Summary
Hier stellen wir ein Protokoll zum Erstellen eines mathematischen Modells auf Komponentenebene für einen Variablenzyklusmotor vor.
Abstract
Die Motoren mit variablem Zyklus (VCE), die die Vorteile von Turbofan- und Turbojet-Triebwerken kombinieren, gelten weithin als Flugzeugtriebwerke der nächsten Generation. Die Entwicklung von VCE erfordert jedoch hohe Kosten. Daher ist es wichtig, ein mathematisches Modell bei der Entwicklung eines Flugzeugtriebwerks zu erstellen, das eine große Anzahl von realen Tests vermeiden und die Kosten drastisch reduzieren kann. Die Modellierung ist auch für die Entwicklung des Kontrollrechts von entscheidender Bedeutung. In diesem Artikel wird auf der Grundlage einer grafischen Simulationsumgebung eine schnelle Methode zur Modellierung einer Doppelumgehungs-Variablenzyklus-Engine mit objektorientierter Modellierungstechnologie und modularer hierarchischer Architektur beschrieben. Erstens basiert das mathematische Modell jeder Komponente auf der thermodynamischen Berechnung. Anschließend wird ein hierarchisches Motormodell über die Kombination der einzelnen mathematischen Komponentenmodelle und des N-R-Solver-Moduls erstellt. Schließlich werden die statischen und dynamischen Simulationen im Modell durchgeführt und die Simulationsergebnisse belegen die Wirksamkeit der Modellierungsmethode. Das vcE-Modell, das auf dieser Methode basiert, hat die Vorteile einer klaren Struktur und Echtzeitbeobachtung.
Introduction
Moderne Flugzeuganforderungen stellen das Antriebssystem vor große Herausforderungen, die intelligentere, effizientere oder noch vielseitigere Flugzeugtriebwerke benötigen1. Zukünftige militärische Antriebssysteme erfordern auch sowohl höheren Schub bei hoher Geschwindigkeit als auch einen geringeren spezifischen Kraftstoffverbrauch bei niedriger Geschwindigkeit1,2,3,4. Um den technischen Anforderungen künftiger Flugmissionen gerecht zu werden, legte General Electric (GE) 1955 das Konzept des Variablenzyklusmotors (VCE)vor 5. Ein VCE ist ein Flugzeugmotor, der verschiedene thermodynamische Zyklen durchführen kann, indem er die Geometriegröße oder -position einiger Komponentenändert 6. Die Lockheed SR-71 "Blackbird" mit einem J58 Turboramjet VCE hält seit 1976denWeltrekord für das schnellste luftatmende bemannte Flugzeug. Es hat sich auch viele potenzielle Vorteile des Überschallflugs bewährt. In den letzten 50 Jahren hat GE mehrere weitere VCEs verbessert und erfunden, darunter einen Doppelbypass VCE8, einen gesteuerten Druckverhältnismotor9 und einen adaptiven Zyklusmotor10. Diese Studien betrafen nicht nur die allgemeine Struktur- und Leistungsüberprüfung, sondern auch die Steuerung des Motors11. Diese Studien haben gezeigt, dass der VCE wie ein Turbofan mit hohem Bypass-Verhältnis beim Unterschallflug und wie ein Turbofan mit niedrigem Bypass-Verhältnis funktionieren kann, sogar wie ein Turbojet beim Überschallflug. So kann der VCE Leistungsabgleich unter unterschiedlichen Flugbedingungen realisieren.
Bei der Entwicklung eines VCE werden umfangreiche Überprüfungsarbeiten durchgeführt. Es kann eine große Menge an Zeit und Aufwand kosten, wenn alle diese Arbeiten auf physische Weise durchgeführt werden12. Computersimulationstechnik, die bereits bei der Entwicklung eines neuen Motors eingeführt wurde, kann nicht nur die Kosten stark senken, sondern auch die potenziellen Risiken vermeiden13,14. Basierend auf der Computersimulationstechnologie wird der Entwicklungszyklus eines Motors auf fast die Hälftereduziert und die Anzahl der benötigten Geräte drastisch reduziert 15 . Andererseits spielt die Simulation auch eine wichtige Rolle bei der Analyse des Motorverhaltens und der Steuerungsrechtsentwicklung. Zur Simulation des statischen Designs und der Off-Design-Leistung von Motoren wurde 1972 vom NASA Lewis Research Center ein Programm namens GENENG16 entwickelt. Dann entwickelte das Forschungszentrum DYNGEN17 von GENENG abgeleitet, und DYNGEN konnte die transiente Leistung eines Turbojets und der Turbofan-Motoren simulieren. 1989 legte die NASA ein Projekt mit dem Namen Numerical Propulsion System Simulation (NPSS) vor und ermutigte Forscher, ein modulares und flexibles Motorsimulationsprogramm durch den Einsatz objektorientierter Programmierung zu konstruieren. 1993 entwickelte John A. Reed das Turbofan Engine Simulation System (TESS) auf Basis der Application Visualization System (AVS) Plattform durch objektorientierte Programmierung18.
In der Zwischenzeit wird die schnelle Modellierung auf Basis der grafischen Programmierumgebung schrittweise in der Simulation verwendet. Das von der NASA entwickelte Paket Toolbox for the Modeling and Analysis of Thermodynamic Systems (T-MATS) basiert auf der Matlab/Simulink-Plattform. Es ist Open Source und ermöglicht es Benutzern, integrierte Komponentenbibliotheken anzupassen. T-MATS bietet eine benutzerfreundliche Schnittstelle und es ist bequem, das eingebaute JT9D Modell19zu analysieren und zu entwerfen.
In diesem Artikel wurde hier das dynamische Modell eines VCE-Typs mit Der Simulink-Software entwickelt. Das Modellierungsobjekt dieses Protokolls ist ein Doppelumgehungs-VCE. Das schematische Layout ist in Abbildung 1dargestellt. Der Motor kann sowohl im Einzel- als auch im Doppelbypass-Modus arbeiten. Wenn das Mode Select Valve (MSV) geöffnet ist, funktioniert der Motor bei Unterschallbedingungen mit einem relativ großen Bypass-Verhältnis besser. Wenn das Mode Select Valve geschlossen ist, hat der VCE ein kleines Bypass-Verhältnis und eine bessere Überschall-Missionsanpassung. Um die Leistung des Motors weiter zu quantifizieren, wird ein VCE-Modell für doppelte Umgehungsfunktionen auf der Grundlage der Modellierungsmethode auf Komponentenebene erstellt.
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Protocol
1. Vorbereitung vor der Modellierung
- Abrufen der Entwurfspunktleistung.
- Geöffnet Gasturb 13. Wählen Sie Variable Cycle Engine.
- Klicken Sie auf Basic Thermodynamics. Wählen Sie Cycle Design. Öffnen Sie DemoVarCyc.CVC.
- Rufen Sie die Leistung des Motorentwurfspunktes ab. Diese werden auf der rechten Seite des Fensters angezeigt.
- Abrufen von Komponentenzuordnungen.
- Geöffnet Gasturb 13. Wählen Sie Variable Cycle Engine.
- Klicken Sie auf Off Design. Wählen Sie Standardkarten. Öffnen Sie DemoVarCyc.CVC.
- Klicken Sie auf Off Design Point. Wählen Sie dann LPC, IPC, HPC, HPT und LPT; Somit werden alle Komponentenkarten abgerufen.
2. Modellieren Sie jede Komponente des VCE20,21,22
- Modellieren Sie eine einzelne Komponente eines VCE. Nehmen Sie den Hochdruckkompressor als Beispiel.
- Öffnen Sie Matlab. Klicken Sie auf Simulink. Doppelklicken Sie auf Leeres Modell.
- Klicken Sie auf Bibliothek, und platzieren Sie die Funktion zum Modellieren.
- Doppelklicken Sie auf Funktion. Nach dem Arbeitsprinzip des Kompressors wird die thermodynamische Gleichung des Kompressors beschrieben. Beschreiben Sie dann die Gleichung mit der MATLAB-Funktion.
- Nach Abschluss der MATLAB-Funktionerhalten Sie den Eingang und Ausgang des Kompressors.
- Verwenden Sie Subsystem, um das Modul zu maskieren. Benennen Sie es dann in "Kompressor" um. Bisher wurde ein Subsystemmodul namens "Kompressor" eingerichtet.
- Verwenden Sie die gleichen Schritte, um die Subsysteme aller Komponenten wie Einlass, Lüfter, Kanal, Kern-Lüfterstufe (CDFS), Bypass-Mischer, Kompressor, Brenner, Hochdruckturbine, Niederdruckturbine, Mischer, Nachbrenner und Düse zu erhalten.
- Kombinieren Sie die Ausgabe jeder Komponente mit der Eingabe der nächsten Komponente.
3. Lösung des gesamten Modells
- Erstellen Sie dynamische Co-Working-Gleichungen des gesamten Modells.
- Erstellen Sie dynamische Co-Working-Gleichungen. Erstellen Sie die folgenden 6 unabhängigen Co-Working-Gleichungen.
- Bestimmen Sie die Fließbalancegleichung für Ein- und Auslass des Brenners:
W a3: Kompressor-Ausgangsabschnitt Luftstrom, Wf: Brenner-Brennstoffstrom, Wg44: Hochdruckturbinen-Einlassgasstrom. - Bestimmen Sie die Fließbalancegleichung für Ein- und Auslass von Niederdruckturbinen:
W g44: Niederdruckturbinen-Einlassabschnitt Gasstrom, Wg5: Niederdruckturbinenaustrittsgasstrom. - Bestimmen Sie die Fließbalancegleichung für Ein- und Auslass der Düse:
W g7: Düseneinlassgasstrom, Wg9: Düsenaustrittsgasstrom. - Bestimmen Sie die statische Druckbalancegleichung für den Einlass des hinteren Mischers:
P s163: statischer Druck des äußeren Bypass-Ausgangs, Ps63: statischer Druck des inneren Bypassauslasses. - Bestimmen Sie die Fließbalancegleichung von Lüfterein- und -auslass:
W a2: Lüftereinlassluftstrom, Wa21: CDFS Einlassluftstrom, Wa13: Sub-Outer Bypass Einlassluftstrom - Bestimmen Sie die Fließbalancegleichung des CDFS-Ausgangs:
W a21: CDFS Einlassluftstrom, Wa125: CDFS Bypass Einlassluftstrom, Wein25: Kompressor Einlassluftstrom. - Die oben genannten 6 unabhängigen Gleichungen bilden die folgenden Gleichungen.
- Verwenden Sie den N-R-Iterationslöser in TMATS, um die oben genannten Gleichungen zu lösen.
- Bevor Sie den Solver verwenden, um die Co-Working-Gleichungen zu lösen, legen Sie den N-R-Iterationslöser fest. Wählen Sie entsprechend dem Modellierungsprozess die folgenden 6 ersten Vermutungen aus: Komponentenkarten-Hilfslinie von Lüfter, CDFS, Hochdruckkompressor, Hochdruckturbine und Niederdruckturbine 3, 4, 5,sub-äußere Bypass-Einlassfluss.
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Representative Results
Um die Gültigkeit des Simulationsmodells zu beweisen, werden mehrere typische Leistungsparameter, die in statischen und dynamischen Simulationen ausgewählt wurden, mit den Daten in Gasturb verglichen.
In einer statischen Simulation vergleichen wir mehrere wichtige Leistungsparameter des Modells mit diesen Parametern in Gasturb, um die Genauigkeit des statischen Modells zu überprüfen. Tabelle 2 zeigt das Ergebnis des Vergleichs am Konstruktionspunkt mit H=0 m, Ma=0, Wf=0,79334 kg/s im Doppelbypass-Betriebsmodus. Dem Vergleich zufolge ist der maximale Fehler der Leistungsparameter zwischen dem Modell und Gasturb der EPR (Motordruckverhältnis), der unter 2% liegt. Tabelle 3 zeigt das Ergebnis des Vergleichs am Off-Design-Punkt mit H=0 m, Ma=0, Wf=0,91032 kg/s unter einem einzigen Bypass-Betriebsmodus. Unter dieser Bedingung ist der maximale Fehler hier die Rotationsgeschwindigkeit der Niederdruckwelle, die knapp unter 4% liegt. Die Leistungsparameter beider Modelle sind nahezu identisch. Die beiden Vergleichsergebnisse beweisen somit, dass das Modell korrekt ist und das Protokoll am Entwurfspunkt wirksam ist.
In einer dynamischen Simulation, mit dem Ziel, die Korrektheit des Übergangszustandsmodells zu überprüfen, simulierten wir zwei typische dynamische Prozesse, einschließlich Beschleunigungs-/Verzögerungssimulation und Modus-Switching-Simulation. Die Beschleunigungs-/Verzögerungssimulation wird im Doppelbypass-Modus mit H=0 m, Ma=0 verarbeitet. Abbildung 2a zeigt den Eingang des Kraftstoffflusses. Abbildung 2b, Abbildung 2c und Abbildung 2d zeigen die Reaktion der Drehzahl, des Luftstroms und der Temperatur vor der Turbine, sodass das Modell beschleunigungs-/verzögerungssimulationen durchführen kann. Eine Modus-Schaltsimulation wird vom Doppelbypass-Modus in den Einzelbypass-Modus mit H=0 m, Ma=0 durchgeführt. Wie in Abbildung 3dargestellt, wird der VCE-Betriebsmodus mit 5 s vom Einzelbypass-Modus in den Doppelumgehungsmodus umgeschaltet. Um zu verhindern, dass der Motor die begrenzte Drehzahl während des Schaltvorgangs überschreitet, wird eine einvariable Geschlossene-Loop-Steuerung auf die Drehzahl der Hochdruckwelle angewendet. Abbildung 3b zeigt, dass die Drehzahl der Hochdruckwelle beim Schalten nahezu unverändert bleibt. In ähnlicher Weise zeigen Abbildung 3a, Abbildung 3b, Abbildung 3c und Abbildung 3d die Reaktion des Kraftstoffstroms, der Drehzahl, des Luftstroms und der Temperatur vor der Turbine. Während der zweidynamischen Simulation kann das Modell ordnungsgemäß ausgeführt werden.
Abbildung 1: Schematische Darstellung der Gesamtstruktur des variablen Zyklusmotors.
Ein VCE enthält einen Lüfter, einen CDFS, einen Kompressor, einen Brenner, eine Turbine, einen Mischer, einen Nachbrenner und eine Düse. Der Lüfter und CDFS werden von der Niederdruckturbine angetrieben. Der Kompressor wird von der Hochdruckturbine angetrieben. Die Zahlen in Abbildung 1 stellen den Querschnitt des Motors dar. Die Definition der einzelnen Querschnitte ist in Tabelle 1dargestellt. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.
Abbildung 2. Beschleunigungs-/Verzögerungssimulation von VCE.
Diese Abbildung stellt eine Beschleunigungs-/Verzögerungssimulation dar. Der Kraftstoffdurchflusseingang ist in Abbildung 2adargestellt. Die Antworten der wichtigsten Leistungsparameter werden wie folgt angezeigt. b) Die Reaktion der Hochdruckgeschwindigkeit und der Niederdruckgeschwindigkeit. c) Die Reaktion des Luftstroms. d) Die Reaktion der Turbineneinlasstemperatur. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.
Abbildung 3. Modus-Switching-Simulation von VCE.
Diese Abbildung stellt die Modus-Switching-Simulation dar. a) Die Reaktion des Kraftstoffdurchflusses. b) Die Reaktion der Hochdruckgeschwindigkeit und der Niederdruckgeschwindigkeit. c) Die Reaktion des Luftstroms. d) Die Reaktion der Turbineneinlasstemperatur. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.
| Numbe des Querschnitts | erklärung |
| 2 | Fan-Einlass |
| 3 | Kompressorausgang |
| 4 | Brennerauslass |
| 5 | Niederdruck-Turbinenauslass |
| 6 | Mixer-Einlass |
| 7 | Afterburner-Auslass |
| 8 | Düsengedanke |
| 9 | Düsenauslass |
Tabelle 1: Definition aller Querschnitte. Die in diesem Protokoll übernommenen Querschnittsdefinitionen des Variablenzyklusmotors sind in Tabelle 1dargestellt.
| Parameter | modell | Gasturb 13 | Fehler(%) |
| 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 |
Tabelle 2. Vergleich des Entwurfspunktes der Doppelumgehung. Mehrere wichtige Leistungsparameter des Modells werden mit diesen Parametern in Gasturb am Konstruktionspunkt mit H=0 m, Ma=0, Wf=0,79334 kg/s verglichen.
| Parameter | modell | Gasturb 13 | Fehler(%) |
| 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 |
Tabelle 3. Vergleich des Off-Design-Punktes der einzelnen Umgehungsstraße. Mehrere wichtige Leistungsparameter werden am Off-Design-Punkt mit H=0 m, Ma=0, Wf=0,91032 kg/s verglichen.
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Discussion
Basierend auf einer grafischen Simulationsumgebung kann ein VCE-Modell auf Komponentenebene schnell durch modulare hierarchische Architektur und objektorientierte Modellierungstechnologie erstellt werden. Es bietet eine freundliche Schnittstelle für Benutzer und es ist bequem, das Modell19zu analysieren und zu entwerfen.
Die Hauptbeschränkung dieser Methode ist die Ausführungseffizienz des Modells. Da das Modell in Skriptsprache geschrieben ist, muss das Modell bei jeder Laufzeit neu kompiliert werden. Somit ist die Ausführungseffizienz nicht so gut wie die Systemsprache. Angesichts dieser Einschränkung ist der nächste wichtige Forschungspunkt, wie die Ausführungseffizienz des Modells verbessert werden kann. Eine weitere Einschränkung besteht darin, dass der Anfangswert der N-R-Iteration im Modell streng berücksichtigt werden sollte, da die N-R-Iteration nur in einem kleinen Bereich von Abweichungen konvergent ist.
Ein wichtiger Schritt im Protokoll ist, wie die Komponentenzuordnungen genau abgehört und der entsprechende Algorithmus zum Interpolieren verwendet werden kann. Ob in Gasturb oder einem anderen vorhandenen Engine-Testdaten, genaue Komponentenzuordnungen sind hilfreich, um das Modell genauer zu erstellen.
In der grafischen objektorientierten Modellierung von Aeroengine, ob es sich um das gesamte Motormodellobjekt, das Komponentenmodellobjekt oder das Parametermodellobjekt jeder Komponente handelt, wird es als unabhängiges und kapselbares Modul erstellt. Die Verbindung zwischen allen Komponentenmodulen bildet den Hauptteil des Modellrahmens. Der interne Modellentwurf der einzelnen Komponentenmodule dient der Allgemeinheit und hebt die Merkmale der einfachen Modifikation und Visualisierung des Komponentenmodells hervor. Die in diesem Papier vorgestellte Methode kann nicht nur fürVCE, sondern auch für andere Gasturbinen 23 verwendet werden.
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Disclosures
Wir haben nichts zu verraten.
Acknowledgments
Diese Forschung wurde aus den Fundamental Research Funds for the Central Universities, Grant Number [Nr. NS2018017].
Materials
| Name | Company | Catalog Number | Comments |
| Gasturb | GasTurb GmbH | Gasturb 13 | |
| MATLAB | MathWorks | R2017b | |
| TMATS | NASA | 1.2.0 |
References
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