商用涡扇发动机燃油消耗对全球变暖的影响
Onder Turan和T. Hikmet Karakoc
13.1介绍
本研究的主要目的是参数化研究商用涡扇发动机的燃油消耗对全球变暖的影响。在这方面的重要参数中，考虑了商用涡扇发动机的比油耗。为了最大限度地减少燃油消耗对全球变暖的影响，对发动机设计参数进行了优化，使高涵道比涡扇发动机在不同飞行条件和设计准则下保持最小比油耗(SFC, g/kN)。该优化方法的核心是基于精英的遗传算法与实参数循环分析相结合。为了解决优化问题，在MATLAB中开发了新的软件程序，同时考虑了风机压力比(n)、涵道比(a)和燃油热值[hPR (kJ/kg)]等参数，确定了使比油耗最小的目标函数。由此可以得出，所开发的软件程序能够成功解决飞机飞行时1.2
为了使飞机推进系统适用于所有类型的飞机，正在追求以下发展目标(马丁利，2006):
•更高的整体效率;
•功率输出更大的发动机;
•更大的功率输出与发动机重量、体积和正面面积的比例;
•更长的使用寿命、耐久性和可靠性;而且
I. Dincer et al.(编)，全球变暖，绿色能源与技术，
DOI 10.1007/978-1-4419-1017-2_13，©施普林格科学+商业媒体，LLC 2010
对于超音速飞行，涡喷发动机的整体效率是显而易见的。然而，对于高亚音速飞行速度，排气射流的速度过高，无法获得最佳的推进效率。在这种情况下，旁通发动机成为提高推进效率的一个很好的选择。飞机推进系统的最高热力学和推进效率导致了一些发动机的特性(Oates, 1997)，如非常高的压气机压力比、涡轮入口温度和涵道比。
大涵道比涡扇发动机的优点总结如下:
•整体效率高，飞行距离远;
•较低的射流速度，大大降低噪音;
•增加推力;而且
•低比燃料消耗，减少化学排放。
自1978年航空市场放松管制以来，发动机制造商生产更高效、低成本飞机的压力急剧增加(Schipper和Rietveld, 1997)。日益激烈的竞争迫使航空公司减少他们作为新机身和发动机启动客户的承诺(Nightingale, 2000)。此外，对环境的担忧也推动了对污染物排放和噪音制定更严格的立法。管制航空发动机氮氧化物排放的标准于1981年首次通过(ICAO, 1999)，然后在1993年变得更加严格，将允许的水平降低了20%。1999年，从2003年12月31日起，发动机认证标准又平均降低了约16%。
财务的不确定性促使制造商将特伦特系列的上市时间从5年缩短到39个月(Robins, 1996)。此外，劳斯莱斯现在计划将其发动机的开发时间进一步缩短30% (Anand and Priddin, 2001)。竞争的增加与环境问题相结合改变了市场驱动因素，可分为以下几类(Mari, 2001):
•生命周期成本:采购、燃油消耗、维护。
•环境影响:污染物排放、噪音。
•性能:推力、重量、比油耗。
由于洲际运输需求的增长，制造更强大的发动机已成为必然。据估计，目前世界上有16800架喷气式飞机，到2024年，这一数字预计将增长到35300架。此外，客运量活动平均每年增加4.8%(波音，2007年)。另一方面，2-5%的世界能源消耗属于航空工业(Koroneos et al.， 2007)。罗尔斯·罗伊斯预计，商用飞机和喷气发动机市场的所有主要领域将继续保持强劲的长期增长。在未来20年里，预计需要13.2万台发动机，价值7010亿美元。亚洲市场，包括短途和洲际航线，将在很大程度上推动这一增长。然而，更成熟的欧洲和北美市场需要超过6000架新客机交付，以取代目前机队中的老旧飞机。这些发动机的交付也为售后服务创造了5500亿美元的机会(劳斯莱斯，2007)。
在过去的20年里，罗尔斯·罗伊斯一直在稳步向更高推力的发动机发展。航空公司要求飞机具有更好的有效载荷范围性能、更灵活的短跑道起飞和更高的爬升率。没有迹象表明，企业对业绩的追求有所下降。因此，罗尔斯·罗伊斯继续预测，起飞推力超过200.17千牛(45,000磅)的部分将是价值最大的。发动机市场的预测自然反映了飞机市场的规模分布和动态。市场被划分为起飞推力类别，可以大致与飞机级别相匹配。例如，低于26.7千牛(6000磅)的发动机是小型公务机的领域，而26.7-97.86千牛(6000 - 22000磅)的发动机主要为公务机和支线飞机提供动力。97.86-200.17 kN(22,000-45,000磅)的发动机类别涵盖单通道市场，推力超过200.17 kN(45,000磅)的发动机适用于双通道飞机。虽然飞机所需的起飞推力和最大起飞重量(MTOW)之间的关系几乎没有变化，但特定任务所需的最大起飞重量(MTOW)一直在持续减少。这是由于更省油的发动机，需要携带的燃料重量更轻，机身结构更轻。 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).
大涵道比涡扇发动机可以在各个细节层次上建模，从简单的代数关系到气路的全三维描述。本研究考虑了空气热力学模型。一些模型在发动机项目中被制造商大量使用:用于初步设计和性能预测，用于控制规律的综合，用于状态监测，以及用于发动机-机身集成(Borguet et al.， 2007)。
在本研究中，我们报告了在MATLAB(矩阵实验室)环境下开发模块化飞机大涵道比涡扇发动机仿真。开发了一种用于大涵道比涡扇发动机多设计点优化的软件程序。新开发的软件程序的名称是TURBOGENf(涡扇遗传风扇)。该方法结合基于精英论的遗传算法(EBGA)，可以在不同燃料使用情况下，搜索大涵道比涡扇发动机的最优热力点，以获得最小比油耗。遗传算法(GAs)最初由Holland(1975)开发，是进化算法中最被认可和实践的形式，它是模仿达尔文自然选择和适者生存原则的随机优化技术。GAs可用于不连续目标函数的情况下，在分离和/或非凸设计空间内，以及与离散、连续或整数设计变量一起使用。对于局部搜索方法(例如，基于梯度的)，由于整个候选解决方案的同时处理，ga最大限度地降低了收敛到局部最优的风险。
此外，它们特别适用于实际设计问题中经常遇到的多目标优化问题。由于这些优点，GAs在各个学科中得到越来越广泛的应用。然而，ga通常需要大量的迭代，并且收敛缓慢。因此，当目标函数评估在计算时间方面不是太昂贵时，使用遗传算法进行优化是有利的(Borguet et al.， 2007)。因此，当与近似方法(Pierret, 2005)、参数重建(Grondin et al.， 2005)或0-D(零维)模型耦合时，ga是有效的。
13.2大涵道比涡扇发动机建模
下面，我们将重点介绍一种特殊类型的喷气发动机:分离流和非加力燃烧涡扇发动机。在目前的技术水平下，这已经被证明是高亚音速商用飞机的最佳配置(Cumpsty, 2000)。发动机的原理图如图13.1所示。
-
- 图13.1涡扇发动机总站号。
带损失的涡扇发动机循环分析假设如下:
•主燃烧器上游完美燃气，具有恒定性能Y, Rc, Cpc。
•主燃烧器下游的完美气体具有恒定的性能Y, Rt, Cpt。
•所有部件都是绝热的(没有涡轮冷却)。
•压缩机、风扇和涡轮机的效率分别通过使用(常数)多营养效率ec、ef和et来描述。
在Mattingly(1996)中可以很容易地看到循环分析的步骤。但最重要的参数，比推力和比油耗如下:
(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/(kg K) |
Yc = 1.4 |
欧美= 1.33 |
pt J pt3 =°。" |
下午!Pt13 = 0.99 |
电子商务= 0.90 |
E = et =0.89 |
Nb =nm = 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 TURBOGENf初步设计曲线
下面介绍Turan(2007)开发的TURBOGENf(涡扇遗传风扇)软件程序。TURBOGENf是一个用MATLAB开发的软件程序编程对非加力排气分流涡扇发动机在SI单元不同设计点的参数循环进行了分析，同时通过基于精英主义的遗传算法得到了不同飞行条件和设计准则下的最优设计点。TURBOGENf的主要目的是最大限度地降低高涵道比涡扇发动机在不同设计标准、不同燃料和飞行条件下的比油耗。TURBOGENf的决策变量是风扇压力比(nf)和涵道比(a)，在TURBOGENf中可以看到发动机的一些三维性能曲线。TURBOGENf能够绘制出与比油耗、比推力、推进力、热和总效率相对应的三维彩色计数器图，再加上诸如风扇压力比和涵道比等决策变量。表13.1包含一个示例涡扇发动机的设计点参数。从图13.2到图13.4可以看到，根据表13.1-13.3,hPR分别为23,000、43,000和120,000 kJ/kg时，结合决策变量(nf和a)和比油耗(SFC)的三维彩色计数图。图中每一个网格图的颜色都将比油耗的值表示为目标函数曲线。
TURBOGENf的飞行条件和设计点参数 |
||
M0 = 0.8 |
T0 =220 K hPR= 43100 kJ/kg |
^ c = 20 |
T4 (K) = 1500 |
C " C kJ/(kg K)=1.00488 CDÍ=1.147 kJ/(kg K) |
Yc = 1.4 |
Y = 03 |
PWPt 3=0.99 pm/p,n=0.99 |
电子商务= 0.90 |
Ef = e， =0.89 |
Vb= Vm = 0.99 p0/p9=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 |
has =0.1 2 |
有一个= 0.1 |
表13.3大涵道比涡扇发动机遗传算法参数及设计要点 |
||
TURBOGENf的飞行条件和设计点参数 |
||
M0 = 0.8 |
T0 =220 K hPR=120,00 kJ/kg |
= 20 |
T4 (K) = 1500 |
C " C kJ/(kg K)=1.00488 Cp，=1.147 kJ/(kg K) |
Yc = 1.4 |
Y = 03 |
Pt19 / Pt13 =0.99 |
电子商务= 0.90 |
E = et =0.89 |
Vb= Vm = 0.99 p0/p9=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 |
has =0.1 2 < a < 8 |
有一个= 0.1 |
到目前为止，化石燃料占能源支出的80%以上，其中石油占主导地位。预计在未来二三十年里，它的使用不会减少。交通运输部门，包括航空，我们现代社会的一个重要组成部分，代表了石油基燃料消费的最大部分。在上个世纪，它的重要性一直在以非常快的速度增长。未来的全球能源和环境问题迫使喷气发动机的工作条件发生变化。与其他部门一样，目前的研究方向是节约能源，同时加强环境保护(减少污染物和温室气体的排放)和燃料重新配制。对喷气燃料燃烧过程进行详细的建模是解决燃烧控制问题、降低排放和燃油消耗的有效手段。
表13.4煤油喷气燃料的主要特性。 |
||||||
财产jp - 8 |
jp - 8 |
jp - 8 /架a - 1 |
飞机一 |
jp - 8 |
煤油 |
|
分子量 |
152 |
162 |
||||
近似公式 |
C10.9H20.9 |
C11H21 |
C11.6H22 |
- |
- |
|
燃料中的原子 |
10.9 |
11 |
11.6 |
卖地 |
||
H/C比- |
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 |
|
比重- 0.81度在15°C |
0.81 |
- |
0.77 - -0.83 |
|||
Av.以vol%计的成分 |
||||||
芳烃20 |
18 |
18 (monoaro) 10 - 20 2 (diaro)。 |
||||
环烯20 |
20. |
20. |
20 - 30 |
|||
石蜡58 |
60 |
28(n-标准杆)+ 50-65 |
||||
烯烃2 |
2 |
- |
0 |
|||
资料来源:Dagaut and Cathonette(2006)。 |
||||||
表13.5煤油喷气燃料的主要特性。 |
||||||
燃料类型 |
能量密度(M/kg) |
单位体积能量(MJ/L) |
动力因素 |
碳排放量(kg C/kg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 |
||
资料来源:Midilli et al.(2005)。 |
||||||
表13.6涡扇不同燃油类型使用标志的计算机实验结果。 |
在初步去 |
|||||
发动机编号 |
hpR(焦每千克) |
香港证监会* (g / (kN s)) |
||||
我 |
23000年 |
34.25 |
||||
2 |
43000年 |
18.31 |
||||
3 |
120000年 |
5.50 |
||||
图13.2 hpr= 23000 kJ/kg时TURBOGENf比油耗-风扇压力比-涵道比三维曲线图
BfflM IHK
图13.2 hpr= 23000 kJ/kg时TURBOGENf比油耗-风扇压力比-涵道比三维曲线图
图13.3 hpr=43,000 kJ/kg时TURBOGENf比油耗-风扇压力比-涵道比三维曲线图
图13.3 hpr=43,000 kJ/kg时TURBOGENf比油耗-风扇压力比-涵道比三维曲线图
-
- 图13.4 hpr = 120,000 kJ/kg时TURBOGENf比油耗-风扇压力比-涵道比三维曲线图
这样的模型代表了一个真正的挑战，因为实际的喷气燃料是数百种碳氢化合物的复杂混合物，包括烯烃、环lo烯烃、芳烃和多环化合物。表13.4给出了几位作者报道的JP-8和Jet A-1的主要特性与煤油一般特性的比较(Guibet, 1999;爱德华兹和莫里斯，2001年;Violi等人，2002;Dagaut and Cathonette, 2006)。煤油使用链，包括环境影响的输入和输出显示在图13.5。煤油喷气燃料的主要特性见表13.5。
继续阅读:西兰花干燥案例研究
这篇文章有用吗?