Summary
Aqui, apresentamos um protocolo para construir um modelo matemático de nível de componente para um motor de ciclo variável.
Abstract
Os motores de ciclo variável (VCE) que combinam as vantagens dos motores turbofan e turbojato, são amplamente considerados como os motores de aeronaves de próxima geração. No entanto, o desenvolvimento do VCE requer custos elevados. Assim, é essencial construir um modelo matemático ao desenvolver um motor de aeronaves, o que pode evitar um grande número de testes reais e reduzir o custo dramaticamente. A modelagem também é crucial no desenvolvimento da lei de controle. Neste artigo, com base em um ambiente de simulação gráfica, um método rápido para modelar um mecanismo de ciclo variável de bypass duplo usando tecnologia de modelagem orientada a objeto e arquitetura hierárquica modular é descrito. Em primeiro lugar, o modelo matemático de cada componente é construído com base no cálculo termodinâmico. Em seguida, um modelo de mecanismo hierárquico é criado por meio da combinação de cada modelo matemático de componente e do módulo Solver N-R. Finalmente, as simulações estáticas e dinâmicas são realizadas no modelo e os resultados da simulação comprovam a efetividade do método de modelagem. O modelo VCE construído através deste método tem as vantagens de uma estrutura clara e observação em tempo real.
Introduction
As demandas modernas dos aviões trazem grandes desafios ao sistema de propulsão, que precisam uns motores de aviões mais inteligentes, mais eficientes ou mesmo mais versáteis1. Futuros sistemas de propulsão militar também exigem tanto maior impulso em alta velocidade e menor consumo de combustível específico em baixa velocidade1,2,3,4. A fim cumprir as exigências técnicas de missões futuras do vôo, General Electric (GE) apresentou o conceito variável do motor do ciclo (VCE) em 19555. A VCE é um motor de aeronaves que pode executar diferentes ciclos termodinâmicas, alterando o tamanho da geometria ou a posição de alguns componentes6. O Lockheed SR-71 "Blackbird" alimentado por um J58 turboramjet VCE realizou o recorde mundial para o mais rápido ar-respiração aviões tripulados desde 19767. Ele também provou muitas vantagens potenciais de vôo supersónico. Nos últimos 50 anos, a GE melhorou e inventou vários outros VCEs, incluindo um duplo bypass VCE8, um motor de relação de pressão controlada9 e um motor de ciclo adaptativo10. Estes estudos envolveram não só a estrutura geral e verificação de desempenho, mas também o sistema de controle do motor11. Estes estudos provaram que o VCE pode trabalhar como um turbofan elevado da relação do desvio no vôo SubSonic e como um turbofan baixo da relação do desvio, mesmo como um turbojato no vôo supersônico. Assim, o VCE pode realizar a harmonização do desempenho condições de vôo diferentes.
Ao desenvolver um VCE, uma grande quantidade de trabalhos de verificação necessários será realizada. Pode custar uma grande quantidade de tempo e esforço se todos estes trabalhos são executados em uma maneira física12. Tecnologia de simulação de computador, que já foi adotada no desenvolvimento de um novo motor, não só pode reduzir o custo muito, mas também evitar os riscos potenciais13,14. Baseado na tecnologia da simulação do computador, o ciclo do desenvolvimento de um motor será reduzido a quase a metade, e o número de equipamento exigido será reduzido dramàtica15. Por outro lado, a simulação também desempenha um papel importante na análise do comportamento do motor e do desenvolvimento da lei de controle. Para simular o design estático e o desempenho fora do design dos motores, um programa chamado GENENG16 foi desenvolvido pela NASA Lewis Research Center em 1972. Em seguida, o centro de pesquisa desenvolveu DYNGEN17 derivado de geneng, e dyngen poderia simular o desempenho transitório de um turbojato e os motores turbofan. Em 1989, a NASA apresentou um projeto, denominado simulação numérica do sistema de propulsão (NPSS), e incentivou os pesquisadores a construírem um programa de simulação de motor modular e flexível através do uso de programação orientada a objetos. Em 1993, John A. Reed desenvolveu o sistema de simulação de motor de turbofan (TESS) baseado na plataforma do sistema de visualização de aplicativos (AVS) através da programação orientada a objetos18.
Enquanto isso, a modelagem rápida baseada no ambiente de programação gráfica está sendo usada gradualmente na simulação. O pacote de ferramentas para modelagem e análise de sistemas termodinâmico (T-MATS) desenvolvido pela NASA é baseado na plataforma Matlab/Simulink. Ele é de código aberto e permite que os usuários personalizem bibliotecas de componentes internas. T-MATS oferece uma interface amigável para os usuários e é conveniente para analisar e projetar o built-in JT9D modelo19.
Neste artigo, o modelo dinâmico de um tipo de VCE foi desenvolvido aqui usando o software Simulink. O objeto de modelagem deste protocolo é um duplo desvio VCE. Seu layout esquemático é mostrado na Figura 1. O motor pode trabalhar em ambos os modos de bypass simples e duplo. Quando a válvula de seleção de modo (MSV) está aberta, o motor funciona melhor em condições subsónicas com uma relação de bypass relativamente grande. Quando a válvula de seleção de modo está fechada, o VCE tem uma pequena relação de bypass e uma melhor adaptabilidade da missão supersónica. Para quantificar ainda mais o desempenho do motor, um modelo VCE de bypass duplo é construído com base no método de modelagem de nível de componente.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Protocol
1. preparação antes da modelagem
- Obtenha o desempenho do ponto de design.
- Abra o Gasturb 13. Selecione motor de ciclo variável.
- Clique em termodinâmica básica. Selecione design de ciclo. Abra Demovarcyc. CVC.
- Obtenha o desempenho do ponto de design do motor. Estes são mostrados no lado direito da janela.
- Obtenha mapas de componentes.
- Abra o Gasturb 13. Selecione motor de ciclo variável.
- Clique em off Design. Selecione mapas padrão. Abra Demovarcyc. CVC.
- Clique em off Design Point. Em seguida, selecione LPC, IPC, HPC, HPT e LPT; assim, todos os mapas de componentes são obtidos.
2. modelar cada componente do VCE20,21,22
- Modelar um único componente de um VCE. Tome o compressor de alta pressão como um exemplo.
- Abra o MATLAB. Clique em Simulink. Dê um duplo clique no modelo em branco.
- Clique na bibliotecae coloque a função no modelo.
- Clique duas vezes em função. De acordo com o princípio de funcionamento do compressor, a equação termodinâmico do compressor é descrita. Em seguida, descreva a equação com a função MATLAB.
- Depois de terminar a função MATLAB, obter a entrada e saída do compressor.
- Use o subsistema para mascarar o módulo. Em seguida, renomeá-lo com "compressor". Até agora, um módulo de subsistema chamado "compressor" é estabelecido.
- Use as mesmas etapas para começ os subsistemas de todos os componentes que incluem a entrada, ventilador, duto, estágio conduzido núcleo do ventilador (CDFS), misturador do desvio, compressor, queimador, turbina de alta pressão, turbina de baixa pressão, misturador, afterburner e bocal.
- Combine a saída de cada componente com a entrada do próximo componente.
3. solução de todo o modelo
- Construa equações de Coworking dinâmicas do modelo inteiro.
- Construa equações de Coworking dinâmicas. Construa as seguintes 6 equações de Coworking independentes.
- Determine a equação de equilíbrio de fluxo para entrada e saída do queimador:
W a3: fluxo de ar da seção da tomada do compressor, wf: fluxo de combustível do queimador, wg44: fluxo de gás de alta pressão da entrada da turbina. - Determine a equação de equilíbrio de fluxo para entrada e saída de turbina de baixa pressão:
W g44: fluxo de gás de seção de entrada de turbina de baixa pressão, Wg5: fluxo de gás de saída de turbina de baixa pressão. - Determine a equação de equilíbrio de fluxo para entrada e saída do bico:
W g7: fluxo do gás da entrada do bocal, Wg9: fluxo do gás da tomada do bocal. - Determine a equação estática do contrapeso da pressão para a entrada do misturador traseiro:
P s163: pressão estática da saída exterior principal do desvio, Ps63: pressão de estática da tomada interna do desvio. - Determine a equação do balanço do fluxo da entrada e da tomada do ventilador:
W a2: fluxo de ar da entrada do ventilador, wa21: fluxo de ar da entrada de CDFS, wa13: fluxo de ar secundário-exterior da entrada do desvio - Determine a equação do balanço de fluxo da tomada CDFS:
W a21: fluxo de ar da entrada de CDFS, wa125: fluxo de ar da entrada do desvio de CDFS, wa25: fluxo de ar da entrada do compressor. - As equações independentes acima de 6 constituem as seguintes equações.
- Use o Solver de iteração N-R em tmats para resolver as equações acima.
- Antes de usar o solucionador para resolver as equações de cooperação, defina o Solver de iteração de N-R. De acordo com o processo de modelagem, selecione as seguintes 6 palpites iniciais: linha de componentes auxiliares de mapa de ventilador, CDFS, compressor de alta pressão, turbina de alta pressão e turbina de baixa pressão β1, β2, β 3, β4, β5, fluxo de entrada secundário-exterior do desvio.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Representative Results
A fim de comprovar a validade do modelo de simulação, vários parâmetros típicos de desempenho selecionados em simulações estáticas e dinâmicas são comparados com os dados em Gasturb.
Em uma simulação estática, comparamos vários parâmetros-chave de desempenho do modelo com esses parâmetros em Gasturb para verificar a precisão do modelo estático. A tabela 2 mostra o resultado da comparação no ponto de experimento com H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s em um modo de operação de bypass duplo. De acordo com a comparação, o erro máximo de parâmetros de desempenho entre o modelo e Gasturb é o EPR (relação de pressão do motor), que está abaixo de 2%. A tabela 3 mostra o resultado da comparação no ponto de design off com H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s em um único modo de operação de bypass. esta circunstância, o erro máximo aqui é a velocidade de rotação do eixo de baixa pressão, que é apenas abaixo de 4%. Os parâmetros de desempenho de ambos os modelos são quase os mesmos. Assim, os dois resultados da comparação provam que o modelo é exato, e o protocolo é eficaz no ponto do projeto.
Em uma simulação dinâmica, com o objetivo de verificar a exatidão do modelo de estado de transição, simulamos dois processos dinâmicos típicos, incluindo simulação de aceleração/desaceleração e simulação de comutação de modo. A simulação de aceleração/desaceleração é processada um modo de bypass duplo com H = 0 m, Ma= 0. A Figura 2a mostra a entrada do fluxo de combustível. Figura 2b, Figura 2C e Figura 2D mostram a resposta da velocidade de rotação, fluxo de ar e temperatura antes da turbina, de modo que o modelo é capaz de executar a simulação de aceleração/desaceleração. Uma simulação de comutação de modo é realizada a partir do modo de bypass duplo para o modo de bypass único com H = 0 m, Ma= 0. Como mostrado na Figura 3, o modo de operação VCE é comutado do modo de bypass único para o modo de bypass duplo a 5 s. Para evitar que o motor exceda a velocidade limitada durante o processo de comutação, um controle de circuito fechado de uma única variável é aplicado à velocidade de rotação do eixo de alta pressão. A Figura 3B mostra que a velocidade de rotação do eixo de alta pressão é quase inalterada durante a comutação. Da mesma forma, Figura 3a, figura 3B, figura 3C e Figura 3D mostram a resposta do fluxo de combustível, velocidade de rotação, fluxo de ar e temperatura antes da turbina. Durante a simulação de duas dinâmicas, o modelo pode ser executado corretamente.
Figura 1: diagrama esquemático da estrutura geral do motor de ciclo variável.
Um VCE contem um ventilador, um CDFS, um compressor, um queimador, uma turbina, um misturador, um afterburner e um bocal. O ventilador e o CDFS são conduzidos pela turbina de baixa pressão. O compressor é conduzido pela turbina de alta pressão. Os números na Figura 1 representam a seção transversal do mecanismo. A definição de cada seção transversal é mostrada na tabela 1. Por favor clique aqui para ver uma versão maior desta figura.
Figura 2. Simulação de aceleração/desaceleração da VCE.
Esta figura apresenta simulação de aceleração/desaceleração. A entrada de fluxo de combustível é mostrada na Figura 2a. As respostas dos principais parâmetros de desempenho são mostradas abaixo. (b) a resposta da velocidade de alta pressão e a velocidade de baixa pressão. (c) a resposta do fluxo de ar. d) a resposta da temperatura de entrada da turbina. Por favor clique aqui para ver uma versão maior desta figura.
Figura 3. Simulação de comutação de modo do VCE.
Esta figura apresenta a simulação de comutação de modo. a ) a resposta da entrada de fluxo de combustível. (b) a resposta da velocidade de alta pressão e a velocidade de baixa pressão. (c) a resposta do fluxo de ar. d) a resposta da temperatura de entrada da turbina. Por favor clique aqui para ver uma versão maior desta figura.
| Numbe da seção transversal | Definição |
| 2 | Entrada do ventilador |
| 3 | Saída do compressor |
| 4 | Tomada do queimador |
| 5 | Saída de turbina de baixa pressão |
| 6 | Entrada do misturador |
| 7 | Tomada do afterburner |
| 8 | Bico pensado |
| 9 | Bocal de saída |
Tabela 1: definição de todas as secções transversais. As definições de seção transversal do motor de ciclo variável adotadas neste protocolo são mostradas na tabela 1.
| Parâmetro | Modelo | Gasturb 13 | Erro (%) |
| 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 |
Tabela 2. Comparação do ponto de design do bypass duplo. Vários parâmetros-chave de desempenho do modelo são comparados com os parâmetros em Gasturb no ponto de design com H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s.
| Parâmetro | Modelo | Gasturb 13 | Erro (%) |
| 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 |
Tabela 3. Comparação do ponto de fora do design do bypass único. Vários parâmetros-chave de desempenho são comparados no ponto de off-Design com H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Discussion
Com base em um ambiente de simulação gráfica, um modelo de nível de componente do VCE pode ser construído rapidamente por meio da arquitetura hierárquica modular e da tecnologia de modelagem orientada a objetos. Ele oferece uma interface amigável para os usuários e é conveniente para analisar e projetar o modelo19.
A principal limitação desse método é a eficiência de execução do modelo. Como o modelo é escrito em linguagem de script, o modelo precisa ser recompilado toda vez que ele é executado. Assim, a eficiência de execução não é tão boa quanto a linguagem do sistema. Em vista dessa limitação, o próximo ponto de pesquisa-chave é como melhorar a eficiência de execução do modelo. Outra limitação é que o valor inicial da iteração de N-R deve ser considerado estritamente no modelo, porque a iteração de N-R é convergente somente em um pequeno intervalo de desvios.
Uma etapa crítica no protocolo é como obter os mapas de componente com precisão e usar o algoritmo apropriado para interpolar. Seja em Gasturb ou em outros dados de teste do motor existentes, os mapas de componentes precisos são úteis para construir o modelo com mais precisão.
Na modelagem orientada a objeto gráfico do aeroengine, seja o objeto de modelo de mecanismo inteiro, o objeto de modelo de componente ou o objeto de modelo de parâmetro de cada componente, ele é criado como um módulo independente e encapsulável. A conexão entre todos os módulos do componente constitui a parte principal da estrutura do modelo. O design do modelo interno de cada módulo componente é para fins de generalidade, destacando os recursos de fácil modificação e visualização do modelo de componente. O método apresentado neste trabalho pode ser utilizado não só para a VCE, mas também para outras turbinas a gás23.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Disclosures
Não temos nada a revelar.
Acknowledgments
Esta pesquisa foi financiada pelos fundos de pesquisa fundamentais para as universidades centrais, número de subvenção [não. 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).
