طريقة سريعة لنمذجة محرك دورة متغير
Summary
هنا، نقدم بروتوكولًا لإنشاء نموذج رياضي على مستوى المكون لممحرك دورة متغير.
Abstract
محركات دورة متغير (VCE) التي تجمع بين مزايا محركات توربوفان وتوربو النفاثة, تعتبر على نطاق واسع لتكون محركات الطائرات الجيل القادم. ومع ذلك، يتطلب تطوير VCE تكاليف عالية. وبالتالي، فمن الضروري بناء نموذج رياضي عند تطوير محرك الطائرة، والتي قد تجنب عدد كبير من الاختبارات الحقيقية وخفض التكلفة بشكل كبير. كما أن النمذجة أمر بالغ الأهمية في تطوير قانون المراقبة. في هذه المقالة، استناداً إلى بيئة محاكاة رسومية، يتم وصف أسلوب سريع لنمذجة محرك دورة متغير تجاوز مزدوج باستخدام تقنية النمذجة الموجهة نحو الكائن وبنية هرمية نمطية. أولاً، يتم بناء النموذج الرياضي لكل مكون على أساس الحساب الدينامي الحراري. ثم، يتم إنشاء نموذج محرك هرمي عن طريق الجمع بين كل نموذج رياضي مكون والوحدة النمطية N-R solver. وأخيرا، يتم تنفيذ عمليات المحاكاة الثابتة والدينامية في النموذج وتثبت نتائج المحاكاة فعالية طريقة النمذجة. نموذج VCE بنيت من خلال هذا الأسلوب لديه مزايا بنية واضحة والمراقبة في الوقت الحقيقي.
Introduction
متطلبات الطائرات الحديثة تجلب تحديات كبيرة لنظام الدفع، والتي تحتاج إلى محركاتالطائرات أكثر ذكاء، وأكثر كفاءة أو حتى أكثر تنوعا 1. كما تتطلب أنظمة الدفع العسكرية المستقبلية قوة دفع أعلى بسرعة عالية واستهلاك وقود محدد أقل بسرعةمنخفضة1و2و3و4. من أجل تلبية المتطلبات التقنية لبعثات الطيران في المستقبل، طرحت جنرال إلكتريك (GE)مفهوم محرك دورة متغير (VCE) في عام 1955 5. VCE هو محرك طائرة يمكن أن يؤدي دورات ديناميكية حرارية مختلفة عن طريق تغيير حجم الهندسة أو موقف بعض المكونات6. ولوكهيد SR-71 “بلاك بيرد” مدعوم من J58 turboramjet VCE وقد عقدت الرقم القياسي العالمي لأسرع الهواء التنفس الطائرات المأهولة منذ عام 19767. كما أثبتت العديد من المزايا المحتملة للرحلة فوق الصوتية. في السنوات ال 50 الماضية، وقد تحسنت جنرال إلكتريكواخترع العديد من VCEs الأخرى، بما في ذلك تجاوز مزدوج VCE 8، محرك نسبة الضغط التي تسيطر عليها9 ومحرك دورة التكيف10. وشملت هذه الدراسات ليس فقط الهيكل العام والتحقق من الأداء، ولكن أيضا نظام التحكم في المحرك11. وقد أثبتت هذه الدراسات أن VCE يمكن أن تعمل مثل نسبة تجاوز عالية توربوفان في رحلة دون الصوتية ومثل نسبة تجاوز منخفضة توربوفان، حتى مثل طائرة توربينية في رحلة أسرع من الصوت. وهكذا، يمكن لVCE تحقيق مطابقة الأداء في ظل ظروف الطيران المختلفة.
عند تطوير VCE، سيتم تنفيذ كمية كبيرة من أعمال التحقق اللازمة. قد يكلف قدرا كبيرا من الوقت والنفقات إذا تم تنفيذ جميع هذه الأعمال بطريقة مادية12. تكنولوجيا محاكاة الكمبيوتر، التي تم اعتمادها بالفعل في تطوير محرك جديد، لا يمكن أن تقلل فقط من التكلفة إلى حد كبير، ولكن أيضا تجنب المخاطر المحتملة13،14. واستنادا إلى تكنولوجيا المحاكاة الحاسوبية، ستخفض دورة تطوير المحرك إلى النصف تقريبا، وسيخفض عدد المعدات المطلوبة تخفيضا كبيراقدره 15. من ناحية أخرى، المحاكاة تلعب أيضا دورا هاما في تحليل سلوك المحرك وتطوير قانون التحكم. لمحاكاة التصميم الثابت والأداء خارج التصميم للمحركات، تم تطوير برنامج يسمى GENENG16 من قبل مركز أبحاث لويس ناسا في عام 1972. ثم طوّر مركز الأبحاث DYNGEN17 المشتق ة من GENENG، ويمكن لـ DYNGEN محاكاة الأداء العابر لمحرك التوربينية ومحركات التوربينية. وفي عام 1989، طرحت ناسا مشروعا، يسمى محاكاة نظام الدفع العددي،(NPSS)، وشجعت الباحثين على وضع برنامج محاكاة للمحركات نموذجي ومرن من خلال استخدام البرمجة الموجهة نحو الأجسام. في عام 1993، طوّر جون أ. ريد نظام محاكاة المحرك التوربيني (TESS) على أساس منصة نظام تصور التطبيقات (AVS) من خلال برمجة موجهة نحو الكائن18.
وفي الوقت نفسه، يجري تدريجيا استخدام النمذجة السريعة القائمة على بيئة البرمجة الرسومية في المحاكاة. وتستند مجموعة أدوات نمذجة وتحليل أنظمة الديناميكا الحرارية (T-MATS) التي وضعتها ناسا إلى منصة ماتلاب/سيمولينك. وهو مفتوح المصدر ويسمح للمستخدمين بتخصيص مكتبات المكونات المضمنة. T-MATS يقدم واجهة ودية للمستخدمين وأنها مريحة لتحليل وتصميم المدمج في نموذج JT9D19.
في هذه المقالة، تم تطوير النموذج الديناميكي لنوع من VCE هنا باستخدام برنامج Simulink. كائن التصميم لهذا البروتوكول هو تجاوز مزدوج VCE. يظهر تخطيطه التخطيطي في الشكل 1. يمكن أن يعمل المحرك في كل من أوضاع الالتفافية الفردية والمزدوجة. عندما يكون صمام تحديد الوضع (MSV) مفتوحاً، يكون أداء المحرك أفضل في الظروف دون الصوتية مع نسبة تجاوز كبيرة نسبياً. عند إغلاق صمام تحديد الوضع، يحتوي VCE على نسبة تجاوز صغيرة وقابلة أفضل للتكيف مع المهمة فوق الصوتية. لزيادة تكميم أداء المحرك، يتم بناء نموذج VCE تجاوز مزدوج استناداً إلى أسلوب النمذجة على مستوى المكون.
Protocol
Representative Results
Discussion
استناداً إلى بيئة محاكاة رسومية، يمكن بناء نموذج على مستوى مكون VCE بسرعة من خلال بنية هرمية نمطية وتكنولوجيا النمذجة الموجهة نحو الكائنات. ويوفر واجهة ودية للمستخدمين وأنها مريحة لتحليل وتصميم نموذج19.
الحد الرئيسي لهذه الطريقة هو كفاءة تنفيذ النموذج. لأنه تتم …
Disclosures
The authors have nothing to disclose.
Acknowledgements
تم تمويل هذا البحث من قبل صناديق البحوث الأساسية للجامعات المركزية، رقم المنحة [رقم. NS2018017].
Materials
| Gasturb | GasTurb GmbH | Gasturb 13 | |
| MATLAB | MathWorks | R2017b | |
| TMATS | NASA | 1.2.0 |
References
- 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).
- Junchao, Z., Min, C., Hailong, T. Matching mechanism analysis on an adaptive cycle engine. Chinese Journal of Aeronautics. (2), 22 (2017).
- 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).
- Ruffles, P. C. Aero engines of the future. Aeronautical Journal. 107 (1072), 307-321 (2003).
- Johnson, J. Variable cycle engine developments at General Electric 1955-1995. Developments In High-Speed Vehicle Propulsion Systems. , 105-158 (1995).
- French, M., Allen, C. NASA VCE test bed engine aerodynamic performance characteristics and test results. , 1594 (1981).
- Willis, E., Welliver, A. Variable-cycle engines for supersonic cruising aircraft. , 759 (1976).
- Allan, R. General Electric Company variable cycle engine technology demonstrator programs. , 1311 (1979).
- 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).
- Johnson, J. E. . US Patent. , (2005).
- Vyvey, P., Bosschaerts, W., Fernandez Villace, V., Paniagua, G. Study of an Airbreathing Variable Cycle Engine. , 5758 (2011).
- 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).
- Loftin, L. K. Toward a second-generation supersonic transport. Journal of Aircraft. 11 (1), 3-9 (1974).
- Mavris, D. N., Pinon, O. J. . Complex Systems Design & Management. , 1-25 (2012).
- 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).
- 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).
- 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).
- Reed, J., Afjeh, A. Development of an interactive graphical propulsion system simulator. The 30th Joint Propulsion Conference and Exhibit in Indianapolis, IN. , (1994).
- 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).
- 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).
- 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).
- Reed, J., Afjeh, A. An extensible object-oriented framework for distributed computational simulation of gas turbine propulsion systems. , 3565 (1998).
- 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).
