Summary
在这里,我们提出一个协议,为可变循环引擎构建组件级数学模型。
Abstract
结合涡轮风扇和涡轮喷气发动机优势的可变循环发动机 (VCE) 被广泛认为是下一代飞机发动机。但是,开发 VCE 需要很高的成本。因此,在开发飞机发动机时,必须建立一个数学模型,这样可以避免大量的实际测试,并大大降低成本。建模在控制法发展中也至关重要。本文基于图形仿真环境,介绍了一种利用面向对象建模技术和模块化分层架构对双旁路可变周期引擎进行建模的快速方法。首先,在热力学计算的基础上建立了各分量的数学模型。然后,通过每个分量数学模型和 N-R 求解器模块的组合构建分层引擎模型。最后,在模型中进行了静态和动态仿真,仿真结果证明了建模方法的有效性。该方法构建的VCE模型具有结构清晰、实时观测等优点。
Introduction
现代飞机需求给推进系统带来了巨大的挑战,推进系统需要更智能、更高效、甚至更通用的飞机发动机。未来的军事推进系统还需要高速推力更高,在低速1、2、3、4时降低特定油耗。为了满足未来飞行任务的技术要求,通用电气(GE)于1955年提出了变循环发动机(VCE)概念。VCE是一种飞机发动机,可以通过改变某些部件的几何尺寸或位置来执行不同的热力学循环。洛克希德SR-71"黑鸟"由J58涡轮喷气式VCE提供动力,自1976年7月以来一直保持最快的空中呼吸载人飞机的世界纪录。这也证明了超音速飞行的许多潜在优势。在过去的50年里,GE改进并发明了其他几款VcE,包括双旁路VCE8、控制压力比发动机9和自适应循环发动机10。这些研究不仅涉及一般结构和性能验证,还涉及发动机11的控制系统。这些研究已经证明,VCE在亚音速飞行中可以像高旁路比涡轮风扇一样工作,就像低旁路比涡轮风扇一样,甚至像超音速飞行中的涡轮喷气式飞机一样。因此,VCE可以在不同的飞行条件下实现性能匹配。
在开发 VCE 时,将进行大量必要的验证工作。如果所有这些工作都是以物理方式进行的话,可能会花费大量的时间和花费。计算机仿真技术在开发新发动机时已经采用,不仅大大降低了成本,而且避免了潜在的风险。基于计算机仿真技术,发动机的开发周期将缩短近一半,所需设备数量将大幅减少15.另一方面,仿真在分析发动机行为和控制规律发展方面也起着重要的作用。为了模拟发动机的静态设计和非设计性能,美国宇航局刘易斯研究中心于1972年开发了一个名为GENENG16的程序。然后,研究中心开发了从GENENG衍生的DYNGEN 17,DYNGEN可以模拟涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机的瞬态性能。1989年,美国宇航局提出了一个叫做数值推进系统模拟(NPSS)的项目,它鼓励研究人员使用面向对象的编程来构建一个模块化和灵活的发动机模拟程序。1993年,John A. Reed通过面向对象的程序18,开发了基于应用可视化系统(AVS)平台的涡轮风扇发动机仿真系统(TESS)。
同时,基于图形编程环境的快速建模正在仿真中逐步应用。美国宇航局开发的热力学系统建模和分析工具箱(T-MATS)基于Matlab/Simulink平台。它是开源的,允许用户自定义内置组件库。T-MATS为用户提供了友好的界面,便于分析和设计内置的JT9D型号19。
在本文中,使用Simulink软件开发了一种VCE的动态模型。该协议的建模对象是双旁路 VCE。其原理图布局如图1所示。发动机可在单旁路和双旁路模式下工作。当模式选择阀 (MSV) 打开时,发动机在旁通比相对较大的亚音速条件下性能更好。当模式选择阀关闭时,VCE 具有较小的旁通比和更好的超音速任务适应性。为了进一步量化发动机的性能,基于组件级建模方法构建了双旁路 VCE 模型。
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Protocol
1. 建模前的准备
- 获得设计点性能。
- 打开加斯图尔布 13.选择可变循环引擎。
- 点击基本热力学。选择循环设计。打开演示VarCyc.CVC.
- 获得发动机设计点性能。这些显示在窗口的右侧。
- 获取组件映射。
- 打开加斯图尔布 13.选择可变循环引擎。
- 单击"关闭设计"。选择标准地图。打开演示VarCyc.CVC.
- 单击"关闭设计点"。然后选择LPC,IPC,HPC,HPT和LPT; 因此,获取所有组件映射。
2. 对 VCE20、21、22的每个组件进行建模
- 对 VCE 的单个组件建模。以高压压缩机为例。
- 打开马特拉布。点击Simulink。双击空白模型。
- 单击"库",并将函数放置到模型。
- 双击功能。根据压缩机的工作原理,描述了压缩机的热力学方程。然后用MATLAB 函数描述方程。
- 完成MATLAB功能后,获得压缩机的输入和输出。
- 使用子系统屏蔽模块。然后用"压缩器"重命名它。到目前为止,已经建立了一个称为"压缩器"的子系统模块。
- 使用相同的步骤获取所有组件的子系统,包括入口、风扇、管道、芯驱动风扇级 (CDFS)、旁路混合器、压缩机、燃烧器、高压涡轮、低压涡轮、混合器、后燃机和喷嘴。
- 将每个组件的输出与下一个组件的输入相结合。
3. 整个模型的解决方案
- 构造整个模型的动态共工作方程。
- 构造动态共工作方程。构造以下 6 个独立的共同工作方程。
- 确定燃烧器入口和出口的流量平衡方程:
W a3:压缩机出口部分气流,W f:燃烧器燃料流量,W g44:高压涡轮进气气流。 - 确定低压涡轮入口和出口的流量平衡方程:
W g44:低压涡轮入口部分气流量,W g5:低压涡轮出口气体流量。 - 确定喷嘴入口和出口的流量平衡方程:
W g7: 喷嘴入口气体流量, Wg9: 喷嘴出口气体流量. - 确定后混频器入口的静态压力平衡方程:
P s163:主外旁路出口的静态压力,Ps63:内旁路出口的静态压力。 - 确定风扇入口和出口的流量平衡方程:
W a2: 风扇入口气流, Wa21: CDFS 入口气流, Wa13: 次外部旁路进气流 - 确定 CDFS 插座的流量平衡方程:
W a21: CDFS 入口气流, Wa125: CDFS 旁路进气流, Wa25:压缩机入口气流。 - 上述6个独立方程构成以下方程。
- 使用 TMATS 中的N-R 迭代解算器求解上述方程。
- 在使用解算器求解共工作方程之前,设置 N-R 迭代解算器。根据建模过程,选择以下6个初始猜测:元件图辅助风扇线、CDFS、高压压缩机、高压涡轮和低压涡轮+1、+2、+ 3 ,+4,=5,亚外部旁路入口流。
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Representative Results
为了证明仿真模型的有效性,将静态仿真和动态仿真中选择的几个典型性能参数与Gasturb中的数据进行了比较。
在静态仿真中,我们将模型的几个关键性能参数与 Gasturb 中的这些参数进行比较,以验证静态模型的准确性。表 2显示了在双旁路操作模式下与 H=0 m、Ma=0、Wf=0.79334 kg/s 的设计点进行比较的结果。根据比较,模型和 Gasturb 之间的性能参数的最大误差是 EPR(发动机压力比),低于 2%。表 3显示了在单个旁路操作模式下与 H=0 m、Ma=0、Wf=0.91032 kg/s 的离设计点进行比较的结果。在这种情况下,这里最大的误差是低压轴的转速,略低于4%。两种型号的性能参数几乎相同。因此,两个比较结果证明模型是准确的,并且协议在设计点上是有效的。
在动态仿真中,为了验证过渡状态模型的正确性,我们模拟了两个典型的动态过程,包括加速/减速模拟和模式切换仿真。加速/减速模拟在 H=0 m、Ma=0 的双旁路模式下处理。图 2a显示了燃油流量的输入。图2b、图2c和图2d显示了涡轮前的转速、气流和温度的响应,因此模型能够进行加速/减速模拟。使用 H=0 m、Ma=0 从双旁路模式到单旁路模式进行模式切换仿真。如图3所示,VCE 操作模式从单旁路模式切换到 5 s 的双旁路模式。为了防止发动机在开关过程中超过限速,对高压轴的转速采用单变量闭环控制。图3b显示,高压轴的转速在切换过程中几乎保持不变。同样,图3a、图3b、图3c和图3d显示了涡轮前燃料流量、转速、气流和温度的响应。在双动态仿真过程中,模型可以正常运行。
图1:可变循环发动机整体结构的原理图。
VCE 包含风扇、CDFS、压缩机、燃烧器、涡轮机、搅拌机、后燃机和喷嘴。风扇和 CDFS 由低压涡轮驱动。压缩机由高压涡轮驱动。图 1中的数字表示发动机的横截面。每个横截面的定义如表1所示。请点击此处查看此图的较大版本。
图 2.VCE 的加速/减速仿真。
下图显示了加速/减速模拟。燃油流量输入如图2a所示。主要性能参数的响应如下所示。(b)高压速度和低压速度的反应。(c)气流的反应。(d)涡轮入口温度的反应。请点击此处查看此图的较大版本。
图 3.VCE 的模式切换仿真。
下图显示了模式切换模拟。(a)燃油流量输入的响应。(b)高压速度和低压速度的反应。(c)气流的反应。(d)涡轮入口温度的反应。请点击此处查看此图的较大版本。
| 横截面的数值 | 定义 |
| 2 | 风扇入口 |
| 3 | 压缩机出口 |
| 4 | 燃烧器插座 |
| 5 | 低压涡轮出口 |
| 6 | 混合器入口 |
| 7 | 后燃机插座 |
| 8 | 喷嘴思想 |
| 9 | 喷嘴出口 |
表1:所有横截面的定义。本协议采用的可变循环引擎的横截面定义如表1所示。
| 参数 | 模型 | 加斯图尔布 13 | 错误(%) |
| Nl(RPM) | 14711 | 14600 | 0.76 |
| Nh(RPM) | 18060 | 18000 | 0.33 |
| T4(K) | 1866 | 1850 | 0.86 |
| 新民族阵线(克南) | 38.18 | 37.98 | 0.53 |
| Epr | 4.1653 | 4.2436 | 1.85 |
表2.双旁路设计点的比较。将模型的几个关键性能参数与设计点 Gasturb 中的这些参数进行了比较,这些参数采用 H=0 m、Ma=0、Wf=0.79334 kg/s。
| 参数 | 模型 | 加斯图尔布 13 | 错误(%) |
| Nl(RPM) | 15544 | 15033 | 3.4 |
| Nh(RPM) | 18123 | 18000 | 0.68 |
| T4(K) | 2036 | 2002 | 1.7 |
| 新民族阵线(克南) | 41.23 | 40.68 | 1.35 |
| Epr | 4.2419 | 4.2894 | 1.11 |
表 3.单旁路设计点的比较。在非设计点,将几个关键性能参数与 H=0 m、Ma=0、Wf=0.91032 kg/s 进行比较。
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Discussion
基于图形模拟环境,通过模块化分层架构和面向对象建模技术,可以快速构建 VCE 组件级模型。它为用户提供了一个友好的界面,它便于分析和设计模型19。
该方法的主要局限性是模型的执行效率。由于模型是用脚本语言编写的,因此每次运行时都需要重新编译模型。因此,执行效率不如系统语言。鉴于这一局限性,下一个关键的研究点是如何提高模型的执行效率。另一个限制是,N-R 迭代的初始值应在模型中严格考虑,因为 N-R 迭代仅在小范围偏差中收敛。
协议中的一个关键步骤是如何准确获取组件映射并使用适当的算法进行插值。无论是在 Gasturb 还是其他现有的发动机测试数据中,精确的组件映射都有助于更准确地构建模型。
在航空发动机的图形面向对象建模中,无论是整个发动机模型对象、组件模型对象还是每个组件的参数模型对象,都作为独立且可包含的模块构建。所有组件模块之间的连接构成了模型框架的主要部分。每个组件模块的内部模型设计都是为了一般性,突出了组件模型易于修改和可视化的特点。本文介绍的方法不仅可用于VCE,还可用于其他燃气轮机23。
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Disclosures
我们没有什么可透露的。
Acknowledgments
这项研究由中央大学基础研究基金资助,赠款编号[No.NS2018017*
Materials
| Name | Company | Catalog Number | Comments |
| Gasturb | GasTurb GmbH | Gasturb 13 | |
| MATLAB | MathWorks | R2017b | |
| TMATS | NASA | 1.2.0 |
References
- 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. Johnson, J. E. , 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).
