Un metodo rapido per la modellazione di un motore a ciclo variabileA Rapid Method for Modeling a Variable Cycle Engine

Engineering

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Summary

In questo caso, presentiamo un protocollo per creare un modello matematico a livello di componente per un motore di ciclo variabile.

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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).

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Abstract

I motori a ciclo variabile (VCE) che combinano i vantaggi dei motori turbofan e turbogetto, sono ampiamente considerati i motori aeronautici di nuova generazione. Tuttavia, lo sviluppo di VCE richiede costi elevati. Pertanto, è essenziale costruire un modello matematico durante lo sviluppo di un motore aeronautico, che può evitare un gran numero di test reali e ridurre drasticamente il costo. La modellazione è anche fondamentale nello sviluppo della legge di controllo. In questo articolo, basato su un ambiente di simulazione grafica, viene descritto un metodo rapido per la modellazione di un motore a ciclo variabile a doppio bypass utilizzando la tecnologia di modellazione orientata agli oggetti e l'architettura gerarchica modulare. In primo luogo, il modello matematico di ogni componente è costruito sulla base del calcolo termodinamico. Quindi, un modello di motore gerarchico viene creato tramite la combinazione di ogni modello matematico componente e il modulo del risolutore N-R. Infine, le simulazioni statiche e dinamiche vengono eseguite nel modello e i risultati della simulazione dimostrano l'efficacia del metodo di modellazione. Il modello VCE costruito attraverso questo metodo ha i vantaggi di una struttura chiara e di un'osservazione in tempo reale.

Introduction

Le moderne esigenze degli aeromobili portano grandi sfide al sistema di propulsione, che necessitano di motori aeronautici più intelligenti, più efficienti o ancora più versatili1. I futuri sistemi di propulsione militare richiedono anche unamaggiore spinta ad alta velocità sia un minor consumo di carburante specifico a bassa velocità 1,2,3,4. Al fine di soddisfare i requisiti tecnici delle future missioni di volo, General Electric (GE)ha presentato il concetto di motore a ciclo variabile (VCE) nel 1955 5. Un VCE è un motore aeronautico che può eseguire diversi cicli termodinamici modificando la dimensione o la posizione della geometria di alcuni componenti6. Il Lockheed SR-71 "Blackbird" alimentato da un J58 turboramjet VCE ha detenuto il record mondiale per il più veloce aereo con equipaggio respiratore d'aria dal 19767. Si è rivelato anche molti potenziali vantaggi del volo supersonico. Negli ultimi 50 anni, GE ha migliorato e inventato molti altri VCE, tra cui un doppio bypass VCE8, un motore a rapporto di pressione controllato9 e un motore ciclo adattivo10. Questi studi hanno coinvolto non solo la struttura generale e la verifica delle prestazioni, ma anche il sistema di controllo del motore11. Questi studi hanno dimostrato che il VCE può funzionare come un alto rapporto di bypass turbofan a volo subsonico e come un basso rapporto di bypass turbofan, anche come un turbogetto a volo supersonico. In questo modo, il VCE può realizzare la corrispondenza delle prestazioni in diverse condizioni di volo.

Quando si sviluppa un VCE, verrà eseguita una grande quantità di lavori di verifica necessari. Può costare una grande quantità di tempo e spese se tutte queste opere vengono eseguite in modo fisico12. La tecnologia di simulazione al computer, che è già stata adottata nello sviluppo di un nuovo motore, può non solo ridurre notevolmente il costo, ma anche evitare i potenziali rischi13,14. Sulla base della tecnologia di simulazione al computer, il ciclo di sviluppo di un motore sarà ridotto a quasi la metà e il numero di apparecchiature necessarie sarà ridotto drasticamente15. D'altra parte, la simulazione svolge anche un ruolo importante nell'analisi del comportamento del motore e nello sviluppo della legge di controllo. Per simulare il design statico e le prestazioni fuori progettazione dei motori, un programma chiamato GENENG16 è stato sviluppato dal Lewis Research Center della NASA nel 1972. Il centro di ricerca ha poi sviluppato DYNGEN17 derivato da GENENG, e DYNGEN potrebbe simulare le prestazioni transitorie di un turbogetto e dei motori turbofan. Nel 1989, la NASA ha presentato un progetto, chiamato Numerical Propulsion System Simulation (NPSS), e ha incoraggiato i ricercatori a costruire un programma di simulazione del motore modulare e flessibile attraverso l'uso di programmazione orientata agli oggetti. Nel 1993, John A. Reed ha sviluppato il Turbofan Engine Simulation System (TESS) basato sulla piattaforma Application Visualization System (AVS) attraverso la programmazione orientata agli oggetti18.

Nel frattempo, la modellazione rapida basata sull'ambiente di programmazione grafica viene utilizzata gradualmente nella simulazione. Il Toolbox for the Modeling and Analysis of Thermodynamic Systems (T-MATS) sviluppato dalla NASA si basa sulla piattaforma Matlab/Simulink. È open source e consente agli utenti di personalizzare le librerie di componenti incorporate. T-MATS offre un'interfaccia amichevole per gli utenti ed è conveniente analizzare e progettare il modello JT9D incorporato19.

In questo articolo, il modello dinamico di un tipo di VCE è stato sviluppato qui utilizzando il software Simulink. L'oggetto di modellazione di questo protocollo è un VCE a doppio bypass. Il layout schematico è illustrato nella Figura 1. Il motore può funzionare sia in modalità bypass singolo che doppio. Quando la valvola di selezione modalità (MSV) è aperta, il motore offre prestazioni migliori in condizioni subsoniche con un rapporto di bypass relativamente grande. Quando la modalità Select Valve è chiusa, il VCE ha un piccolo rapporto di bypass e una migliore adattabilità della missione supersonica. Per quantificare ulteriormente le prestazioni del motore, viene creato un modello VCE a doppio bypass basato sul metodo di modellazione a livello di componente.

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Protocol

1. Preparazione prima della modellazione

  1. Ottenere le prestazioni del punto di progettazione.
    1. Aprire Gasturb 13. Selezionare Motore ciclo variabile.
    2. Fare clic su Termodinamica di base. Selezionare Progettazione ciclo. Aprire DemoVarCyc.CVC.
    3. Ottenere le prestazioni del punto di progettazione del motore. Questi sono mostrati sul lato destro della finestra.
  2. Ottenere le mappe dei componenti.
    1. Aprire Gasturb 13. Selezionare Motore ciclo variabile.
    2. Fare clic su Off Design. Selezionare Mappe standard. Aprire DemoVarCyc.CVC.
    3. Fare clic su Off Design Point. Quindi selezionare LPC, IPC, HPC, HPT e LPT; pertanto, si ottengono tutte le mappe dei componenti.

2. Modellare ogni componente del VCE20,21,22

  1. Modellare un singolo componente di un VCE. Prendiamo ad esempio il compressore ad alta pressione.
    1. Aprire Matlab. Fare clic su Simulink. Fare doppio clic su Modello vuoto.
    2. Fare clic su Libreriae inserire la funzione per modellare.
    3. Fare doppio clic su Funzione. Secondo il principio di funzionamento del compressore, viene descritta l'equazione termodinamica del compressore. Descrivere quindi l'equazione con la funzione MATLAB.
    4. Dopo aver terminato la funzione MATLAB, ottenere l'ingresso e l'uscita del compressore.
    5. Utilizzare Sottosistema per mascherare il modulo. Quindi rinominarlo con "compressore". Finora, viene stabilito un modulo di sottosistema chiamato "compressore".
  2. Utilizzare la stessa procedura per ottenere i sottosistemi di tutti i componenti tra cui inseridio, ventola, condotto, passo ventilatore guidato dal nucleo (CDFS), miscelatore di bypass, compressore, bruciatore, turbina ad alta pressione, turbina a bassa pressione, mixer, postbruciatore e ugello.
    1. Combinare l'output di ogni componente con l'input del componente successivo.

3. Soluzione dell'intero modello

  1. Costruire equazioni di cooperazione dinamiche di tutto il modello.
    1. Costruire equazioni di co-working dinamiche. Costruire le seguenti 6 equazioni di co-working indipendenti.
    2. Determinare l'equazione del bilanciamento del flusso per l'ingresso e l'uscita del bruciatore:Equation 1
      W a3: flusso d'aria della sezione del compressore, Wf: flusso di combustibile del bruciatore, Wg44: flusso di gas di uscita della turbina ad alta pressione.
    3. Determinare l'equazione del bilanciamento del flusso per l'ingresso e l'uscita della turbina a bassa pressione:Equation 2
      W g44: flusso di gas della sezione di ingresso della turbina a bassa pressione, Wg5: flusso di gas di uscita della turbina a bassa pressione.
    4. Determinare l'equazione del bilanciamento del flusso per l'ingresso e l'uscita dell'ugello:Equation 3
      W g7: flusso di gas di ingresso dell'ugello, Wg9: flusso di gas di uscita dell'ugello.
    5. Determinare l'equazione statica del bilanciamento della pressione per l'intaglia del mixer posteriore:Equation 4
      P (in questo modo s163: pressione statica della presa di bypass esterno principale, Ps63: pressione statica della presa di bypass interno.
    6. Determinare l'equazione del bilanciamento del flusso dell'ingresso e della presa del ventilatore:Equation 5
      W a2: flusso d'aria di ingresso ventilatore, Wa21: flusso d'aria di ingresso CDFS, Wa13: flusso d'aria di ingresso bypass sub-outer
    7. Determinare l'equazione del bilanciamento del flusso della presa CDFS:Equation 6
      W a21: flusso d'aria di ingresso CDFS, Wa125: CDFS bypass flusso d'aria di inserito, Wun25: compressore flusso d'aria di ingresso.
    8. Le 6 equazioni indipendenti di cui sopra costituiscono le seguenti equazioni.
      Equation 7
  2. Utilizzare il risolutore di iterazione N-R in TMATS per risolvere le equazioni di cui sopra.
    1. Prima di utilizzare il risolutore per risolvere le equazioni di co-working, impostare il risolutore di iterazione N-R. In base al processo di modellazione, selezionare le seguenti 6 ipotesi iniziali: linea ausiliariaria della mappa dei componenti della ventola, CDFS, compressore ad alta pressione, turbina ad alta pressione e turbina a bassa pressione 1 , 3, -4 ,5, flusso di insedioino bypass sub-outer.

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Representative Results

Per dimostrare la validità del modello di simulazione, vengono confrontati diversi parametri di prestazione tipici selezionati nelle simulazioni statiche e dinamiche con i dati in Gasturb.

In una simulazione statica, confrontiamo diversi parametri chiave delle prestazioni del modello con questi parametri in Gasturb per verificare l'accuratezza del modello statico. La tabella 2 mostra il risultato del confronto nel punto di progettazione con H-0 m, Ma'0', W f'79334 kg/s in una modalità operativa a doppio bypass. Secondo il confronto, l'errore massimo dei parametri di prestazioni tra il modello e Gasturb è l'EPR (rapporto di pressione del motore), che è inferiore al 2%. La tabella 3 mostra il risultato del confronto in corrispondenza del punto di spegnimento con H-0 m, Ma0, W f.91032 kg/s in una singola modalità operativa bypass. In questa condizione, l'errore massimo qui è la velocità di rotazione dell'albero a bassa pressione, che è appena al di sotto del 4%. I parametri di prestazioni di entrambi i modelli sono quasi gli stessi. Pertanto, i due risultati del confronto dimostrano che il modello è accurato e il protocollo è efficace nel punto di progettazione.

In una simulazione dinamica, con lo scopo di verificare la correttezza del modello di stato di transizione, abbiamo simulato due processi dinamici tipici, tra cui la simulazione di accelerazione/decelerazione e la simulazione di commutazione di modalità. La simulazione di accelerazione/decelerazione viene elaborata in una modalità di doppio bypass con 0 m, Ma0 USD. La figura 2a mostra l'input del flusso di carburante. La figura 2b, la figura 2c e la figura 2d mostrano la risposta della velocità di rotazione, del flusso d'aria e della temperatura prima della turbina, pertanto il modello è in grado di eseguire la simulazione di accelerazione/decelerazione. Una simulazione di commutazione di modalità viene eseguita dalla modalità doppio bypass alla modalità di bypass singolo con H-0 m, Ma0. Come illustrato nella Figura 3, la modalità operativa VCE passa dalla modalità di bypass singolo alla modalità di doppio bypass a 5 s. Per evitare che il motore superi la velocità limitata durante il processo di commutazione, alla velocità di rotazione dell'albero ad alta pressione viene applicato un controllo a circuito chiuso a variabile. La figura 3b mostra che la velocità di rotazione dell'albero ad alta pressione è quasi invariata durante la commutazione. Analogamente, la figura 3a, la figura 3b, la figura 3c e la figura 3d mostrano la risposta del flusso di carburante, della velocità di rotazione, del flusso d'aria e della temperatura prima della turbina. Durante la simulazione a due dinamiche, il modello può essere eseguito correttamente.

Figure 1
Figura 1: Diagramma schematico della struttura complessiva del motore a ciclo variabile.
Un VCE contiene una ventola, un CDFS, un compressore, un bruciatore, una turbina, un mixer, un postbruciatore e un ugello. La ventola e il CDFS sono azionati dalla turbina a bassa pressione. Il compressore è azionato dalla turbina ad alta pressione. I numeri in Figura 1 rappresentano la sezione trasversale del motore. La definizione di ciascuna sezione trasversale è illustrata nella Tabella 1. Fare clic qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 2
come illustrato nella Figura 2. Simulazione di accelerazione/decelerazione di VCE.
Questa cifra presenta la simulazione di accelerazione/decelerazione. L'ingresso del flusso di carburante è illustrato nella Figura 2a. Le risposte dei principali parametri delle prestazioni sono mostrate come di seguito. b) La risposta dell'alta velocità di pressione e della velocità di bassa pressione. c) La risposta del flusso d'aria. d) La risposta della temperatura di insoglio della turbina. Fare clic qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 3
come illustrato nella figura 3. Simulazione di commutazione di modalità di VCE.
Questa figura presenta la simulazione di commutazione di modalità. (a) La risposta dell'ingresso del flusso di carburante. b) La risposta dell'alta velocità di pressione e della velocità di bassa pressione. c) La risposta del flusso d'aria. d) La risposta della temperatura di insoglio della turbina. Fare clic qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Numbe della sezione trasversale definizione
2 Insedio a ventaglio
3 Presa compressore
4 Uscita del bruciatore
5 Presa di turbina a bassa pressione
6 Insegliato reame
7 Uscita postbruciatore
8 Pensiero ugello
9 Presa dell'ugello

Tabella 1: Definizione di tutte le sezioni trasversali. Le definizioni di sezione trasversale del motore di ciclo variabile adottato in questo protocollo sono illustrate nella tabella 1.

parametro modellino Gasturbo 13 Errore(%)
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

Tabella 2. Confronto del punto di progettazione del doppio bypass. Diversi parametri chiave delle prestazioni del modello vengono confrontati con i parametri di Gasturb nel punto di progettazione con H,0 m, Ma0, Wf0,79334 kg/s.

parametro modellino Gasturbo 13 Errore(%)
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

Tabella 3. Confronto del punto di off-design del singolo bypass. Diversi parametri chiave delle prestazioni vengono confrontati in corrispondenza del punto di progettazione con H-0 m, Ma0, Wf.91032 kg/s.

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Discussion

Basato su un ambiente di simulazione grafica, un modello a livello di componente VCE può essere creato rapidamente attraverso l'architettura gerarchica modulare e la tecnologia di modellazione orientata agli oggetti. Offre un'interfaccia amichevole per gli utenti ed è conveniente analizzare e progettare il modello19.

La limitazione principale di questo metodo è l'efficienza di esecuzione del modello. Poiché il modello è scritto in linguaggio di scripting, il modello deve essere ricompilato ogni volta che viene eseguito. Pertanto, l'efficienza di esecuzione non è buona come il linguaggio di sistema. Alla luce di questa limitazione, il prossimo punto chiave della ricerca è come migliorare l'efficienza di esecuzione del modello. Un'altra limitazione è che il valore iniziale dell'iterazione N-R deve essere considerato rigorosamente nel modello, perché l'iterazione N-R è convergente solo in un piccolo intervallo di deviazioni.

Un passaggio critico del protocollo consiste nell'ottenere le mappe dei componenti in modo accurato e nell'utilizzare l'algoritmo appropriato per l'interpolazione. Che si tratti di Gasturb o di altri dati di test del motore esistenti, mappe dei componenti accurate sono utili per creare un modello in modo più accurato.

Nella modellazione grafica orientata agli oggetti dell'aeromotore, che si tratti dell'intero oggetto modello del motore, dell'oggetto modello di componente o dell'oggetto modello di parametro di ogni componente, viene compilato come modulo indipendente e incapsulabile. La connessione tra tutti i moduli componenti costituisce la parte principale del framework del modello. La progettazione interna del modello di ogni modulo componente è allo scopo di generalizzare, evidenziando le caratteristiche di facile modifica e visualizzazione del modello di componente. Il metodo presentato in questo documento può essere utilizzato non solo per VCE ma anche per altre turbine a gas23.

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Disclosures

Non abbiamo niente da rivelare.

Acknowledgments

Questa ricerca è stata finanziata dai Fondi fondamentali di ricerca per le università centrali, numero di sovvenzione [No. NS2018017].

Materials

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

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