JoVE Logo
АВТОРЫ
СВЯЖИТЕСЬ С НАМИ

Войдите в систему

Для просмотра этого контента требуется подписка на Jove Войдите в систему или начните бесплатную пробную версию.

В этой статье

  • Резюме
  • Аннотация
  • Введение
  • протокол
  • Результаты
  • Обсуждение
  • Раскрытие информации
  • Благодарности
  • Материалы
  • Ссылки
  • Перепечатки и разрешения

Резюме

Здесь мы представляем протокол для создания математической модели уровня компонента для движка переменного цикла.

Аннотация

Двигатели переменного цикла (VCE), сочетающие в себе преимущества турбовентиляторных и турбореактивных двигателей, широко считаются авиационными двигателями нового поколения. Однако разработка VCE требует больших затрат. Таким образом, при разработке авиационного двигателя необходимо построить математическую модель, которая позволит избежать большого количества реальных испытаний и резко снизить затраты. Моделирование также имеет решающее значение для разработки законодательства в области контроля. В этой статье, основанной на графической среде моделирования, описан быстрый метод моделирования двигателя переменного цикла с двойным обходом с использованием объектно-ориентированной технологии моделирования и модульной иерархической архитектуры. Во-первых, математическая модель каждого компонента построена на основе термодинамического расчета. Затем иерархическая модель двигателя строится с помощью комбинации каждого компонента математической модели и модуля n-R solver. Наконец, в модели проводится статическое и динамическое моделирование, и результаты моделирования доказывают эффективность метода моделирования. Модель VCE, построенная с помощью этого метода, имеет преимущества четкой структуры и наблюдения в реальном времени.

Введение

Современные требования к самолетам приносят большие проблемы в двигательную систему,которые нуждаются в более интеллектуальных, более эффективных или даже более универсальных авиационных двигателях 1. Будущие военные двигательные установки также требуют как более высокойтяги на высокой скорости, так и снижения специфического расхода топлива при низкой скорости 1,2,3,4. Для того, чтобы удовлетворить технические требования будущих полетов, General Electric (GE) выдвинул двигатель переменного цикла (VCE) концепции в 19555. VCE - это авиационный двигатель, который может выполнять различные термодинамическиециклы, изменяя размер геометрии или положение некоторых компонентов 6. Lockheed SR-71 "Blackbird" питание от J58 турборематный VCE провел мировой рекорд для самых быстрых воздуходышащих пилотируемых самолетов с 1976 года7. Он также доказал многие потенциальные преимущества сверхзвукового полета. За последние 50 лет GE улучшила и изобрела несколько других VCE, в том числе двойное объезд нос vcE8,двигатель с контролируемым давлением9 и адаптивный цикл двигателя10. Эти исследования включали в себя не только общую структуру и проверку производительности, но и систему управления двигателем11. Эти исследования доказали, что VCE может работать как высокое соотношение шунтирования турбовентилятора на дозвуковом полете и как низкое соотношение объездных турбовентилятор, даже как турбореактивный на сверхзвуковом полете. Таким образом, VCE может реализовать соответствие производительности в различных условиях полета.

При разработке VCE будет проведен большой объем необходимых проверочных работ. Это может стоить большое количество времени и затрат, если все эти работы выполняются физически12. Технология компьютерного моделирования, которая уже была принята в разработке нового двигателя, может не только значительно снизить стоимость, но и избежать потенциальных рисков13,14. На основе технологии компьютерного моделирования цикл разработки двигателя будет сокращен почти вдвое, а количество необходимого оборудования будет значительно сокращено на15. С другой стороны, моделирование также играет важную роль в анализе поведения двигателя и разработке закона контроля. Для моделирования статического дизайна и вне конструкции производительности двигателей, программа под названием GENENG16 была разработана НАСА Льюис исследовательский центр в 1972 году. Затем исследовательский центр разработал DYNGEN17, полученный из GENENG, и DYNGEN мог имитировать преходящую производительность турбореактивных и турбовентиляторных двигателей. В 1989 году НАСА выдвинуло проект под названием «Моделирование цифровой двигательной системы» (NPSS), и призвало исследователей построить модульную и гибкую программу моделирования двигателей с помощью объектно-ориентированного программирования. В 1993 году Джон А. Рид разработал систему моделирования двигателей Turbofan (TESS) на основе платформы системы визуализации приложений (AVS) на основе объектно-ориентированного программирования18.

Между тем, быстрое моделирование на основе графического программирования среды используется постепенно в моделировании. Пакет Toolbox для моделирования и анализа термодинамических систем (T-MATS), разработанный НАСА, основан на платформе Matlab/Simulink. Он является открытым исходным кодом и позволяет пользователям настраивать встроенные библиотеки компонентов. T-MATS предлагает дружественный интерфейс для пользователей, и это удобно для анализа и разработки встроенной модели JT9D19.

В этой статье динамическая модель типа VCE была разработана здесь с использованием программного обеспечения Simulink. Объект моделирования этого протокола представляет собой двойной обход VCE. Его схематическая компоновка показана на рисунке 1. Двигатель может работать как в одиночном, так и в двойном обходном режиме. Когда Mode Select Valve (MSV) открыт, двигатель лучше работает в дозвуковых условиях с относительно большим коэффициентом шунтирования. Когда клапан Mode Select valve закрыт, VCE имеет небольшое соотношение шунтирования и лучшую сверхзвуковую адаптивность миссии. Для дальнейшей количественной оценки производительности двигателя модель двойного обхода VCE построена на основе метода моделирования на уровне компонентов.

протокол

1. Подготовка перед моделированием

  1. Получите производительность точки проектирования.
    1. Открытый Gasturb 13. Выберите переменный цикл двигателя.
    2. Нажмите на основные термодинамики. Выберите дизайн цикла. Открыть DemoVarCyc.CVC.
    3. Получите характеристику точки проектирования двигателя. Они показаны на правой стороне окна.
  2. Получение карт компонентов.
    1. Открытый Gasturb 13. Выберите переменный цикл двигателя.
    2. Нажмите на Off Дизайн. Выберите стандартные карты. Открыть DemoVarCyc.CVC.
    3. Нажмите на Off Design Point. Затем выберите LPC, IPC, HPC, HPT и LPT; таким образом, все компоненты карты получены.

2. Модель каждого компонента VCE20,21,22

  1. Модель одного компонента VCE. Возьмем в качестве примера компрессор высокого давления.
    1. Открыть Matlab. Нажмите на Simulink. Дважды нажмите на пустую модель.
    2. Нажмите на библиотекуи разместите функцию в модели.
    3. Дважды нажмите на функцию. По принципу работы компрессора описано термодинамическое уравнение компрессора. Затем опишите уравнение с функцией MATLAB.
    4. После завершения функции MATLAB,получить вход и выход компрессора.
    5. Используйте подсистему для маскировки модуля. Затем переименуем его в "компрессор". На сегодняшний день создан подсистемный модуль под названием "компрессор".
  2. Используйте те же шаги, чтобы получить подсистемы всех компонентов, включая входе, вентилятор, проток, ядро приводом вентилятора этапе (CDFS), шунт смеситель, компрессор, горелка, турбина высокого давления, турбины низкого давления, смеситель, afterburner и сопло.
    1. Объедините выход каждого компонента с вводом следующего компонента.

3. Решение всей модели

  1. Постройте динамические коворкинг-уравнения целой модели.
    1. Постройте динамические коворкинг-уравнения. Постройте следующие 6 независимых коворкинговых уравнений.
    2. Определите уравнение баланса потока для выхода и выхода горелки:figure-protocol-2635
      W 3: компрессор розетки секции воздушного потока, WF: поток топлива горелки, Wg44: поток газа турбины высокого давления впускной.
    3. Определите уравнение баланса потока для впускной и выходной турбины низкого давления:figure-protocol-3020
      W g44: низкое давление турбины входном разделе газпотока, Wg5: низкое давление турбины выходного газа потока.
    4. Определите уравнение баланса потока для впуска и выхода сопла:figure-protocol-3333
      W g7: сопло впускной поток газа, Wg9: сопло выходного газа потока.
    5. Определите уравнение баланса статического давления для впуска заднего миксера:figure-protocol-3619
      P s163: статическое давление основной внешней розетки, Ps63: статическое давление внутренней объездной розетки.
    6. Определите уравнение баланса потока ведомых и розетки:figure-protocol-3926
      W a2: веер впускной воздушный поток, W21: CDFS впускной воздушный поток, Wa 13: sub-outer bypass впускной воздухопоток
    7. Определите уравнение баланса потока розетки CDFS:figure-protocol-4264
      W 21: CDFS впускной воздушный поток, W125: CDFS объездной воздуха воздуха, W25: компрессор впускной воздушный поток.
    8. Вышеупомянутые 6 независимых уравнений представляют собой следующие уравнения.
      figure-protocol-4633
  2. Используйте итерацию N-R в TMATS для решения вышеуказанных уравнений.
    1. Перед использованием растворитель для решения коворкинг уравнений, установите N-R итерации растворитель. В соответствии с процессом моделирования, выберите следующие 6 первоначальных догадок: компонент карты вспомогательных линии вентилятора, CDFS, компрессор высокого давления, турбина высокого давления и турбина низкого давления No1, No2, 3, No4, No5, суб-внешний обход входиного потока.

Результаты

Для того, чтобы доказать достоверность модели моделирования, несколько типичных параметров производительности, выбранных в статических и динамических моделированиясравниваются с данными в Gasturb.

В статическом модели мы сравниваем несколько ключевых параметров произво...

Обсуждение

На основе графической среды моделирования модель уровня VCE может быть быстро построена с помощью модульной иерархической архитектуры и объектно-ориентированной технологии моделирования. Он предлагает дружественный интерфейс для пользователей, и это удобно для анализа и разработки м...

Раскрытие информации

Нам нечего раскрывать.

Благодарности

Это исследование было профинансировано фундаментальными исследовательскими фондами для центральных университетов, номер гранта .No. NS2018017.

Материалы

NameCompanyCatalog NumberComments
GasturbGasTurb GmbHGasturb 13
MATLABMathWorksR2017b
TMATSNASA1.2.0

Ссылки

  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. French, M., Allen, C. NASA VCE test bed engine aerodynamic performance characteristics and test results. , 1594 (1981).
  7. Willis, E., Welliver, A. Variable-cycle engines for supersonic cruising aircraft. , 759 (1976).
  8. Allan, R. General Electric Company variable cycle engine technology demonstrator programs. , 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. , V001T003A105-V001T003A105 (2000).
  10. Johnson, J. E. . US Patent. , (2005).
  11. Vyvey, P., Bosschaerts, W., Fernandez Villace, V., Paniagua, G. Study of an Airbreathing Variable Cycle Engine. , 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. , 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. Reed, J., Afjeh, A. Development of an interactive graphical propulsion system simulator. The 30th Joint Propulsion Conference and Exhibit in Indianapolis, IN. , (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). , (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. , 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).

Перепечатки и разрешения

Запросить разрешение на использование текста или рисунков этого JoVE статьи

Запросить разрешение

Смотреть дополнительные статьи

150

This article has been published

Video Coming Soon

JoVE Logo

Конфиденциальность

Условия эксплуатации

Политика

СВЯЖИТЕСЬ С НАМИ

РЕКОМЕНДОВАТЬ БИБЛИОТЕКЕ

НОВОСТИ JoVE

Исследования

Образование

АВТОРЫ

Библиотекарь

О JoVE

Авторские права © 2025 MyJoVE Corporation. Все права защищены