En rask metode for modellering en variabel syklus 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

Her presenterer vi en protokoll for å bygge en komponent-nivå matematisk modell for en variabel syklus 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 variable syklus motorene (VCE) som kombinerer fordelene med turbofan og Turbojet motorer, er i stor grad ansett for å være neste generasjons flymotorer. Imidlertid krever utvikling av VCE høye kostnader. Dermed er det viktig å bygge en matematisk modell når du utvikler en flymotor, som kan unngå et stort antall virkelige tester og redusere kostnadene dramatisk. Modellering er også avgjørende i kontroll lov utvikling. I denne artikkelen, basert på et grafisk simulerings miljø, er det beskrevet en rask metode for modellering av en dobbel bypass variabel syklus motor ved hjelp av objektorientert modellerings teknologi og modulær hierarkisk arkitektur. For det første er den matematiske modellen av hver komponent bygget basert på termodynamisk beregningen. Deretter bygges en hierarkisk motor modell via kombinasjonen av hver komponent matematisk modell og den N-R Problemløser modulen. Til slutt, den statiske og dynamiske simuleringer utføres i modellen og simuleringen resultatene bevise effektiviteten av modellering metoden. VCE modell bygget gjennom denne metoden har fordelene av klar struktur og sann tids observasjon.

Introduction

Moderne fly krav bringer store utfordringer til fremdriftssystemet, som trenger mer intelligente, mer effektive eller enda mer allsidige flymotorer1. Fremtidige militære fremdriftssystemer krever også både høyere thrust ved høy hastighet og lavere bestemt drivstofforbruk ved lav hastighet1,2,3,4. For å møte de tekniske kravene i fremtidige flyoppdrag, la General Electric (GE) frem det variable syklus motor (VCE) konseptet i 19555. En VCE er en flymotor som kan utføre ulike termodynamisk sykluser ved å endre geometrien størrelse eller plassering av noen komponenter6. Lockheed SR-71 "Blackbird" drevet av en J58 turboramjet VCE har holdt verdensrekorden for den raskeste luften puster bemannet fly siden 19767. Det viste seg også mange potensielle fordeler av overlyds flytur. I de siste 50 år, har GE forbedret og oppfunnet flere andre VCEs, inkludert en dobbel bypass VCE8, et kontrollert trykkforhold motor9 og en adaptiv syklus motor10. Disse studiene involverte ikke bare den generelle struktur og ytelse verifisering, men også kontrollsystem av motoren11. Disse studiene har bevist at VCE kan fungere som en høy bypass ratio turbofan på Subsonic fly og som en lav bypass ratio turbofan, selv som en Turbojet på overlyds flytur. Dermed kan VCE realisere ytelses Matching under ulike fly forhold.

Når du utvikler en VCE, vil det bli utført en stor mengde nødvendige verifiserings arbeider. Det kan koste mye tid og utlegg hvis alle disse verkene utføres på en fysisk måte12. Computer simulering teknologi, som allerede er vedtatt i utviklingen av en ny motor, kan ikke bare redusere kostnadene sterkt, men også unngå den potensielle risikoen13,14. Basert på datasimulering teknologi, vil utviklingen syklus av en motor bli redusert til nesten halvparten, og antall utstyr som kreves vil bli redusert dramatisk15. På den annen side, spiller simulering også en viktig rolle i analysen av motoren atferd og kontroll jus utvikling. For å simulere den statiske design og off-design ytelse av motorer, et program som heter GENENG16 ble utviklet av NASA Lewis Research Center i 1972. Da forskningen senteret utviklet DYNGEN17 AVLEDET fra GENENG, og DYNGEN kunne simulere forbigående ytelsen til en Turbojet og turbofan motorer. I 1989, NASA lagt frem et prosjekt, kalt numerisk Fremdrifts system simulering (NPSS), og det oppmuntret forskere til å konstruere en modulær og fleksibel motor simulering program gjennom bruk av objektorientert programmering. I 1993 utviklet John A. Reed turbofan Engine simulering system (TESS) basert på plattformen Application visualiserings system (AVS) gjennom objektorientert programmering18.

I mellomtiden er rask modellering basert på grafisk programmering miljø brukes gradvis i simulering. The Toolbox for modellering og analyse av termodynamisk Systems (T-MATS) pakke utviklet av NASA er basert på MATLAB/Simulink plattform. Det er en åpen kilde og innrømmer brukernes å tilpasse bygget-inne komponenten biblioteker. T-MATS tilbyr et brukervennlig grensesnitt til brukerne, og det er praktisk å analysere og designe den innebygde JT9D-modellen19.

I denne artikkelen har den dynamiske modellen av en type VCE blitt utviklet her ved hjelp av Simulink programvare. Modell objektet for denne protokollen er en dobbel bypass VCE. Dens skjematisk layout er vist i figur 1. Motoren kan fungere i både enkle og doble bypass-moduser. Når Mode SELECT Valve (MSV) er åpen, gir motoren bedre ytelse ved Subsonic forhold med et relativt stort bypass-forhold. Når Mode SELECT Valve er stengt, har VCE en liten bypass-ratio og en bedre overlyds misjon tilpasningsdyktighet. For ytterligere å quantize ytelsen til motoren, er en dobbel bypass VCE modell bygget basert på komponentnivå modellering metode.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Protocol

1. forberedelse før modellering

  1. Oppnå design punkt ytelse.
    1. Åpne Gasturb 13. Velg variabel syklus motor.
    2. Klikk på grunnleggende termodynamikk. Velg Cycle design. Åpne DemoVarCyc. CVC.
    3. Skaff deg ytelsen til motor design punktet. Disse vises på høyre side av vinduet.
  2. Skaff komponent kart.
    1. Åpne Gasturb 13. Velg variabel syklus motor.
    2. Klikk på off design. Velg standard kart. Åpne DemoVarCyc. CVC.
    3. Klikk på av design Point. Velg deretter LPC, IPC, HPC, HPT og LPT; Dermed er alle komponentene kartene innhentet.

2. modellere hver komponent i VCE20,21,22

  1. Modellere en enkelt komponent i en VCE. Ta høytrykks kompressoren som et eksempel.
    1. Åpne MATLAB. Klikk på Simulink. Dobbeltklikk på blank modell.
    2. Klikk på biblioteket, og plassere funksjonen til modellen.
    3. Dobbeltklikk på funksjon. Ifølge arbeidsprinsippet av kompressoren er den termodynamisk ligningen til kompressoren beskrevet. Beskriv deretter ligningen med MATLAB- funksjonen.
    4. Etter å ha fullført MATLAB-funksjonen, få inngang og utgang av kompressoren.
    5. Bruk Delsystem til å maskere modulen. Så gi det nytt navn med "kompressor". Så langt er en delsystem modul kalt "kompressor" etablert.
  2. Bruk de samme trinnene for å få delsystemer av alle komponenter, inkludert innløp, vifte, duct, kjerne drevet fan Stage (CDFS), omkjørings mikser, kompressor, brenner, høytrykks turbin, lavtrykks turbin, mikser, Afterburner og dyse.
    1. Kombiner utdata fra hver komponent med inn data fra den neste komponenten.

3. løsning av hele modellen

  1. Konstruere dynamiske samarbeids formler av hele modellen.
    1. Konstruere dynamiske samarbeids formler. Lag følgende 6 uavhengige samarbeids formler.
    2. Bestem strømnings balansen ligningen for innløp og utløp av brenneren:Equation 1
      W a3: kompressor utløp § luftstrøm, wf: brenner drivstoff flyt, wg44: høytrykks turbin innløp gass flyt.
    3. Bestem strømnings balanse ligningen for innløp og utløp av lavtrykks turbin:Equation 2
      W g44: lav-trykks turbin inntaksdelen gass flyt, Wg5: lavtrykks turbin utløp gass strøm.
    4. Bestem strømnings balanse ligningen for innløp og utløp av munnstykket:Equation 3
      W g7: dyse innløp gass flyt, Wg9: dyse utløp gass flyt.
    5. Bestem statisk trykk balanse ligningen for innløp av bakre mikser:Equation 4
      P s163: statisk trykk av hoved ytre bypass utløp, Ps63: statisk trykk av indre bypass stikkontakt.
    6. Bestem strømnings balansen ligningen for vifte innløp og utløp:Equation 5
      W a2: vifte innløp luftstrøm, wa21: CDFS innløp luftstrøm, wa13: sub-ytre bypass inntaks luftstrøm
    7. Bestem strømnings balansen ligningen for CDFS utløp:Equation 6
      W a21: CDFS innløp luftstrøm, wa125: CDFS bypass innløp luftstrøm, wa25: kompressor innløp luftstrøm.
    8. Ovennevnte 6 uavhengige ligninger utgjør følgende ligninger.
      Equation 7
  2. Bruk den N-R gjentakelse Problemløseren i TMATS for å løse de ovennevnte ligninger.
    1. Før du bruker Problemløseren til å løse samarbeids formlene, må du angi gjentakelses Problemløseren i N-R. I henhold til modelleringsprosessen velger du følgende 6 første gjetninger: komponent kart hjelpelinje av vifte, CDFS, høytrykks kompressor, høytrykks turbin og lavtrykks turbin β1, β2, β 3, β4, β5, sub-ytre bypass innløps strøm.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Representative Results

For å bevise gyldigheten av simulerings modellen blir flere typiske ytelses parametre valgt i statiske og dynamiske simuleringer sammenlignet med dataene i Gasturb.

I en statisk simulering, sammenligner vi flere viktige ytelses parametere av modellen med disse parametrene i Gasturb å verifisere nøyaktigheten av den statiske modellen. Tabell 2 viser resultatet av sammenligningen ved design punktet med H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s under en dobbelt bypass driftsmodus. Ifølge sammenligningen, den maksimale feil av ytelse parametre mellom modellen og Gasturb er EPR (motor trykk ratio), som er under 2%. Tabell 3 viser resultatet av sammenligningen på off-design punktet med H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s under en enkelt bypass driftsmodus. Under denne tilstanden, er den maksimale feilen her rotasjonshastigheten av lavtrykks akselen, som er like under 4%. Ytelses parametrene til begge modellene er nesten de samme. Dermed er de to sammenlignings resultatene bevise at modellen er nøyaktig, og protokollen er effektiv på design punktet.

I en dynamisk simulering, med det formål å verifisere riktigheten av overgangen staten modellen, simulert vi to typiske dynamiske prosesser inkludert akselerasjon/retardasjon simulering og modus veksling simulering. Akselerasjon/retardasjon simulering behandles under en dobbel bypass-modus med H = 0 m, Ma= 0. Figur 2a viser inngangen til drivstoff strømmen. Figur 2b, figur 2C og figur 2D viser responsen til rotasjonshastigheten, luftstrømmen og temperaturen før turbinen, slik at modellen er i stand til å utføre akselerasjon/retardasjon simulering. En modus veksling simulering utføres fra dobbel bypass-modus til enkelt bypass-modus med H = 0 m, Ma= 0. Som vist i fig. 3, går VCE driftsmodus fra enkelt bypass-modus til dobbel bypass-modus ved 5 s. For å hindre at motoren overskrider den begrensede hastigheten under vekslings prosessen, brukes en lukket sløyfe-kontroll på rotasjonshastigheten for høytrykks akselen. Figur 3b viser at rotasjonshastigheten for høytrykks akselen nesten er uendret under vekslingen. Tilsvarende figur 3a, figur 3b, figur 3c og figur 3D viser responsen av drivstoff flyt, rotasjonshastighet, luftstrøm og temperatur før turbinen. Under den to dynamiske simuleringen kan modellen kjøre som den skal.

Figure 1
Figur 1: skjematisk diagram av total struktur av variabel syklus motor.
En VCE inneholder en vifte, en CDFS, en kompressor, en brenner, en turbin, en mikser, en Afterburner og en dyse. Viften og CDFS er drevet av lavtrykks turbin. Kompressoren drives av høytrykks turbin. Tallene i figur 1 representerer tverrsnitt av motoren. Definisjonen av hvert tverrsnitt er vist i tabell 1. Vennligst klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 2
Figur 2. Akselerasjon/retardasjon simulering av VCE.
Dette tallet presenterer akselerasjon/retardasjon simulering. Inn data fra drivstoff strømmen vises i figur 2a. Svarene fra de viktigste ytelses parametrene vises som nedenfor. (b) responsen på høytrykks hastighet og lavtrykks hastighet. (c) responsen av luftstrømmen. (d) responsen på turbin inntaks temperaturen. Vennligst klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 3
Figur 3. Modus veksling simulering av VCE.
Dette tallet presenterer modus veksling simulering. (a) responsen av drivstoff flyt input. (b) responsen på høytrykks hastighet og lavtrykks hastighet. (c) responsen av luftstrømmen. (d) responsen på turbin inntaks temperaturen. Vennligst klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Modellnumme av tverrsnitt Definisjon
2 Vifte innløp
3 Kompressor utløp
4 Brenner utløp
5 Lavt trykk turbin utløp
6 Mikser innløp
7 Afterburner utløp
8 Munnstykket trodde
9 Uttak for munnstykke

Tabell 1: definisjon av alle tverrsnitt. De tverrsnitt definisjonene av den variable syklus motoren som ble vedtatt i denne protokollen, vises i tabell 1.

Parameteren Modell Gasturb 13 Feil (%)
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

Tabell 2. Sammenligning av design punktet i dobbel bypass. Flere viktige ytelses parametre for modellen sammenlignes med disse parametrene i Gasturb på design punktet med H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s.

Parameteren Modell Gasturb 13 Feil (%)
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

Tabell 3. Sammenligning av off-design poenget med enkelt bypass. Flere viktige ytelses parametre sammenlignes på off-design punktet med H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Discussion

Basert på et grafisk simulerings miljø kan en VCE komponentnivå modell bygges raskt gjennom modulær hierarkisk arkitektur og objektorientert modellerings teknologi. Den tilbyder en vennlig grenseflate å brukernes og det er en bekvem å analysere og tegning modellen19.

Den viktigste begrensningen av denne metoden er utførelsen effektiviteten av modellen. Fordi modellen er skrevet i skriptspråk, må modellen kompileres på igjen hver gang den kjøres. Dermed er utførelsen effektivitet ikke så god som systemspråket. I lys av denne begrensningen, er neste viktige forsknings punkt hvordan man skal forbedre utførelsen effektiviteten av modellen. En annen begrensning er at den opprinnelige verdien av N-R-gjentakelsen bør vurderes strengt i modellen, fordi N-R-gjentakelsen bare konvergent i et lite utvalg av avvik.

Et kritisk trinn i protokollen er hvordan man skal få tak i komponenten kartene nøyaktig og bruke riktig algoritme for å interpolere. Enten i Gasturb eller en annen eksisterende motor test data, er nøyaktig komponent kart nyttig å bygge modellen mer nøyaktig.

I den grafiske objektorientert modellering av aeroengine, enten det er hele motoren modellen objektet, komponent modell objektet eller parameter modell objektet for hver komponent, er det bygget som en uavhengig og encapsulable modul. Forbindelsen mellom alle komponent modulene utgjør hoveddelen av modell rammeverket. Den interne modellen utformingen av hver komponent modul er i den hensikt å generelle, fremhever funksjonene til enkel modifisering og visualisering av komponenten modellen. Metoden som presenteres i denne utredningen kan brukes ikke bare for VCE men også for andre gassturbiner23.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Disclosures

Vi har ingenting å avsløre.

Acknowledgments

Denne forskningen ble finansiert av de fundamentale forskningsmidler for de sentrale universitetene, gi nummer [Nei. 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