CN112364453A - 发动机建模、分析方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种发动机建模、分析方法和系统，涉及航空发动机领域。构建发动机部件模型库，响应第一操作在交互界面加载部件模型；响应于第二操作，实现被加载的所述部件模型间的气动连接和结构连接，各部件模型间输入接口和输出接口的连接实现数据的传递。响应于完成第二操作，对各部件模型的部件号和截面号进行标记，其中，截面号采用自动标记的方式。然后根据整机模型计算出整机性能。本发明适用于计算分析航空发动机及燃气轮机的总体性能，通用性强，能快速组装搭建性能模型，在模型具有多种结构类型的情况下，只需要调整该模型的输入参数，即可完成部件模型的建立。

Description

发动机建模、分析方法和系统

技术领域

本发明涉及航空发动机或燃气轮机领域，尤其是一种发动机模型构建方法、一种发动机总体性能计算分析方法和一种发动机总体性能测试系统。

背景技术

航空发动机(涡喷、涡扇、涡桨、涡轴发动机……)以及燃气轮机都是燃气涡轮发动机，都属于布雷顿等压加热循环旋转叶轮式热力发动机，主要都由进气装置进气、压气机压缩增压、燃烧室燃烧加热、涡轮膨胀做功、喷管排出(动力轴输出)等主要部件及所对应的循环过程构成。燃气涡轮发动机的主要部件存在气动连接，随着气流在发动机的内部流动，前面部件的参数会对后面部件的性能产生影响。

由于发动机部件性能和整机性能是发动机部件对气流作用后的反应，因此发动机气流参数与气流在发动机内部流经部件所处的位置息息相关，因此要准确反映出发动机各部件的性能，必须将气流参数与部件位置信息关联起来。航空发动机内部部件又较多，部件的各类参数也很多，为了方便进行识别和操作，增加可读性，因此必须对参数进行分类区分，一般用参数名称简写和截面号的组合(如T2)来表征气流某种参数，如T表示温度、截面号2表示气流流动时所处位置为风扇/压气机进口，这种方式既表明了参数类型又表征了气流所处位置。

开展航空发动机的性能建模计算分析时，为了区分部件类型和标记流道截面顺序，通常按照气流流路(流经部件的流动方向)，在性能部件模型中直接将发动机的部件及进出口截面按照1、2、3、4、5……等进行简化命名，以此区分各部件和截面位置。图1为双轴带加力小涵道比涡扇发动机流路结构示意图，如图1所示，计算时根据气流流动方向依次开展各部件性能的计算，得到对应部件截面的参数，如(T1、P1、W1、H1、M1……；T2、P2、W2、H2、M2……)等，并通过部件的进出口截面的参数进行数据传递。

由于燃气涡轮发动机有诸多类型和结构形式，要对一种结构类型的发动机进行性能计算，必须针对该型发动机特定的结构形式，建立对应的部件模型和气流流路，才能正确的建立整机模型开展计算分析。要分析另一个不同结构的发动机性能，不但要针对结构重新构建气流流路，有时还必须对部件模型内部进行更改，才能完整建立整机模型。

由此可知，不同的航空发动机或燃气轮机结构形式将产生不同气路连接方式，不同的连接方式将导致气流有不同的流通路径，因此表征气流所处的位置关系也将各不相同。如前所述，在进行发动机性能建模时，针对该发动机的相关部件模型一般通过表征该部件的参数类型和进出口截面号组合来构建部件参数，并通过前后连接关联来完成整机模型搭建。在针对其他不同类型、不同结构形式的发动机进行建模时，一方面要重新搭建气流流路，一方面还需要根据气流流路截面重新调整部件模型中参数与进出口截面对应关系，不能以一个结构形式的发动机模型来开展其他形式的发动机性能仿真计算，只能针对某个发动机类型或结构形式的发动机单独开展建模，现行的发动机计算分析模型在工程运用中通常不具有通用性。

同时，航空发动机内部部件较多，有时有两三个功能接近的部件，如风扇与压气机性质接近、高压涡轮与低压涡轮和动力涡轮接近、燃烧室与加力燃烧室等功能接近，这些部件的计算方法大同小异，主要是进出口参数和部件性能参数和特性不一样，为了缩短研发周期，因此往往可以采用相同的部件模型开展计算，而不重新建立部件模型。但是不同的发动机由于气流流路不同，往往在调用部件模型建立整机气流流路模型时，不得不对部件模型中的参数进行调整更改，因此还是无法快捷高效的开展。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种发动机建模、分析方法和系统，以根据气流流路直接调用部件模型构建发动机模型，避免每次构建模型时都必须修改部件模型内部计算程序，解决各型发动机模型通用搭建问题，在此基础上，解决对发动机性能的通用计算问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种发动机模型构建方法，构建发动机模型的方法包括：

构建部件模型库的步骤：分别建立发动机各所需部件的部件模型，各部件模型均配置有输入接口和输出接口，部件模型间输入接口和输出接口的连接实现数据的传递，各个部件模型均配置有输入参数和输出参数，至少其中的输入参数可调整，所述输入参数至少包括部件参数、性能参数和截面号。加载部件模型的步骤：确定所需的部件模型，在交互界面加载确定的部件模型。构建发动机模型的步骤：将加载的部件模型进行气动连接和结构连接；通过气动连接对各部件模型的截面号进行对应和标记。

本发明针对的发动机，包括但不仅限于航空发动机、燃气轮机或类似的整机结构。所谓截面号，并不一定是数字序号，也可能是其他字符标识，作为部件或截面标志。

通过预配置部件模型库，将航空发动机的相关部件的数学模型进行模块化封装，数学模型涵盖了部件的气动、热力、曲线插值等计算方法、算法。各个部件模型均配置有相应的部件参数、特性参数和截面号(配置标识，而非值)，还配置有输入、输出接口。在分析时，将需要的部件模型加载到交互界面中，并搭接好各部件模型的气动连接关系和结构连接关系，即完成了对发动机模型的构建。由于各部件模型均已配置了对应的参数和算法，则通过对部件按特定的计算方法来计算出部件进出口的截面参数，并通过截面号传递给下一个部件，最终完成一个气动循环，即可完成发动机整机性能的计算，不必再分别修改各个部件模型的计算程序，通过直接加载部件模型即可，解决了对不同型发动机建模的通用性问题。

优选的，所述截面号基于所述部件模型间气动连接的逻辑关系进行标记。

优选的，所述截面号在完成所述部件模型的气动连接和结构连接后自动标记，和/或根据用户的操作对各所述部件模型的截面号进行标记。

优选的，所述确定所需的部件模型，在交互界面加载确定的所述部件模型，包括：

从所述部件模型库中新增部件模型到交互界面，或者从交互界面中删除已加载的部件模型。

优选的，所述对各所述部件模型的截面号进行标记，包括：

对各所述部件模型的截面号进行配置，或者，当部件连接对象(即加载的部件模型)更改后，对各所述部件模型的截面号进行更新。

优选的，所述构建发动机模型的步骤还包括：进行所述部件模型间的搭接检测。

优选的，所述搭接检测的方法包括：根据各所述部件模型的截面号间的逻辑关系，检测各所述部件模型间的气动连接关系和结构连接关系是否正确或者是否漏接。

本发明还提供了一种发动机总体性能计算分析方法，包括：

加载部件模型的步骤：从部件模型库中调出所需部件模型，在交互界面加载确定的部件模型；所述部件模型库建立有发动机各所需部件的部件模型，各所述部件模型均配置有输入接口和输出接口，所述部件模型间输入接口和输出接口的连接实现数据的传递，各个所述部件模型均可配置和调整指标，所述指标至少包括输入参数和输出参数，所述输入参数至少包括部件参数、性能参数和截面号。构建发动机整机模型的步骤：将加载的所述部件模型进行气动连接和结构连接；对各所述部件模型的截面号进行标记。计算发动机总体性能的步骤：根据所述发动机模型，计算所述发动机的性能。

上述对部件模型的截面号的标记为基于部件模型间启动连接的逻辑关系进行标记。优选截面号在完成部件模型的气动连接和结构连接后自动标记，和/或根据用户的操作对各部件模型的截面号进行标记。

上述从部件模型库中调出所需部件模型，在交互界面加载确定的部件模型包括：从部件模型库中新增部件模型到交互界面，或者从交互界面中删除已加载的部件模型。对应的，所述对各部件模型的截面号进行标记，包括：对各部件模型的截面号进行配置(对应于新建模型的情况)，或者，对各部件模型的截面号进行更新(对应于对模型进行修改的情况，如在已构建的模型基础上通过删除已有部件模型，新增其他部件模型来构建另一个整机模型)。

优选的，构建发动机模型的步骤还包括：进行部件模型间的搭接检测。所述搭接检测的方法包括：根据各部件模型的截面号间的逻辑关系，检测各部件模型间的气动连接关系和结构连接关系是否正确或者是否漏接。

本发明还提供了一种发动机总体性能计算系统，包括：

部件模型库，被配置为：建立发动机各所需部件的部件模型，各所述部件模型均配置有输入接口和输出接口，所述部件模型间输入接口和输出接口的连接实现数据的传递，各个所述部件模型均至少配置有输入参数和输出参数，至少所述输入参数可调整，所述输入参数至少包括部件参数、性能参数和截面号；

控制模块，被配置为：根据用户的操作，执行以下操作：在交互界面加载用户确定的部件模型，将加载的所述部件模型进行气动连接和结构连接，对各所述部件模型的截面号进行标记，构建出发动机模型；

计算模块，被配置为：根据所述发动机模型，计算所述发动机的性能。

优选的，所述控制模块根据所述部件模型的指标，计算所述部件模块的性能，并通过输出接口将所述性能传递给所述输出接口连接的其他部件模型。

优选的，所述控制模块基于所述部件模型间气动连接的逻辑关系对各所述部件模型的截面号进行标记和检测。

优选的，所述控制模块自动对各所述部件模型的截面号进行标记，和/或所述控制模块根据用户的操作，对各所述部件模型的截面号进行标记。

优选的，所述控制模块还被配置为：进行所述部件模型间的搭接检测。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1、本发明的建模方法通用性强，适用于快速构建不同类型发动机(包括航空发动机、燃汽轮机或其他类似的整机结构)的特定分析模型。通过扩展部件模型库，还可以构建其他性能传递式的分析模型。

2、本发明通过扩展部件模型库，可以开展各型(航空发动机)的总体性能分析计算方法，以及燃气轮机发电、间冷、回热循环等各种复杂循环燃气轮机的总体性能分析。

3、本发明在部件模型具有多种结构类型的情况下，建立发动机部件模型间的连接后，只需要调整该模型的输入参数，即可完成部件模型的构建。

4、本发明在建模时采用(图形化)交互界面，操作直观，不易出错，方便初用者上手。同时，本发明能够根据逻辑关系对模型间的搭接进行自动检查。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为现有技术中带加力小涵道比涡扇发动机结构示意图；

图2为本申请的部件模型库及封装示意图；

图3为本申请的建模操作界面示意图；

图4为本申请的输入功能的类型示意图；

图5为本申请的控制内容的功能框图；

图6为本申请的计算功能的功能框图；

图7为本申请针对单轴涡喷模型进行计算分析时的建模示意图；

图8为本申请针对双轴涡扇模型进行计算分析时的建模示意图；

图9为推力的性能计算模型图；

图10为控制体受力模型图。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书(包括任何附加权利要求、摘要)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

本实施例以目标为航空发动机为例，公开了一种航空发动机总体性能计算分析方法，其他类型的发动机同理，方法包括：

构建航空发动机模型的步骤，以及根据航空发动机模型计算所述航空发动机性能的步骤。需要说明的是，在航空发动机模型已搭建完成的基础上，根据航空发动机模型各部件的参数以及气流流道，分析航空发动机的整机性能是一个通用的计算过程，本发明重点在于航空发动机模型的通用性建模方法的改进。

上述的构建航空发动机模型的步骤的前期包括构建部件模型库的步骤：

部件模型库中至少分别建立有航空发动机的各部件的部件模型，如图2所示，各个单独的部件模型通常具有特定的结构，实现预定的功能，各部件模型均配置有输入接口和输出接口，各个部件模型均配置有输入参数和输出参数，其中至少输入参数可调整。如图4所示，输入参数至少包括部件参数、性能参数和截面号。为了便于对各部件的描述和区分，输入参数还包括部件号。部件号的目的主要是用来说明是哪个部件以及按照气流流向进行排序，将发动机分成若干个部件号来分别调用部件模型，一方面方便细化建模，另一方面对于调试、更改、查错等有较好的优势。截面号是为了区分确定发动机内部气流的流路，以反应出参数在部件中的流动变化情况。这个截面号代表了气流流通的顺序，因此，必须确保准确性。部件号和截面号可以不用数字，可以直接用一些特定的符号代替比如英文简写之类，但必须有指代部件类型的标志，否则无法准确调取部件模型进行计算。库中部件模型的部件号和截面号仅为标识，并非具体的值，只有在被使用时，才会被配置具体的值。部件模型中涵盖了部件的气动、热力、曲线插值等计算方法，部件模型间输入接口和输出接口的连接实现数据的传递，例如上一部件的性能(截面参数)通过接口向下一部件传递，最终完成一个气动循环，通常部件的性能参数通过截面号来传递。

基于部件模型库构建航空发动机(整机)模型的方法包括：

如图2、3所示，在图形化交互界面中，将部件模型库中需要的部件模型通过拖拽或其他选择方式-如点击、双击-加载到操作界面中，实现对所需部件模型的确定和加载。通过部件模型间的连线、接口匹配等方式实现部件模型间的气动连接和结构连接(模型搭接)。因各部件模型均配置有性能计算的算法，因此，通过直接加载部件模型，并将各部件模型进行搭接，即完成了对航空发动机硬件模型结构的搭建。在模型搭接完成后，因整机模型性能计算的需要，对各个部件模型(操作界面中)的截面号通过气动连接关系进行对应和标记，所谓的对应，即将相关联的截面号对应起来，参见附图7、8。若输入参数还配置有部件号，则在模型搭接完成后，还对各个部件模型的部件号进行标记，若输入参数未配置部件号，则相应省略与部件号相应的特征即可(下同)。

对于截面号的标记，因考虑到整机性能的计算需要根据气流流道方向进行循环计算，因此，整机模型中截面号的标记基于各部件模型间气动连接的逻辑关系进行标记。截面号的标记一般有两种方法。一种是根据部件类型设计一套命名规则，在用户搭建模型时启用部件模型后或者在搭接完整机模型后就可自动命名，例如设定燃烧室进口是3，涡轮进口(燃烧室出口)是4，涡轮出口为5，6和7分别指混合器和加力燃烧室，8是喷管喉道等。操作界面可以新增部件模型，同时，加载于操作界面的部件模型可以应用户的操作被删除，采用自动分配截面号后，当增加、删减部件模型重新建立气路连接后可以根据前后部件自动开展适应性修改。另一种则是增加一个手动添加截面(对应产生截面号)的方式，例如插入截面、编辑连线、标记等方式，且这个截面号与输入输出关联，不用在部件模型中修改参数，人为添加截面号也可以人为判断适当调整避免错误。

在搭接整机模型时，还会对部件模型间的搭接进行检测，包括根据各部件模型的截面号间的逻辑关系，检测各所述部件模型间的气动连接关系和结构连接关系是否正确以及是否漏接。所谓的逻辑关系，即部件间的气动、结构关系，不是一个类型的不能连接(如气动的不能与结构连接)，必要部件不可漏接，截面号的顺序搭接等。当然，还可通过人为观察来判断部件逻辑、部件配件等以避免错误搭接。

在搭接整机模型时，根据各部件模型的输入参数，进行流量、功率误差的检查和分配。具体包括：对输入参数的检查，主要是检查输入参数是否完整，输入参数是否有值超出一些规定范围来进行。对流量误差、功率误差检查，主要是用于检查非线性方程组是否满足控制要求。当发动机通过一个变量去控制一个参数时，必须至少有一个表征功率平衡的方程来求解，当有多个变量控制多个参数时，必须至少有对应流量连续、功平衡、以及其他压差平衡等各种表征平衡的非线性方程组，否则无法求解出发动机的控制及参数变化响应。

根据上述方法构建出的航空发动机模型，可以在调用部件模型搭接完成整机模型后，直接计算出整机性能。能够实现发动机非设计点的稳态性能计算，能通过调用部件特性曲线进行插值并迭代入发动机模型，实现循环迭代计算收敛。如图6所示，该方法具有调用部件子模块，循环迭代计算和非线性方程组求解、数据存储及输出的功能。设计点是指规定环境下发动机的某一特定的状态，一切偏离了这个环境、偏离设计的运行状态都称为非设计点。位于设计点时，部件所有的输入参数全都预先给定，而计算非设计点性能，只有发动机所处环境以及发动机将要达到的状态确定(控制规律)，以及发动机本身所具有的能力(部件特性)，计算非设计点时，无法完全获取输入参数，需要通过迭代收敛来确定部分参数。计算非设计点性能时首先读取非设计点的环境(高度、速度、温度、压力等)，并代入部件模型依次计算部件性能，由此获取部件中的部分输入条件如进口温度，再将控制规律如转速代入，两者联合构成压气机的换算转速作为输入，最后预设空气流量得到换算流量，两者作为无量纲变量代入如压气机部件的特性曲线，通过曲线能插值求出部件压比、效率，并以此计算出压气机其他出口参数的计算，完成压气机部件的计算。再依次代入后续燃烧室、涡轮、加力燃烧室等部件，最后通过计算功是否平衡、流量是否连续等收敛条件来进行判定是否收敛，如果不收敛则更改预设条件再循环计算，直至收敛。当发动机有多个预设条件的复杂情况时，就会有非线性方程组，最后通过求解非线性方程组完成收敛计算，得到非设计点性能。

根据上述发动机模型构建方法，本实施例公开了一种计算机可读存储介质，该存储介质中配置有计算机程序，运行该计算机程序可以执行上述实施例中的构建发动机模型的方法。或者，运行该计算机程序可以执行上述实施例中的发动机总体性能计算分析方法。

本发明实施例还提供了一种发动机总体性能测试系统，该系统包括：

部件模型库，被配置为：建立发动机各所需部件的部件模型，各所述部件模型均配置有输入接口和输出接口，所述部件模型间输入接口和输出接口的连接实现数据的传递，各个所述部件模型均至少配置有输入参数和输出参数，至少所述输入传输可调整，所述输入参数至少包括部件参数、性能参数和截面号，或者还包括部件号。需要说明的是，部件模型库中的部件模型，在建立时的部件号和截面号仅为标识，并为赋值，只有在被使用时才会被配置具体的值。

系统还包括控制模块，如图5所示为控制模块控制内容功能框图。控制模块被配置为：根据用户的操作，执行相应的响应工作，包括：根据用户的选择、拖拽、双击等操作，在交互界面加载用户操作的部件模块；以及根据用户的连线、对接、接口匹配等操作，完成对交互界面中加载的各部件模型间的气动连接和结构连接，对各所述部件模型的部件号(若含)和截面号进行标记。部件号和截面号的标记，基于部件模型间气动连接的逻辑关系进行，其中，对于截面号的标记，在完成部件模型间的连线操作后，自动进行，或者还根据用户的插入截面的操作完成，具体过程参见前文，在此不做累述。对各部件模型，根据部件模型的指标参数(如输入参数)，计算所述部件模块的性能，并通过输出接口将所述性能传递给输出接口连接的其他部件模型，根据部件相关参数计算部件模型截面参数的方法为通用方法。

优选的，控制模块还在搭接整机模型时，进行部件模型间的搭接检测。搭接检测的方法参见前文所述，在此不再累述。进一步的，控制模块还可在搭接整机模型时，根据各所述部件的输入参数，进行流量、功率误差的检查和分配。同样的，相应的方法参见前文所述。

如图7所示为一种单轴涡喷发动机的总体性能计算模型，从部件模型库中选用进气口、压缩机、燃烧室、涡轮增压器，直至排气口到操作界面进行搭接，自动分配截面号1至8，为了方便实际工作，截面号通常是根据部件的类型来分类的，比如燃烧室进口是3，4是涡轮进口(燃烧室出口)，5为涡轮出口，6和7指混合器和加力燃烧室，8是喷管喉道。基于该模型开展单轴涡喷发动机的稳态总体性能计算分析。

如图8所示为一种不带加力的双轴混合排气涡扇发动机的总体性能计算模型，从模型库中选用进气口、压缩机、油水分离器、燃烧室、涡轮增压器、外涵道(外涵道的作用是增加空气流量，增加推力，也可引出一部分气进行冷却)、混合器，直至排气口，自动分配截面号1至8(图8中单位数是用来区分大的类型截面，比如进口就是以2来定义，燃烧室进口就以3来定义，2与3之间就表示风扇和压气机，可以有多个风扇，也可以有多个压气机，用双位数来区分大类型部件中的小结构)，基于该控制模块开展双轴混合排气涡扇发动机的稳态总体性能计算分析。

对于构建好的类航空发动机模型，按照气流流动的方向依次开展进气道、(风扇)、(分流器)、压气机、燃烧室、(高压涡轮)、(低压)涡轮、(混合器)、加力燃烧室、喷管等部件的计算；最后根据发动机整机进出口的参数来计算发动机整机的性能指标。

涡喷、涡扇发动机的性能指标主要有推力、单位推力、耗油率、推力重量比等，涡轴、涡桨、燃气轮机的性能指标主要有功率、单位功率、耗油率、功率重量比等指标，这些性能指标的计算方法是通用的，按照发动机的原理进行计算。

推力的性能计算方法如图9所示：

计算发动机推力时，一般将发动机看做一个整体，通过动量定理，通过计算发动机进出口气流动量的变化来确定发动机的推力。

气流以c0进入发动机，经过发动机做功后以c9的速度排出，由于c9速度远远超过c0，由此产生反作用力，推动发动机及飞机向前飞行。

飞行时，气流同时流过发动机内部和外部，内流对动力装置产生的力为内推力，Fin，内流与飞行方向一致，为正；外流对发动机产生与飞行方向相反的力为外阻力，为Fout。

有效推力为Feff＝Fin-Fout。

内推力Fin是发动机内部各部件对气流做功后的合力，其最终表现为发动机进出口气流动量的变化。选择图10中(0-i-9-9-i-0)作为控制体，通过控制体(发动机)对气流作用力Fin，求气流动量变化。

该控制体的动量方程为

由于F′_in与F_in是一对作用力与反作用力，两者值相等。按照力的正负号规定，F_in与飞行方向一致为正。

因此

实际过程中，由于飞行条件环境等比较复杂，一般通过简化的方式进行计算，如压差p-₀＝0等进行简化，得到

定义

推力F＝W₉c₉-W₀c₀+(P₉-P₀)A₉；

定义

为进气道附加阻力Xd；

定义

为压差阻力Xp；因此有效推力

F_eff＝F-X_d-X_p-X_f

同时还可以根据实际情况进行一些简化，

当喷管完全膨胀时，p₉＝p₀，F＝W₉c₉-W₀c₀

忽略控制流量与质量流量差别，W₉＝W₀，F＝W_a(c₉-c₀)

当在地面试验，飞行速度为零时，F＝W_ac₉

其他性能指标如单位推力F_s＝F÷W_a，单位为N*s/kg；

耗油率(每小时产生以单位推力的燃油质量，单位kg/(daN*h))

涡轴、涡桨以及燃气轮机的性能指标主要为功率，功率是由涡轮产生，当涡轮与压气机共轴时，输出功为涡轮功减去压气机耗功；

输出功：L_net＝L_T-L_C其中L_T为涡轮功，L_C为压气机功；

自由涡轮输出功时：L_net＝_PT,其中L_PT自由涡轮功

单位功l＝L_net/W_a，单位：kW/(kg/s)；

耗油率

单位：kg/(kW*h)。

上述的类航空发动机模型构建方法，在一个实施例中，由运行配置于计算机可读存储介质中的计算机程序实现。上述的航空发动机及燃气轮机总体性能通用计算分析方法，在一个实施例中，同样由运行配置于计算机可读存储介质中的计算机程序实现。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (11)

1.一种用于计算发动机性能的发动机模型构建方法，其特征在于，包括：

构建部件模型库的步骤：分别建立发动机各所需部件的部件模型，各所述部件模型均配置有输入接口和输出接口，所述部件模型间输入接口和输出接口的连接实现数据的传递，各个所述部件模型均至少配置有输入参数和输出参数，至少所述输入参数可调整，所述输入参数至少包括部件参数、性能参数和截面号；

加载部件模型的步骤：确定所需的部件模型，在交互界面加载确定的所述部件模型；

构建发动机模型的步骤：将加载的所述部件模型进行气动连接和结构连接；通过气动连接对各所述部件模型的截面号进行对应和标记。

2.如权利要求1所述的发动机模型构建方法，其特征在于，所述截面号基于所述部件模型间气动连接的逻辑关系进行标记。

3.如权利要求1或2所述的发动机模型构建方法，其特征在于，所述截面号在完成所述部件模型的气动连接和结构连接后自动标记，和/或根据用户的操作对各所述部件模型的截面号进行标记。

4.如权利要求1所述的发动机模型构建方法，其特征在于，所述确定所需的部件模型，在交互界面加载确定的所述部件模型，包括：

从所述部件模型库中新增部件模型到交互界面，或者从交互界面中删除已加载的部件模型。

5.如权利要求4所述的发动机模型构建方法，其特征在于，所述对各所述部件模型的截面号进行标记，包括：

对各所述部件模型的截面号进行配置，或者，当部件连接对象更改后，对各所述部件模型的截面号进行更新。

6.如权利要求1所述的发动机模型构建方法，其特征在于，所述构建发动机模型的步骤还包括：进行所述部件模型间的搭接检测。

7.如权利要求6所述的发动机模型构建方法，其特征在于，所述搭接检测的方法包括：根据各所述部件模型的截面号间的逻辑关系，检测各所述部件模型间的气动连接关系和结构连接关系是否正确或者是否漏接。

8.一种发动机总体性能计算分析方法，其特征在于，包括：

加载部件模型的步骤：从部件模型库中调出所需部件模型，在交互界面加载确定的所述部件模型；所述部件模型库建立有发动机各所需部件的部件模型，各所述部件模型均配置有输入接口和输出接口，所述部件模型间输入接口和输出接口的连接实现数据的传递，各个所述部件模型均可配置和调整指标，所述指标至少包括输入参数和输出参数，所述输入参数至少包括部件参数、性能参数和截面号；

构建发动机整机模型的步骤：将加载的所述部件模型进行气动连接和结构连接；对各所述部件模型的截面号进行标记；

计算发动机总体性能的步骤：根据所述发动机模型，计算所述发动机的性能。

9.一种发动机总体性能计算系统，其特征在于，包括：

部件模型库，被配置为：建立发动机各所需部件的部件模型，各所述部件模型均配置有输入接口和输出接口，所述部件模型间输入接口和输出接口的连接实现数据的传递，各个所述部件模型均至少配置有输入参数和输出参数，至少所述输入参数可调整，所述输入参数至少包括部件参数、性能参数和截面号；

控制模块，被配置为：根据用户的操作，执行以下操作：在交互界面加载用户确定的部件模型，将加载的所述部件模型进行气动连接和结构连接，对各所述部件模型的截面号进行标记，构建出发动机模型；

计算模块，被配置为：根据所述发动机模型，计算所述发动机的性能。

10.如权利要求9所述的发动机总体性能计算系统，其特征在于，所述控制模块根据所述部件模型的指标，计算所述部件模块的性能，并通过输出接口将所述性能传递给所述输出接口连接的其他部件模型。

11.如权利要求9所述的发动机总体性能计算系统，其特征在于，所述控制模块基于所述部件模型间气动连接的逻辑关系对各所述部件模型的截面号进行标记和检测；

或者，所述控制模块自动对各所述部件模型的截面号进行标记，和/或根据用户的操作，对各所述部件模型的截面号进行标记。

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