En snabb metod för modellering av en variabel cykel 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

Här presenterar vi ett protokoll för att bygga en matematisk modell på komponentnivå för en variabel cykel 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 variabla cykel motorerna (VCE) som kombinerar fördelarna med Turbofläkt och turbojetmotorer anses allmänt vara nästa generations flygplansmotorer. Att utveckla VCE kräver dock höga kostnader. Därför är det viktigt att bygga en matematisk modell när man utvecklar en flygplansmotor, som kan undvika ett stort antal verkliga tester och minska kostnaderna dramatiskt. Modellering är också avgörande för kontroll lag utveckling. I den här artikeln, baserat på en grafisk simuleringsmiljö, beskrivs en snabb metod för modellering av en dubbel bypass variabel cykel motor med objektorienterad modelleringsteknik och modulär hierarkisk arkitektur. För det första byggs den matematiska modellen av varje komponent utifrån den termodynamiska beräkningen. Sedan skapas en hierarkisk motor modell via kombinationen av varje komponent matematisk modell och N-R problemlösarmodulen. Slutligen utförs de statiska och dynamiska simuleringarna i modellen och simuleringsresultaten visar hur effektiv modelleringsmetoden är. VCE-modellen som byggts genom denna metod har fördelarna med tydlig struktur och realtids observation.

Introduction

Moderna flygplans krav medför stora utmaningar för framdrivningssystemet, som behöver intelligentare, effektivare eller ännu mångsidigare flygplansmotorer1. Framtida militära framdrivningssystem kräver också både högre dragkraft vid hög hastighet och lägre specifik bränsleförbrukning vid låg hastighet1,2,3,4. För att uppfylla de tekniska kraven för framtida flyguppdrag lade General Electric (GE) fram konceptet för variabel cykel motor (VCE) i 19555. En VCE är en flygplansmotor som kan utföra olika termodynamiska cykler genom att ändra geometri storleken eller placeringen av vissa komponenter6. Den Lockheed SR-71 "Blackbird" drivs av en J58 turboramjet VCE har hållit världsrekordet för de snabbaste luft-andning bemannade flygplan sedan 19767. Det visade sig också många potentiella fördelar med Supersonic flygning. Under de senaste 50 åren har GE förbättrat och uppfunnit flera andra VCEs, inklusive en dubbel bypass VCE8, en kontrollerad tryckförhållande motor9 och en adaptiv cykel motor10. Dessa studier involverade inte endast den allmänna strukturera och funktionskontrollen, men också kontrollerasystemet av motorn11. Dessa studier har visat att VCE kan fungera som ett högt bypass-förhållande Turbofläkt vid under ljuds flygning och som en låg bypass-förhållande Turbofläkt, även som en turbojetmotor på Supersonic flygning. Därför kan VCE realisera prestanda matchning under olika flygförhållanden.

Vid utvecklingen av en VCE kommer en stor mängd nödvändiga kontrollarbeten att utföras. Det kan kosta en stor mängd tid och utlägg om alla dessa verk utförs på ett fysiskt sätt12. Dator simuleringsteknik, som redan har antagits för att utveckla en ny motor, kan inte bara minska kostnaderna kraftigt, men också undvika de potentiella riskerna13,14. Baserat på dator simuleringsteknik kommer utvecklingscykeln för en motor att reduceras till nästan hälften, och antalet utrustning som krävs kommer att sänkas dramatiskt15. Å andra sidan, simulering spelar också en viktig roll i analysen av motorns beteende och kontroll lag utveckling. För simulering av statisk design och off-design prestandamotorer, ett program som heter GENENG16 utvecklades av NASA Lewis Research Center i 1972. Sedan utvecklade forskningscentret DYNGEN17 härledd från geneng, och dyngen kunde simulera den transienta prestandan hos en turbojetmotor och turbofläktmotorerna. I 1989, NASA lagt fram ett projekt, som kallas numerisk framdrivnings system simulering (NPSS), och det uppmuntrade forskare att konstruera ett modulärt och flexibelt motor simuleringsprogram med hjälp av objektorienterad programmering. År 1993 utvecklade John A. Reed Turbo fläkt motorns simuleringssystem (TESS) baserat på plattformen för applikations visualiseringssystem (AVS) genom objektorienterad programmering18.

Samtidigt används snabb modellering baserad på grafisk programmeringsmiljö gradvis i simuleringen. Verktygslådan för modellering och analys av termodynamiska system (T-MATS) paket som utvecklats av NASA är baserad på MATLAB/Simulink plattform. Det är öppen källkod och tillåter användare att anpassa inbyggda komponent bibliotek. T-MATS erbjuder ett användarvänligt gränssnitt till användarna och det är bekvämt att analysera och designa den inbyggda JT9D Model19.

I den här artikeln har den dynamiska modellen för en typ av VCE utvecklats här med Simulink-programvaran. Modelleringsobjektet för det här protokollet är en dubbel bypass VCE. Dess schematiska layout visas i figur 1. Motorn kan arbeta i både enkla och dubbla bypass-lägen. När läges Select-ventilen (MSV) är öppen presterar motorn bättre vid under ljuds förhållanden med relativt stort förbikopplingsförhållande. När läget Select-ventilen är stängd har VCE ett litet förbikopplingsförhållande och en bättre anpassningsförmåga för Supersonic mission. För att ytterligare kvantisera motorns prestanda byggs en dubbel bypass VCE-modell utifrån modelleringsmetoden på komponentnivå.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Protocol

1. Förberedelser före modellering

  1. Hämta design punkts prestanda.
    1. Öppna Gasturb 13. Välj variabel cykel motor.
    2. Klicka på Grundläggande termodynamik. Välj cykel design. Öppna Demovarcyc. CVC.
    3. Hämta motorns design punkts prestanda. Dessa visas på höger sida av fönstret.
  2. Hämta komponent mappningar.
    1. Öppna Gasturb 13. Välj variabel cykel motor.
    2. Klicka på off design. Välj standard kartor. Öppna Demovarcyc. CVC.
    3. Klicka på off design Point. Välj sedan LPC, IPC, HPC, HPT och LPT; Således, alla komponenter kartor erhålls.

2. modellera varje komponent i VCE20,21,22

  1. Modellera en enda komponent i en VCE. Ta högtrycks kompressorn som exempel.
    1. Öppna MATLAB. Klicka på Simulink. Dubbel klick på ren modell.
    2. Klicka på bibliotek, och placera funktionen till modell.
    3. Dubbel klick på funktion. Enligt den funktionsdugliga principen av kompressorn beskrivas den termodynamiska ekvationen av kompressorn. Beskriv sedan ekvationen med MATLAB- funktionen.
    4. När du har avslutat MATLAB-funktionen, få in-och utmatning av kompressorn.
    5. Använd under system för att maskera modulen. Byt sedan namn på den med "Compressor". Så långt, en delsystem modul kallas "kompressor" är etablerad.
  2. Använd samma steg för att få delsystem av alla komponenter inklusive inlopp, fläkt, kanal, Core driven fläkt skede (CDFS), bypass mixer, kompressor, brännare, högtrycks turbin, lågtrycksturbin, mixer, Afterburner och munstycke.
    1. Kombinera utdata för varje komponent med indata för nästa komponent.

3. lösning av hela modellen

  1. Konstruera dynamiska co-working ekvationer av hela modellen.
    1. Konstruera dynamiska co-working ekvationer. Konstruera följande 6 oberoende co-working ekvationer.
    2. Bestäm flödes balanserings ekvationen för brännarens inlopp och utlopp:Equation 1
      W a3: kompressor utlopp avsnitt luftflöde, wf: brännare bränsleflöde, wg44: högtrycks turbin inlopps gas flöde.
    3. Bestäm flödes balanserings ekvationen för inlopp och utlopp för lågtrycksturbin:Equation 2
      W g44: gas flöde med lågtrycksturbin inlopps sektion, Wg5: gas flöde med lågt tryck turbin utlopp.
    4. Bestäm flödes balanserings ekvationen för munstyckets inlopp och utlopp:Equation 3
      W g7: munstycke inlopps gas flöde, Wg9: munstycke utlopp gas flöde.
    5. Bestäm statisk tryckbalans ekvation för inloppet av bakre mixer:Equation 4
      P s163: statiskt tryck på huvud yttre bypass-utlopp, Ps63: statiskt tryck på det inre bypass-uttaget.
    6. Bestäm flödes balans ekvationen för fläktens inlopp och utlopp:Equation 5
      W a2: fläkt inloppsluft flöde, wa21: CDFS inloppsluft flöde, wa13: sub-yttre bypass inloppsluft flöde
    7. Bestäm flödes balanserings ekvationen för CDFS-uttaget:Equation 6
      W a21: CDFS inloppsluft flöde, wa125: CDFS bypass inloppsluft flöde, wa25: kompressor inloppsluft flöde.
    8. De 6 oberoende ekvationerna ovan utgör följande ekvationer.
      Equation 7
  2. Använd N-R iteration solver i tmats att lösa ovanstående ekvationer.
    1. Innan du använder Problemlösaren för att lösa co-working-ekvationer, Ställ in N-R iteration Solver. Enligt modelleringsprocessen väljer du följande 6 initiala gissningar: komponent karta auxiliarers linje av fläkt, CDFS, högtrycks kompressor, högtrycks turbin och lågtrycksturbin β1, β2, β 3, β4, β5, sub-yttre bypass inlopps flöde.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Representative Results

För att bevisa att simuleringsmodellen är giltig jämförs flera typiska prestandaparametrar som valts i statiska och dynamiska simuleringar med data i Gasturb.

I en statisk simulering, jämför vi flera viktiga prestandaparametrar av modellen med dessa parametrar i Gasturb för att kontrollera riktigheten av den statiska modellen. Tabell 2 visar resultatet av jämförelsen vid konstruktions punkten med H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s under ett dubbel bypass driftläge. Enligt jämförelsen är det maximala felet av prestandaparametrar mellan modellen och Gasturb EPR (motorns tryckförhållande), som är lägre än 2%. Tabell 3 visar resultatet av jämförelsen vid off-design punkt med H = 0 M, ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s under ett enda bypass driftläge. I detta tillstånd är det maximala felet här rotationshastigheten för lågtrycks axeln, som ligger strax under 4%. Prestandaparametrarna för båda modellerna är nästan desamma. De två jämförelse resultaten visar alltså att modellen är korrekt och att protokollet är effektivt vid design punkten.

I en dynamisk simulering, i syfte att kontrollera riktigheten av övergången tillståndsmodell, vi simulerade två typiska dynamiska processer inklusive acceleration/retardation simulering och läge växling simulering. Accelerations-/retardation-simuleringen bearbetas under ett dubbelt förbikopplingsläge med H = 0 m, Ma= 0. Figur 2A visar inmatningen av bränsleflödet. Figur 2b, figur 2C och figur 2D visar responsen för rotationshastigheten, luftflödet och temperaturen före turbinen, så att modellen kan utföra acceleration/retardation simulering. En simulering av lägesväxling utförs från det dubbla bypass-läget till det enda bypass-läget med H = 0 m, Ma= 0. Som framgår av figur 3växlas driftläget VCE från det enda bypass-läget till det dubbla bypass-läget vid 5 s. För att förhindra att motorn överskrider den begränsade hastigheten under bytesprocessen, tillämpas en enda variabel sluten loop-kontroll på rotationshastigheten för högtrycks axel. Bild 3b visar att rotationshastigheten för högtrycks axel är nästan oförändrad vid växling. På samma sätt visar figur 3a, figur 3b, figur 3c och figur 3D svaret från bränsleflödet, rotationshastigheten, luftflödet och temperaturen före turbinen. Under den två dynamiska simuleringen kan modellen köras på rätt sätt.

Figure 1
Figur 1: Schematiskt diagram över den variabla cykel motorns övergripande struktur.
En VCE innehåller en fläkt, en CDFS, en kompressor, en brännare, en turbin, en mixer, en Afterburner och ett munstycke. Fläkten och CDFS drivs av lågtrycks turbinen. Kompressorn drivs av högtrycks turbinen. Siffrorna i figur 1 representerar motorns tvärsnitts del. Definitionen av varje tvärsnitt visas i tabell 1. Vänligen klicka här för att se en större version av denna siffra.

Figure 2
Figur 2. Acceleration/retardation av VCE.
Denna siffra visar acceleration/retardation simulering. Bränsle flödes ingången visas i figur 2A. Svaren på de viktigaste prestandaparametrarna visas nedan. b) responsen av högtrycks hastigheten och lågtrycks varvtalet. c) luftflödets respons. d) reaktionen från temperaturen på turbinens inloppstemperatur. Vänligen klicka här för att se en större version av denna siffra.

Figure 3
Figur 3. Simulering av lägesväxling för VCE.
Denna siffra visar simuleringen av lägesväxling. a) respons från bränsle flödets ingång. b) responsen av högtrycks hastigheten och lågtrycks varvtalet. c) luftflödets respons. d) reaktionen från temperaturen på turbinens inloppstemperatur. Vänligen klicka här för att se en större version av denna siffra.

Numbe av tvärsnitt Definition
2 Fläkt inlopp
3 Kompressor utlopp
4 Brännare utlopp
5 Lågtrycksturbin utlopp
6 Mixer inloppet
7 Afterburner utlopp
8 Munstycke tänkte
9 Munstycke utlopp

Tabell 1: definition av alla tvärsnitt. De tvärsnitts definitioner av den variabla cykel motorn som antagits i detta protokoll visas i tabell 1.

Parametern Modell Gasturb 13 Fel (%)
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. Jämförelse av den dubbla förbifartens design punkt. Flera viktiga prestandaparametrar för modellen jämförs med parametrarna i Gasturb vid konstruktions punkten med H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,79334 kg/s.

Parametern Modell Gasturb 13 Fel (%)
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. Jämförelse av den off-design punkt av Single bypass. Flera viktiga prestandaparametrar jämförs vid off-design punkt med H = 0 m, Ma= 0, Wf= 0,91032 kg/s.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Discussion

Baserat på en grafisk simuleringsmiljö kan en VCE-komponentnivåmodell byggas snabbt genom modulär hierarkisk arkitektur och objektorienterad modelleringsteknik. Det erbjuder ett användarvänligt gränssnitt till användarna och det är bekvämt att analysera och designa modellen19.

Den viktigaste begränsningen av denna metod är utförandet effektiviteten av modellen. Eftersom modellen är skriven på skriptspråk måste modellen kompileras om varje gång den körs. Således är utförandet effektivitet inte lika bra som systemspråket. Med beaktande av denna begränsning, nästa viktiga forsknings punkt är hur man förbättrar utförandet effektiviteten av modellen. En annan begränsning är att det initiala värdet av N-R iteration bör anses strikt i modellen, eftersom N-R iteration är konvergent endast i en liten mängd avvikelser.

Ett kritiskt steg i protokollet är hur man hämtar komponent kartorna korrekt och använder lämplig algoritm för att interpolera. Oavsett om Gasturb eller en annan befintlig motortest data, korrekta komponent kartor är bra att bygga modellen mer exakt.

I den grafiska objektorienterade modellering av aeroengine, oavsett om det är hela motorn modellobjekt, komponent modellobjekt eller parameter modellobjekt för varje komponent, den är byggd som en oberoende och inkapslad modul. Kopplingen mellan alla komponentmoduler utgör huvuddelen av modell ramverket. Den interna modellen utformningen av varje komponent modul är för allmän giltighet, belysa funktionerna i enkel modifiering och visualisering av Komponentmodellen. Den metod som presenteras i detta dokument kan användas inte bara för VCE utan även för andra gasturbiner23.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Disclosures

Vi har inget att avslöja.

Acknowledgments

Denna forskning finansierades av de grundläggande forskningsfonderna för de centrala universiteten, 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