Summary
Здесь мы представляем протокол для создания математической модели уровня компонента для движка переменного цикла.
Abstract
Двигатели переменного цикла (VCE), сочетающие в себе преимущества турбовентиляторных и турбореактивных двигателей, широко считаются авиационными двигателями нового поколения. Однако разработка VCE требует больших затрат. Таким образом, при разработке авиационного двигателя необходимо построить математическую модель, которая позволит избежать большого количества реальных испытаний и резко снизить затраты. Моделирование также имеет решающее значение для разработки законодательства в области контроля. В этой статье, основанной на графической среде моделирования, описан быстрый метод моделирования двигателя переменного цикла с двойным обходом с использованием объектно-ориентированной технологии моделирования и модульной иерархической архитектуры. Во-первых, математическая модель каждого компонента построена на основе термодинамического расчета. Затем иерархическая модель двигателя строится с помощью комбинации каждого компонента математической модели и модуля n-R solver. Наконец, в модели проводится статическое и динамическое моделирование, и результаты моделирования доказывают эффективность метода моделирования. Модель VCE, построенная с помощью этого метода, имеет преимущества четкой структуры и наблюдения в реальном времени.
Introduction
Современные требования к самолетам приносят большие проблемы в двигательную систему,которые нуждаются в более интеллектуальных, более эффективных или даже более универсальных авиационных двигателях 1. Будущие военные двигательные установки также требуют как более высокойтяги на высокой скорости, так и снижения специфического расхода топлива при низкой скорости 1,2,3,4. Для того, чтобы удовлетворить технические требования будущих полетов, General Electric (GE) выдвинул двигатель переменного цикла (VCE) концепции в 19555. VCE - это авиационный двигатель, который может выполнять различные термодинамическиециклы, изменяя размер геометрии или положение некоторых компонентов 6. Lockheed SR-71 "Blackbird" питание от J58 турборематный VCE провел мировой рекорд для самых быстрых воздуходышащих пилотируемых самолетов с 1976 года7. Он также доказал многие потенциальные преимущества сверхзвукового полета. За последние 50 лет GE улучшила и изобрела несколько других VCE, в том числе двойное объезд нос vcE8,двигатель с контролируемым давлением9 и адаптивный цикл двигателя10. Эти исследования включали в себя не только общую структуру и проверку производительности, но и систему управления двигателем11. Эти исследования доказали, что VCE может работать как высокое соотношение шунтирования турбовентилятора на дозвуковом полете и как низкое соотношение объездных турбовентилятор, даже как турбореактивный на сверхзвуковом полете. Таким образом, VCE может реализовать соответствие производительности в различных условиях полета.
При разработке VCE будет проведен большой объем необходимых проверочных работ. Это может стоить большое количество времени и затрат, если все эти работы выполняются физически12. Технология компьютерного моделирования, которая уже была принята в разработке нового двигателя, может не только значительно снизить стоимость, но и избежать потенциальных рисков13,14. На основе технологии компьютерного моделирования цикл разработки двигателя будет сокращен почти вдвое, а количество необходимого оборудования будет значительно сокращено на15. С другой стороны, моделирование также играет важную роль в анализе поведения двигателя и разработке закона контроля. Для моделирования статического дизайна и вне конструкции производительности двигателей, программа под названием GENENG16 была разработана НАСА Льюис исследовательский центр в 1972 году. Затем исследовательский центр разработал DYNGEN17, полученный из GENENG, и DYNGEN мог имитировать преходящую производительность турбореактивных и турбовентиляторных двигателей. В 1989 году НАСА выдвинуло проект под названием «Моделирование цифровой двигательной системы» (NPSS), и призвало исследователей построить модульную и гибкую программу моделирования двигателей с помощью объектно-ориентированного программирования. В 1993 году Джон А. Рид разработал систему моделирования двигателей Turbofan (TESS) на основе платформы системы визуализации приложений (AVS) на основе объектно-ориентированного программирования18.
Между тем, быстрое моделирование на основе графического программирования среды используется постепенно в моделировании. Пакет Toolbox для моделирования и анализа термодинамических систем (T-MATS), разработанный НАСА, основан на платформе Matlab/Simulink. Он является открытым исходным кодом и позволяет пользователям настраивать встроенные библиотеки компонентов. T-MATS предлагает дружественный интерфейс для пользователей, и это удобно для анализа и разработки встроенной модели JT9D19.
В этой статье динамическая модель типа VCE была разработана здесь с использованием программного обеспечения Simulink. Объект моделирования этого протокола представляет собой двойной обход VCE. Его схематическая компоновка показана на рисунке 1. Двигатель может работать как в одиночном, так и в двойном обходном режиме. Когда Mode Select Valve (MSV) открыт, двигатель лучше работает в дозвуковых условиях с относительно большим коэффициентом шунтирования. Когда клапан Mode Select valve закрыт, VCE имеет небольшое соотношение шунтирования и лучшую сверхзвуковую адаптивность миссии. Для дальнейшей количественной оценки производительности двигателя модель двойного обхода VCE построена на основе метода моделирования на уровне компонентов.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Protocol
1. Подготовка перед моделированием
- Получите производительность точки проектирования.
- Открытый Gasturb 13. Выберите переменный цикл двигателя.
- Нажмите на основные термодинамики. Выберите дизайн цикла. Открыть DemoVarCyc.CVC.
- Получите характеристику точки проектирования двигателя. Они показаны на правой стороне окна.
- Получение карт компонентов.
- Открытый Gasturb 13. Выберите переменный цикл двигателя.
- Нажмите на Off Дизайн. Выберите стандартные карты. Открыть DemoVarCyc.CVC.
- Нажмите на Off Design Point. Затем выберите LPC, IPC, HPC, HPT и LPT; таким образом, все компоненты карты получены.
2. Модель каждого компонента VCE20,21,22
- Модель одного компонента VCE. Возьмем в качестве примера компрессор высокого давления.
- Открыть Matlab. Нажмите на Simulink. Дважды нажмите на пустую модель.
- Нажмите на библиотекуи разместите функцию в модели.
- Дважды нажмите на функцию. По принципу работы компрессора описано термодинамическое уравнение компрессора. Затем опишите уравнение с функцией MATLAB.
- После завершения функции MATLAB,получить вход и выход компрессора.
- Используйте подсистему для маскировки модуля. Затем переименуем его в "компрессор". На сегодняшний день создан подсистемный модуль под названием "компрессор".
- Используйте те же шаги, чтобы получить подсистемы всех компонентов, включая входе, вентилятор, проток, ядро приводом вентилятора этапе (CDFS), шунт смеситель, компрессор, горелка, турбина высокого давления, турбины низкого давления, смеситель, afterburner и сопло.
- Объедините выход каждого компонента с вводом следующего компонента.
3. Решение всей модели
- Постройте динамические коворкинг-уравнения целой модели.
- Постройте динамические коворкинг-уравнения. Постройте следующие 6 независимых коворкинговых уравнений.
- Определите уравнение баланса потока для выхода и выхода горелки:
W 3: компрессор розетки секции воздушного потока, WF: поток топлива горелки, Wg44: поток газа турбины высокого давления впускной. - Определите уравнение баланса потока для впускной и выходной турбины низкого давления:
W g44: низкое давление турбины входном разделе газпотока, Wg5: низкое давление турбины выходного газа потока. - Определите уравнение баланса потока для впуска и выхода сопла:
W g7: сопло впускной поток газа, Wg9: сопло выходного газа потока. - Определите уравнение баланса статического давления для впуска заднего миксера:
P s163: статическое давление основной внешней розетки, Ps63: статическое давление внутренней объездной розетки. - Определите уравнение баланса потока ведомых и розетки:
W a2: веер впускной воздушный поток, W21: CDFS впускной воздушный поток, Wa 13: sub-outer bypass впускной воздухопоток - Определите уравнение баланса потока розетки CDFS:
W 21: CDFS впускной воздушный поток, W125: CDFS объездной воздуха воздуха, W25: компрессор впускной воздушный поток. - Вышеупомянутые 6 независимых уравнений представляют собой следующие уравнения.
- Используйте итерацию N-R в TMATS для решения вышеуказанных уравнений.
- Перед использованием растворитель для решения коворкинг уравнений, установите N-R итерации растворитель. В соответствии с процессом моделирования, выберите следующие 6 первоначальных догадок: компонент карты вспомогательных линии вентилятора, CDFS, компрессор высокого давления, турбина высокого давления и турбина низкого давления No1, No2, 3, No4, No5, суб-внешний обход входиного потока.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Representative Results
Для того, чтобы доказать достоверность модели моделирования, несколько типичных параметров производительности, выбранных в статических и динамических моделированиясравниваются с данными в Gasturb.
В статическом модели мы сравниваем несколько ключевых параметров производительности модели с этими параметрами в Gasturb для проверки точности статической модели. В таблице 2 показан результат сравнения в точке проектирования с H'0 m, Ma0, Wf0,79334 кг/с в режиме двойного обхода. Согласно сравнению, максимальная погрешность параметров производительности между моделью и Gasturb является EPR (коэффициент давления двигателя), который ниже 2%. В таблице 3 показан результат сравнения в точке вне дизайна с H'0 m, Ma0, Wf0,91032 кг/с в режиме одного обхода. При этом условии максимальной погрешностью здесь является скорость вращения вала низкого давления, которая чуть ниже 4%. Параметры производительности обеих моделей практически одинаковы. Таким образом, два результата сравнения доказывают, что модель является точной, и протокол эффективен в точке проектирования.
В динамическом моделировании с целью проверки правильности модели состояния перехода мы смоделировали два типичных динамических процесса, включая моделирование ускорения/замедления и моделирование переключения. Моделирование ускорения/замедления обрабатывается в режиме двойного обхода с H'0 м, Ma0. На рисунке 2а показан вход топливный поток. Рисунок 2b, Рисунок 2c и Рисунок 2d показывают реакцию скорости вращения, потока воздуха и температуры перед турбиной, так что модель способна выполнять моделирование ускорения/замедления. Моделирование переключения режима осуществляется из режима двойного обхода в режим единого обхода с H'0 м, Ma0. Как показано на рисунке 3, режим работы VCE переключается с режима единственного обхода в режим двойного обхода на 5 с. Для того, чтобы двигатель не превышал ограниченную скорость во время процесса переключения, одновариантный замкнутый цикл управления применяется к скорости вращения вала высокого давления. Рисунок 3b показывает, что скорость вращения вала высокого давления практически не меняется при переключении. Аналогичным образом, рисунок 3a, Рисунок 3b, Рисунок 3c и Рисунок 3d показывают реакцию потока топлива, скорость вращения, поток воздуха и температуру перед турбиной. Во время двухдинамического моделирования модель может работать правильно.
Рисунок 1: Схематическая диаграмма общей структуры двигателя переменного цикла.
VCE содержит вентилятор, CDFS, компрессор, горелку, турбину, смеситель, afterburner и сопло. Вентилятор и CDFS управляются турбиной низкого давления. Компрессор приводится в движение турбиной высокого давления. Цифры на рисунке 1 представляют собой поперечное сечение двигателя. Определение каждой поперечной секции показано в таблице 1. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.
Рисунок 2. Моделирование ускорения/замедления VCE.
Эта цифра представляет собой моделирование ускорения/замедления. Вход потока топлива показан на рисунке 2a. Ответы основных параметров производительности показаны ниже. b) реакция скорости высокого давления и скорости низкого давления. c) реакция воздушного потока. d) реакция температуры вхда турбины. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.
Рисунок 3. Моделирование переключения режима VCE.
На этой цифре представлено моделирование переключения режима. a) реакция на ввод топливных потоков. b) реакция скорости высокого давления и скорости низкого давления. c) реакция воздушного потока. d) реакция температуры вхда турбины. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы просмотреть большую версию этой цифры.
| Нумбе сечения | Определение |
| 2 | Вентилятор впускной |
| 3 | Компрессорная розетка |
| 4 | Выход горелки |
| 5 | Выход турбины низкого давления |
| 6 | Миксер впускной |
| 7 | Afterburner розетки |
| 8 | Сопло мысли |
| 9 | Розетка сопла |
Таблица 1: Определение всех поперечных сечений. Определения поперечного сечения двигателя переменного цикла, принятые в этом протоколе, показаны в таблице 1.
| Параметр | Модели | Гастурб 13 | Ошибка (%) |
| 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 |
Таблица 2. Сравнение точки проектирования двойного обхода. Несколько ключевых параметров производительности модели сравниваются с теми параметрами в Gasturb в точке проектирования с H'0 м, Ma0, Wf0,79334 кг/с.
| Параметр | Модели | Гастурб 13 | Ошибка (%) |
| 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 |
Таблица 3. Сравнение внепроектной точки единственного обхода. Несколько ключевых параметров производительности сравниваются в точке вне дизайна с H'0 м, Ma0, Wf0,91032 кг/с.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Discussion
На основе графической среды моделирования модель уровня VCE может быть быстро построена с помощью модульной иерархической архитектуры и объектно-ориентированной технологии моделирования. Он предлагает дружественный интерфейс для пользователей, и это удобно для анализа и разработки модели19.
Основным ограничением этого метода является эффективность выполнения модели. Поскольку модель написана на языке сценариев, модель должна быть перекомпилирована каждый раз, когда она выполняется. Таким образом, эффективность выполнения не так хороша, как системный язык. Ввиду этого ограничения следующим ключевым моментом исследования является повышение эффективности исполнения модели. Другим ограничением является то, что начальное значение итерации N-R следует рассматривать строго в модели, поскольку итерация N-R сближается лишь в небольшом диапазоне отклонений.
Важным шагом в протоколе является то, как получить компонент карты точно и использовать соответствующий алгоритм для интерполирования. Будь то в Gasturb или других существующих данных испытания двигателя, точные карты компонентов полезны для построения модели более точно.
В графическом объектно-ориентированном моделировании аэродвигателя, будь то весь объект модели двигателя, объект модели компонента или объект параметр-модели каждого компонента, он построен как независимый и encapsulsulable модуль. Соединение между всеми компонентными модулями составляет основную часть платформы модели. Внутренняя модель дизайна каждого компонентного модуля предназначена для общности, подчеркивая особенности легкой модификации и визуализации модели компонента. Метод, представленный в данной работе, может быть использован не только для VCE, но и для других газовых турбин23.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Disclosures
Нам нечего раскрывать.
Acknowledgments
Это исследование было профинансировано фундаментальными исследовательскими фондами для центральных университетов, номер гранта .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).
