本期聚焦航空发动机健康管理新突破:在长期服役与极端工况下,发动机核心部件性能退化不可避免,关键参数准确估计与推力损失实时补偿直接关系飞行安全。然而,发动机内部机理复杂、推力等关键参数难以直接测量,纯数据驱动方法缺乏可解释性,物理模型又难以实时更新,制约精准评估。为此,本文提出一种物理信息图学习驱动的数字孪生框架:先由运行数据构建传感器相关性图,再以热力学关系修正获得物理一致的图结构;进而结合图卷积网络与门控循环单元,实现不可测参数精准估计与推力损失实时预测。更关键的是,模型输出接入比例-积分控制器,形成“感知-估计-控制”闭环,在运行中动态补偿推力损失。在真实退化数据上的验证表明,该方法优于现有基线。这一框架将数字孪生从被动的“监测镜像”升级为主动的控制中枢,为发动机性能保持与视情维护开辟了新路径。
论文题目:
Designing a digital twin framework for degraded engines using an interpretable ensemble model with spatiotemporal graph learning and physics knowledge
论文期刊:Engineering Applications of Artificial Intelligence
论文日期:2026年
论文链接:
https://doi.org/10.1016/j.engappai.2026.113738
作者:Wenyue Cui , Xiaofei Diao, Tao Sun(a*), Zezhou Liu , Heng Zhou
机构:
a. Key Laboratory of Intelligent Control and Optimization for Industrial Equipment of Ministry of Education, Dalian University of Technology, Dalian, 116024, Liaoning, PR China;
通讯作者简介:孙涛,2015年进入大连理工大学数学科学学院运筹学与控制论专业攻读硕士学位,2017年进入控制科学与工程学院控制理论与控制工程专业深造,获博士学位。长期致力于复杂系统建模与先进控制理论的研究,主要研究方向包括复杂系统智能控制、数值优化算法、微分博弈理论、机器学习理论及其在航空发动机控制中的应用等。在学术研究与服务方面,孙涛研究员应邀担任美国数学学会《数学评论》(Mathematical Reviews)评论员,并担任《JMIM》、《IJSE》、《IJDSA》等国际期刊编委。同时,长期为《IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems》、《Automatica》、《ISA Transactions》等十余个国际权威期刊担任审稿人,在研究领域积累了深厚的学术影响力。
1 摘要
2 引言
3.1 问题描述
3.2 传感器网络图的构建与修正
3.3 时空图序列学习预测网络
3.4 数字孪生框架
4 实验与结果
4.1 数据描述
4.2 模型参数设计与优化
4.3 结果与讨论
4.4 预测步长对模型性能的影响
4.5 泛化性与鲁棒性评估
4.6 GRU时序记忆动态分析
4.7 消融实验
4.8 反馈决策过程
5 结论
在航空发动机退化过程中,关键参数的准确估计对于确保安全可靠运行至关重要。本研究提出了一种数字孪生框架,该框架将物理信息图修正与时空图学习相结合,用于预测退化发动机的性能并补偿推力损失。该框架首先从运行数据中构建初始传感器相关性图,然后利用热力学关系优化其连接性,以获得物理上一致的图结构。一个结合了图卷积网络和门控循环单元的时空模型用于估计不可测参数并预测退化状态下的推力,其输出驱动一个比例-积分反馈控制器,以实时补偿性能损失。该框架在真实的航空发动机退化数据上进行了验证,实现了0.022的均方根误差和0.017的平均绝对误差,优于基线模型。结果证明了该方法在航空发动机状态监测和性能保持方面具有更强的鲁棒性和实际应用价值。
关键词:数字孪生,参数估计,图神经网络,深度学习,反馈决策
航空发动机是在变化工况与恶劣内部环境下运行的飞机核心部件,任何故障都会对飞行安全构成严重威胁。发动机服役期间参数的变化会导致性能退化和可靠性下降,因此准确的参数估计成为健康管理的关键任务。
在航空发动机等复杂工业系统的健康管理中,主要有两种技术路径:基于物理的分析方法和数据驱动的诊断方法。基于物理的分析方法需要构建精确的数学方程和物理模型来描述系统的性能退化过程,利用优化算法不断调整力学模型参数,以匹配系统的实际运行状态。尽管基于物理的方法为系统健康管理提供了重要的理论支撑,但由于实际运行中工业系统及其部件的高度复杂性和个体差异性,构建普适的健康监测模型面临诸多挑战,这在一定程度上限制了此类方法在工程实践中的应用。
随着传感器技术与机器学习算法的快速发展,数据驱动方法在传感器参数估计中得到了广泛应用。与依赖精确数学方程的物理建模不同,数据驱动方法通过对海量数据的采集与处理,提取特征信息以捕捉复杂系统的内在规律,主要分为浅层机器学习与深度学习两类。在此背景下,航空航天及交通系统引入多种先进学习框架以应对领域特定挑战,涵盖非平衡数据故障诊断、跨工况分类、特征交互建模、多模态融合及物理先验编码等方向。这些研究推动了自适应图学习、多尺度卷积、混合模糊系统、神经微分方程等技术发展,为复杂系统的可解释建模与鲁棒估计提供了新思路。
在时序建模方面,传统神经网络对局部特征敏感,但在处理长期依赖时存在局限。循环神经网络通过自反馈机制捕捉全局信息,但仍面临长序列训练中的梯度问题。引入门控机制的 LSTM 与 GRU 网络有效改善了信息存储与遗忘机制,在振动信号特征提取与参数预测中表现优异。然而,RNN 类方法往往忽视多传感器之间的相互依赖关系,难以刻画系统内部的空间关联。为弥补这一不足,图神经网络被引入以建模多节点之间的关联。通过将信号转换为图结构,并结合图卷积或图注意力机制,可突出关键传感器与传播路径,提升模型透明度与可解释性。现有方法在故障诊断与剩余寿命预测中展现出巨大潜力,但当前的图构建方式多侧重于数据相关性,未能充分融合传感器空间分布与物理机制等现实因素,限制了其在实际工程中的适用性。
沿着物理融合的思路,物理模型与深度学习的结合成为研究热点。部分研究通过降阶物理模型生成低维特征输入深度学习网络,或将力学约束嵌入模型训练过程,以提升模型可靠性与物理一致性。然而,这些方法往往依赖高保真模型或复杂约束方程,增加了优化难度,限制了其推广。尽管参数估计研究已取得进展,仍存在明显不足:多数方法仅依赖传感器数据特征,未能充分考虑航空发动机运行中复杂的热力学与物理机制;多传感器数据常被简单堆叠,忽略了空间分布差异及其反映的物理现象;时空特征融合不充分,限制了估计精度与泛化能力。这些问题共同指向一个核心需求——如何实现物理知识与数据驱动的深度融合。
数字孪生技术为这一需求提供了可能的解决路径。通过实时监测、数据分析和仿真预测,数字孪生将物理系统精确映射至虚拟空间,涵盖结构、性能、行为等多维信息,并支持优化与预测性维护。尽管其在智能制造与工业互联网中受到广泛关注,相关研究仍处于早期阶段。现有数字孪生框架多偏重数据驱动建模,对物理模型结构的融合不足,尤其在航空发动机领域,物理与数据模型的深度融合研究仍较为缺乏。退化航空发动机面临渐变性能衰退与瞬态工况下参数快速变化的双重挑战,这降低了那些通常忽略特定领域物理约束的纯数据驱动估计模型的可靠性。上述分析引出了几个关键问题:
(1) 如何通过量化传感器数据之间的相关性并结合发动机的热力学知识,来构建一个修正后的传感器网络状态图?
(2) 如何构建一个时空参数估计网络,以估计反映飞机推力状态的关键发动机指标?
(3) 如何将所提出的方法整合成一个完整的数字孪生模型,并提供完整的决策控制方案以补偿退化发动机的推力不足?
当前,时空特征提取与先验知识嵌入在参数估计研究中引起了广泛兴趣。为解决这些问题,本文基于传感器相关性构建空间图,并使用热力学方程对其进行修正,以保留参数间具有物理意义的关系,从而增强可解释性,并即使在退化条件下也能保持预测精度。总体而言,本工作的贡献概述如下:
提出了一个将时空图学习与物理知识相结合的可解释集成模型:该模型通过量化传感器数据间的相关性并融入发动机的热力学知识,构建了一个修正后的传感器网络状态图。然后,采用图卷积机制从状态图中提取空间特征,并使用 GRU 模型捕捉时间特征,从而实现对真实关键参数的精确估计与预测。
构建了针对退化航空发动机的数字孪生模型:该数字孪生模型整合历史飞行数据与未来飞行计划,以预测和估计航空发动机的关键油门杆角度(Power Lever Angle, PLA)指标。同时设计了一个反馈决策,以进一步调整PLA,补偿退化发动机的推力不足。
与传统深度学习方法相比,该数字孪生模型展现出更高的精度和可靠性。其在真实发动机数据集上的成功验证,不仅为状态告警与健康管理提供了可靠依据,更将发动机维护模式从被动响应升级为主动干预。
3.1 问题阐述
航空发动机是飞机最为关键的部件之一,其为飞行提供所需的推力。由于飞行过程中无法直接测量推力,传统的推力控制方法依赖于转速、压比等参数来间接推断推力。然而,这种方法通常会引入较大的安全裕度,导致无法充分发挥发动机的性能潜力。如果能够实现更精确的推力估计并启用直接推力控制,则将能够更高效地利用发动机的性能。在航空发动机运行过程中,为估计推力大小 ,需要对相关传感器参数 的数据趋势进行预测,表示如下:
其中 表示传感器数据与推力大小之间的映射关系, 表示数据采集时间。推力预测的主要挑战在于航空发动机传感器网络的复杂拓扑结构及其数据的时空依赖关系,这些数据被反馈回发动机以进行退化后的调节。后续章节将介绍一种基于神经网络的预测方法来完成推力预测,旨在调整控制参数,以确保在飞行过程中发生性能退化时,航空发动机推力仍能满足飞行员的需求。
3.2 传感器网络图的构建与修正
本文的目标是预测发动机在退化状态下的参数。如图 1 所示,发动机组件主要由八个关键部件组成:风扇、外涵道、低压压气机(LPC)、高压压气机(HPC)、燃烧室、低压涡轮(LPT)、高压涡轮(HPT)和尾喷管。在此过程中,由于发动机性能的逐渐劣化,数据之间的相关性可能会显著减弱。因此,为提高模型精度,有必要结合发动机的气动热力学方程与结构知识,通过调整节点数量来修正初始传感器数据邻接矩阵。该模型通过融合传感器数据之间的相关性与发动机的热力学知识,构建了一个修正后的传感器网络状态图。
图 1. 发动机部件关键组件示意图
3.2.1. 基于传感器数据相关性的邻接矩阵构建
为了精确模拟发动机传感器之间的空间依赖关系,首先基于传感器信号之间的统计相关性构建初始传感器网络图,该网络图作为后续时空学习模块的结构基础。给定从发动机机载传感器采集的时间序列数据,首先计算不同传感器通道之间的两两相关性。初始邻接矩阵由传感器测量值之间的皮尔逊相关系数得到。由于皮尔逊相关系数量化了线性依赖关系,且随机测量噪声在传感器间几乎不表现相关性,因此生成的邻接结构主要受真实参数关系的影响。其计算公式如下:
其中, 为样本量, 和 分别为两个变量的取值, 表示求和。如图2所示,计算得到的相关系数展示了数据集中传感器间关系的强度。为了构建二值邻接矩阵,经验性地选择0.68作为相关性阈值:若两个传感器之间的皮尔逊相关系数超过该阈值,则在图中建立连接,对应的邻接矩阵元素设为1;否则,设为0。
图 2. 传感器测量值的皮尔逊相关性热力图
图 2 展示了相关性矩阵及其投影到发动机部件布局上的对应图结构。尽管该图捕捉了显著的数据模式,但它可能遗漏那些在统计域中表现较弱但具有物理意义的关系,尤其是在退化或工况转变情况下。因此,需要利用热力学知识对其进行修正,以更好地匹配航空发动机的物理行为。
图 3 展示了相关性矩阵及其投影到发动机部件布局上的对应图结构。虽然该图有效捕捉了数据中的特定模式,但它可能忽略了在统计域中不显著但具有物理意义的关系,特别是在退化或工况转变的情况下。航空发动机是一个紧密耦合的系统,气流与热力学过程从风扇、压气机,经燃烧室、涡轮,直至尾喷管,历经多个阶段演变。这些部件按特定顺序连接,其热力学状态通过压力、温度、焓和熵的变化相互影响。应用热力学方程对邻接矩阵进行修正,移除缺乏物理原理支持的边,并添加那些虽在统计相关性上可能较弱但具有物理依据的连接。这种修正降低了不确定性引入的相关性影响,并使图结构与已知的航空发动机子系统交互保持一致。
图 3. 基于皮尔逊相关性构建的初始邻接矩阵与图结构。(a) 展示了阈值为0.68的二值邻接矩阵;(b) 可视化了投影到发动机布局上的最终传感器网络图
为建模这些交互,采用各部件标准的气动热力学方程,其中风扇处的气流压力与温度可通过以下公式计算:
其中, 和 是与飞行高度相关的环境参数。 和 分别是风扇出口处的压力与温度。 为气体绝热指数,取值为1.4, 为飞行速度。低压压气机的特性通过以下公式计算:
其中, 和 分别是低压压气机出口处的压力与温度, 为焓函数, 为熵函数。 为压比, 为气体常数,取值为 8.314, 为实际效率。高压压气机的特性计算方法与低压压气机类似。燃烧室的特性通过以下公式计算:
其中, 和 分别是燃烧室出口处的压力与温度, 为总压恢复系数。 为空气的焓, 表示燃料的焓, 为燃气的焓, 是进入燃烧室的燃料初始温度。高压涡轮的特性通过以下公式计算:
其中,
其中,
图 4. 融合热力学知识修正后的传感器网络图
最终,修正后的图通过连接结构融合了数据驱动的统计模式与理论物理定律。这一设计强化了空间依赖关系的物理一致性,突出了发动机部件与传感器之间的关键热力学路径,从而降低了虚假相关性的影响。由此生成的图支持紧凑的图卷积网络参数化与稳定的训练行为,并为数字孪生模型在航空发动机实时应用中的鲁棒预测与高效部署提供了支撑。
3.3. 时空图序列学习预测网络
图卷积网络是用于图结构数据的深度学习模型,利用图拓扑结构和节点特征进行卷积运算。与在网格数据上操作的传统卷积神经网络不同,GCN 通过邻接矩阵聚合来自邻居节点的信息,从而捕捉航空发动机传感器网络等非欧几里得结构中的空间相关性。
在 GCN 模型中,滤波器构建于傅里叶域,作用于图的节点及其一阶邻居,以捕捉节点间的空间特征。每个传感器在滑动窗口内的时间序列通过快速傅里叶变换转换至频域,并将相应的幅值谱作为图卷积的节点特征。对于航空发动机传感器数据,其运行工况与退化状态与特征频带上的能量分布密切相关,这些特征频带与轴转速、燃烧动力学及流致振荡相关。低频幅值描述了缓慢变化的热力学状态与控制行为,而特征频率及其谐波附近的峰值则对部件健康状态与运行工况的变化较为敏感。因此,频域表示以紧凑的形式同时捕捉了准稳态行为与动态振荡,且对原始信号的时间偏移不敏感。这使得频域表示比原始时域样本更直接地反映发动机的底层状态,并使图卷积网络能够利用不同传感器之间物理相关频率成分的相关性。图 5 展示了 GCN 模型的计算过程。
图 5. 使用图卷积层的空间特征提取示意图
通过堆叠多个卷积层,构建了一个 GCN 层。假设选定一个随机中心节点,GCN 模型能够捕捉中心节点与其邻居节点之间的拓扑关系。该模型编码了传感器周围的网络拓扑结构与传感器属性,从而学习空间依赖关系。本文采用GCN模型从航空发动机传感器数据中学习空间特征。GCN模型可表示为:
其中,
GRU 架构通过将 LSTM 的遗忘门和输入门合并为一个更新门,从而捕捉长时序依赖关系,这一设计简化了结构并减少了参数数量。该设计提高了计算效率,并能同时保留动态时间序列中的短期与长期信息。GRU 使用两个关键门控:重置门,用于将新输入与先前记忆相结合;更新门,用于控制过去状态对当前隐藏状态的影响。所提出的 GCN-GRU 架构通过将基于图的空间特征提取与序列时序建模相结合,以时空方式处理传感器数据。图 6 展示了整体数据流。
图 6. 所提出的GCN-GRU网络架构
首先输入特征矩阵
其中,
3.4. 数字孪生框架
本节介绍航空发动机的数字孪生模型。数字孪生是信息平台上的一个虚拟实体,用于镜像物理系统以实现健康监测与参数预测。如图 7 所示,所提出的框架具有多尺度与高保真特性,通过物理系统与虚拟空间之间的持续数据交换,结合先进的数据分析与特征提取,反映从单个部件到整机的动态信息。该方法尤其适用于解决航空发动机等复杂工业设备的状态监测与数据分析挑战。因此,航空发动机数字孪生技术的研发具有重要意义。
图 7. 所提出的退化航空发动机数字孪生框架整体结构
图 8 展示了反馈决策调节控制方案。当发动机因性能退化而出现推力损失时,控制系统检测到该情况并通过增加油门杆角度(PLA)进行补偿。基于数据设计的推力估计器可视为推力的“虚拟传感器”。一旦推力估计器设计完成,其能够基于新的发动机状态数据直接估计推力。通过使用推力估计器,可以充分利用发动机性能,并恢复退化发动机的性能。在航空发动机性能退化缓解控制中,额定发动机在当前状态下的参考推力与实际推力之间的误差作为具有抗积分饱和(IWP)功能的比例-积分(PI)控制器的输入。该控制器的输出为油门杆角度修正信号,用于调整发动机状态,使退化发动机的最终性能更接近额定发动机。
图 8. 反馈决策调节控制方案框图
为验证所提方法的有效性,选取某航空航天机构建立的某型航空发动机数据集作为研究对象,本节展示仿真实验结果。
4.1. 数据描述
本研究所用数据集由某航空航天机构基于航空发动机在多飞行工况与故障模式下的运行失效试验建立。选取的发动机监测参数及其物理意义列于表 1。所有数据均采用最大值归一化方法进行处理,以保证训练过程中的数值稳定性。
表 1. 发动机监测参数描述
图 9 展示了第二台发动机在指定飞行周期内部分传感器参数的变化情况。该涡扇发动机在多种工况与故障模式下进行了多次运行失效试验,并从中采集退化数据用于分析。
图 9. 传感器参数可视化
为准备时空图学习所需数据,首先将研究所提供的时间序列整理为同步多变量序列。数据集中的每条记录对应一个采样时刻,在该时刻所有传感器通道同时进行测量,因此数据矩阵的每一行包含同一时间步下十个监测参数的读数。经过归一化与低通滤波后,采用重叠滑动窗口沿时间轴对各运行试验的连续序列进行分割。窗口长度设为10,每次滑动一个时间步以生成连续样本,这种方式既保留了时间顺序,又增加了有效的训练样本数量。修正后的传感器网络邻接矩阵在所有时间步上共享,确保构建的序列之间空间关系保持一致。最终生成的样本按照前述相同比例划分为训练集、验证集和测试集,以确保学习任务配置的可复现性。
4.2. 模型参数设计与优化
所提出的 GCN-GRU 模型的性能与效率在很大程度上取决于关键超参数的选择。合理的参数设置能够确保模型有效捕捉时空依赖关系,同时保持适用于实时部署的计算效率。本节系统分析核心参数的影响,并通过控制实验确定其最优取值。
4.2.1. 隐藏层大小选择
隐藏层大小决定了模型从输入数据中学习复杂模式的能力。过小的隐藏尺寸可能导致欠拟合,因为模型缺乏足够的表示能力;而过大的尺寸则可能引发过拟合并增加计算负担。对不同隐藏尺寸下的性能进行了评估,结果如表 2 和图 10 所示。
表 2. 不同隐藏层下所提模型的性能评估
图 10. 不同隐藏层大小对预测性能的影响
如图 10 所示,隐藏单元数量对模型性能有显著影响。当隐藏单元数设为64时,RMSE和MAPE误差指标达到最低点,同时准确率和
4.2.2. 输入序列长度确定
输入序列长度控制着模型可用的时间上下文信息。过短的序列可能无法捕捉长期依赖关系,而过长的序列则会引入冗余信息、减慢训练速度并增加内存占用。不同序列长度下的实验结果如表 3 所示。
表 3. 不同输入序列长度下的性能评估
研究结果表明,随着序列长度的增加,模型性能有所提升,但超过某一临界点后,性能增益逐渐减弱。所选的序列长度有效平衡了对短期与长期依赖关系的捕捉,且不会带来过高的计算成本。
4.2.3. 皮尔逊相关性阈值优化
皮尔逊相关系数阈值的选择在构建初始邻接矩阵中起着关键作用。过低的阈值会导致图结构过于稠密,虽然更多的边允许节点间进行更强的信息交换,但也可能引入冗余或噪声连接。相反,过高的阈值会产生稀疏图,可能无法捕捉参数间的关键依赖关系,从而削弱空间信息传播的有效性。
为探究最优阈值,评估了阈值分别取0.4、0.6、0.68和0.8时的模型性能。图 11 展示了这些设置下的训练与测试损失曲线,其中实线对应训练集,虚线对应测试集。当阈值过低(如0.4)时,训练损失达到最低值,表明模型拟合能力较强;然而,测试损失显著偏高,表明存在过拟合。这是因为稠密图中包含了许多微弱或虚假的相关性,模型虽然记住了这些信息,但无法很好地泛化到未见数据。此外,边数量的增加也加大了计算开销并延长了推理时间。当阈值过高(如0.8)时,生成的图过于稀疏。在此情况下,节点间的信息交换受限,导致特征融合不充分,训练集与测试集的预测精度均较低。阈值为0.68时,在保持良好训练性能的同时取得了最低的测试损失,表明模型在泛化能力与表示能力之间达到了最优平衡。因此,本方法采用该值构建初始邻接矩阵。上述分析得到的最优值将应用于后续所有实验中。最终的超参数设置汇总于表4。
图 11. 不同皮尔逊相关性阈值下的损失曲线
表 4. 所提出的GCN-GRU模型的关键超参数
4.3. 结果与讨论
为进一步评估所提模型的鲁棒性,采用五折交叉验证方法,使用不同随机种子划分训练集与测试集,同时保持训练集与测试集之间飞行工况与退化状态的分布相似。结果表明,在所有折上,模型均保持了一致的低RMSE和MAPE,以及较高的Accuracy、
表 5. 五折交叉验证结果
图 12 所示的仿真结果表明,GCN-GRU的性能优于GCN-LSTM,尤其是在单步预测中,GRU在捕捉短期依赖方面更为有效。然而,随着输入序列长度的增加,两种模型之间的性能差距逐渐缩小,其表现趋于接近。这表明GRU在捕捉短期依赖方面表现更佳,而LSTM则更擅长捕捉较长序列中的长期依赖。
图 12. 所提出的GCN-GRU模型与GCN-LSTM模型的预测性能对比
表 6 总结了所有对比模型的配置与性能,包括所提出的GCN-GRU、CNN、STFT LSTM、Transformer 和 GFTN。为确保透明度和可复现性,列出了每种模型的网络深度、隐藏层大小、学习率、批量大小和训练轮数。结果表明,所提出的GCN-GRU取得了最低的RMSE(0.0272)和MAPE(0.0208),在相当的训练条件下优于所有基线模型。GCN-GRU 架构将图域中的谱滤波与时序状态更新相结合,实现了空间依赖性与时间演变的同步建模。在空间域,GCN 层根据邻接矩阵聚合相邻节点特征,有效执行低通滤波以平滑相关信号,同时保留关键的拓扑结构。在时间域,GRU 单元通过更新门和重置门调节信息流,捕捉时间序列中的持续趋势与短期波动。这种协同作用使GCN-GRU能够优于纯空间或纯时序模型,尤其是在参数相关性随工况变化而动态变化的场景中。
表 6. 不同模型的性能对比与超参数设置

4.4. 预测步长对模型性能的影响
为研究预测步长对所提出的 GCN-GRU 模型预测能力的影响,实验设置了四个不同的预测步长:1步、2步、3步和5步。对于每种情况,模型采用相同长度的历史输入,并预测指定步长内的发动机参数。如图 13 所示,该模型展现了长期预测能力。无论预测步长如何变化,模型通过训练均能持续取得最优预测性能,预测趋势变化极小,表明所提方法对预测步长不敏感。因此,GCN-GRU 模型适用于短期与长期预测。
图 13. 不同预测步长下的预测性能。(a) 向前1步,(b) 向前2步,(c) 向前3步,(d) 向前5步
4.5. 泛化性与鲁棒性评估
为全面评估所提模型的泛化性与鲁棒性,设计了考虑飞行条件变化及传感器数据缺失影响的实验。泛化能力通过四条新的飞行轨迹进行检验,这些轨迹的运行状态与训练数据不同。如图 14 所示,尽管高度剖面、油门设置及其他运行条件存在差异,模型在所有场景下均保持了较高的预测精度,准确捕捉了参数的时变趋势。表 7 展示了不同飞行条件下预测结果的指标,表明模型对未见飞行状态具有较强的适应性。
图 14. 不同飞行条件下的泛化实验
表 7. 泛化性与鲁棒性评估研究的实验结果
同时,针对传感器数据缺失的鲁棒性也进行了评估,以反映实际中可能发生的测量中断或传输错误情况。图 15 展示了移除特定传感器读数后的结果。在情况(a)中,移除了传感器
图 15. 传感器缺失条件下的模型鲁棒性。(a) 移除传感器
这些结果证实,所提模型能够在不同运行条件下以及面对不完整传感器信息时保持稳定的性能,这对于可靠的航空发动机数字孪生应用至关重要。
4.6. GRU时序记忆动态分析
为深入理解所提模型如何处理航空发动机时序数据,本文分析了GRU组件的内部行为,重点关注其重置门和更新门。重置门决定丢弃历史信息的比例,使模型能够在遇到工况转变或运行条件突变时遗忘过时状态。更新门控制新信息的整合,决定当前输入在每个时间步对隐藏状态的影响程度。
通过可视化序列中的门控激活值,可以观察模型采用的时间自适应策略。图 16 展示了代表性运行场景下的门控激活三维曲面图。在重置门图中,低激活区域对应模型保留长期依赖的情况,通常出现在稳定运行条件下。高激活尖峰表明模型正在快速丢弃过时状态,这通常发生在瞬态事件中,如油门变化或负载波动。在更新门图中,观察到在这些瞬态期间激活水平升高,表明模型更依赖当前传感器读数来更新状态表示。相反,在稳定阶段较低的激活值反映了模型对其累积记忆的信心。

图 16. 航空发动机时序运行过程中GRU门控激活值可视化。(a) 重置门激活曲面,(b) 更新门激活曲面
这种门控层面的分析为工程师和领域专家提供了模型内部机制与实际运行行为之间的直接解释联系。例如,重置门激活激增伴随更新门高值,可关联到发动机转变到新的功率设置,此时先前的热力学和机械状态不再是有效的预测依据。这种可解释性增强了人们对模型预测的信任,因为它揭示了时序模块如何根据运行上下文选择性地处理信息。
4.7. 消融实验
为评估所提框架中不同组件的贡献,在相同数据集上进行了一系列消融实验。对比了六种实验设置,涵盖模型架构和图构建策略的变化。这些设置包括:(1) 单独的GCN和GRU模块;(2) 全连接图下的GCN-GRU;(3) 不含热力学知识的GCN-GRU;(4) 增加图卷积深度的GCN-GRU;(5) 基于相关性邻接的GCN-GRU;(6) 结合热力学与相关性邻接构建的GCN-GRU。消融实验结果汇总于表8。
表 8. 不同模型配置下的消融实验结果
在所有评估指标中,结合热力学informed 邻接矩阵的GCN-GRU模型取得了最佳性能,RMSE为0.0220,MAPE为0.0170,优于纯数据驱动的配置。这证实了邻接矩阵的热力学修正使网络能够提取更精确且物理一致的空间依赖关系,这些关系在参数相关性因发动机磨损或瞬态工况变化而退化时至关重要。案例 5 与案例 6 的对比突出了整合物理先验的益处:案例 6 的RMSE相比案例 5 降低了68.5%,表明物理信息引导的图修正不仅增强了特征表示,还减轻了虚假相关性的影响。此外,两层GCN配置虽然表达能力更强,但在真实数据的测量噪声和动态变化下出现过拟合,导致精度低于经过热力学修正的单层GCN-GRU。
为进一步研究部分物理整合的影响,案例 7 仅应用热力学知识添加具有物理依据的边,而未移除缺乏物理支持的边。如图 17 所示,与案例 5 相比,该策略提高了精度,表明额外有意义的边有助于恢复缺失的相关性。然而,冗余边的存在导致了轻微过拟合,反映为RMSE略高于案例 6。
图 17. 热力学知识嵌入影响程度可视化
总体而言,消融实验结果表明,将时空建模与热力学informed图构建相结合,能够获得最高的精度和鲁棒性。部分热力学嵌入能提升性能,但可能因冗余边引入轻微过拟合;而更深的图卷积会增加噪声敏感性,降低泛化能力。这些结果强调了为达到最优性能,需要在物理先验整合与模型复杂度之间取得平衡。
表 9 汇总的结果提供了不同配置下模型性能的全面概览。前两部分“隐藏层”和“输入序列”旨在确定所提模型的最优结构参数。结果表明,隐藏维度为64、输入序列长度为 10 时,在精度和训练稳定性之间取得了最佳权衡,这体现在最低的平均RMSE和MAPE值上。随后的“性能对比”和“消融研究”部分,将所提出的GCN-GRU模型与各种基准架构及结构变体进行了评估。所提模型实现了最小的平均误差和标准差,证实了其高预测精度和鲁棒性。与纯数据驱动模型(如CNN和Transformer)相比,物理信息引导的 GCN-GRU 框架展现出更好的稳定性,凸显了在图构建过程中整合热力学知识的优势。总体而言,结果表明所提模型实现了精度、可解释性和泛化能力的平衡组合,支持其在实际航空发动机数字孪生应用中的适用性。
表 9. 不同配置与模型变体下的性能指标汇总
4.8. 反馈决策过程
在数字孪生框架中,所提出的 GCN-GRU 模型通过持续比较预测推力与实际推力指令并实时调整控制参数,与控制系统相连接。系统实时调整控制参数以最小化推力偏差,确保即使在发动机退化状态下也能保持一致的性能。当偏差超过预设的15%阈值时,会向操作员发出故障警报。本文中提到的控制阈值是用于仿真的临时设置;在实际部署中,将由研究机构根据运行要求确定。图 18 展示了基于MATLAB Simulink平台构建的反馈决策控制方案的仿真结果。当发动机性能恶化时,系统根据预测的油门杆角度(PLA)动态修正实际PLA,有效补偿推力损失。该图展示了典型退化模式下的推力调整步长,并显示了推力输出随时间的逐渐修正过程。通过此方案,系统能够实时感知并响应性能变化,确保推力稳定准确,提高了整体控制的鲁棒性和可靠性。
图 18. 反馈决策控制方案的仿真结果
为评估所提控制方案的稳定性和适用性,利用研究机构提供的部件级航空发动机模型进行了推力补偿实验。在标准运行条件下对发动机进行了仿真测试,设置了四种不同的运行条件:(1) 飞行高度0米,马赫数0,进气道总压恢复系数1,初始油门杆角度60°;(2) 飞行高度4000米,马赫数0.3,进气道总压恢复系数1,初始油门杆角度50°;(3) 飞行高度8000米,马赫数0.5,进气道总压恢复系数1,初始油门杆角度40°;(4) 飞行高度12000米,马赫数0.8,进气道总压恢复系数1,初始油门杆角度35°。在每种运行条件下,实验设计了四种不同的发动机退化模式:高压涡轮效率偏差、低压涡轮效率偏差、压气机效率偏差和风扇效率偏差。每种运行条件下进行了五次实验,实验1为正常运行状态下的推力输出,实验2-5通过在可控范围内随机调整各退化模式的偏差程度,模拟飞行中发动机的退化状态。在退化运行条件下,本研究进一步利用数字孪生模型监测退化发动机的推力不足或过剩,并实时调整PLA以控制推力,维持预期的推力水平。
提出了一种集成估计器与PI控制器的反馈决策控制策略,通过实时调整PLA来补偿推力损失。如表 10 所示,结果表明,在所有退化场景中,估计推力收敛于参考推力,最大稳态误差低于5%,在保持系统稳定性和鲁棒性的同时,有效减轻了推力损失。这些发现证实了所提控制方法在复杂退化运行条件下的有效性和可靠性。尽管如此,反馈决策过程是在仿真环境中评估的,该环境假设了理想的无噪声测量,并未明确纳入硬件相关的不确定性。未来的工作将考虑硬件在环验证以及详细的噪声和不确定性建模,以进一步检验所提框架在实际发动机控制平台上的鲁棒性和实际适用性。
表 10. 不同运行条件与退化水平下的控制性能
本研究针对退化航空发动机提出了一种物理信息数字孪生框架,该框架结合了热力学修正的图构建与用于参数估计的时空 GCN-GRU 网络,并集成了一个反馈决策控制方案以补偿推力损失。在真实数据集上的实验结果表明,所提方法在不同运行条件下均实现了较高的预测精度和强鲁棒性,同时保持了适用于实时部署的计算效率。尽管取得了这些成果,当前工作仍存在若干局限性。反馈控制方案仅在仿真中得到了验证,后续需要在物理发动机平台上进行实验测试,以确认其在实际应用中的稳定性和有效性。未来工作将研究在图注意力机制融入数字孪生框架,以提供明确的节点与边权重,进一步增强所学时空表示的可解释性。