航空发动机是航空器飞行的动力，是航空器的“心脏”。目前应用最为广泛的航空发动机为燃气涡轮发动机，它主要由进气口、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。从进气口进入的空气在压气机中被压缩后进入燃烧室，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压的燃气。燃气在膨胀过程中驱动涡轮高速旋转，将部分能量转换为涡***。涡轮带动压气机不断吸进空气并进行压缩，使发动机能连续工作。由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这3个部件组成燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。

在发动机控制系统特别是多变量数字式电子控制系统的研制中，要解决大量的参数择优问题。由于发动机试车非常费时和费钱，而且具有一定的危险性，所以发动机控制系统的调试全部在真实的发动机上进行时不现实的。一个准确的发动机数字孪生体可以代替发动机进行控制系统的研究和试验。以F100-PW-229发动机控制系统设计为例，数字孪生体适用于包括调节计划、回路增益、提前量和修正调节计划在内的全部控制系统设计。将F100-PW-229发动机的加速过渡态的发动机/控制系统数学模型的预估结果与初步放飞（IFR）发动机的试验数据进行了比较。选择的飞行状态是高度6960m，飞行Ma为0.8，选择的过渡状态是空中慢车到最大加力。在此过程中，由于转子转速增加和同时接通加力燃烧室，从而使推力增加，使得推力的快速响应。比较结果表明，无论是推力还是总增压比，数字孪生体的结果与高空试验台试验结果都十分接近。

构建航空发动机的数字孪生体，可以实时反映航空发动机的运行状态，预测发动机在未来工况变动下的性能特征，是提高发动机可靠性和设备健康管理的先进手段。本文阐述了航空发动机的数字孪生体解决方案，旨在为协助国内航空发动机及燃气轮机企业落地数字孪生业务。

参考架构

航空发动机的数字孪生体架构包括发动机的物理系统、数字孪生体、测量与控制设备、以及包含了人机界面的用户域。如图1所示。

图1 航空发动机的数字孪生体架构

航空发动机总体性能的数字孪生体

图2航空发动机总体系统的数字孪生体示意图。数字孪生体中包括了进气口、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管等。

图2 航空发动机总体系统的数字孪生体示意图

航空发动机的数字孪生体可以反映的主要性能参数包括发动机单位推力和单位燃油消耗率，实时控制参数主要包括的压气机增压比、风扇增压比、涵道比、涡轮进口总温等。数字孪生体可以实时预测发动机总体性能，包括设计点热力循环分析、非设计条件下的性能分析，如速度特性、高度特性以及节流特性，（在给定油门杆位置、飞行高度、大气条件以及调节规律的情况下，推力和耗油率等参数随飞行马赫数的变化关系成为发动机速度特性；给定油门杆位置、飞行马赫数、大气条件以及调节规律的情况下，推力和耗油率等参数随飞行高度的变化关系成为发动机高度特性；给定飞行马赫数、飞行高度、大气条件以及调节规律的情况下，推力和耗油率等参数随油门杆位置的变化关系成为发动机节流特性。通常用转子转速、涡轮前总温或主燃烧室供油量等参数代表油门杆位置，用发动机推力与耗油率之间的变化关系描述发动机的节流特性）。发动机性能分析还包括过渡工作状态分析，即发动机从一个稳定的工作状态迅速地过渡到另一个稳定工作状态的过程，包括起动过程、加速过程、减速过程、接通加力与断开加力等。

在数字孪生体的界面中，通过传感器测量得到发动机的飞行高度、飞行Ma数以及燃油供给量，这次实时参数传输给数字孪生体后，孪生体会计算得到发动机进口总温、总压以及出口背压，以及相应截面的参数，包括转子转速，发动机进口流量、压气机增总压比，压气机喘振裕度，涡轮前温度，发动机推力等重要参数。

图3 航空发动机总体性能数字孪生的参数调试界面

此外，数字孪生体还可以实现对单个或多个参数的虚拟验证。对于发动机复杂的调节规律，例如n=nmax=const发动机物理转速保持最大值不变；涡轮前总温保持最大值不变；发动机尾喷管临界截面可调时的组合调节规律等，在孪生体运行过程中，可以加入script脚本文件，控制燃油供给，也可以利用控制元件来调节，仿真发动机在设计条件或非设计条件下的稳态仿真过程，也可以进行过渡工作状态的非定常过程仿真。

图4  11km、Ma=0.85时压气机和涡轮运行状态点

航空发动机主要部件的数字孪生体

除了总体性能的数字孪生体外，还可以搭建各子部件的数字孪生体，从而反映各部件的详细性能特征。

图5为燃烧室的数字孪生体。根据火焰筒每段的具体参数，给定相应的换热面积，搭建燃烧室内的流动和换热网络：添加燃烧模型计算燃烧室燃气的温度；添加对流换热元件计算火焰筒外壁面和冷空气的换热过程；分别用轴向导热元件和径向导热元件计算薄壁火焰筒的导热过程；用气膜冷却元件模拟冷却孔形成的气膜冷却换热过程；采用辐射换热元件模拟燃气和火焰筒之间的辐射换热过程。搭建完成后，燃烧室的数字孪生体可以根据实时的燃烧室入口参数，反映出不同面积的冷却孔的冷却效果及温度分布。

图5 T56发动机燃烧室的数字孪生体

图6是某叶片轮盘腔室的数字孪生过程示意图，空气通过图中虚线所示的引流孔进入叶片轮盘内部腔室结构后沿着设计流路流出：进口总温为650K，总压为13bar，引流孔总流量为20kg/s；出口静压为8.1bar；转速为3000rpm；30个倾斜引流孔沿轮盘周向均布，孔的结构参数孔径以及倾斜引流孔角度α和β未知。建模过程中，采用旋转通道模拟倾斜引流孔；采用转子-静子盘腔元件模拟轮盘腔室结构。采用数字孪生体可以进行敏感性分析功能，对引流孔直径d、进气角α、β进行分析等。

图6 涡轮盘腔二次气流系统的数字孪生体