materiału. Zaloguj się lub rozpocznij bezpłatny okres próbny.

Artykuł metodologiczny

Szybka metoda modelowania silnika o zmiennym cyklu pracy

7.3K wyświetleń

⸱

DOI:

10.3791/59151

⸱

13 sierpnia 2019

Bing Yu¹^,² , Rongcheng Miao¹^,² , Wenjun Shu¹^,²

¹College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, ²Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System

W tym artykule

Podsumowanie

Tutaj prezentujemy protokół do budowy modelu matematycznego na poziomie komponentu dla silnika o zmiennym cyklu.

Streszczenie

Silniki o zmiennym cyklu (VCE), które łączą w sobie zalety silników turbowentylatorowych i turboodrzutowych, są powszechnie uważane za silniki lotnicze nowej generacji. Rozwój VCE wiąże się jednak z wysokimi kosztami. W związku z tym konieczne jest zbudowanie modelu matematycznego podczas opracowywania silnika lotniczego, co może pozwolić uniknąć dużej liczby rzeczywistych testów i znacznie obniżyć koszty. Modelowanie ma również kluczowe znaczenie w tworzeniu prawa kontroli. W artykule tym, w oparciu o graficzne środowisko symulacyjne, opisano szybką metodę modelowania silnika o zmiennym cyklu z podwójnym obejściem z wykorzystaniem technologii modelowania obiektowego i modułowej architektury hierarchicznej. Po pierwsze, model matematyczny każdego komponentu jest budowany w oparciu o obliczenia termodynamiczne. Następnie budowany jest hierarchiczny model silnika poprzez połączenie każdego składowego modelu matematycznego i modułu solvera N-R. Na koniec w modelu przeprowadzane są symulacje statyczne i dynamiczne, a wyniki symulacji potwierdzają skuteczność metody modelowania. Model VCE zbudowany tą metodą ma zalety przejrzystej struktury i obserwacji w czasie rzeczywistym.

Wprowadzenie

Wymagania nowoczesnych samolotów stawiają wielkie wyzwania układowi napędowemu, który potrzebuje bardziej inteligentnych, bardziej wydajnych lub nawet bardziej wszechstronnych silników lotniczych¹. Przyszłe wojskowe systemy napędowe wymagają zarówno większego ciągu przy dużej prędkości, jak i niższego jednostkowego zużycia paliwa przy niskiej prędkości¹^,²^,³^,⁴. Aby sprostać wymaganiom technicznym przyszłych misji lotniczych, General Electric (GE) zaproponowało koncepcję silnika o zmiennym cyklu (VCE) w 1955 roku⁵. VCE to silnik lotniczy, który może wykonywać różne cykle termodynamiczne poprzez zmianę geometrii, rozmiaru lub położenia niektórych komponentów⁶. Lockheed SR-71 "Blackbird" napędzany silnikiem turbosilnikowym J58 VCE od 1976 roku jest rekordzistą świata w kategorii najszybszych załogowych samolotów oddychających powietrzem⁷. Udowodniono również wiele potencjalnych zalet lotu naddźwiękowego. W ciągu ostatnich 50 lat firma GE udoskonaliła i wynalazła kilka innych VCE, w tym podwójnie obejściowy VCE⁸, silnik o kontrolowanym stosunku ciśnienia⁹ oraz silnik o cyklu adaptacyjnym¹⁰. Badania te obejmowały nie tylko ogólną strukturę i weryfikację osiągów, ale także system sterowania silnikiem¹¹. Badania te dowiodły, że VCE może pracować jak silnik turbowentylatorowy o wysokim współczynniku dwuprzepływowości podczas lotu poddźwiękowego i jak wentylator turbowentylatorowy o niskim współczynniku dwuprzepływowości, a nawet jak silnik turboodrzutowy podczas lotu naddźwiękowego. W ten sposób VCE może realizować dopasowanie osiągów w różnych warunkach lotu.

Podczas tworzenia VCE zostanie przeprowadzona duża ilość niezbędnych prac weryfikacyjnych. Może to kosztować dużą ilość czasu i nakładów, jeśli wszystkie te prace są wykonywane w sposób fizyczny¹². Technologia symulacji komputerowej, która została już zastosowana przy opracowywaniu nowego silnika, może nie tylko znacznie obniżyć koszty, ale także uniknąć potencjalnego ryzyka¹³^,¹⁴. W oparciu o technologię symulacji komputerowej, cykl rozwoju silnika zostanie skrócony prawie o połowę, a liczba wymaganego sprzętu zostanie drastycznie zmniejszona¹⁵. Z drugiej strony, symulacja odgrywa również ważną rolę w analizie zachowania silnika i rozwoju prawa sterowania. W 1972 roku Centrum Badawcze NASA Lewis opracowało program o nazwie GENENG^{16 do symulacji statycznej konstrukcji i pozaprojektowych osiągów silników}. Następnie centrum badawcze opracowało DYNGEN¹⁷ pochodzącą od GENENG, a DYNGEN mógł symulować przejściowe osiągi silników turboodrzutowych i turbowentylatorowych. W 1989 roku NASA zaproponowała projekt o nazwie Numeryczna symulacja systemu napędowego (NPSS), który zachęcił naukowców do skonstruowania modułowego i elastycznego programu symulacji silników poprzez zastosowanie programowania zorientowanego obiektowo. W 1993 roku John A. Reed opracował system symulacji silnika turbowentylatorowego (TESS) oparty na platformie Application Visualization System (AVS) poprzez programowanie zorientowane obiektowo¹⁸.

Tymczasem, szybkie modelowanie oparte na graficznym środowisku programowania jest stopniowo stosowane w symulacjach. Pakiet Toolbox for the Modeling and Analysis of Thermodynamic Systems (T-MATS) opracowany przez NASA oparty jest na platformie Matlab/Simulink. Jest to oprogramowanie typu open source i umożliwia użytkownikom dostosowywanie wbudowanych bibliotek komponentów. T-MATS oferuje użytkownikom przyjazny interfejs i jest wygodny do analizy i projektowania wbudowanego modelu JT9D¹⁹.

W tym artykule dynamiczny model typu VCE został opracowany tutaj za pomocą oprogramowania Simulink. Obiektem modelowania tego protokołu jest VCE z podwójnym obejściem. Jego schematyczny układ jest pokazany w Rysunek 1. Silnik może pracować zarówno w trybie pojedynczego, jak i podwójnego obejścia. Gdy zawór wyboru trybu pracy (MSV) jest otwarty, silnik osiąga lepsze wyniki w warunkach poddźwiękowych dzięki stosunkowo dużemu współczynnikowi obejścia. Gdy zawór wyboru trybu jest zamknięty, VCE ma mały współczynnik obejścia i lepszą zdolność adaptacji do misji naddźwiękowych. Aby jeszcze bardziej skwantować wydajność silnika, zbudowano model VCE z podwójnym obejściem w oparciu o metodę modelowania na poziomie komponentów.

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Protokół

1. Przygotowanie przed modelowaniem

Wyznacz parametry pracy w punkcie projektowym.
1. Uruchom program Gasturb 13. Wybierz opcję Variable Cycle Engine.
2. Kliknij Basic Thermodynamics. Wybierz Cycle Design. Otwórz plik DemoVarCyc.CVC.
3. Odczytaj parametry pracy silnika w punkcie projektowym. Są one wyświetlane po prawej stronie okna.
Wyznacz mapy charakterystyk komponentów.
1. Uruchom program Gasturb 13. Wybierz opcję Variable Cycle Engine.
2. Kliknij Off Design. Wybierz Standard Maps. Otwórz plik DemoVarCyc.CVC.
3. Kliknij Off Design Point. Następnie wybierz LPC, IPC, HPC, HPT oraz LPT, aby uzyskać mapy charakterystyk wszystkich komponentów.

2. Modelowanie każdego komponentu VCE²⁰^,²¹^,²²

Stwórz model pojedynczego komponentu VCE. Jako przykład posłuży sprężarka wysokiego ciśnienia.
1. Otwórz program Matlab. Kliknij Simulink. Kliknij dwukrotnie Blank Model.
2. Kliknij Library i umieść funkcję do modelowania.
3. Kliknij dwukrotnie Function. Zgodnie z zasadą działania sprężarki określ równanie termodynamiczne sprężarki. Następnie opisz to równanie za pomocą MATLAB function.
4. Po ukończeniu MATLAB function określ wejście i wyjście sprężarki.
5. Użyj Subsystem, aby zamaskować moduł. Następnie zmień jego nazwę na „compressor”. W ten sposób utworzono moduł podsystemu o nazwie „compressor”.
Wykonaj te same kroki, aby uzyskać podsystemy wszystkich komponentów, w tym wlotu, wentylatora, kanału, stopnia wentylatora napędzanego rdzeniem (CDFS), mieszalnika obejścia, sprężarki, komory spalania, turbiny wysokiego ciśnienia, turbiny niskiego ciśnienia, mieszalnika, dopalacza i dyszy.
1. Połącz wyjście każdego komponentu z wejściem następnego komponentu.

3. Rozwiązanie całego modelu

Sformułuj dynamiczne równania współzależności dla całego modelu.
1. Sformułuj dynamiczne równania współzależności. Opracuj następujące 6 niezależnych równań współzależności.
2. Określ równanie bilansu przepływu dla wlotu i wylotu komory spalania:
  W_a3: przepływ powietrza na wylocie sprężarki, W_f: przepływ paliwa do komory spalania, W_g44: przepływ gazów na wlocie turbiny wysokiego ciśnienia.
3. Określ równanie bilansu przepływu dla wlotu i wylotu turbiny niskiego ciśnienia:
  W_g44: przepływ gazów na wlocie turbiny niskiego ciśnienia, W_g5: przepływ gazów na wylocie turbiny niskiego ciśnienia.
4. Określ równanie bilansu przepływu dla wlotu i wylotu dyszy: $Równanie równowagi statycznej, $W_{g7} - W_{g9} = 0$, ilustrujące koncepcję bilansu sił.$
  W_g7: przepływ gazów na wlocie dyszy, W_g9: przepływ gazów na wylocie dyszy.
5. Określ równanie bilansu ciśnienia statycznego dla wlotu tylnego mieszacza: $Równanie równowagi statycznej, $p_{s163} - p_{s63} = 0$, schemat, zastosowanie edukacyjne.$
  P_s163: ciśnienie statyczne na wylocie głównego bypassu zewnętrznego, P_s63: ciśnienie statyczne na wylocie bypassu wewnętrznego.
6. Określ równanie bilansu przepływu dla wlotu i wylotu wentylatora:
  W_a2: przepływ powietrza na wlocie wentylatora, W_a21: przepływ powietrza na wlocie CDFS, W_a13: przepływ powietrza na wlocie pod-bypassu zewnętrznego
7. Określ równanie bilansu przepływu dla wylotu CDFS:
  W_a21: przepływ powietrza na wlocie CDFS, W_a125: przepływ powietrza na wlocie bypassu CDFS, W_a25: przepływ powietrza na wlocie sprężarki.
8. Powyższe 6 niezależnych równań tworzy następujące układy równań.
Użyj rozwiązywacza iteracyjnego N-R w programie TMATS, aby rozwiązać powyższe równania.
1. Przed użyciem rozwiązywacza do obliczenia równań współzależności, skonfiguruj rozwiązywacz iteracyjny N-R. Zgodnie z procesem modelowania wybierz następujące 6 wartości początkowych: linie pomocnicze map komponentów dla wentylatora, CDFS, sprężarki wysokiego ciśnienia, turbiny wysokiego ciśnienia i turbiny niskiego ciśnienia β₁, β₂, β₃, β₄, β₅ oraz przepływ na wlocie pod-bypassu zewnętrznego.

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Wyniki

W celu potwierdzenia poprawności modelu symulacyjnego porównano kilka typowych parametrów wydajności wybranych w symulacjach statycznych i dynamicznych z danymi w programie Gasturb.

W symulacji statycznej porównujemy kilka kluczowych parametrów wydajności modelu z tymi parametrami w programie Gasturb, aby zweryfikować dokładność modelu statycznego. Tabela 2 przedstawia wynik porównania w punkcie projektowym przy H=0 m, M_a=0, W_f=0,79334 kg/s w trybie pracy...

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Dyskusja

Opierając się na graficznym środowisku symulacyjnym, model VCE na poziomie komponentu można szybko zbudować dzięki modułowej architekturze hierarchicznej i technologii modelowania zorientowanego obiektowo. Oferuje przyjazny interfejs dla użytkowników i jest wygodny do analizy i projektowania modelu¹⁹.

Głównym ograniczeniem tej metody jest efektywność wykonania modelu. Ponieważ model jest napisany w języku skryptowym, model musi być ponownie kompilowany za każdym razem, ...

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Oświadczenia

Nie mamy nic do ujawnienia.

Podziękowania

Te badania zostały sfinansowane z Funduszy Badań Podstawowych dla Uniwersytetów Centralnych, numer grantu [Nie. NS2018017].

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Materiały

Lista materiałów użytych w tym artykule
Nazwa	Firma	Numer katalogowy
Gasturb	GasTurb GmbH	Gasturb 13
MATLAB	MathWorks	R2017b
TMATS	NASA	1.2.0

Bibliografia

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).

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Przedruki i uprawnienia

Tagi

Modelowanie obiektowe Obliczenia termodynamiczne Matematyczny model komponentu Moduł rozwiązywacza N-R Symulacja statyczno-dynamiczna Oprogramowanie GasTurb13 Tryb podwójnego obejścia Tryb pojedynczego obejścia Prędkość obrotowa

Szybka metoda modelowania silnika o zmiennym cyklu pracy