Name: Szybka metoda modelowania silnika o zmiennym cyklu pracy (Wideo) | JoVE Journal
Uploaded: 2019-08-13T13:00:00.000+00:00
Duration: 4 min 58 s
Description: Poznaj szybkie modelowanie silnika o zmiennym cyklu pracy przy użyciu oprogramowania GasTurb13 i istniejących danych. Ta metoda obniża bariery techniczne dla badaczy inżynierii lotniczej.

ai_agent_IP

ai_agent

maintenance

instantTrialDurationMinutes

isBiopharma

enableNewMyJoveSectionDesign

educationFeatures

seoMetaApi

ai_copilot_institution_blacklist

ai_chat_institution_blacklist

freeAccessWindow

ssoRoleCapture

scheduledMaintenanceBanner

joveLabsFeatures

disable_autoplay_for_bots

extended_trial_duration

5 minutes

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

1. Przygotowanie przed modelowaniem
<ol>
	<li>Wyznacz parametry pracy w punkcie projektowym.
	<ol>
		<li>Uruchom program Gasturb 13. Wybierz opcję Variable Cycle Engine.</li>
		<li>Kliknij Basic Thermodynamics. Wybierz Cycle Design. Otwórz plik DemoVarCyc.CVC.</li>
		<li>Odczytaj parametry pracy silnika w punkcie projektowym. Są one wyświetlane po prawej stronie okna.</li>
	</ol>
	</li>
	<li>Wyznacz mapy charakterystyk komponentów.
	<ol>
		<li>Uruchom program Gasturb 13. Wybierz opcję Variable Cycle Engine.</li>
		<li>Kliknij Off Design. Wybierz Standard Maps. Otwórz plik DemoVarCyc.CVC.</li>
		<li>Kliknij Off Design Point. Następnie wybierz LPC, IPC, HPC, HPT oraz LPT, aby uzyskać mapy charakterystyk wszystkich komponentów.</li>
	</ol>
	</li>
</ol>
2. Modelowanie każdego komponentu VCE20,21,22
<ol>
	<li>Stwórz model pojedynczego komponentu VCE. Jako przykład posłuży sprężarka wysokiego ciśnienia.
	<ol>
		<li>Otwórz program Matlab. Kliknij Simulink. Kliknij dwukrotnie Blank Model.</li>
		<li>Kliknij Library i umieść funkcję do modelowania.</li>
		<li>Kliknij dwukrotnie Function. Zgodnie z zasadą działania sprężarki określ równanie termodynamiczne sprężarki. Następnie opisz to równanie za pomocą MATLAB function.</li>
		<li>Po ukończeniu MATLAB function określ wejście i wyjście sprężarki.</li>
		<li>Użyj Subsystem, aby zamaskować moduł. Następnie zmień jego nazwę na „compressor”. W ten sposób utworzono moduł podsystemu o nazwie „compressor”.</li>
	</ol>
	</li>
	<li>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.
	<ol>
		<li>Połącz wyjście każdego komponentu z wejściem następnego komponentu.</li>
	</ol>
	</li>
</ol>
3. Rozwiązanie całego modelu
<ol>
	<li>Sformułuj dynamiczne równania współzależności dla całego modelu.
	<ol>
		<li>Sformułuj dynamiczne równania współzależności. Opracuj następujące 6 niezależnych równań współzależności.</li>
		<li>Określ równanie bilansu przepływu dla wlotu i wylotu komory spalania: <img alt="Równanie równowagi statycznej Wg44−Wa3−Wf=0; wzór matematyczny dla analizy bilansu sił." src="/files/ftp_upload/59151/59151equ01.jpg" data-altupdatedat="1788282455000" data-alt="Równanie 1"> 
		Wa3: przepływ powietrza na wylocie sprężarki, Wf: przepływ paliwa do komory spalania, Wg44: przepływ gazów na wlocie turbiny wysokiego ciśnienia.</li>
		<li>Określ równanie bilansu przepływu dla wlotu i wylotu turbiny niskiego ciśnienia: <img alt="Równanie równowagi statycznej Wg44 - Wg5 = 0, wzór ilustrujący bilans sił." src="/files/ftp_upload/59151/59151equ02.jpg" data-altupdatedat="1788282455000" data-alt="Równanie 2"> 
		Wg44: przepływ gazów na wlocie turbiny niskiego ciśnienia, Wg5: przepływ gazów na wylocie turbiny niskiego ciśnienia.</li>
		<li>Określ równanie bilansu przepływu dla wlotu i wylotu dyszy: <img alt="Równanie równowagi statycznej, \(W_{g7} - W_{g9} = 0\), ilustrujące koncepcję bilansu sił." src="/files/ftp_upload/59151/59151equ03.jpg" data-altupdatedat="1788282455000" data-alt="Równanie 3"> 
		Wg7: przepływ gazów na wlocie dyszy, Wg9: przepływ gazów na wylocie dyszy.</li>
		<li>Określ równanie bilansu ciśnienia statycznego dla wlotu tylnego mieszacza: <img alt="Równanie równowagi statycznej, \(p_{s163} - p_{s63} = 0\), schemat, zastosowanie edukacyjne." src="/files/ftp_upload/59151/59151equ04.jpg" data-altupdatedat="1788282455000" data-alt="Równanie 4"> 
		Ps163: ciśnienie statyczne na wylocie głównego bypassu zewnętrznego, Ps63: ciśnienie statyczne na wylocie bypassu wewnętrznego.</li>
		<li>Określ równanie bilansu przepływu dla wlotu i wylotu wentylatora: <img alt="Równanie równowagi statycznej, Wa2-Wa21-Wa13=0, wzór matematyczny dla analizy równowagi." src="/files/ftp_upload/59151/59151equ05.jpg" data-altupdatedat="1788282455000" data-alt="Równanie 5"> 
		Wa2: przepływ powietrza na wlocie wentylatora, Wa21: przepływ powietrza na wlocie CDFS, Wa13: przepływ powietrza na wlocie pod-bypassu zewnętrznego</li>
		<li>Określ równanie bilansu przepływu dla wylotu CDFS: <img alt="Równanie równowagi statycznej, ΣW=0, ilustracja wzoru, edukacyjna koncepcja fizyki." src="/files/ftp_upload/59151/59151equ06.jpg" data-altupdatedat="1788282455000" data-alt="Równanie 6"> 
		Wa21: przepływ powietrza na wlocie CDFS, Wa125: przepływ powietrza na wlocie bypassu CDFS, Wa25: przepływ powietrza na wlocie sprężarki.</li>
		<li>Powyższe 6 niezależnych równań tworzy następujące układy równań. 
		<img alt="Równania równowagi statycznej, ΣF=0, schemat bilansu, analiza stabilności mechanicznej." src="/files/ftp_upload/59151/59151equ07v2.jpg" data-altupdatedat="1788282455000" data-alt="Równanie 7"></li>
	</ol>
	</li>
	<li>Użyj rozwiązywacza iteracyjnego N-R w programie TMATS, aby rozwiązać powyższe równania.
	<ol>
		<li>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.</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>
<li>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).</li>
<li>Variable-cycle engines for supersonic cruising aircraft. Willis, E., Welliver, A. The 12th Propulsion Conference in Palo Alto, CA, , 759(1976).</li>
<li>Allan, R. General Electric Company variable cycle engine technology demonstrator programs. The 15th Joint Propulsion Conference in Las Vegas, NV, , 1311(1979).</li>
<li>Keith, B. D., Basu, D. K., Stevens, C. Aerodynamic Test Results of Controlled Pressure Ratio Engine (COPE) Dual Spool Air Turbine Rotating Rig. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aKeith%2C+BD+%22ASME+Turbo+Expo+2000%3A+Power+for+Land%2C+Sea%2C+and+Air%22">ASME Turbo Expo 2000: Power for Land, Sea, and Air</a>. , American Society of Mechanical Engineers. V001T003A105-V001T003A105 (2000).</li>
<li>US Patent. , 10/719,884 (2005).</li>
<li>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).</li>
<li>LIU, Z., WANG, Z., HUANG, H., Cai, Y. H. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Numerical+simulation+on+performance+of+variable+cycle+engines%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Aerospace+Power%22%5BJournal%5D)">Numerical simulation on performance of variable cycle engines.</a> Journal of Aerospace Power. 25 (6), 1310-1315 (2010).</li>
<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>
<li>Development of an interactive graphical propulsion system simulator. The 30th Joint Propulsion Conference and Exhibit in Indianapolis, IN. Reed, J., Afjeh, A. , (1994).</li>
<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>
<li>Tsoutsanis, E., Meskin, N. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Dynamic+performance+simulation+and+control+of+gas+turbines+used+for+hybrid+gas%2Fwind+energy+applications%5BTitle%5D)+AND+%22Applied+Thermal+Engineering%22%5BJournal%5D)">Dynamic performance simulation and control of gas turbines used for hybrid gas/wind energy applications.</a> Applied Thermal Engineering. 147, 122-142 (2019).</li>
<li>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).</li>
<li>Muir, D. E., Saravanamuttoo, H. I., Marshall, D. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Health+monitoring+of+variable+geometry+gas+turbines+for+the+Canadian+Navy%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Engineering+for+Gas+Turbines+and+Power%22%5BJournal%5D)">Health monitoring of variable geometry gas turbines for the Canadian Navy.</a> Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. 111 (2), 244-250 (1989).</li>
</ol>

Nie mamy nic do ujawnienia.

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, ...

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 GENENG16 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.

<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>

szybka metoda modelowania silnika o zmiennym cyklu pracy

A Rapid Method for Modeling a Variable Cycle Engine

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.

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, Ma=0, Wf=0,79334 kg/s w trybie pracy...

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

Szybka metoda modelowania silnika o zmiennym cyklu pracy

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

Metoda ta pomogła naukowcom w szybkim zbudowaniu modelu silnika lotniczego na podstawie istniejących danych silnika. Główną zaletą tej metody jest to, że nie ma wysokich wymagań dotyczących technologii programowania, które miały miejsce w przypadku tradycyjnego modelowania. Przed rozpoczęciem modelowania otwórz GasTurb13 i kliknij Podstawowa termodynamika.Wybierz opcję Cycle Design (Projekt cyklu) i otwórz pokaz zmiennej cycle. Zostaną pokazane parametry osiągów punktu projektowego silnika. Aby uzyskać mapy komponentów, w oknie głównym kliknij opcję Wyłącz mapy, Więcej i standardowe.Otwórz pokazowy cykl zmiennych i wybierz LPC, IPC, HPC, HPT i LPT. Aby zamodelować pojedynczy komponent silnika o zmiennym cyklu, otwórz program do analizy danych i kliknij przycisk Simulink. Kliknij dwukrotnie pusty model i kliknij bibliotekę, aby umieścić funkcję do modelowania.Funkcja podwójnego kliknięcia. Równanie termodynamiczne sprężarki zostanie opisane zgodnie z zasadą działania sprężarki. Kliknij równanie i wklej, aby uzyskać dane wejściowe i wyjściowe sprężarki.Zmień nazwę funkcji kompresor. W oknie funkcji sprężarki kliknij prawym przyciskiem myszy nazwę funkcji i wybierz odniesienie do podsystemu i modelu, a następnie utwórz podsystem z wyboru, aby zamaskować moduł. Gdy wszystkie komponenty zostaną zamodelowane, połącz dane wyjściowe każdego komponentu z danymi wejściowymi następnego komponentu.Tutaj pokazane są wyniki porównania w punkcie projektowym w trybie pracy z podwójnym obejściem, wskazując, że maksymalny błąd parametrów wydajności między modelem a GasTurb to stosunek ciśnienia silnika poniżej 2%Tutaj pokazano wynik porównania w punkcie poza projektem, w trybie pracy z pojedynczym obejściem. W tych warunkach maksymalny błąd to prędkość obrotowa wału niskiego ciśnienia nieco poniżej 4%W tej reprezentatywnej symulacji przyspieszenia i opóźnienia przetwarzanej w trybie podwójnego obejścia pokazano wejście przepływu paliwa. Te prędkości obrotowe, przepływ powietrza i temperatura przed danymi turbiny pokazują, że model jest w stanie przeprowadzić symulację przyspieszania i zwalniania.W tym reprezentatywnym eksperymencie tryb pracy silnika o zmiennym cyklu został przełączony z trybu pojedynczego obejścia na tryb podwójnego obejścia po pięciu sekundach, aby zapobiec przekroczeniu przez silnik ograniczonej prędkości podczas procesu przełączania, zastosowano pojedynczą zmienną kontrolę w pętli zamkniętej do prędkości obrotowej wału wysokiego ciśnienia. W tym teście prędkość obrotowa wału wysokociśnieniowego pozostała prawie niezmieniona podczas przełączania. Podobnie można zaobserwować reakcję przepływu paliwa, prędkości obrotowej, przepływu powietrza i temperatury przed turbiną.Wyniki symulacji przyspieszania, zwalniania i przełączania trybów potwierdzają, że dwie symulacje dynamiczne modele mogą działać poprawnie. Nauczenie się, jak wybrać konkretne lub wspólne równanie robocze jest ważne, ponieważ wspólne równanie robocze pomaga w prawidłowym ustawieniu modelu. Zgodnie z tą procedurą można budować inne typy silników lotniczych lub modele silników turbin gazowych.

a-rapid-method-for-modeling-a-variable-cycle-engine

Research

JoVE Journal

Engineering

Inżynieria

Protokół tworzenia modelu spalin spalinowych bogatych w paliwo jest rozwijany poprzez charakterystykę spalania i jest stosowany do testowania i badań ogniw paliwowych wspomaganych płomieniem mikrorurowym.

Charakterystyka spalania i opracowanie modelu paliwa dla mikrorurowych ogniw paliwowych wspomaganych płomieniem

Ta praca opisuje system eksperymentów online, który zapewnia wizualizację eksperymentów, w tym wizualizację teorii, koncepcji i formuł, wizualizację procesu eksperymentalnego za pomocą trójwymiarowych (3D) wirtualnych stanowisk testowych oraz wizualizację systemu kontroli i monitorowania za pomocą widżetów, takich jak wykresy i kamery.

Interaktywny i zwizualizowany system eksperymentów online dla edukacji i badań inżynierskich

Zbudowaliśmy model symulacyjny, aby ocenić charakterystykę przepływu pompy i wydajność jednowałowego zespołu współosiowy silnik-pompa w siłownikach elektrohydrostatycznych i eksperymentalnie zbadać ogólną wydajność w szerokim zakresie warunków pracy zespołu silnik-pompa.

Modelowanie i analiza doświadczalna jednowałowego zespołu współosiowy silnik-pompa w siłownikach elektrohydrostatycznych

W tym artykule przedstawiono adaptacyjny filtr oparty na algorytmie znormalizowanego najmniejszego średniego kwadratu (NLMS) oraz metodę szacowania prędkości obrotowej do wykrywania elektrycznych i hydraulicznych usterek siłownika elektrohydrostatycznego (EHA). Skuteczność i wykonalność wyżej wymienionych metod jest weryfikowana za pomocą symulacji i eksperymentów.

Projektowanie i zastosowanie metody detekcji uszkodzeń w oparciu o filtry adaptacyjne i estymację prędkości obrotowej dla siłownika elektrohydrostatycznego

Model symulacyjny specjalnie wspierający wstępny projekt pompy o zmiennej wydajności elektrycznej (EVDP) jest rozwijany i częściowo weryfikowany przez eksperymenty. Wydajność sterowania, żywotność, niezawodność itp. można ocenić przy użyciu proponowanego modelu, który obejmuje główne wymagania dotyczące wydajności w ramach zadania wstępnego projektu EVDP.

Metoda modelowania i symulacji dla wstępnego projektu pompy o zmiennej wydajności

Ten protokół opisuje badanie quasi-statycznej wydajności ściskania rur karbowanych stożkowych za pomocą symulacji metodą elementów skończonych. Zbadano wpływ gradientu grubości na wydajność ściskania. Wyniki pokazują, że odpowiednie zaprojektowanie gradientu grubości może zmienić tryb odkształcenia i znacznie poprawić wydajność absorpcji energii przez rury.

Modelowanie metodą elementów skończonych do symulacji quasi-statycznego ściskania rur stożkowych karbowanych

Tutaj prezentujemy metodę analizy zakresu, która optymalizuje punkty próbkowania generowane przez ortogonalny projekt eksperymentalny, aby zapewnić, że świeża żywność może być przechowywana w wentylowanym pudełku przez długi czas, regulując wzorzec przepływu powietrza.

Projektowanie i strategie optymalizacji wysokowydajnej skrzynki wentylowanej

Ten protokół przedstawia ogólny proces budowy sztucznej sieci neuronowej do symulacji spawania przy użyciu zestawów danych generowanych automatycznie przez skrypty Pythona z funkcjami makr. Przebieg pracy jest weryfikowany w odniesieniu do przypadku porównawczego obejmującego spawanie jednoprzebiegowe w linii prostej. Dokładność predykcyjna modelu zastępczego wykazuje silną zgodność z symulacjami elementów skończonych.

Opracowanie modelu zastępczego dla eksperymentów cyfrowych w spawalnictwie

W niniejszym badaniu połączono oprogramowanie do analizy numerycznej z metodologią powierzchni odpowiedzi (RSM) w celu systematycznego badania metody projektowania optymalizacji tarcz ciernych sprzęgieł hydro-lepkościowych.

Metoda projektowania optymalizacji parametrycznej tarcz ciernych sprzęgieł hydroleskotycznych

Opisano nowatorski proces polerowania optycznego, zwany "Convergent Polishing", który umożliwia szybsze, tańsze polerowanie. W przeciwieństwie do konwencjonalnych procesów polerowania, polerowanie konwergentne umożliwia polerowanie szklanego elementu obrabianego w jednej iteracji i z wysoką jakością powierzchni do ostatecznej wielkości powierzchni bez konieczności zmiany parametrów polerowania.

Polerowanie konwergentne: prosty, szybki proces polerowania na pełnej aperturze wysokiej jakości płaskich i sfer optycznych

Poznaj szybkie modelowanie silnika o zmiennym cyklu pracy przy użyciu oprogramowania GasTurb13 i istniejących danych. Ta metoda obniża bariery techniczne dla badaczy inżynierii lotniczej.

Szybka metoda modelowania silnika o zmiennym cyklu pracy

Przeglądaj więcej filmów