Summary
Ici, nous présentons un protocole pour construire un modèle mathématique au niveau des composants pour un moteur à cycle variable.
Abstract
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.
Introduction
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.
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Protocol
1. Préparation avant modélisation
- Obtenir des performances de point de conception.
- Ouvrez Gasturb 13. Sélectionnez Moteur à cycle variable.
- Cliquez sur La thermodynamique de base. Sélectionnez Cycle Design. Ouvrez DemoVarCyc.CVC.
- Obtenir les performances du point de conception du moteur. Ceux-ci sont affichés sur le côté droit de la fenêtre.
- Obtenir des cartes de composants.
- Ouvrez Gasturb 13. Sélectionnez Moteur à cycle variable.
- Cliquez sur Off Design. Sélectionnez Cartes Standard. Ouvrez DemoVarCyc.CVC.
- Cliquez sur Off Design Point. Sélectionnez ensuite LPC, IPC, HPC, HPT et LPT; ainsi, toutes les cartes de composants sont obtenues.
2. Modélisez chaque composant du VCE20,21,22
- Modélisez un seul composant d'un VCE. Prenons l'exemple du compresseur haute pression.
- Ouvrez Matlab. Cliquez sur Simulink. Double clic sur Le modèle blanc.
- Cliquez sur Bibliothèque, et placez la fonction à modéliser.
- 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.
- Après avoir terminé la fonction MATLAB, obtenir l'entrée et la sortie du compresseur.
- Utilisez Subsystem pour masquer le module. Ensuite, renommez-le avec "compresseur". Jusqu'à présent, un module de sous-système appelé «compresseur» est établi.
- 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.
- Combinez la sortie de chaque composant avec l'entrée du composant suivant.
3. Solution de l'ensemble du modèle
- Construire des équations de co-working dynamiques de l'ensemble du modèle.
- Construire des équations de co-working dynamiques. Construire les 6 équations de co-working indépendantes suivantes.
- Déterminer l'équation de l'équilibre de débit pour l'entrée et la sortie du brûleur :
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. - Déterminer l'équation de l'équilibre de débit pour l'entrée et la sortie de la turbine à basse pression :
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. - Déterminer l'équation de l'équilibre de débit pour l'entrée et la sortie de la buse :
W (en) g7: flux de gaz d'entrée de buse, Wg9: flux de gaz de sortie de buse. - Déterminer l'équation de l'équilibre de pression statique pour l'entrée du mélangeur arrière :
P (en) s163: pression statique de la sortie de dérivant externe principale, Ps63: pression statique de la sortie de dérivant interne. - Déterminer l'équation de l'équilibre de débit de l'entrée et de la sortie du ventilateur :
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 - Déterminer l'équation de l'équilibre de débit de la prise CDFS :
W (en) a21: Flux d'air d'entrée CDFS, Wa125: Flux d'air de dérivant CDFS, Wa25: flux d'air d'entrée compresseur. - Les 6 équations indépendantes ci-dessus constituent les équations suivantes.
- Utilisez le solveur d'itération N-R dans TMATS pour résoudre les équations ci-dessus.
- 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.
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Representative Results
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, Wf0,79334 kg/s sous un mode de fonctionnement de double pontage. Selon la comparaison, l'erreur maximale des paramètres de performance entre le modèle et Gasturb est l'EPR (rapport de pression du moteur), qui est inférieur à 2%. Le tableau 3 montre le résultat de la comparaison au point hors conception avec h '0 m, Ma'0, Wf'0.91032 kg/s sous un seul mode de fonctionnement de dérivation. Dans ces conditions, l'erreur maximale ici est la vitesse de rotation de l'arbre à basse pression, qui est juste en dessous de 4%. Les paramètres de performance des deux modèles sont presque les mêmes. Ainsi, les deux résultats de comparaison prouvent que le modèle est exact, et le protocole est efficace au point de conception.
Dans une simulation dynamique, dans le but de vérifier la justesse du modèle d'état de transition, nous avons simulé deux processus dynamiques typiques, y compris la simulation d'accélération/décélération et la simulation de commutation de mode. La simulation d'accélération/décélération est traitée en mode double dérivation avec H '0 m, Ma'0. La figure 2a montre l'entrée du flux de carburant. La figure 2b, la figure 2c et la figure 2d montrent la réponse de la vitesse de rotation, du débit d'air et de la température avant la turbine, de sorte que le modèle est capable d'effectuer une simulation d'accélération/décélération. Une simulation de commutation de mode est effectuée à partir du mode de double dérivation au mode de dérivation unique avec H '0 m, Mun0. Comme le montre la figure 3, le mode de fonctionnement VCE est passé du mode de dérivation unique au mode de double dérivation à 5 s. Afin d'empêcher le moteur de dépasser la vitesse limitée pendant le processus de commutation, un contrôle à boucle fermée à une seule variable est appliqué à la vitesse de rotation de l'arbre à haute pression. La figure 3b montre que la vitesse de rotation de l'arbre à haute pression est presque inchangée pendant le changement. De même, la figure 3a, la figure 3b, la figure 3c et la figure 3d montrent la réponse du débit de carburant, de la vitesse de rotation, du débit d'air et de la température avant la turbine. Pendant la simulation à deux dynamiques, le modèle peut fonctionner correctement.
Figure 1 : Diagramme schématique de la structure globale du moteur à cycle variable.
Un VCE contient un ventilateur, un CDFS, un compresseur, un brûleur, une turbine, un mélangeur, un brûleur arrière et une buse. Le ventilateur et le CDFS sont entraînés par la turbine basse pression. Le compresseur est entraîné par la turbine à haute pression. Les chiffres de la figure 1 représentent la section transversale du moteur. La définition de chaque section transversale est indiquée dans le tableau 1. Veuillez cliquer ici pour voir une version plus grande de ce chiffre.
Figure 2. Simulation d'accélération/décélération de VCE.
Ce chiffre présente la simulation d'accélération/décélération. L'entrée de flux de carburant est indiquée à la figure 2a. Les réponses des principaux paramètres de performance sont indiquées ci-dessous. b) La réponse de la vitesse de haute pression et de la vitesse de basse pression. c) La réponse du flux d'air. d) La réponse de la température d'inlet de turbine. Veuillez cliquer ici pour voir une version plus grande de ce chiffre.
Figure 3. Simulation de commutation de mode de VCE.
Ce chiffre présente la simulation de commutation de mode. a) La réponse de l'entrée de flux de carburant. b) La réponse de la vitesse de haute pression et de la vitesse de basse pression. c) La réponse du flux d'air. d) La réponse de la température d'inlet de turbine. Veuillez cliquer ici pour voir une version plus grande de ce chiffre.
| Numbe de coupe transversale | définition |
| 2 | Inlet de ventilateur |
| 3 | Sortie Compressor |
| 4 | Sortie de brûleur |
| 5 | Sortie de turbine basse pression |
| 6 | Inlet de mélangeur |
| 7 | Sortie afterburner |
| 8 | Pensée de buse |
| 9 | Sortie de buse |
Tableau 1 : Définition de toutes les sections transversales. Les définitions transversales du moteur à cycle variable adoptées dans ce protocole sont indiquées dans le tableau 1.
| paramètre | modèle | Gasturb 13 | Erreur (%) |
| 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 |
Tableau 2. Comparaison du point de conception du double pontage. Plusieurs paramètres de performance clés du modèle sont comparés à ces paramètres dans Gasturb au point de conception avec H '0 m, Mun0, Wf0,79334 kg/s.
| paramètre | modèle | Gasturb 13 | Erreur (%) |
| 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 |
Tableau 3. Comparaison du point hors conception de la dérivode unique. Plusieurs paramètres de performance clés sont comparés au point hors conception avec H '0 m, Ma'0, Wf'0.91032 kg/s.
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Discussion
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 doit être recompilé chaque fois qu'il s'exécute. Ainsi, l'efficacité d'exécution n'est pas aussi bonne que la langue du système. Compte tenu de cette limitation, le prochain point de recherche clé est de savoir comment améliorer l'efficacité d'exécution du modèle. Une autre limitation est que la valeur initiale de l'itération N-R devrait être considérée strictement dans le modèle, parce que l'itération N-R n'est convergente que dans une petite gamme d'écarts.
Une étape critique dans le protocole est de savoir comment obtenir les cartes des composants avec précision et utiliser l'algorithme approprié pour interpoler. Que ce soit dans Gasturb ou dans d'autres données d'essai de moteurs existantes, des cartes de composants précises sont utiles pour construire le modèle avec plus de précision.
Dans la modélisation graphique orientée objet de l'aéromoteur, qu'il s'agisse de l'objet du modèle du moteur entier, de l'objet du modèle de composant ou de l'objet du modèle de paramètre de chaque composant, il est construit comme un module indépendant et capsulable. La connexion entre tous les modules de composants constitue la partie principale du cadre du modèle. La conception interne du modèle de chaque module de composants est destinée à la généralité, mettant en évidence les caractéristiques de la modification et de la visualisation faciles du modèle de composant. La méthode présentée dans ce document peut être utilisée non seulement pour VCE mais aussi pour d'autres turbines à gaz23.
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Disclosures
Nous n'avons rien à divulguer.
Acknowledgments
Cette recherche a été financée par les Fonds de recherche fondamentale pour les universités centrales, numéro de subvention [No. NS2018017].
Materials
| Name | Company | Catalog Number | Comments |
| Gasturb | GasTurb GmbH | Gasturb 13 | |
| MATLAB | MathWorks | R2017b | |
| TMATS | NASA | 1.2.0 |
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