Een snelle methode voor het modelleren van een variabele cyclus motor

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

Hier presenteren we een protocol om een wiskundig model op componentniveau te bouwen voor een variabele-cyclus motor.

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

De variabele cyclus motoren (VCE) die de voordelen van turbofan-en turbojet-motoren combineren, worden algemeen beschouwd als de volgende generatie vliegtuigmotoren. Het ontwikkelen van VCE vereist echter hoge kosten. Het is dus essentieel om een wiskundig model te bouwen bij het ontwikkelen van een vliegtuigmotor, die een groot aantal echte tests kan voorkomen en de kosten drastisch verlaagt. Modellering is ook cruciaal in de ontwikkeling van het controlerecht. In dit artikel, op basis van een grafische simulatie-omgeving, een snelle methode voor het modelleren van een dubbele bypass variabele cyclus-engine met behulp van objectgeoriënteerde modellerings technologie en modulaire hiërarchische architectuur wordt beschreven. Ten eerste wordt het wiskundige model van elk onderdeel gebouwd op basis van de thermodynamische berekening. Vervolgens wordt een hiërarchisch motor model opgebouwd via de combinatie van elk wiskundig model en de N-R solver module. Ten slotte worden de statische en dynamische simulaties uitgevoerd in het model en de simulatieresultaten bewijzen de effectiviteit van de modelleringsmethode. Het VCE-model dat door deze methode wordt gebouwd, heeft de voordelen van een duidelijke structuur en real-time observatie.

Introduction

Moderne vliegtuig eisen bieden grote uitdagingen voor het voortstuwingssysteem, dat intelligentere, efficiëntere of nog veelzijdiger vliegtuigmotoren nodig heeft1. Toekomstige militaire voortstuwingssystemen vereisen ook een hogere stuwkracht bij hoge snelheid en een lager specifiek brandstofverbruik bij lage snelheid1,2,3,4. Om aan de technische vereisten van toekomstige vlucht missies te voldoen, heeft General Electric (GE) het concept van de variabele cyclus motor (VCE) in 19555naar voren gebracht. Een VCE is een vliegtuigmotor die verschillende thermodynamische cycli kan uitvoeren door het veranderen van de geometrie grootte of de positie van sommige componenten6. De Lockheed SR-71 "Blackbird" aangedreven door een J58 turboramjet VCE heeft het wereldrecord voor de snelste lucht-ademhaling bemande vliegtuigen gehouden sinds 19767. Het bleek ook veel potentiële voordelen van supersonische vlucht. In de afgelopen 50 jaar heeft GE verschillende andere VCEs verbeterd en uitgevonden, waaronder een dubbele bypass VCE8, een gecontroleerde druk ratio engine9 en een adaptieve cyclus motor10. Deze studies hadden niet alleen betrekking op de algemene structuur en prestatiecontrole, maar ook op het besturingssysteem van de motor11. Deze studies hebben bewezen dat de VCE kan werken als een hoge bypass ratio turbofan bij subsonische straal Flight en als een lage bypass ratio turbofan, zelfs als een turbojet op supersonische vlucht. Zo kan de VCE prestatie matching realiseren onder verschillende vluchtomstandigheden.

Bij het ontwikkelen van een VCE zal een grote hoeveelheid noodzakelijke verificatiewerkzaamheden worden uitgevoerd. Het kan een grote hoeveelheid tijd en uitgave kosten als al deze werken worden uitgevoerd op een fysieke manier12. Computer simulatie technologie, die al is goedgekeurd bij de ontwikkeling van een nieuwe motor, kan niet alleen de kosten aanzienlijk verminderen, maar ook de potentiële Risico's voorkomen13,14. Op basis van computersimulatie technologie, zal de ontwikkelingscyclus van een motor worden teruggebracht tot bijna de helft, en het aantal benodigde apparatuur zal drastisch worden verlaagd15. Aan de andere kant speelt simulatie ook een belangrijke rol bij de analyse van het motor gedrag en de ontwikkeling van het controlerecht. Voor het simuleren van het statische ontwerp en de off-design prestaties van motoren, werd een programma genaamd GENENG16 ontwikkeld door het NASA Lewis Research Center in 1972. Vervolgens ontwikkelde het onderzoekscentrum DYNGEN17 , afgeleid van geneng, en dyngen kon de voorbijgaande prestaties van een turbojet en de turbofan motoren simuleren. In 1989 zette NASA een project op, genaamd numerieke voortstuwingssysteem simulatie (NPSS), en het moedigde onderzoekers aan om een modulair en flexibel motor simulatieprogramma te bouwen door het gebruik van objectgeoriënteerd programmeren. In 1993 ontwikkelde John A. reed het turbofan engine Simulation System (TESS) op basis van het applicatie visualisatie systeem (AVS) platform via objectgeoriënteerd programmeren18.

Ondertussen wordt snelle modellering op basis van grafische programmeeromgeving geleidelijk in simulatie gebruikt. De Toolbox voor het modelleren en analyseren van thermodynamische systemen (T-MATS) pakket ontwikkeld door NASA is gebaseerd op Matlab/Simulink platform. Het is open source en stelt gebruikers in staat om ingebouwde component bibliotheken aan te passen. T-MATS biedt een gebruiksvriendelijke interface voor gebruikers en het is handig om de ingebouwde JT9D model19te analyseren en te ontwerpen.

In dit artikel is het dynamische model van een type VCE hier ontwikkeld met behulp van Simulink software. Het modellerings object van dit protocol is een dubbele bypass VCE. De schematische lay-out wordt weergegeven in Figuur 1. De motor kan werken in zowel enkele als dubbele bypass-modi. Wanneer de modus Selecteer Valve (MSV) open is, presteert de motor beter bij subsonische condities met een relatief grote bypass ratio. Wanneer de modus selectie ventiel gesloten is, heeft de VCE een kleine bypass ratio en een betere supersonische missie aanpassingsvermogen. Om de prestaties van de motor verder te kwantificeren, wordt een dubbel bypass VCE-model gebouwd op basis van de modelleringsmethode op componentniveau.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Protocol

1. voorbereiding voor het modelleren

  1. Ontwerp punt prestaties verkrijgen.
    1. Open Gasturb 13. Selecteer variabele cyclus motor.
    2. Klik op de basis thermodynamica. Selecteer cyclus ontwerp. Open Demovarcyc. CVC.
    3. Verkrijg de prestaties van het motor ontwerppunt. Deze worden aan de rechterkant van het venster weergegeven.
  2. Deel kaarten verkrijgen.
    1. Open Gasturb 13. Selecteer variabele cyclus motor.
    2. Klik op uit ontwerp. Selecteer standaard kaarten. Open Demovarcyc. CVC.
    3. Klik op off design Point. Selecteer vervolgens LPC, IPC, HPC, hpt en LPT; zo worden alle componenten kaarten verkregen.

2. model van elk onderdeel van de VCE20,21,22

  1. Model één onderdeel van een VCE. Neem de hogedrukcompressor als voorbeeld.
    1. Open MATLAB. Klik op Simulink. Dubbelklik op blanco model.
    2. Klik op bibliotheeken plaats de functie om te modelleren.
    3. Dubbelklik op de functie. Volgens het werk principe van de compressor wordt de thermodynamische vergelijking van de compressor beschreven. Beschrijf vervolgens de vergelijking met de MATLAB-functie.
    4. Na het afronden van de MATLAB-functie, de input en output van de compressor te verkrijgen.
    5. Gebruik het subsysteem om de module te maskeren. Hernoem het vervolgens met "compressor". Tot nu toe is een subsysteem module genaamd "compressor" vastgesteld.
  2. Gebruik dezelfde stappen om de subsystemen van alle componenten, inclusief inlaat, ventilator, kanaal, Core driven fan stage (CDFS), bypass mixer, compressor, brander, hogedruk turbine, lagedruk turbine, mixer, Afterburner en nozzle te krijgen.
    1. Combineer de uitvoer van elk onderdeel met de invoer van de volgende component.

3. oplossing van het hele model

  1. Construeren van dynamische Co-working vergelijkingen van het hele model.
    1. Construeren van dynamische Co-working vergelijkingen. Construeer de volgende 6 onafhankelijke Co-working vergelijkingen.
    2. Bepaal de stromings balansvergelijking voor de inlaat en uitlaat van de brander:Equation 1
      W a3: compressor uitlaat sectie luchtstroom, wf: brander Brandstofdebiet, wg44: hogedruk turbine inlaat gasstroom.
    3. Bepaal de stromings balansvergelijking voor inlaat en uitlaat van lagedruk turbine:Equation 2
      W g44: lagedruk turbine inlaat sectie gasstroom, Wg5: lagedruk turbine uitlaat gasstroom.
    4. Bepaal de stromings balansvergelijking voor de inlaat en uitlaat van de nozzle:Equation 3
      W g7: sproeier inlaat gasstroom, Wg9: nozzle uitlaat gasstroom.
    5. Bepaal de statische druk balansvergelijking voor de inlaat van de achterste mixer:Equation 4
      P s163: statische druk van de belangrijkste buitenste bypass uitlaat, Ps63: statische druk van de binnenste bypass uitlaat.
    6. Bepaal de stroom balansvergelijking van de ventilator inlaat en-uitlaat:Equation 5
      W a2: ventilator inlaatlucht stroom, wa21: CDFS inlaatlucht stroom, wa13: sub-buitenste bypass inlaatlucht stroom
    7. Bepaal de stroom balansvergelijking van CDFS-uitlaat:Equation 6
      W a21: CDFS inlaatlucht stroom, wa125: CDFS bypass inlaatlucht stroom, wa25: compressor inlaatlucht stroom.
    8. De bovengenoemde 6 onafhankelijke vergelijkingen vormen de volgende vergelijkingen.
      Equation 7
  2. Gebruik de N-R iteratie Oplosser in tmats om de bovenstaande vergelijkingen op te lossen.
    1. Voordat u de Oplosser gebruikt om de Co-working vergelijkingen op te lossen, stelt u de N-R iteratie Oplosser in. Selecteer volgens het modelleringsproces de volgende 6 initiële guesses: component map hulplijn van ventilator, cdf's, hogedrukcompressor, hogedruk turbine en lagedruk turbine β1, β2, β 3, β4, β5, sub-buitenste bypass inlaat stroom.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Representative Results

Om de geldigheid van het simulatiemodel te bewijzen, worden verschillende typische prestatieparameters geselecteerd in statische en dynamische simulaties vergeleken met de gegevens in Gasturb.

In een statische simulatie vergelijken we verschillende belangrijke prestatieparameters van het model met deze parameters in Gasturb om de nauwkeurigheid van het statische model te controleren. Tabel 2 toont het resultaat van de vergelijking bij het ontwerp punt met H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s onder een dubbele bypass-bedrijfsmodus. Volgens de vergelijking is de maximale fout van de prestatieparameters tussen het model en de Gasturb de EPR (motordruk verhouding), die lager is dan 2%. Tabel 3 toont het resultaat van de vergelijking bij het off-design punt met H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s onder een enkele bypass-bedrijfsmodus. Onder deze voorwaarde, de maximale fout hier is de rotatiesnelheid van lagedruk schacht, die net onder 4%. De prestatieparameters van beide modellen zijn bijna hetzelfde. De twee vergelijkingsresultaten bewijzen dus dat het model accuraat is en dat het protocol effectief is op het ontwerp punt.

In een dynamische simulatie, met als doel de juistheid van het overgangsstatus model te controleren, hebben we twee typische dynamische processen gesimuleerd, zoals simulatie van acceleratie/vertraging en schakel simulatie in de modus. De simulatie van de acceleratie/vertraging wordt verwerkt onder een dubbele bypass-modus met H = 0 m, Ma= 0. Afbeelding 2a toont de invoer van de brandstofstroom. Figuur 2b, figuur 2c en figuur 2D tonen de reactie van de rotatiesnelheid, luchtstroom en temperatuur voor de turbine, zodat het model acceleratie/vertragings simulatie kan uitvoeren. Een schakel Simulatiemodus wordt uitgevoerd vanuit de dubbele bypass-modus naar de enkele bypass-modus met H = 0 m, Ma= 0. Zoals weergegeven in de afbeelding 3, de VCE bedrijfsmodus wordt overgeschakeld van de enkele bypass-modus naar de dubbele bypass-modus op 5 s. Om te voorkomen dat de motor tijdens het Schakel proces de beperkte snelheid overschrijdt, wordt een enkele variabele gesloten-lusregeling toegepast op de rotatiesnelheid van de hogedrukas. Figuur 3b toont aan dat de rotatiesnelheid van de hogedrukas nagenoeg ongewijzigd blijft tijdens het schakelen. Evenzo tonen Figuur 3a, Figuur 3b, figuur 3c en figuur 3D de respons van de brandstofstroom, de rotatiesnelheid, de luchtstroom en de temperatuur voor de turbine. Tijdens de twee dynamische simulatie kan het model correct worden uitgevoerd.

Figure 1
Figuur 1: Schematisch diagram van de totale structuur van de motor van de variabele cyclus.
Een VCE bevat een ventilator, een CDFS, een compressor, een brander, een turbine, een mixer, een Afterburner en een nozzle. De ventilator en de CDF'S worden aangedreven door de lagedruk turbine. De compressor wordt aangedreven door de hogedruk turbine. De getallen in Figuur 1 vertegenwoordigen de dwarsdoorsnede van de motor. De definitie van elke dwarsdoorsnede wordt weergegeven in tabel 1. Klik hier om een grotere versie van dit cijfer te bekijken.

Figure 2
Figuur 2. Versnelling/vertraging simulatie van VCE.
Dit cijfer geeft een versnelling/vertragings simulatie. De brandstofstroom ingang wordt weergegeven in Figuur 2a. De antwoorden van de belangrijkste prestatieparameters worden weergegeven zoals hieronder. b) de reactie van de hoge druksnelheid en de lage druksnelheid. c) de reactie van de luchtstroom. d) de reactie van de inlaattemperatuur van de turbine. Klik hier om een grotere versie van dit cijfer te bekijken.

Figure 3
Figuur 3. Modus omschakeling simulatie van VCE.
Dit cijfer presenteert de modus switching simulatie. a) de reactie van de brandstofstroom ingang. b) de reactie van de hoge druksnelheid en de lage druksnelheid. c) de reactie van de luchtstroom. d) de reactie van de inlaattemperatuur van de turbine. Klik hier om een grotere versie van dit cijfer te bekijken.

Numbe van dwarsdoorsnede Definitie
2 Ventilator inlaat
3 Compressor uitlaat
4 Brander uitlaat
5 Lagedruk turbine uitlaat
6 Mixer inlaat
7 Afterburner uitlaat
8 Mondstuk gedachte
9 Sproeier uitlaat

Tabel 1: definitie van alle dwarsdoorsneden. De doorsnede definities van de in dit protocol vastgestelde variabele-cyclus motor worden weergegeven in tabel 1.

Parameter Model Gasturb 13 Fout (%)
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

Tabel 2. Vergelijking van het ontwerp punt van de dubbele bypass. Verschillende belangrijke prestatieparameters van het model worden vergeleken met die parameters in Gasturb op het ontwerp punt met H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s.

Parameter Model Gasturb 13 Fout (%)
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

Tabel 3. Vergelijking van het off-design punt van de enkele bypass. Verschillende belangrijke prestatieparameters worden vergeleken bij het off-design punt met H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Discussion

Op basis van een grafische simulatie omgeving, kan een VCE component-level model snel worden opgebouwd door middel van modulaire hiërarchische architectuur en objectgeoriënteerde modellerings technologie. Het biedt een gebruiksvriendelijke interface voor gebruikers en het is handig om het model19te analyseren en te ontwerpen.

De belangrijkste beperking van deze methode is de efficiëntie van het uitvoeren van het model. Omdat het model is geschreven in scripttaal, moet het model elke keer dat het wordt uitgevoerd opnieuw worden gecompileerd. De efficiëntie van de uitvoering is dus niet zo goed als de systeemtaal. Met het oog op deze beperking is het volgende belangrijke onderzoekspunt het verbeteren van de uitvoerings efficiëntie van het model. Een andere beperking is dat de initiële waarde van de N-R iteratie strikt moet worden beschouwd in het model, omdat de N-R iteratie is convergente alleen in een klein aantal afwijkingen.

Een kritieke stap in het protocol is hoe u de component toewijzingen nauwkeurig verkrijgt en het juiste algoritme gebruikt om te interpoleren. Of het nu in Gasturb of een andere bestaande motor testgegevens is, nauwkeurige component kaarten zijn handig om het model nauwkeuriger te bouwen.

In de grafisch objectgeoriënteerde modellering van Aero Engine, of het nu het hele motor model object, het component model object of het parameter model object van elk onderdeel is, is het gebouwd als een onafhankelijke en incapsulable module. De verbinding tussen alle component modules vormt het belangrijkste onderdeel van het model raamwerk. Het interne model ontwerp van elke component module is bedoeld voor algemeenheid, waarbij de kenmerken van eenvoudige modificatie en visualisatie van het component model worden benadrukt. De in dit document gepresenteerde methode kan niet alleen worden gebruikt voor VCE, maar ook voor andere gasturbines23.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Disclosures

We hebben niets te onthullen.

Acknowledgments

Dit onderzoek werd gefinancierd door de fundamentele onderzoeksfondsen voor de centrale universiteiten, Grant Number [No. 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