Summary
Her præsenterer vi en protokol til at bygge en matematisk model på komponentniveau til en variabel cyklus motor.
Abstract
Den variable cyklus motorer (VCE), der kombinerer fordelene ved turbofan og turbojetmotorer, er almindeligt anset for at være den næste generation fly motorer. Udvikling af VCE kræver dog høje omkostninger. Således er det vigtigt at opbygge en matematisk model, når de udvikler en flymotor, som kan undgå et stort antal reelle tests og reducere omkostningerne dramatisk. Modellering er også afgørende i kontrol lovgivningen udvikling. I denne artikel, der er baseret på et grafisk simulerings miljø, beskrives en hurtig metode til modellering af en dobbelt bypass-variabel cyklus motor ved hjælp af objektorienteret modellerings teknologi og modulær hierarkisk arkitektur. For det første er den matematiske model af hver komponent bygget baseret på termodynamisk beregning. Derefter opbygges en hierarkisk motor model via kombinationen af hver komponents matematiske model og N-R Solver-modulet. Endelig udføres de statiske og dynamiske simuleringer i modellen, og simuleringsresultaterne beviser effektiviteten af modelleringsmetoden. Den VCE model bygget gennem denne metode har fordelene ved klar struktur og real-time observation.
Introduction
Moderne flykrav bringer store udfordringer til fremdriftssystemet, som har brug for mere intelligente, mere effektive eller endnu mere alsidige flymotorer1. Fremtidige militære fremdriftssystemer kræver også både højere tryk ved høj hastighed og lavere specifikt brændstofforbrug ved lav hastighed1,2,3,4. For at opfylde de tekniske krav til fremtidige flyve missioner fremlagde General Electric (GE) konceptet med variabel cyklus motor (VCE) i 19555. En VCE er en flymotor, der kan udføre forskellige termodynamiske cyklusser ved at ændre geometrien størrelse eller placering af nogle komponenter6. Den Lockheed SR-71 "Blackbird" drevet af en J58 turboramjet VCE har holdt verdensrekord for de hurtigste luft-åndedræts bemandede fly siden 19767. Det viste sig også mange potentielle fordele ved supersonisk flyvning. I de seneste 50 år, har GE forbedret og opfundet flere andre VCEs, herunder en dobbelt bypass VCE8, en kontrolleret tryk ratio motor9 og en adaptiv cyklus motor10. Disse undersøgelser omfattede ikke kun den generelle struktur og præstations verifikation, men også motorens kontrolsystem11. Disse undersøgelser har vist, at VCE kan fungere som en høj bypass ratio turbofan på subsoniske flyvning og som en lav bypass ratio turbofan, selv som en turbojet på supersonisk flyvning. Således kan VCE realisere præstations matchning under forskellige flyvebetingelser.
Ved udviklingen af en VCE vil der blive udført en stor mængde nødvendige verificerings arbejder. Det kan koste en stor mængde tid og udlæg, hvis alle disse værker udføres på en fysisk måde12. Computer simulation teknologi, som allerede er blevet vedtaget i udviklingen af en ny motor, kan ikke kun reducere omkostningerne i høj grad, men også undgå de potentielle risici13,14. Baseret på computersimulation teknologi, vil udviklingen cyklus af en motor blive reduceret til næsten halvdelen, og antallet af nødvendige udstyr vil blive reduceret dramatisk15. På den anden side, simulering spiller også en vigtig rolle i analysen af motorens adfærd og kontrol lovgivning udvikling. For at simulere det statiske design og off-design ydeevne af motorer, et program kaldet GENENG16 blev udviklet af NASA Lewis Research Center i 1972. Derefter udviklede forskningscenteret DYNGEN17 afledt af geneng, og dyngen kunne simulere en turbojet-og turbofan-motorers forbigående ydeevne. I 1989 fremlagde NASA et projekt, kaldet numerisk fremdrifts system simulering (NPSS), og det tilskyndede forskerne til at konstruere et modulært og fleksibelt motor simuleringsprogram ved hjælp af objektorienteret programmering. I 1993 udviklede John A. Reed turbofan Engine simulation system (TESS) baseret på platformen for applikations visualiserings system (AVS) gennem objektorienteret Programing18.
I mellemtiden, hurtig modellering baseret på grafisk programmering miljø bliver brugt gradvist i simulation. Værktøjskassen til modellering og analyse af Thermodynamic Systems (T-MATS) pakke udviklet af NASA er baseret på MATLAB/Simulink platform. Det er open source og giver brugerne mulighed for at tilpasse indbyggede komponent biblioteker. T-MATS tilbyder en venlig grænseflade til brugerne, og det er bekvemt at analysere og designe den indbyggede JT9D model19.
I denne artikel, den dynamiske model af en type af VCE er blevet udviklet her ved hjælp af Simulink software. Modellerings genstanden for denne protokol er en dobbelt bypass VCE. Dens skematiske layout er vist i figur 1. Motoren kan arbejde i både enkelt og dobbelt bypass modes. Når modus Select Valve (MSV) er åben, klarer motoren sig bedre ved subsoniske forhold med et relativt stort bypass-forhold. Når modus Select-ventilen er lukket, har VCE et lille bypass-forhold og en bedre supersonisk missions tilpasningsevne. For yderligere at kvantisere motorens ydeevne, en dobbelt bypass VCE model er bygget baseret på komponent-niveau modellering metode.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Protocol
1. forberedelse før modellering
- Opnå design punkts ydeevne.
- Åben Gasturb 13. Vælg variabel cyklus motor.
- Klik på grundlæggende Thermodynamics. Vælg cyklus design. Åbn Demovarcyc. CVC.
- Opnå motorens design punkts ydeevne. Disse vises i højre side af vinduet.
- Hent komponent tilknytninger.
- Åben Gasturb 13. Vælg variabel cyklus motor.
- Klik på off design. Vælg standard kort. Åbn Demovarcyc. CVC.
- Klik på off design point. Vælg derefter LPC, IPC, HPC, HPT og LPT; således er alle komponenter kort er opnået.
2. modellere hver komponent i VCE20,21,22
- Model en enkelt komponent i en VCE. Tag højtryks kompressoren som et eksempel.
- Åbn MATLAB. Klik på Simulink. Dobbeltklik på blank model.
- Klik på bibliotek, og Placer funktion til model.
- Dobbeltklik på funktion. Ifølge arbejdsprincippet i kompressoren er den termodynamiske ligning af kompressoren beskrevet. Beskriv derefter ligningen med MATLAB-funktionen.
- Efter endt MATLAB funktion, få input og output af kompressoren.
- Brug under system til at maskere modulet. Derefter omdøbe den med "kompressor". Hidtil er et delsystem modul kaldet "kompressor" etableret.
- Brug de samme trin for at få delsystemerne i alle komponenter, herunder indløb, ventilator, kanal, kerne dreven ventilator Stage (CDFS), bypass mixer, kompressor, brænder, højtryks turbine, lavtryks turbine, mixer, Afterburner og dyse.
- Kombiner output af hver komponent med input af den næste komponent.
3. løsning af hele modellen
- Konstruere dynamiske co-working ligninger af hele modellen.
- Konstruere dynamiske co-working ligninger. Konstruere følgende 6 uafhængige co-working ligninger.
- Bestem flow balance ligningen for indløb og udløb af brænder:
W a3: kompressor udløb sektion luftstrøm, wf: brænder brændstof flow, wg44: højtryks turbine indløbs gasstrøm. - Bestem flow balance ligningen for indtag og udløb af lavtryks turbine:
W g44: lavtryks turbine indløbs sektion gasstrøm, Wg5: lavtryks turbine udløb gasflow. - Bestem flow balance ligningen for indløb og udløb af dyse:
W g7: dyse indløbs gasstrøm, Wg9: dyse udløb gas flow. - Bestem statisk tryk balance ligning for indtag af bageste mixer:
P s163: statisk tryk af hoved ydre bypass-udgang, Ps63: statisk tryk på indre bypass-udgang. - Bestem flow balance ligningen for ventilator indløb og udløb:
W a2: ventilator indløbs luftstrøm, wa21: CDFS indløbs luftstrøm, wa13: sub-ydre bypass indløbs luftstrøm - Bestem flow balance ligningen for CDFS Outlet:
W a21: CDFS indløbs luftstrøm, wa125: CDFS bypass indløbs luftstrøm, wa25: kompressor indløbs luftstrøm. - De ovennævnte 6 uafhængige ligninger udgør følgende ligninger.
- Brug N-R iteration Solver i tmats til at løse ovenstående ligninger.
- Før du bruger Problemløser til at løse de co-working ligninger, indstille N-R iteration Problemløser. I henhold til modelleringsprocessen skal du vælge følgende 6 indledende gæt: komponent kort hjælpeenheder linje af ventilator, CDFS, højtryks kompressor, højtryks turbine og lavtryks turbine β1, β2, β 3, β4, β5, sub-ydre bypass indløbs strøm.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Representative Results
For at bevise simulerings modellens gyldighed sammenlignes flere typiske ydelsesparametre, der er valgt i statiske og dynamiske simuleringer, med dataene i Gasturb.
I en statisk simulering sammenligner vi flere centrale præstationsparametre for modellen med disse parametre i Gasturb for at verificere nøjagtigheden af den statiske model. Tabel 2 viser resultatet af sammenligningen ved design punktet med H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s under en dobbelt bypass-driftstilstand. Ifølge sammenligningen er den maksimale fejl i præstations parametrene mellem model og Gasturb EPR (motorens trykforhold), hvilket er under 2%. Tabel 3 viser resultatet af sammenligningen ved off-design punktet med H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s under en enkelt bypass-driftstilstand. Under denne betingelse, den maksimale fejl her er rotationshastigheden af lavtryks aksel, som er lige under 4%. Præstations parametrene for begge modeller er næsten de samme. Således, de to sammenligningsresultater bevise, at modellen er korrekt, og protokollen er effektiv på design punktet.
I en dynamisk simulering, med det formål at kontrollere rigtigheden af overgangs staten model, vi simulerede to typiske dynamiske processer, herunder acceleration/deceleration simulation og mode switching simulation. Accelerations-/decelerations simuleringen behandles under en dobbelt bypass-tilstand med H = 0 m, Ma= 0. Figur 2a viser tilførslen af brændstof strømmen. Figur 2b, figur 2c og figur 2D viser reaktionen af rotationshastigheden, luftstrømmen og temperaturen før turbinen, så modellen er i stand til at udføre acceleration/deceleration simulering. En modus switching simulation udføres fra dobbelt bypass mode til enkelt bypass mode med H = 0 m, Ma= 0. Som vist i figur 3skifter VCE-driftstilstanden fra den enkelte bypass-tilstand til den dobbelte bypass-tilstand ved 5 s. For at forhindre, at motoren overskrider den begrænsede hastighed under koblingsprocessen, påføres en enkelt-variabel lukket loop-kontrol på rotationshastigheden for højtryks akslen. Figur 3b viser, at den roterende hastighed af højtryks aksel er næsten uændret under Skift. På samme måde viser figur 3a, figur 3b, figur 3c og figur 3D reaktionen fra brændstof strømmen, rotationshastigheden, luftstrømmen og temperaturen før turbinen. Under den to-dynamiske simulering kan modellen køre korrekt.
Figur 1: skematisk diagram over den overordnede struktur af variabel cyklus motor.
En VCE indeholder en ventilator, en CDFS, en kompressor, en brænder, en turbine, en mixer, en Afterburner og en dyse. Ventilatoren og CDFS drives af lavtryksturbinen. Kompressoren drives af højtryks turbinen. Tallene i figur 1 repræsenterer motorens tværsnit. Definitionen af hvert tværsnit er vist i tabel 1. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.
Figur 2. Acceleration/deceleration simulering af VCE.
Dette tal præsenterer acceleration/deceleration simulering. Brændstoftilførslen vises i figur 2a. Svarene på de vigtigste ydelsesparametre vises som nedenfor. b) respons på højtryks hastigheden og lavtryks hastigheden. c) reaktionen fra luftstrømmen. d) reaktionen fra turbine indgangstemperaturen. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.
Figur 3. Tilstand Skift simulering af VCE.
Denne figur præsenterer modus switching simulation. a) reaktionen fra brændstoftilførslen. b) respons på højtryks hastigheden og lavtryks hastigheden. c) reaktionen fra luftstrømmen. d) reaktionen fra turbine indgangstemperaturen. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.
| Numbe af tværsnit | Definition |
| 2 | Ventilator indløb |
| 3 | Kompressor udtag |
| 4 | Brænder udgang |
| 5 | Lavtryks turbine udtag |
| 6 | Mixer indløb |
| 7 | Afterburner Outlet |
| 8 | Dyse tanke |
| 9 | Dyse udløb |
Tabel 1: definition af alle tværsnit. Tværsnit definitionerne af den variabel cyklus motor, der er vedtaget i denne protokol, er vist i tabel 1.
| Parameter | Model | Gasturb 13 | Fejl (%) |
| NL (RPM) | 14711 | 14600 | 0,76 |
| NH (RPM) | 18060 | 18000 | 0,33 |
| T4 (K) | 1866 | 1850 | 0,86 |
| FN (KN) | 38,18 | 37,98 | 0,53 |
| Epr | 4,1653 | 4,2436 | 1,85 |
Tabel 2. Sammenligning af design punktet af dobbelt bypass. Flere centrale præstationsparametre for modellen sammenlignes med parametrene i Gasturb ved projekterings punktet med H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s.
| Parameter | Model | Gasturb 13 | Fejl (%) |
| NL (RPM) | 15544 | 15033 | 3,4 |
| NH (RPM) | 18123 | 18000 | 0,68 |
| T4 (K) | 2036 | 2002 | 1,7 |
| FN (KN) | 41,23 | 40,68 | 1,35 |
| Epr | 4,2419 | 4,2894 | 1,11 |
Tabel 3. Sammenligning af det off-design punkt af den enkelte bypass. Flere centrale præstationsparametre sammenlignes ved det off-design punkt med H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Discussion
Baseret på en grafisk simulation miljø, en VCE komponent-niveau model kan bygges hurtigt gennem modulære hierarkisk arkitektur og objekt-orienterede modellering teknologi. Det tilbyder en venlig grænseflade til brugerne, og det er bekvemt at analysere og designe model19.
Den vigtigste begrænsning af denne metode er udførelsen effektivitet af modellen. Da modellen er skrevet i scriptsprog, skal modellen kompileres igen, hver gang den køres. Således udførelsen effektivitet er ikke så god som systemet sprog. I betragtning af denne begrænsning, det næste centrale forsknings punkt er, hvordan man forbedrer udførelsen effektivitet af modellen. En anden begrænsning er, at den oprindelige værdi af N-R iteration bør overvejes strengt i modellen, fordi N-R iteration er konvergerende kun i en lille række afvigelser.
Et kritisk trin i protokollen er, hvordan du får komponent kortene nøjagtigt og bruger den relevante algoritme til interpolate. Uanset om det er i Gasturb eller en anden eksisterende motor testdata, nøjagtige komponent kort er nyttige at bygge model mere præcist.
I den grafiske objekt-orienterede modellering af aeroengine, uanset om det er hele motoren modelobjekt, komponent modelobjekt eller parameter modelobjekt af hver komponent, det er bygget som en uafhængig og indkapselig modul. Forbindelsen mellem alle komponent moduler udgør hovedparten af model rammen. Den interne model design af hver komponent modul er med henblik på generalitet, fremhæver funktionerne i Easy modifikation og visualisering af komponenten model. Den metode, der præsenteres i dette dokument, kan ikke kun anvendes til VCE, men også til andre gasturbiner23.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Disclosures
Vi har intet at afsløre.
Acknowledgments
Denne forskning blev finansieret af de grundlæggende forskningsmidler til de centrale universiteter, Grant nummer [nej. 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).
