שיטה מהירה למידול מנוע מחזור משתנה

Engineering

Your institution must subscribe to JoVE's Engineering section to access this content.

Fill out the form below to receive a free trial or learn more about access:

 

Summary

כאן, אנו מציגים פרוטוקול לבניית מודל מתמטי ברמת רכיב עבור מנוע מחזור משתנה.

Cite this Article

Copy Citation | Download Citations

Yu, B., Miao, R., Shu, W. A Rapid Method for Modeling a Variable Cycle Engine. J. Vis. Exp. (150), e59151, doi:10.3791/59151 (2019).

Please note that all translations are automatically generated.

Click here for the english version. For other languages click here.

Abstract

מנועי מחזור המשתנים (VCE) המשלבים את היתרונות של מנועי טורבו סילון ומנועים, נחשבים באופן נרחב למנועים הדור הבא של המטוס. עם זאת, פיתוח VCE דורש עלויות גבוהות. לכן, חיוני לבנות מודל מתמטי בעת פיתוח מנוע מטוסים, אשר עשוי למנוע מספר רב של בדיקות אמיתיות להפחית את העלות באופן דרמטי. מידול הוא גם חיוני בפיתוח חוק השליטה. במאמר זה, בהתבסס על סביבת סימולציה גרפית, שיטה מהירה למידול מנוע מחזורי מעקפים כפול באמצעות טכנולוגיית מידול מונחה עצמים וארכיטקטורה הירארכית מודולרית מתוארת. ראשית, המודל המתמטי של כל רכיב נבנה בהתבסס על החישוב התרמודינמי. לאחר מכן, דגם מנוע הירארכי בנוי באמצעות השילוב של כל מודל מתמטי של רכיב ומודול ה-N-R solver. לבסוף, הסימולציות הסטטיות והדינמיות מתבצעות במודל ותוצאות ההדמיה מוכיחות את האפקטיביות של שיטת המידול. לדגם VCE שנבנה באמצעות שיטה זו יש את היתרונות של מבנה ברור והתבוננות בזמן אמת.

Introduction

מטוסים מודרניים דורשים להביא אתגרים גדולים למערכת ההנעה, אשר זקוק אינטליגנטי יותר, יעיל יותר או אפילו יותר מנועי מטוסים תכליתי1. בעתיד מערכות ההנעה הצבאית דורשים גם דחף גבוה יותר במהירות גבוהה וצריכת דלק מסוימת נמוכה יותר במהירות נמוכה1,2,3,4. כדי לענות על הדרישות הטכניות של משימות טיסה עתידיות, ג'נרל אלקטריק (GE) לשים קדימה את מנוע מחזור משתנה (VCE) המושג ב 19555. VCE הוא מנוע מטוסים שיכול לבצע מחזורי תרמודינמיים שונים על ידי שינוי גודל הגיאומטריה או המיקום של רכיבים מסוימים6. לוקהיד SR-71 "שחרור" מופעל על ידי J58 turboramjet VCE החזיק את שיא העולם המהיר אוויר נשימה מאוישת מטוסים מאז 19767. זה גם הוכיח יתרונות פוטנציאליים רבים של טיסה קולית. בעבר 50 שנים, ג ' נרל אלקטריק השתפרה והמציא מספר VCEs אחרים, כולל עקיפה כפולה VCES8, יחס לחץ מבוקרת מנוע9 ו מנוע מחזור אדפטיבית10. מחקרים אלה מעורבים לא רק את המבנה הכללי ואימות ביצועים, אלא גם את מערכת הבקרה של המנוע11. מחקרים אלה הוכיחו כי vce יכול לעבוד כמו היחס מעקף גבוה סילוןאומניפהמנוע בטיסה כטב כמו טורבו יחס מעקף נמוך, אפילו כמו טורבו סילון בטיסה קולית. לפיכך, ה-VCE יכול להגשים ביצועים התואמים בתנאי טיסה שונים.

בעת פיתוח VCE, כמות גדולה של עבודות אימות הכרחי יבוצע. זה עשוי לעלות כמות גדולה של זמן והחוצה אם כל העבודות האלה מבוצעות באופן פיזי12. טכנולוגיית הדמיה של המחשב, אשר כבר אומצה בפיתוח מנוע חדש, לא יכול רק להפחית את העלות באופן משמעותי, אלא גם למנוע את הסיכונים הפוטנציאליים13,14. בהתבסס על טכנולוגיית הדמיה של המחשב, מחזור הפיתוח של מנוע יהיה מופחת כמעט לחצי, ואת מספר הציוד הנדרש יופחת באופן דרמטי15. מצד שני, סימולציה גם ממלאת תפקיד חשוב בניתוח התנהגות המנוע ושליטה בפיתוח החוק. להדמיית עיצוב סטטי ביצועים מחוץ לעיצוב של מנועי, תוכנית בשם GENENG16 פותחה על ידי מרכז המחקר של נאס א לואיס ב 1972. ואז מרכז המחקר פיתח dyngen17 נגזר geneng, ו dyngen יכול לדמות את הביצועים חולף של טורבו סילון ואת מנועי סילוןאומניפהמנוע. ב 1989, נאס א לשים את הפרויקט, שנקרא סימולציה מערכת ההנעה נומרית (NPSS), והוא עודד חוקרים לבנות תוכנית סימולציה של מנוע מודולרי וגמיש דרך השימוש בתכנות מונחה עצמים. ב1993, פיתח ג'ון ריד את מערכת הסימולציה של מנוע Turbofan (שטס) בהתבסס על פלטפורמת מערכת הדמיית יישומים (AVS) באמצעות תכנות מונחה עצמים18.

בינתיים, מידול מהיר המבוסס על סביבת תכנות גרפית משמש בהדרגה סימולציה. ארגז הכלים לדוגמנות וניתוח מערכות תרמודינמיים (T-מחצלות) שפותחה על ידי נאס א מבוססת על פלטפורמת Matlab/Simulink. זהו מקור פתוח ומאפשר למשתמשים להתאים אישית ספריות רכיבים מוכללות. T-מחצלות מציעה ממשק ידידותי למשתמשים והוא נוח לנתח ולעצב את הדגם המובנה JT9D19.

במאמר זה, המודל הדינאמי של סוג VCE פותחה כאן באמצעות תוכנת Simulink. אובייקט המידול של פרוטוקול זה הוא VCE עוקף כפול. הפריסה הסכמטית מוצגת באיור 1. המנוע יכול לעבוד הן יחיד וכפול מצבי מעקף. כאשר שסתום בחירת המצב (MSV) פתוח, המנגנון מבצע טוב יותר בתנאים תת-קוליים עם יחס מעקף גדול יחסית. כאשר שסתום בחירת מצב סגור, VCE יש יחס מעקף קטן הסתגלות משימה קולית טובה יותר. לקבלת ביצועים נוספים של המנגנון, מודל VCE מעקף כפול נבנה בהתבסס על שיטת המידול ברמת הרכיב.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Protocol

1. הכנה לפני דוגמנות

  1. השג ביצועי נקודת עיצוב.
    1. . פתח את הגסטורב 13 בחר מנוע מחזור משתנה.
    2. לחץ על תרמודינמיקה בסיסית. בחר את עיצוב המחזור. פתח את מכתב הdemovarcyc. CVC.
    3. השג את ביצועי נקודת העיצוב של המנגנון. אלה מוצגים בצד ימין של החלון.
  2. השג מפות רכיבים.
    1. . פתח את הגסטורב 13 בחר מנוע מחזור משתנה.
    2. לחץ על מחוץ לעיצוב. בחר מפות רגילות. פתח את מכתב הdemovarcyc. CVC.
    3. לחץ על מחוץ לנקודת העיצוב. לאחר מכן בחר Lpc, IPC, HPC, hpt ו- LPT; לפיכך, כל מפות הרכיבים מתקבלים.

2. דגם כל מרכיב של vce20,21,22

  1. מודל רכיב בודד של VCE. קח את מדחס הלחץ הגבוה כדוגמה.
    1. . פתח את Matlab לחץ על Simulink. לחיצה כפולה על מודל ריק.
    2. לחצו על הספרייה והציבו פונקציה למודל.
    3. לחץ פעמיים על הפונקציה. לפי עקרון העבודה של המדחס, מתוארת המשוואה התרמודינמית של המדחס. לאחר מכן תאר את המשוואה באמצעות הפונקציה MATLAB.
    4. לאחר סיום הפונקציה MATLAB, להשיג את הקלט ואת הפלט של המדחס.
    5. השתמש במערכת משנה כדי להסוות את המודול. לאחר מכן לשנות את שמו עם "מדחס". עד כה, מודול תת-מערכת הנקרא "מדחס" נוצר.
  2. השתמש באותם שלבים כדי לקבל את מערכות השנה של כל הרכיבים כולל מפרץ, מאוורר, צינור אוורור, מונחה ליבה שלב מאוורר (CDFS), מערבל מעקף, מדחס, צורב, טורבינה בלחץ גבוה, טורבינת לחץ נמוך, מערבל, מבער אחר זרבובית.
    1. שילוב פלט של כל רכיב עם קלט של הרכיב הבא.

3. פתרון כל הדגם

  1. בנו משוואות דינמיות של שיתוף פעולה של מודל שלם.
    1. בנו משוואות דינמיות של עבודה משותפת. בנו את 6 המשוואות העצמאיות הבאות של שיתוף פעולה.
    2. קבע את משוואת איזון הזרימה ליציאה ולשקע הצורב:Equation 1
      W a3: לשקע מדחס בסעיף זרימת האוויר, Wf: זרימת דלק צורב, wg44: הלחץ הגבוה טורבינת גז זרם הגז.
    3. לקבוע את משוואת איזון הזרימה עבור כניסת ומשקע של טורבינה בלחץ נמוך:Equation 2
      W g44: בלחץ נמוך טורבינה בסעיף זרימת הגז, Wg5: הלחץ הנמוך טורבינה לשקע זרימת הגז.
    4. קבע את משוואת איזון הזרימה עבור כניסת החרירים והשקע:Equation 3
      W g7: זרם הצינור גז באוויר, Wg9: זרם צינור הגז זרימה.
    5. קבע את משוואת יתרת הלחץ הסטטי עבור כניסת מערבל אחורי:Equation 4
      P s163: לחץ סטטי של שקע מעקף החיצוני הראשי, Ps63: לחץ סטטי של שקע מעקף פנימי.
    6. קבע את משוואת איזון הזרימה של כניסת מאוורר ופורקן:Equation 5
      W 2: זרם האוויר מאוורר, wa21: זרם האוויר האווירי של ה-dfs, wa13: תת החיצוני מעקף זרימת אוויר
    7. קבע את משוואת יתרת הזרימה של השקע CDFS:Equation 6
      W a21: cdfs זרם אוויר, wa125: מעקף cdfs זרימת אוויר, wa25: מדחס זרימת אוויר.
    8. 6 המשוואות העצמאיות מהוות את המשוואות הבאות.
      Equation 7
  2. השתמש בפותר האיטראציות N-R ב-TMATS חצלות כדי לפתור את המשוואות שלעיל.
    1. לפני השימוש בsolver כדי לפתור את משוואות העבודה המשותף, הגדר את פותר האיטראציות N-R. בהתאם לתהליך הדוגמנות, בחר ב-6 ניחושים ראשוניים: מפת רכיב רומי קו מאוורר, cdfs, מדחס בלחץ גבוה, טורבינה בלחץ גבוה וטורבינה בלחץ נמוך β1, β2, β , 3, β4, β5. זרימה מעקף של תת-חיצוני

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Representative Results

כדי להוכיח את תוקפו של מודל הסימולציה, מספר פרמטרי ביצועים טיפוסיים שנבחרו בסימולציות סטטיות ודינמיות מושווים עם הנתונים ב-Gasturb.

בסימולציה סטטית, אנו משווים מספר פרמטרים של ביצועים מרכזיים של המודל עם פרמטרים אלה כדי לאמת את הדיוק של המודל הסטטי. טבלה 2 מציגה את התוצאה של ההשוואה בנקודת העיצוב עם H = 0 M, ma= 0, Wf= 0.79334 ק"ג/s תחת מצב הפעלה מעקפים כפול. על פי ההשוואה, השגיאה המקסימלית של פרמטרי ביצועים בין המודל לבין Gasturb הוא EPR (יחס לחץ מנוע), אשר הוא מתחת 2%. טבלה 3 מציגה את תוצאת ההשוואה בנקודת העיצוב מחוץ ל-H = 0 M, ma= 0, Wf= 0.91032 ק ג/s במצב הפעלה מעקפים יחיד. במצב זה, השגיאה המרבית כאן היא המהירות המסתובבת של פיר הלחץ הנמוך, שהוא מתחת ל -4% בלבד. פרמטרי הביצועים של שני המודלים כמעט זהים. לפיכך, שתי תוצאות ההשוואה מוכיחות שהמודל מדויק, והפרוטוקול יעיל בנקודת העיצוב.

בסימולציה דינמית, במטרה לאמת את נכונותם של מודל מצב המעבר, אנו מדומים שני תהליכים דינמיים טיפוסיים כולל האצת/האטה סימולציה והחלפת מצב סימולציה. האצת/האטה מעובדים במצב מעקפים כפול עם H = 0 m, Ma= 0. איור 2a מראה את הקלט של זרימת הדלק. איור 2b, איור 2B ואיור 2b להראות את התגובה של מהירות הסיבוב, זרימת האוויר והטמפרטורה לפני הטורבינה, כך המודל הוא מסוגל לבצע האצת/האטה הדמיה. סימולציה של מיתוג מצב מבוצעת ממצב עקיפה כפולה למצב מעקף יחיד עם H = 0 m, Ma= 0. כפי שמוצג באיור 3, מצב ההפעלה vce מוחלף ממצב עקיפה יחיד למצב מעקף כפול ב-5 s. כדי למנוע מהמנוע לחרוג מהמהירות המוגבלת במהלך תהליך המעבר, מוחלת בקרת לולאה בעלת משתנה יחיד על המהירות המסתובבת של פיר הלחץ הגבוה. איור 3b מראה כי המהירות המסתובבת של פיר בלחץ גבוה הוא כמעט ללא שינוי במהלך המעבר. באופן דומה, איור 3a, איור 3a, איור 3a ואיור 3a להראות את התגובה של זרימת הדלק, מהירות הסיבוב, זרימת אוויר וטמפרטורה לפני הטורבינה. במהלך ההדמיה הדו דינמית, המודל יכול לפעול כהלכה.

Figure 1
איור 1: דיאגרמת סכמטית של המבנה הכולל של מנוע מחזור משתנה.
VCE מכיל מאוורר, CDFS, מדחס, צורב, טורבינה, מערבל, מבער אחרי וזרבובית. המאוורר ו-CDFS מונעים על ידי הטורבינה בלחץ נמוך. המדחס מונע על ידי טורבינה בלחץ גבוה. המספרים באיור 1 מייצגים את החתך של המנוע. ההגדרה של כל אחד ממקטעי הצלב מוצגת בטבלה 1. אנא לחץ כאן כדי להציג גירסה גדולה יותר של איור זה.

Figure 2
. איור 2 האצת/האטה של הדמיית VCE.
איור זה מציג האצת האצה/האטה. הקלט של זרימת הדלק מוצג באיור 2a. התגובות של פרמטרי ביצועים עיקריים מוצגים כדלקמן. (ב) תגובת מהירות הלחץ הגבוה ומהירות הלחץ הנמוך. (ג) תגובת זרימת האוויר. (ד) התגובה של טמפרטורת מפרץ הטורבינה. אנא לחץ כאן כדי להציג גירסה גדולה יותר של איור זה.

Figure 3
. איור 3 הדמיית מצב מיתוג של VCE.
איור זה מציג את הדמיית מצב מיתוג. (א) תגובת ההזנה של זרימת הדלק. (ב) תגובת מהירות הלחץ הגבוה ומהירות הלחץ הנמוך. (ג) תגובת זרימת האוויר. (ד) התגובה של טמפרטורת מפרץ הטורבינה. אנא לחץ כאן כדי להציג גירסה גדולה יותר של איור זה.

מnumbe חתך רוחב גדרת
2 כניסת מניפה
3 מדחס לשקע
4 שקע במבער
מיכל 5 שקע בלחץ נמוך
6 כניסת מיקסר
7 שקע מבער אחורי
8 מחשבה של חרירים
9 יציאת חרירים

טבלה 1: הגדרת כל חתכי הרוחב. ההגדרות בין המקטעים של מנוע מחזור המשתנה שאומצו בפרוטוקול זה מוצגות בטבלה 1.

פרמטר ודל שלוש עשרה שגיאה (%)
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

. שולחן 2 השוואה בין נקודת העיצוב של המעקף הכפול. כמה פרמטרים ביצועי מפתח של מודל מושווים עם פרמטרים אלה ב Gasturb בנקודת העיצוב עם H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0.79334 ק"ג/s.

פרמטר ודל שלוש עשרה שגיאה (%)
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

. שולחן 3 השוואה בין נקודת העיצוב. של המעקף הבודד מספר פרמטרים של ביצועי מפתח מושווים בנקודת מחוץ לעיצוב עם H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0.91032 ק"ג/s.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Discussion

בהתבסס על סביבת סימולציה גרפית, ניתן לבנות מודל ברמת רכיב VCE במהירות באמצעות ארכיטקטורה הירארכית מודולרית וטכנולוגיית מידול מוכוונת אובייקטים. הוא מציע ממשק ידידותי למשתמשים והוא נוח לנתח ולעצב את המודל19.

המגבלה העיקרית של שיטה זו היא יעילות הביצוע של המודל. מכיוון שהמודל נכתב בשפת scripting, יש להדר מחדש את המודל בכל פעם שהוא פועל. לכן, יעילות ההוצאה להורג אינה טובה כמו שפת המערכת. לאור מגבלה זו, נקודת המחקר של המפתח הבא היא כיצד לשפר את יעילות הביצוע של המודל. מגבלה נוספת היא שהערך ההתחלתי של האיטראציה N-R ייחשב אך ורק במודל, מכיוון שאיטראציה N-R מתכנסת רק בטווח קטן של סטיות.

שלב קריטי בפרוטוקול הוא האופן שבו ניתן להשיג את מפות הרכיבים במדויק ולהשתמש באלגוריתם המתאים כדי לבצע אינטרפולציה. בין אם בגסטרוב או בנתוני מנוע קיימים אחרים, מפות רכיבים מדויקים מועילות לבניית מודל באופן מדויק יותר.

במידול מונחה עצמים גרפי של aeroengine, בין אם הוא אובייקט מודל כולו, אובייקט מודל הרכיב או אובייקט מודל הפרמטר של כל רכיב, הוא בנוי כמודול עצמאי ומencapsulable. החיבור בין כל מודולי הרכיבים מהווה את החלק העיקרי של מסגרת המודל. עיצוב המודל הפנימי של כל מודול הרכיבים הוא לצורך הכלליות, הדגשת התכונות של שינוי קל והדמיה של מודל הרכיב. השיטה המוצגת בנייר זה ניתן להשתמש לא רק VCE אלא גם עבור טורבינות גז אחרות23.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Disclosures

. אין לנו מה לגלות

Acknowledgments

מחקר זה מומן על ידי קרנות המחקר הבסיסי של האוניברסיטאות המרכזיות, מספר מענק [לא. NS2018017].

Materials

Name Company Catalog Number Comments
Gasturb GasTurb GmbH Gasturb 13
MATLAB MathWorks R2017b
TMATS NASA 1.2.0

DOWNLOAD MATERIALS LIST

References

  1. 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).
  2. Junchao, Z., Min, C., Hailong, T. Matching mechanism analysis on an adaptive cycle engine. Chinese Journal of Aeronautics. (2), 22 (2017).
  3. 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).
  4. Ruffles, P. C. Aero engines of the future. Aeronautical Journal. 107, (1072), 307-321 (2003).
  5. Johnson, J. Variable cycle engine developments at General Electric 1955-1995. Developments In High-Speed Vehicle Propulsion Systems. 105-158 (1995).
  6. 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).
  7. Variable-cycle engines for supersonic cruising aircraft. Willis, E., Welliver, A. The 12th Propulsion Conference in Palo Alto, CA, 759 (1976).
  8. Allan, R. General Electric Company variable cycle engine technology demonstrator programs. The 15th Joint Propulsion Conference in Las Vegas, NV, 1311 (1979).
  9. 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).
  10. US Patent. Johnson, J. E. 10/719,884 (2005).
  11. 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).
  12. 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).
  13. Loftin, L. K. Toward a second-generation supersonic transport. Journal of Aircraft. 11, (1), 3-9 (1974).
  14. Mavris, D. N., Pinon, O. J. Complex Systems Design & Management. Springer. 1-25 (2012).
  15. 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).
  16. 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).
  17. 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).
  18. Development of an interactive graphical propulsion system simulator. The 30th Joint Propulsion Conference and Exhibit in Indianapolis, IN. Reed, J., Afjeh, A. (1994).
  19. 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).
  20. 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).
  21. 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).
  22. 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).
  23. 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).

Comments

0 Comments


    Post a Question / Comment / Request

    You must be signed in to post a comment. Please or create an account.

    Usage Statistics