本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种燃气轮机燃烧室出口温度计算方法。
背景技术
燃烧室出口温度是燃气轮机的重要性能指标，更是低排放燃烧室燃烧控制和调整的重要状态参数。燃气轮机运行时通过燃烧室出口温度大小可以判断低排放燃烧室的工作状态，进而调整燃料与空气的掺混比，从而达到燃气轮机低排放的目的，随着燃气轮机的发展，燃烧室出口温度逐渐升高，测温传感器很难长时间地直接测量该温度，传统的燃气轮机燃烧室出口温度计算方法一般是基于燃烧室能量平衡方程，计算时依赖部件特性，需要大气温度、压气机进口压力、压气机压比、压气机效率、空气系统引气量、燃料流量、燃烧效率，参数多，缺一不可，且有些参数不能直接测量，很难实时地计算出燃烧室出口温度。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述问题。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种燃气轮机燃烧室出口温度计算方法来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。
为实现上述目的，本发明提供了一种燃气轮机燃烧室出口温度计算方法，所述计算方法包括：将气体膨胀公式进行线性化处理，建立可测量值与所述燃烧室出口温度之间的函数关系式，其中，可测量值包括：压气机出口压力以及排气温度；根据压气机进口可调导叶位置的变化，对所述可测量值与所述燃烧室出口温度之间的函数关系式进行修正；在不同的大气温度情况下，得到不同大气温度下所述可测量值与所述燃烧室出口温度之间的函数关系式，并进行修正，得到所述燃烧室出口温度计算关系式。
在上述计算方法的优选技术方案中，“将气体膨胀公式进行线性化处理，建立可测量值与所述燃烧室出口温度之间的函数关系式”包括
根据气体膨胀公式，能够得到计算燃烧室出口温度的公式
式中，trm为燃烧室出口温度，ηt为涡轮效率，k为燃气的绝热指数，πt为涡轮的膨胀比，t4为燃机排气温度；
将公式(1)按照泰勒公式进行展开并简化，得到公式
式中，trm为燃烧室出口温度，ηt为涡轮效率，k为燃气的绝热指数，πt为涡轮的膨胀比，t4为燃机排气温度；
将公式(2)中的参数πt按照公式
转化为p2和σb的函数，
式中，σb为燃烧室总压恢复系数，p2为压气机出口压力，p4为燃机出口压力，πt为涡轮的膨胀比；
涡轮效率ηt由涡轮相似转速
将燃烧室总压恢复系数σb和燃气的绝热指数k按照常数项处理，即公式(2)能够转化为以下公式
式中，trm为燃烧室出口温度，p2为压气机出口压力，t4为燃机排气温度；
进一步将公式(4)线性化处理得到公式
trm＝a1×p2+a2×t4+a3………(5)，
式中，a1、a2、a3为修正系数，trm为燃烧室出口温度，p2为压气机出口压力，t4为燃机排气温度。
在上述计算方法的优选技术方案中，“根据压气机进口可调导叶位置的变化，对所述可测量值与所述燃烧室出口温度之间的函数关系式进行修正”包括
定义压气机可调导叶位置调整对压气机进口空气流量的影响系数
通过大量工程验证得到压气机可调导叶位置调整后对压气机出口压力的修正系数为
得到修正后的函数关系式为
式中，a1、a2、a3为修正系数，trm为燃烧室出口温度，p2为压气机出口压力，t4为燃机排气温度。
在上述计算方法的优选技术方案中，“在不同的大气温度情况下，得到不同大气温度下所述可测量值与所述燃烧室出口温度之间的函数关系式，并进行修正，得到所述燃烧室出口温度计算关系式”包括
建立不同大气压下所述燃烧室出口温度的计算模型
式中，t0为大气温度，a1m、a2m、a3m为修正系数，trm为燃烧室出口温度，p2为压气机出口压力，t4为燃机排气温度；
根据不同大气温度，计算出在不同的大气温度下对应的m组修正系数；
根据实际的大气温度，在所述m组修正系数中插值得到相应的大气温度下的修正系数，进而通过公式(5)计算得到所述燃烧室出口温度。
在上述计算方法的优选技术方案中，“在不同的大气温度情况下，得到不同大气温度下所述可测量值与所述燃烧室出口温度之间的函数关系式，并进行修正，得到所述燃烧室出口温度计算关系式”还包括
结合公式(6)中考虑压气机进口可调导叶位置调整修正后的计算模型，能够得到所述燃烧室出口温度修正后的计算模型为
式中，a1、a2、a3为修正系数，trmn为燃烧室出口温度，p2n为压气机出口压力，t4n为燃机排气温度，
本领域技术人员能够理解的是，本发明采用燃气轮机可直接测量的性能参数来计算燃烧室出口温度，运算量小、精度高、速度快，能够实时地计算燃烧室出口的温度，并且，本发明提供的计算方法考虑了大气温度变化和压气机进口可调导叶位置调整对修正系数的影响，适用于燃气轮机的状态监测和控制，从而适用于低排放燃气轮机燃烧状态调整。
附图说明
图1是本发明一实施例提供的燃气轮机燃烧室出口温度计算方法的流程示意图；
图2是本发明一实施例提供的燃气轮机燃烧室出口温度计算关系式的验证方法的流程示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
本发明的实施例提供了一种燃气轮机燃烧室出口温度计算方法，用于通过可直接测量的性能参数，计算燃烧室出口温度，运算量小、精度高、速度快，能够实时地计算燃烧室出口的温度。
图1是发明提供的一实施例的燃气轮机燃烧室出口温度计算方法的流程示意图。如图1所示，燃烧室出口温度计算方法包括以下步骤：
s101，将气体膨胀公式进行线性化处理，建立可测量值与燃烧室出口温度之间的函数关系式。
其中，可测量值包括：压气机出口压力以及排气温度。
s102，根据压气机进口可调导叶位置的变化，对可测量值与燃烧室出口温度之间的函数关系式进行修正。
s103，在不同大气温度情况下，得到不同大气温度下可测量值与燃烧室出口温度之间的函数关系式，并进行修正，得到燃烧室出口温度计算关系式。
根据本发明的实施例，根据不同大气温度下，直接测量得到不同组的压气机出口压力和排气温度，能够得到不同大气温度下气压计出口压力和排气温度与燃烧室出口温度之间的函数关系式，对其进行修正即可得到燃烧室出口温度计算关系式。
与现有的燃烧室出口温度计算方法相比，本发明实施例中的计算方法需要的参数少，每个参数都可直接测量得到，从而运算量也较小，能够实时地计算出燃烧室出口的温度，进而能够实时地对燃气轮机的状态监测和控制。
为便于本领域技术人员的理解，下面对本发明实施例中的计算方法进行详细说明。
在本发明的实施例中，根据气体膨胀公式，能够得到计算燃烧室出口温度的公式
式中，trm为燃烧室出口温度，ηt为涡轮效率，k为燃气的绝热指数，πt为涡轮的膨胀比，t4为燃机排气温度；
公式(1)中trm与t4存在非线性关系，在实际的工程应用中，为方便控制，将公式(1)按照泰勒公式进行展开并简化，进行线性化处理：
式中，trm为燃烧室出口温度，ηt为涡轮效率，k为燃气的绝热指数，πt为涡轮的膨胀比，t4为燃机排气温度；
将公式(2)中的参数πt按照公式：
转化为p2和σb的函数，式中，σb为燃烧室总压恢复系数，p2为压气机出口压力，p4为燃机出口压力，πt为涡轮的膨胀比。
对于重型燃机来说，达到额定转速之后，加载过程中压气机进口空气流量基本不变，则燃烧室总压恢复系数σb的变化较小，可以忽略，因此，公式(3)可简化为πt＝f(p2)，燃机排气温度t4为可直接测量参数；根据重型燃机透平特性可知，在燃机达到额定转速后，涡轮效率ηt可由涡轮相似转速
ηt＝f(trm,πt)；
燃气的比热比与燃气组分和燃烧温度有关，当燃料确定为天然气后，该值变化较小，计算可以将其忽略。
燃烧室出口温度的计算所需的四个参数中除排气温度外均为非直接测量值，为此，根据上述对燃气轮机个参数的分析，燃气的绝热指数的变化不大，可以按常数项处理，涡轮的膨胀比与压气机出口压力呈线性关系，涡轮效率最终可转化为(trm，p2)的函数，因此，公式(2)可简化为：
式中，trm为燃烧室出口温度，p2为压气机出口压力，t4为燃机排气温度；
所以，公式(4)可简化为压气机出口压力和排气温度两个可直接测量参数的关系式：
trm＝a1×p2+a2×t4+a3………(5)
式中，a1、a2、a3为修正系数，trm为燃烧室出口温度，p2为压气机出口压力，t4为燃机排气温度。
为提高修正系数计算精度，将公式(5)转化为矩阵形式：
在本发明的实施例中，燃气轮机整机运行时，压气机可调导叶位置调整将直接影响压气机进口空气流量，从而影响燃气轮机其他部件的工作状态。一般的，当可调导叶关小，则会造成压气机出口压力降低和排气温度升高，此时按照上述的公式计算将会产生较大的偏差。因此定义压气机可调导叶位置调整对压气机进口空气流量的影响系数：
式中，w1i为压气机进口可调导叶调整角度后的空气流量，w1为压气机设计点的空气流量。
通过大量工程验证能够得到压气机可调导叶位置调整后对压气机出口压力的修正系数为
式中，a1、a2、a3为修正系数，trm为燃烧室出口温度，p2为压气机出口压力，t4为燃机排气温度。
在本发明的实施例中，公式(5)中给出了燃烧室出口温度和压气机出口压力以及排气温度的函数关系，它的前提是保证大气温度不变，而燃机实际运行时大气温度是随时变化的。因此，公式(5)中的计算方法还应该考虑大气温度的变化对燃烧室出口温度的影响，才能使计算结果具有实际的工程使用价值。
在不同的大气温度下，可直接测量参数：压气机出口压力和排气温度是不断变化的，相应的燃烧室出口温度随之不断变化，为了求解处更为精确并且满足实际需求的修正系数，需要建立不同大气温度下燃气轮机燃烧室出口温度的计算模型：
式中，t0为大气温度，a1m、a2m、a3m为修正系数，trm为燃烧室出口温度，p2为压气机出口压力，t4为燃机排气温度；
公式(7)中，每一组大气温度下可以计算出一组修正系数，可以求出m组对应的修正系数a1m、a2m、a3m。当燃机运行时，根据实际运行时的大气温度，在m组系数中线性插值得到相应大气温度下的修正系数a1、a2、a3，从而代入燃烧室出口温度计算关系式中，再结合实际测量的压气机出口压力和排气温度即可计算实时的燃烧室出口温度。
结合公式(6)考虑压气机进口可调导叶位置调整修正后的计算关系式，即可得到修正后的燃烧室出口温度计算关系式
式中，a1、a2、a3为修正系数，trmn为燃烧室出口温度，p2n为压气机出口压力，t4n为燃机排气温度，
图2是本发明一实施例提供的燃气轮机燃烧室出口温度计算关系式的验证方法的流程示意图。如图2所示，该验证方法包括以下步骤：
s201，构建高精度的燃气轮机仿真模型。
s202，利用高精度的燃气轮机仿真模型计算不同燃机工况下的压气机出口压力和排气温度，并计算得到燃烧室出口温度。
s203，将计算得到的燃烧室出口温度与通过燃烧室出口温度计算关系式中计算得到的温度进行比较验证。
s204，若偏差低于设定阈值，则说明燃烧室出口温度计算关系式正确。
为使本领域技术人员能够更清楚的理解本实施例提供的技术方案，下面结合一个具体示例来进行详细说明。
在一示例中，通过构建高精度的燃气轮机仿真模型进行试验验证，燃气轮机主要参数为：进气温度288.15k，流量200kg/s，压气机压比10，燃烧室出口温度1300k，压气机效率0.84，涡轮效率0.91，燃料热值50056kj/kg。通过计算得到燃机功率44864kw，热效率30.1％，排气温度762k。利用修正后的燃烧室出口温度计算关系式计算了以下数据，见表1：
表1燃气轮机仿真模型计算数据
将表1中的数据代入到公式：
计算得到a1、a2、a3分别为28.5021、1.6684、-251.5226，即
若压气机进口可调导叶位置不调整，则mi＝1。通过高精度的燃气轮机仿真模型分别计算不同燃机工况下的压气机出口压力和排气温度，按照计算公式求的燃烧室出口温度与仿真模型计算的燃烧室出口温度t3的偏差见表2。由表2能够得到，燃烧出口温度与t3的偏差在0.05％以内。
表2仿真模型计算与公式计算数据对比
若压气机进口可调导叶角度关小5度，则mi＝0.983，气体的绝热指数假设为常数(一般取为1.3，燃气轮机不同，此数值也不相同)，仿真模型计算燃烧室出口温度为1200k，压气机出口压力为950.3，排气温度为707.2，根据公式
计算得到的燃烧室出口温度为1199.2，与仿真模型计算值偏差为0.07％。
通过上述的示例，能够得知，燃烧室出口温度计算关系式能够适实时地计算燃烧室出口的温度，并且，在大气温度变化和压气机进口可调导叶位置调整对修正系数的影响下，能够适用于燃气轮机的状态监测和控制。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。