航空發(fā)動機是航空器飛行的動力，是航空器的“心臟”。目前應用最為廣泛的航空發(fā)動機為燃氣渦輪發(fā)動機，它主要由進氣口、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成。從進氣口進入的空氣在壓氣機中被壓縮后進入燃燒室，在燃燒室中與噴入的燃油混合燃燒，生成高溫高壓的燃氣。燃氣在膨脹過程中驅(qū)動渦輪高速旋轉(zhuǎn)，將部分能量轉(zhuǎn)換為渦***。渦輪帶動壓氣機不斷吸進空氣并進行壓縮，使發(fā)動機能連續(xù)工作。由壓氣機、燃燒室和驅(qū)動壓氣機的渦輪這3個部件組成燃氣發(fā)生器，它不斷輸出具有一定可用能量的燃氣。

在發(fā)動機控制系統(tǒng)特別是多變量數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的研制中，要解決大量的參數(shù)擇優(yōu)問題。由于發(fā)動機試車非常費時和費錢，而且具有一定的危險性，所以發(fā)動機控制系統(tǒng)的調(diào)試全部在真實的發(fā)動機上進行時不現(xiàn)實的。一個準確的發(fā)動機數(shù)字孿生體可以代替發(fā)動機進行控制系統(tǒng)的研究和試驗。以F100-PW-229發(fā)動機控制系統(tǒng)設計為例，數(shù)字孿生體適用于包括調(diào)節(jié)計劃、回路增益、提前量和修正調(diào)節(jié)計劃在內(nèi)的全部控制系統(tǒng)設計。將F100-PW-229發(fā)動機的加速過渡態(tài)的發(fā)動機/控制系統(tǒng)數(shù)學模型的預估結(jié)果與初步放飛（IFR）發(fā)動機的試驗數(shù)據(jù)進行了比較。選擇的飛行狀態(tài)是高度6960m，飛行Ma為0.8，選擇的過渡狀態(tài)是空中慢車到最大加力。在此過程中，由于轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速增加和同時接通加力燃燒室，從而使推力增加，使得推力的快速響應。比較結(jié)果表明，無論是推力還是總增壓比，數(shù)字孿生體的結(jié)果與高空試驗臺試驗結(jié)果都十分接近。

構(gòu)建航空發(fā)動機的數(shù)字孿生體，可以實時反映航空發(fā)動機的運行狀態(tài)，預測發(fā)動機在未來工況變動下的性能特征，是提高發(fā)動機可靠性和設備健康管理的先進手段。本文闡述了航空發(fā)動機的數(shù)字孿生體解決方案，旨在為協(xié)助國內(nèi)航空發(fā)動機及燃氣輪機企業(yè)落地數(shù)字孿生業(yè)務。

參考架構(gòu)

航空發(fā)動機的數(shù)字孿生體架構(gòu)包括發(fā)動機的物理系統(tǒng)、數(shù)字孿生體、測量與控制設備、以及包含了人機界面的用戶域。如圖1所示。

圖1 航空發(fā)動機的數(shù)字孿生體架構(gòu)

航空發(fā)動機總體性能的數(shù)字孿生體

圖2航空發(fā)動機總體系統(tǒng)的數(shù)字孿生體示意圖。數(shù)字孿生體中包括了進氣口、風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、尾噴管等。

圖2 航空發(fā)動機總體系統(tǒng)的數(shù)字孿生體示意圖

航空發(fā)動機的數(shù)字孿生體可以反映的主要性能參數(shù)包括發(fā)動機單位推力和單位燃油消耗率，實時控制參數(shù)主要包括的壓氣機增壓比、風扇增壓比、涵道比、渦輪進口總溫等。數(shù)字孿生體可以實時預測發(fā)動機總體性能，包括設計點熱力循環(huán)分析、非設計條件下的性能分析，如速度特性、高度特性以及節(jié)流特性，（在給定油門桿位置、飛行高度、大氣條件以及調(diào)節(jié)規(guī)律的情況下，推力和耗油率等參數(shù)隨飛行馬赫數(shù)的變化關(guān)系成為發(fā)動機速度特性；給定油門桿位置、飛行馬赫數(shù)、大氣條件以及調(diào)節(jié)規(guī)律的情況下，推力和耗油率等參數(shù)隨飛行高度的變化關(guān)系成為發(fā)動機高度特性；給定飛行馬赫數(shù)、飛行高度、大氣條件以及調(diào)節(jié)規(guī)律的情況下，推力和耗油率等參數(shù)隨油門桿位置的變化關(guān)系成為發(fā)動機節(jié)流特性。通常用轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、渦輪前總溫或主燃燒室供油量等參數(shù)代表油門桿位置，用發(fā)動機推力與耗油率之間的變化關(guān)系描述發(fā)動機的節(jié)流特性）。發(fā)動機性能分析還包括過渡工作狀態(tài)分析，即發(fā)動機從一個穩(wěn)定的工作狀態(tài)迅速地過渡到另一個穩(wěn)定工作狀態(tài)的過程，包括起動過程、加速過程、減速過程、接通加力與斷開加力等。

在數(shù)字孿生體的界面中，通過傳感器測量得到發(fā)動機的飛行高度、飛行Ma數(shù)以及燃油供給量，這次實時參數(shù)傳輸給數(shù)字孿生體后，孿生體會計算得到發(fā)動機進口總溫、總壓以及出口背壓，以及相應截面的參數(shù)，包括轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，發(fā)動機進口流量、壓氣機增總壓比，壓氣機喘振裕度，渦輪前溫度，發(fā)動機推力等重要參數(shù)。

圖3 航空發(fā)動機總體性能數(shù)字孿生的參數(shù)調(diào)試界面

此外，數(shù)字孿生體還可以實現(xiàn)對單個或多個參數(shù)的虛擬驗證。對于發(fā)動機復雜的調(diào)節(jié)規(guī)律，例如n=nmax=const發(fā)動機物理轉(zhuǎn)速保持最大值不變；渦輪前總溫保持最大值不變；發(fā)動機尾噴管臨界截面可調(diào)時的組合調(diào)節(jié)規(guī)律等，在孿生體運行過程中，可以加入script腳本文件，控制燃油供給，也可以利用控制元件來調(diào)節(jié)，仿真發(fā)動機在設計條件或非設計條件下的穩(wěn)態(tài)仿真過程，也可以進行過渡工作狀態(tài)的非定常過程仿真。

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圖4 ?11km、Ma=0.85時壓氣機和渦輪運行狀態(tài)點

航空發(fā)動機主要部件的數(shù)字孿生體

除了總體性能的數(shù)字孿生體外，還可以搭建各子部件的數(shù)字孿生體，從而反映各部件的詳細性能特征。

圖5為燃燒室的數(shù)字孿生體。根據(jù)火焰筒每段的具體參數(shù)，給定相應的換熱面積，搭建燃燒室內(nèi)的流動和換熱網(wǎng)絡：添加燃燒模型計算燃燒室燃氣的溫度；添加對流換熱元件計算火焰筒外壁面和冷空氣的換熱過程；分別用軸向?qū)嵩蛷较驅(qū)嵩嬎惚”诨鹧嫱驳膶徇^程；用氣膜冷卻元件模擬冷卻孔形成的氣膜冷卻換熱過程；采用輻射換熱元件模擬燃氣和火焰筒之間的輻射換熱過程。搭建完成后，燃燒室的數(shù)字孿生體可以根據(jù)實時的燃燒室入口參數(shù)，反映出不同面積的冷卻孔的冷卻效果及溫度分布。

圖5 T56發(fā)動機燃燒室的數(shù)字孿生體

圖6是某葉片輪盤腔室的數(shù)字孿生過程示意圖，空氣通過圖中虛線所示的引流孔進入葉片輪盤內(nèi)部腔室結(jié)構(gòu)后沿著設計流路流出：進口總溫為650K，總壓為13bar，引流孔總流量為20kg/s；出口靜壓為8.1bar；轉(zhuǎn)速為3000rpm；30個傾斜引流孔沿輪盤周向均布，孔的結(jié)構(gòu)參數(shù)孔徑以及傾斜引流孔角度α和β未知。建模過程中，采用旋轉(zhuǎn)通道模擬傾斜引流孔；采用轉(zhuǎn)子-靜子盤腔元件模擬輪盤腔室結(jié)構(gòu)。采用數(shù)字孿生體可以進行敏感性分析功能，對引流孔直徑d、進氣角α、β進行分析等。

圖6?渦輪盤腔二次氣流系統(tǒng)的數(shù)字孿生體