商业涡扇发动机的燃油消耗对全球变暖的影响
不知道图兰和t·希克Karakoc
13.1介绍
参数化本研究的主要目的是调查商业涡扇发动机的油耗影响全球变暖。在这方面,重要的参数,商业涡扇发动机的燃油消耗率是考虑。为了减少燃料消耗对全球变暖的影响,发动机设计参数的值进行了优化维护最低燃油消耗率(证监会,g / kN s)的涡扇发动机在不同飞行条件和设计标准。遗传算法优化方法的骨干由elitism-based加上涡扇发动机的真实参数周期分析。解决优化问题的一种新的软件程序是在MATLAB开发的,而目标函数最小化确定具体的燃料消耗等参数通过考虑风机压力比(n),绕过比率(a),燃料热值(hPR(焦每千克)]。因此,可能得出的结论是,开发的软件能够成功解决优化问题在1.2 < TC / < 2 2 < < 8, 23000 < hPR < 120000飞机飞行马赫数< 0.8。燃料类型用于初步发动机循环分析JP-4, JP-5, jp - 8,氢在这一章。作为结论,证监会是5.50,18.31,和34.25 g / kN s巡航条件氢,煤油,分别和乙醇。
让飞机推进系统适用于所有类型的飞机,下面的发展目标是追求(Mattingly, 2006):
•更高的整体效率;
•更大的输出功率的引擎;
•大比率的输出功率发动机重量,体积,和额区;
•更高的使用寿命,耐力和可靠性;和
即Dincer et al。(eds),全球变暖,绿色能源和技术,
DOI 10.1007 / 978 - 1 - 4419 - 1017 - 2 - _13,©Springer科学+商业媒体,有限责任公司2010年
对超音速飞行,涡轮喷气引擎的总体效率显然是明显的。然而,对于高亚音速飞行速度,废气喷气式飞机的速度太高获得最好的推进效率。在这些条件下,绕过引擎提高推进效率成为一个很好的选择。尽可能高的热力学和推进效率的飞机推进系统导致了一些发动机特点(奥茨,1997)压缩机压力比例很高,涡轮入口温度、分流比。
比例高函道比涡扇发动机的优势可以概括如下:
•整体效率高,导致长途飞行范围;
•低喷射速度,导致伟大的降噪;
•增加推力;和
•低耗油率,从而减少化学物质的排放。
自1978年航空市场的管制,压力引擎制造商生产更高效,低成本的飞机急剧增加(Schipper和里特维德,1997)。竞争的加剧迫使航空公司减少他们的承诺作为新机身和发动机启动客户(夜莺,2000)。此外,环境问题推动更严格的立法对污染物排放和噪音。标准规范航空发动机氮氧化物排放量在1981年首次采用(ICAO, 1999),然后是更严格的允许水平的1993年减少了20%。1999年之后的进一步降低引擎的标准平均约16%从12月31日,注册2003。
金融的不确定性促使制造商减少投放市场的时间从5年39个月特伦特系列(罗宾斯,1996)。除了劳斯莱斯现在计划减少其引擎开发时间表,还有30% (Anand Priddin, 2001)。增加的竞争与环境问题改变了市场驱动可分类如下(玛丽,2001):
•生命周期成本:采集、燃油消耗、维修。
•环境影响:污染物排放、噪音。
•性能:推力,体重,燃油消耗率。
由于成长洲际运输的必要性,它已成为不可避免的更强大的引擎。据估计,目前世界上16800喷气式飞机,这个数字在2024年预计将增长到35300。此外,客运活动增加了平均每年4.8%(波音2007)。另一方面,2 - 5%的世界能源消费属于航空产业(Koroneos et al ., 2007)。劳斯莱斯预计持续强劲的长期增长的所有主要领域商业飞机和喷气发动机市场。未来20年,预计对132000发动机的需求,价值7010亿美元。市场在亚洲,短途和洲际,将推动这种增长。然而,更为成熟的市场在欧洲和北美需要超过6000新的客机交付取代旧飞机在今天的舰队。交付这些引擎还创建了一个售后市场的机会在一生中5500亿美元的服务(劳斯莱斯,2007)。
在过去的20年劳斯莱斯的前景不断走向更高的推力发动机。航空公司要求飞机payload-range性能更好,更大的灵活性,从短的跑道起飞,爬升率提高。没有迹象表明驱动的性能下降。因此,劳斯莱斯的行业继续预测,高于200.17 kN起飞(45000磅)的推力将是最大的价值。引擎市场的预测自然反映了飞机的大小分布和动态市场。市场被分割成起飞推力类别,可以大致匹配飞机类。例如,低于26.7 kN(6000磅)的域较小的商用飞机,尽管26.7 - -97.86 kN(000 - 22000磅)引擎主要电力企业飞机和支线飞机。97.86 - -200.17 kN(22000 - 45000磅)范畴涵盖了单通道市场和引擎高于200.17 kN(45000磅)的推力是双通道飞机。虽然没有改变在起飞推力之间的关系需要和飞机的最大起飞重量(MTOW),有继续给定任务所需的最大起飞重量有所减少。这是由于节能的引擎,它需要更少的燃料的重量和更轻的机体结构。 There is also now more focus on 'hot-and-high' engine performance, with airlines wishing to have the flexibility to operate without payload restrictions from regions such as the Middle East, India, and Latin America. Although the largest quantity of engines is for the 97.86-200.17 kN (22,000-45,000 lb) thrust band, the market value is dominated by high thrust engines for long-haul twin-aisle aircraft. This sector has expanded at a rapid rate over the last 15-20 years and is forecast to continue to grow in the coming decades (Rolls-Royce, 2007).
各级涡扇引擎可以建模的细节,从简单的代数关系到全三维(3 d)描述气体的路径。气体热力学模型被认为是在这个研究。一些模型所使用的大型制造商在一个引擎项目:初步设计和性能预测,合成的控制律,状态监测,以及engine-airframe集成(Borguet et al ., 2007)。
在这项研究中,我们报告的发展模块化航空涡扇发动机在MATLAB仿真(矩阵实验室)环境。开发一个新的软件程序多花式点优化的涡扇发动机。新开发的软件的名字是TURBOGENf(涡扇遗传粉丝)。它可以搜索优化热力学的涡扇发动机加上elitism-based遗传算法方法(EBGA)最低燃油消耗率为不同的燃料使用。遗传算法(气),最初由荷兰(1975),是最认可和实践形式的进化算法随机优化技术,模拟达尔文的自然选择,适者生存的原则。气体可用于不连续目标函数的情况下,分离和/或非凸设计空间内,连同离散、连续或整数设计变量。对本地搜索方法(基于如梯度)气体收敛于局部最优,最小化风险的同时处理整个候选解决方案。
此外,它们特别适用于多目标优化问题在实际工作中经常遇到的设计问题。由于这些优势,天然气越来越广泛应用于各个学科。然而,气体通常需要大量的迭代,收敛缓慢。使用遗传算法优化是因此有利目标函数评价时不要太贵的计算时间(Borguet et al ., 2007)。因此,气体时有效耦合的近似方法(Pierret, 2005),以参数化重构(Grondin et al ., 2005),或0-D(零维)模型。
13.2涡扇发动机建模
在下面,我们专注于一个特定类型的喷气发动机:分离流动和non-afterburning涡扇。与现有的技术水平,这一发现的最佳配置高亚音速商用飞机(Cumpsty, 2000)。发动机的示意图绘制在图13.1。
-
- 图13.1一般站涡扇发动机的编号。
涡扇发动机的假设分析周期损失如下:
•上游主燃烧器的理想气体常数属性Y, Rc,共产党。
•理想气体的下游主燃烧器与常量属性Y, Rt, Cpt。
•所有组件是绝热(没有涡轮冷却)。
•压缩机的效率、风扇和涡轮通过使用描述(常数)广食性的效率ec,英孚,分别和等。
周期分析的步骤可以很容易地看到Mattingly (1996)。但最重要的参数,具体的推力和耗油率,给出了如下:
+ (1 + f) RtT9 !T0 1 - P0 !票数
TURBOGENf的飞行条件和设计点参数 |
|||
M0 = 0.8 |
T0 = 220 K |
hPR = 23000 kJ /公斤 |
数控= 20 |
T4 (K) = 1500 |
中国共产党kJ /(公斤。K) = 1.00488 |
Cp = 1.147 kJ / K(公斤) |
Yc = 1.4 |
欧美= 1.33 |
pt J pt3 =°。” |
下午!Pt13 = 0.99 |
电子商务= 0.90 |
e = = 0.89 |
nb =海里= 0.99 |
pj票数= 0.90 |
pj P19 = 0.90 |
TURBOGENf的遗传算法参数 |
|||
Pn = 200 |
Gn = 300 |
Cr = 0.6 |
先生= 0.003 |
13.3初步设计与TURBOGENf曲线
在下面,TURBOGENf(涡扇基因风扇)开发的软件程序图兰(2007)介绍了。TURBOGENf MATLAB开发的一个软件程序编程环境分析参数的循环non-afterburning,单独的排气流涡扇发动机在SI单位不同的设计点,由此获得了最优设计点在不同飞行条件和设计标准通过elitism-based同时遗传算法。TURBOGENf的主要目的是降低燃油消耗率下的涡扇发动机不同的设计标准,不同的燃料和飞行条件。决策变量的TURBOGENf风机压力比(nf)和涵道比(a)。可以值得TURBOGENf 3 d引擎的性能曲线。TURBOGENf能够绘制3 d color-scaled计数器情节对应于特定的燃料消耗,特定的推力、推进,热,和整体效率加上决策变量如风扇压力比和分流比。表13.1由涡扇发动机设计点参数的一个例子。从无花果。13.2 - 13.4图3 d color-scaled计数器情节加上决策变量(nf)和燃油消耗率(证监会)根据表13.1 - -13.3的hPR是23000,43000,和120000 kJ /公斤,分别可以看到。这些数据中的每个网格图颜色表示燃油消耗率作为反对的价值函数曲线。
TURBOGENf的飞行条件和设计点参数 |
||
M0 = 0.8 |
T0 = 220 K hPR = 43100焦每千克 |
^ c = 20 |
T4 (K) = 1500 |
„C CDI kJ / K(公斤)= 1.00488 = 1.147 kJ / K(公斤) |
Yc = 1.4 |
Y = 03 |
PWPt 3 = 0.99点/ p, n = 0.99 |
电子商务= 0.90 |
ef = e = 0.89 |
Vb = = 0.99 p0 Vm /票数= 0.90 |
p0 / p19 = 0.90 |
TURBOGENf的遗传算法参数 |
||
Pn = 200 |
Gn = 300 Cr = 0.6 |
先生= 0.003 |
1.2 < nf < 2 |
没有= 0.1 2 < < 8 |
有一个= 0.1 |
表13.3参数的遗传算法和设计点涡扇engine-III。 |
||
TURBOGENf的飞行条件和设计点参数 |
||
M0 = 0.8 |
T0 = 220 K hPR = 120,00 kJ /公斤 |
= 20 |
T4 (K) = 1500 |
„C Cp kJ / K(公斤)= 1.00488,= 1.147 kJ / K(公斤) |
Yc = 1.4 |
Y = 03 |
4 P / P, 3 = 0.99 Pt19 / Pt13 = 0.99 |
电子商务= 0.90 |
e = = 0.89 |
Vb = = 0.99 p0 Vm /票数= 0.90 |
p0 / p19 = 0.90 |
TURBOGENf的遗传算法参数 |
||
Pn = 200 |
Gn = 300 Cr = 0.6 |
先生= 0.003 |
1.2 < Kf < 2 |
没有= 0.1 2 < < 8 |
有一个= 0.1 |
直到现在,化石燃料造成了能源费用的80%以上,其中,石油中发挥了主导作用。预计其使用到未来两到三年才会下降。交通行业,包括航空、现代社会的重要组成部分,是最大的石油燃料消费的一部分。其重要性不断增长以非常快的速度在过去的世纪。未来全球能源和环境问题对喷气发动机的操作条件的变化。在其他领域,研究面向现在的节能,在增强的同时保护我们的环境(减少污染物和温室气体的排放)和燃料再形成。喷气燃料的燃烧的详细建模是一个有用的工具来解决燃烧控制的问题以及减少排放和燃料消耗。
表13.4煤油喷气燃料的主要特征。 |
||||||
财产jp - 8 |
jp - 8 |
jp - 8 /架a - 1 |
飞机一 |
jp - 8 |
煤油 |
|
分子量 |
152年 |
162年 |
||||
近似公式 |
C10.9H20.9 |
C11H21 |
C11.6H22 |
- - - - - - |
- - - - - - |
|
原子燃料 |
10.9 |
11 |
11.6 |
卖地 |
||
H / C比值- |
1.92 |
1.91 |
1.9 |
- - - - - - |
1.9 - -2.1 |
|
沸腾范围140 - 300°C |
平均204 |
165 - 265 |
平均216 |
- - - - - - |
140 - 280 |
|
特定的格拉夫- 0.81密度15°C |
0.81 |
- - - - - - |
0.77 - -0.83 |
|||
在卷% Av.组成 |
||||||
芳烃20 |
18 |
18 (monoaro) 10 - 20 2 (diaro)。 |
||||
环烯20 |
20. |
20. |
20 - 30 |
|||
石蜡58 |
60 |
28 (n-par) + 50 - 65 29 (i-par)。 |
||||
烯烃2 |
2 |
- - - - - - |
0 |
|||
来源:Dagaut和Cathonette (2006)。 |
||||||
表13.5煤油喷气燃料的主要特征。 |
||||||
燃料类型 |
能量密度(米/公斤) |
能源单位体积(MJ / L) |
动力因素 |
Specificcarbon发射(公斤C /公斤燃料) |
||
液氢 |
141.90 |
10.10 |
1.00 |
0.00 |
||
气态的氢 |
141.90 |
0.013 |
1.00 |
0.00 |
||
燃油 |
45.50 |
38.65 |
0.78 |
0.84 |
||
汽油 |
47.40 |
34.85 |
0.76 |
0.86 |
||
喷气燃料 |
46.50 |
35.30 |
0.75 |
- - - - - - |
||
液化石油气 |
48.80 |
24.40 |
0.62 |
- - - - - - |
||
液化天然气 |
50.00 |
23.00 |
0.61 |
- - - - - - |
||
甲醇 |
22.30 |
18.10 |
0.23 |
0.50 |
||
乙醇 |
29.90 |
23.60 |
0.37 |
0.50 |
||
生物柴油 |
37.00 |
33.00 |
- - - - - - |
0.50 |
||
天然气 |
50.00 |
0.04 |
0.75 |
0.46 |
||
木炭 |
30.00 |
- - - - - - |
- - - - - - |
0.50 |
||
来源:Midilli et al。(2005)。 |
||||||
表13.6计算机实验结果不同燃料类型使用涡扇发动机的迹象。 |
初步的德- |
|||||
发动机编号 |
hpR(焦每千克) |
香港证监会* (g / (kN s)) |
||||
我 |
23000年 |
34.25 |
||||
二世 |
43000年 |
18.31 |
||||
三世 |
120000年 |
5.50 |
||||
图13.2特定燃料consumption-fan压力ratio-bypass比3 d曲线在TURBOGENf hpr = 23000 kJ /公斤。
BfflM IHK
图13.2特定燃料consumption-fan压力ratio-bypass比3 d曲线在TURBOGENf hpr = 23000 kJ /公斤。
图13.3特定燃料consumption-fan压力ratio-bypass比3 d曲线在TURBOGENf hpr = 43000 kJ /公斤。
图13.3特定燃料consumption-fan压力ratio-bypass比3 d曲线在TURBOGENf hpr = 43000 kJ /公斤。
-
- 图13.4特定燃料consumption-fan压力ratio-bypass比3 d曲线在TURBOGENf hpr = 120000 kJ /公斤。
这样一个模型代表一个真正的挑战,因为实际喷气燃料是复杂的混合物的几个数以百计的碳氢化合物包括烯烃、cyc-loalkenes、芳烃、多环化合物。表13.4给出了jp - 8的主要特点和飞机a - 1与几个作者所报道的煤油的一般特征(Guibet, 1999;爱德华兹和莫里斯,2001;Violi et al ., 2002;Dagaut Cathonette, 2006)。煤油使用链与输入和输出的迹象包括环境影响图13.5所示。煤油喷气燃料的主要特征可以列在表13.5中。
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