CN102762840B - 确定燃烧器出口温度的方法及控制燃气涡轮机的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明描述了一种确定从燃气涡轮机（10）的燃烧器（24）排出的气体的出口温度的方法，所述方法包括：确定正传送到所述燃烧器的燃料的质量流量和温度；确定正传送到所述燃烧器的空气的质量流量和温度；确定正传送到所述燃烧器的所述燃料和所述空气的燃烧混合物的比热容的温度依赖性；以及基于所确定的所述燃料的质量流量和温度、所确定的所述空气的质量流量和温度以及所确定的所述燃烧混合物的比热容的温度依赖性，来确定从所述燃烧器排出的所述燃烧混合物的出口温度。此外，本发明描述了一种控制燃气涡轮机的方法。

Description

确定燃烧器出口温度的方法及控制燃气涡轮机的方法
技术领域
本发明涉及确定排出燃气涡轮机燃烧器的气体的出口温度的方法以及控制燃气涡轮机的方法。具体地，本发明涉及通过基于测量和/或计算值对出口温度建模来确定排出燃气涡轮机燃烧器的气体的出口温度的方法。更具体地，本发明涉及控制燃气涡轮机的方法，其中，将被建模的燃烧器出口温度对时间求积分，其中基于积分值进行控制。具体地，本发明涉及在瞬态操作期间控制燃气涡轮机的方法。更具体地，本发明涉及控制燃气涡轮机的方法，以便对组件（尤其是燃气涡轮机的涡轮机部分的组件）进行过热保护。
背景技术
燃气涡轮机发动机包括压缩机段、燃烧器段和涡轮机段，它们按这一顺序布置。压缩机段可以与涡轮机段共享共用的转子或者这两段可包括各自单独的转子。或者，涡轮机段可包括在高压段的转子和在低压段的另一转子。压缩机段适于压缩空气并且将压缩的空气传送到更下游的压缩机段。在压缩机段或简单的压缩机中，向压缩空气中混合燃料并且点火压缩空气，以便产生向下游流到并通过涡轮机段的热燃烧气体。由此，热燃烧气体驱动涡轮机段，从而使涡轮机段的转子转动。由此，燃烧气体中所含的以压力和速度形式存在的能量可以转化为机械能，该机械能可以例如用于驱动发电机产生电能。
在单轴布置结构（具有共用转子）中，高压和低压部分被机械地相连，使得涡轮机段驱动压缩机段。在双轴布置结构（具有两个独立的转子）中，低压涡轮机段在机械上是独立的，即，仅驱动输出动力轴，而由高压涡轮机段驱动压缩机段。
涡轮机段可包括高压涡轮机部和低压涡轮机部，所述高压涡轮机部和低压涡轮机部被布置为彼此相邻，从而使得低压涡轮机部布置在高压涡轮机部的下游。为了转化热燃烧气体的能量，涡轮机段，特别是高压涡轮机段，包括有喷嘴导流片，这些导流片被布置成一行或多行，其中每一行相对于转子布置在特定轴向位置，所述转子的转动轴线沿所述轴向方向延伸。涡轮机段可包括沿轴向方向分隔开的一行或多行喷嘴导流片。所述多行喷嘴导流片属于燃气涡轮机的定子部分且在燃气涡轮机的操作期间不运动。
在一行喷嘴导流片的下游布置有一行转子叶片，这行转子叶片与转子轴连接并且在作用于它们的叶片表面的热燃烧气体的冲击下转动。在该行转子叶片上游的该行喷嘴导流片适于适当地朝向转子叶片导引热燃烧气体，以便优化能量转化。由此，由于热燃烧气体接触喷嘴导流片并且将热能传递到喷嘴导流片，导致喷嘴导流片经受特别高的温度。具体地，喷嘴导流片被认为是对于热应力而言最关键的涡轮机段组件。
热燃烧气体和燃烧器废气可以达到很高的温度（1500℃以上），尤其在瞬态操作情况下。由此，瞬态操作情况可以是燃气涡轮机的如下操作情况，其中燃气涡轮机负荷随时间变化，其中燃料供应随时间变化，和/或其中供应到燃烧器的空气随时间变化，具体地这种变化非常迅速。具体地，瞬态操作情况与稳态情况不同。
热燃烧气体可以加热喷嘴导流片的外表面部分，同时可以通过例如从压缩机传送的空气或从热回收系统传送的蒸汽冷却喷嘴导流片的内部。由此，可以在喷嘴导流片的内部和外部之间得到陡的温度梯度。由此，导流片应变程度大，因而可能成为最可能发生故障的发动机组件，其中此故障主要由低周疲劳导致。
因此，为了避免喷嘴导流片受损，必须限制导流片所经受的燃烧气体的温度。
另一方面，燃气涡轮发动机被固有地设计为在高气体温度下操作，由此提高它们的循环效率。因此，需要在诸如喷嘴导流片的组件能够承受的最大许可温度下操作燃气涡轮机。使组件经受这些极限以上的温度会导致这些组件永久损坏。例如，导流片温度的少量增加会导致使用寿命显著缩短。为了防止由过高的和持续的燃烧器出口气体温度导致涡轮机损坏，可以在比导流片临界寿命周期疲劳温度低几度的涡轮机峰值温度下操作发动机。在常规系统中，可以通过控制发动机操作参数来保护涡轮机组件。由此，可以基于在涡轮机段第一行喷嘴导流片下游的某点处测量的气体温度来进行控制。
在高压涡轮机段入口处的燃烧气体温度可能会过高而无法直接测量，这在适当控制燃气涡轮机方面存在问题。
燃烧器出口温度也可以被称作涡轮机入口温度。常规可以通过例如限制传送到燃烧器的燃料流来控制燃烧器出口温度。可以根据从热气体提取能量之后一个或多个涡轮机段下游热气体的温度和气体温度来推断或估算出所述燃烧器出口温度。更下游的温度会相应地降低到可以实际进行测量的合适水平。
由此，可以通过放置在涡轮机段出口处或高压涡轮机段和低压涡轮机段之间的多个热电偶来测量燃烧气体温度。但无论如何，精确测量排出燃烧器的燃烧气体的温度在目前是不可能的。由此，难以适当保护涡轮机段的组件。
虽然在稳态操作情况中，在第一行喷嘴导流片更下游测量的气体温度适合用于估算实际的燃烧器排放温度，但这在瞬态操作时是困难的。具体地，在发动机瞬态过程期间，发动机的每次加速和/或减速都可以导致一个周期的热应力，对于喷嘴导流片尤为如此。此外，在这些瞬态过程期间，基于更下游的温度测量可能并不能适当地估算实际燃烧器出口温度。特别地，在这些瞬态过程期间，喷嘴导流片会经受超过它们的极限温度的温度。
具体地，由于在涡轮机出口处进行探测的用于测量的热电偶可被构造成为了保证准确性和耐用性，而不是为了保证快速响应，因此在第一行喷嘴导流片下游测量的气体温度不能反映真实的燃烧器出口温度。因此，与关键的涡轮机硬件响应相比，热电偶探头构造会导致滞后和相对慢的响应。利用能够仅在几秒内达到满负荷接受度（full loadacceptance）的燃气涡轮发动机，可以快速增加瞬态燃烧气体温度。尽管考虑到这种温度滞后对长时间的发动机加速并不是关键因素，但是当尝试精确地补偿短时快速加速期间的热电偶动力时，这种延迟变得非常重要。
文献US 6,167,690公开了一种控制系统，其中涡轮机入口温度被作为涡轮机出口温度的函数推导获得。
文献“Investigation of non-linear numerical mathematical model of amultiple shaft gas turbine unit”，（SooYong Kim and Valeri P. Kovalesky, KSMEInternational Journal, Volume 17, No. 12, pages 2087-2098, 2003）公开了一种计算多轴燃气涡轮机的特性的数学模型，其中采用了能量平衡。
可能需要一种确定燃气涡轮机燃烧器的出口温度的方法。此外，为了在最高的可能温度范围内操作燃气涡轮机，而不劣化或损坏燃气涡轮机的组件，可能需要一种控制燃气涡轮机的方法。具体地，当在瞬间改变（即瞬态）操作情况下操作燃气涡轮机时，可能需要一种控制燃气涡轮机的方法。
发明内容
根据一个方面，提供了一种确定从燃气涡轮机的燃烧器排出的气体的出口温度的方法，其中，所述方法包括：确定正传送到所述燃烧器的燃料的质量流量和温度；确定正传送到所述燃烧器的空气的质量流量和温度；确定正传送到所述燃烧器的所述燃料和所述空气的燃烧混合物的比热容的温度依赖性；以及基于所确定的所述燃料的质量流量和温度、所确定的所述空气的质量流量和温度以及所确定的所述燃烧混合物的比热容的温度依赖性，来确定从所述燃烧器排出的所述燃烧混合物的出口温度。
该方法可以采用供应到燃烧器的能量和从燃烧器排放的能量的能量平衡。具体地，所述方法可以采用确定单位时间供应到燃烧器的能量和确定单位时间从燃烧器排放的能量。具体地，通过向燃烧器供应具有特定质量流量、温度和比热容的空气和/或燃料，供应到燃烧器的能量可以随时间变化。此外，在燃烧器中燃烧燃料和空气的混合物可以产生燃烧热，该燃烧热来自于燃料的质量流量、低热量值（LHV）或低发热值（LCV）以及燃烧器效率。类似地，可以根据在燃烧器中燃烧的气体和燃料的燃烧混合物（例如燃气）的质量流量、温度和比热容，来确定单位时间从燃烧器排放的能量。应用能量守恒定律，可以得到燃料和空气的燃烧混合物的温度，即燃烧器出口温度（CET）。
具体地，考虑燃烧混合物的比热容的温度依赖性对准确确定燃烧混合物的出口温度（即燃烧器出口温度）是有利的。所述方法可包括测量和/或计算不同的要求值。例如，通过利用例如一个或多个热电偶可以测量燃气涡轮机中一个或多个不同位置处的一个或多个温度。此外，可以在燃气涡轮机中的一个或多个位置处测量一个或多个压力值。此外，可以通过平衡方程或基本物理定律近似和/或计算地获得一些要求值。
具体地，不必靠近燃烧器出口位置或靠近第一排导流片测量燃气温度。此外，可以在快速改变燃气涡轮机操作条件的情况下确定燃烧器出口温度。此外，所确定的从燃烧器排出的燃烧混合物的出口温度可以反映例如燃气涡轮机快速载荷变化或启动期间燃气涡轮机操作条件的变化。
根据一个实施例，确定燃烧混合物比热容的温度依赖性包括近似得到比热容，具体是通过温度的多项式来近似得到比热容。在其它实施例中，可以通过依赖温度的其它函数（例如线性函数、二次函数、三次函数、指数函数和前述或其它函数的结合）来近似燃烧混合物的比热容。通过温度多项式来近似得到燃烧混合物比热容可以特别简单，因为它可包括泰勒展开式或一系列的比热容。此外，对于代表从燃烧室排出的燃料和空气的燃烧混合物的大量物质，可得到该多项式的各个系数。
根据一个实施例，确定出口温度包括建立迭代方程，以及将所述迭代方程应用于至少一预定的开始出口温度。基于上一出口温度值，迭代方程可以允许计算比上一出口温度更加准确的随后的出口温度。迭代地应用所述迭代方程，可以产生越来越接近地近似于精确燃烧器出口温度的一系列出口温度。由此，通过考虑随后的出口温度和上一出口温度之差，可以监视所确定的燃烧器出口温度的准确度。随着收敛（应用迭代方程足够多次，诸如2次、5次、10次、20次、100次或更多），此差可以接近零。由于消耗时间的计算且由于计算硬件限制，目前应用大量迭代是不必要或不合理的。此外，所需的准确性可以随应用而变化并且不必大量次数地应用迭代方程，因此应用20次、10次、5次或2次就足够了。
根据一个实施例，确定出口温度进一步包括：限定阈值并且迭代地应用迭代方程，以重复地从上一出口温度获得随后的出口温度，其中，如果随后的出口温度和上一出口温度之间的差小于所述阈值时，停止迭代地应用所述迭代方程，其中，所获得的随后的出口温度被确定为所述出口温度。
由此，可以监视随后的出口温度与上一出口温度偏离多少，以监视所确定的燃烧器出口温度的准确度。具体地，为了较高的燃烧器出口温度要求准确度，可以执行较多数量的迭代循环。反之，如果仅需要低准确度的燃烧器出口温度，则可以仅应用几次迭代方程，诸如一次、两次、三次、四次或五次。应用的迭代数量取决于具体应用并且还取决于燃气涡轮机的结构，尤其是燃烧器的结构。
根据一个实施例，确定传送到燃烧器的燃料的质量流量和温度包括探测控制将所述燃料传送到燃烧器的阀门的状态；和/或测量燃料温度。具体地，确定燃料的质量流量包括探测控制将燃料传送到燃烧器的阀门的状态。在一个实施例中，通过燃料流量需求（FFDEM）确定燃料的质量流量，燃料流量需求可以是由控制系统确定的值。在一个实施例中，确定燃料的质量流量包括控制用于控制将燃料传送到燃烧器的阀门的状态。在一个实施例中，确定传送到燃烧器的燃料的温度可包括测量燃料的温度。
此外，确定传送到燃烧器的燃料的质量流量可包括利用例如控制将燃料传送到燃烧器的阀门来测量传送到燃烧器的燃料的质量流量和/或控制传送到燃烧器的质量流量。此外，确定燃料的温度可包括设定或假设燃料温度为环境温度。由此，不一定要测量燃料温度，而是可以基于可获得的其它温度值估算燃料温度。
由此，可以容易地确定传送到燃烧器的燃料的质量流量和温度。
根据一个实施例，确定空气温度包括测量传送到燃烧器的空气的温度。这可以增加所述方法的准确度。在另一实施例中，也可以基于可获得的其它测量温度来估算空气的温度。
根据一个实施例，确定空气的质量流量包括应用燃烧混合物的质量流量、传送到燃烧器的燃料的质量流量以及空气的质量流量之间的质量守恒关系。具体地，基于所确定的燃烧混合物的质量流量和所确定的燃料的质量流量，可以确定燃烧混合物的质量流量、可以确定传送到燃烧器的燃料的质量流量和确定空气的质量流量。由此，可以不需要测量或估算传送到燃烧器的空气的质量流量。根据可获得的其它值可以测量或估算/计算燃烧混合物的质量流量。此外，从其它已知值可以测量和/或计算/估算传送到燃烧器的燃料的质量流量。由此，确定空气的质量流量可被简化，使其仅需要进行较少的测量。
根据一个实施例，确定燃烧混合物的质量流量包括：在将空气传送到燃烧器的压缩机出口处测量空气的压力；基于所测量的温度值计算燃烧混合物的近似温度；以及基于所测量的压力和所计算的燃烧混合物温度确定燃烧混合物的质量流量。
压缩机可包括在燃气涡轮机中并且具体可以被布置在燃烧器的上游，其中，从燃烧器排出并流到涡轮机的燃气可以定义从上游到下游的流动方向。燃烧混合物的近似温度可以表示涡轮机段（TIT）的入口的温度并且还可以表示近似燃烧器出口温度。
可以基于热力学平均内导管温度、平均压缩机出口温度、平均压缩机入口温度和取决于燃料类型的常数，可以例如计算或估算燃烧混合物的此近似温度。由此，热力学平均内导管温度可以是在压缩机涡轮机段（驱动压缩机的高压涡轮机段）和作为功率涡轮机段的高压涡轮机段下游的低压涡轮机段或驱动压缩机的低压涡轮机段之间的地点处测量的温度。平均压缩机出口温度可以是紧接燃烧器上游的压缩机出口处的空气温度。平均压缩机入口温度可以是压缩机入口处的空气温度。取决于燃料类型的常数可以是无量纲的并且大小可以为对气体燃料为1.182并且对液体燃料为1.210，但是对于不同类型的燃料，该常数可以表现为不同值。气体燃料的取决于燃料类型的常数大于固定燃料的。
根据一个方面，提供了一种控制燃气涡轮机的方法，其中所述方法包括：确定从所述燃气涡轮机的燃烧器排出的气体的燃烧器出口温度，具体是根据上述方法；将从所述燃烧器排出的所述气体导引到所述燃气涡轮机的涡轮机段；基于所确定的燃烧器出口温度控制所述燃气涡轮机。
与常规方法相比，控制燃气涡轮机的方法可以更有效地防止燃气涡轮机组件受损，尤其是涡轮机段的组件。在常规方法中，还不能准确地确定排出燃烧器的气体的温度。因此，还不能探测涡轮机段组件的临界气体温度。由于根据本发明的一个方面，可以更准确地确定排出燃烧器的燃烧气体的燃烧器出口温度，因此可以提高对燃气涡轮机的控制，以便防止燃气涡轮机组件受损。
根据一个实施例，控制燃气涡轮机的方法进一步包括：如果所确定的燃烧器出口温度和预定阈值温度之间的第一差大于零，则将所述第一差对时间间隔求积分，其中，基于经积分的第一差的值控制所述燃气涡轮机。预定阈值温度可以是在不损坏燃气涡轮机的涡轮机段组件（尤其是第一排喷嘴导流片）的情况下一定不能超过的温度极限。仅当所确定的燃烧器出口温度超过预定阈值温度时进行积分。
当增加经积分的第一差的值时，燃气涡轮机的涡轮机段组件的受损风险增加。经积分的第一差的值越大，涡轮机组件受损的风险越大。当所确定的燃烧器出口温度仅在短的时间间隔（例如5秒、10秒、30秒或60秒）内超过阈值温度时，涡轮机段组件可以承受，但是当此时间间隔大于5秒、10秒、30秒、60秒或更大时，涡轮机组件不能承受。
通过利用积分值，可以考虑涡轮机段组件的传导特性。
根据一个实施例，控制燃气涡轮机的方法进一步包括：用具有冷却流体温度的冷却流体来冷却所述涡轮机段；以及所确定的燃烧器出口温度与所述冷却流体温度加上差阈值（ΔT_lim）的和之间的差为第二差（ΔT），在所述第二差大于零的情况下，将所述第二差对时间间隔求积分，其中，基于经积分的第二差的值控制所述燃气涡轮机。
具体地，对涡轮机段的冷却可通过利用压缩机传送的压缩空气作为冷却流体来进行。冷却空气可以具有例如300至600°之间的温度，但是要显著低于排出燃烧器的燃气的温度（即燃烧器出口温度），其大小可以在例如900至1600℃之间。在冷却涡轮机段时，包括在其中的组件会经受低于燃烧器出口温度的温度，诸如被冷却流体温度降低的近似燃烧器出口温度。仅所确定的燃烧器出口温度和冷却流体温度之差的部分，其是超过差阈值的部分，将对经积分的第二差的值有贡献。或者，可以通过仅对所确定的燃烧器出口温度的那些部分（位于冷却流体温度和差阈值之上的部分）将所确定的燃烧器出口温度对时间间隔积分，以获得积分值，然后从所获得积分值中减去时间间隔和冷却流体温度及差阈值之和的积，从而获得经积分的第二差的值。
根据一个实施例，控制燃气涡轮机的方法进一步包括如果经积分的第一差的值大于第一阈值和/或经积分的第二差的值大于第二阈值，则减少传送到燃烧器的所述燃料和/或所述空气。根据一个实施例，如果经积分的第一差的值大于第一阈值和/或经积分的第二差的值大于第二阈值，则作为保护行为可以关闭燃气涡轮机。
由此，可以使用由经积分的第一差和/或经积分的第二差表示的面积（单位为摄氏度乘以秒），并且该面积是应该何时和/或何种程度地减少或增加传送到燃烧器的燃料和/或空气的临界值。相比仅包括阈值温度而不考虑涡轮机组件经受超过阈值温度的温度的持续时间的常规临界值相比，此新的临界值更加适于保护涡轮机段的组件。由此，燃气涡轮机可以在提供更高效率的温度下运作，同时可以有效地保护它们的组件不受受损温度影响。
根据一个实施例，控制燃气涡轮机的方法进一步包括当经积分的第一差的值小于或等于第一阈值和/或所述经积分的第二差的值小于或等于所述第二阈值时，保持以未修正的速率向所述燃烧器传送所述燃料和/或传送所述空气，其中，所确定的燃烧器出口温度大于所述预定阈值温度。由此，尽管所确定的燃烧器出口温度超过预定阈值温度（当占据足够长的时间时，这会导致涡轮机组件受损），不中断或减少燃气涡轮机的组件，这是因为受损温度所占的持续时间还未足够高到对涡轮机组件产生实际损坏。由此，可以提高燃气涡轮机的利用或效率。
根据一个方面，提供了一种用于控制燃气涡轮机的控制单元，其中，控制单元适于控制和/或执行如上所述的控制燃气涡轮机的方法。
根据一个方面，提供了一种计算机程序产品，其适于控制和/或执行如上所述的确定从所述涡轮机的燃烧器排出的气体的出口温度的方法。
应该注意，已经参照不同主题描述了本发明的实施例。
具体地，一些实施例是针对方法权利要求进行描述的，而其它实施例是针对装置权利要求进行描述的。然而，本领域技术人员可以从上文和下文描述中总结出，除非另有说明，否则除了属于一类主题的特征的结合之外，涉及不同主题的特征之间的任意结合（具体是方法权利要求的特征和装置权利要求的特征之间的任意结合）也应被认为在本文公开。
以上限定的方面和本发明的其它方面在下文描述的实施例的例子中是显然的，并且参照实施例的例子对其进行解释。下文将参照实施例的例子更详细地描述本发明，但是本发明不限于此。
现在将参照附图描述本发明的实施例。
附图说明
图1示意性地示出了根据一个实施例的流程图；
图2示意性地示出了一个燃气涡轮机，其包括有根据一个实施例的用于控制燃气涡轮机的控制单元；
图3示意性地示出了一个燃气涡轮机的组件，通过根据一个实施例的控制燃气涡轮机的方法来保护该涡轮机组件不受到热损坏；
图4示出了一幅曲线图，其图示了根据一个实施例的控制燃气涡轮机的标准；以及
图5a和图5b示出了燃气涡轮机中温度的曲线图。
具体实施方式
常规方法常依赖涡轮机操作温度（Top）来控制燃气涡轮机。在工业涡轮机发电机的情形中，极限温度可以由Top涡轮机操作温度来表示。
图5a示出在快速满负荷接受期间和长时间发动机满负荷期间Top曲线的对比情况，其中操作温度的时间依赖关系由曲线1绘制，其中Top的计算方法为：
其中Tpte是平均功率涡轮机出口温度，Tin是平均入口温度，Tamb是环境参考温度，KTop是取决于燃料类型的常数。曲线2表示在操作燃气涡轮机期间一定不能超过的极限操作温度。
图5b示出与图5a所示的相同的满负荷接受试验，其中，在图5b中，对比快速和缓慢瞬间的涡轮机入口温度TET（由曲线3表示）。
图5a和5b示出达到峰值TET温度3远早于达到最大Top。还可以观察到，即使操作温度Top未达到TLT，TET也可以显著高于曲线4所示的同等的TET极限。
由于涡轮机出口处的热电偶探头可以被构造为准确和耐用而是不快速响应，因此Top（图5a中的曲线1）可能不反应真实的临界温度。尽管考虑到这种信号滞后对长时间的发动机加速不是关键的，但是当尝试精确补偿短时快速加速期间的热电偶动力时，这种延迟变得非常重要。为了缓和此问题，在此申请中提出额外的温度极限控制参数，其可以在快速发动机瞬间充分地反应真实的临界涡轮机温度。
瞬态涡轮机入口温度-CET计算
为了确定燃烧器出口温度CET（排出燃烧器的燃料和空气的燃烧混合物的温度），具体是瞬态CET，在方程（1）中可以采用燃烧室能量转化平衡，如下：
方程（1）
其中
是传送到燃烧器的空气的质量流量；
是传送到燃烧器的燃料的质量流量；
Tair是传送到燃烧器的空气的温度；
Tfuel是传送到燃烧器的燃料的温度；
ηcomb是取决于CET和燃料类型的燃烧器效率；
LCV是低发热值，有时也被称作燃料的低加热值（LHV）或净发热值，其被定义为燃烧特定量（最初在25℃或其它参考状态）并使燃烧产物的温度返回例如150℃所释放的热量。因此，LHV假设在燃烧结束时所有水成分都在蒸汽状态（在燃烧产物中），这与假设所有水成分为燃烧气体的液体形式的高加热值（HHV）相反；LCV取决于燃料类型；
Cpair、Cpfule、Cpcomb是分别是传送到燃烧器的空气和燃料的比热容，和空气和燃料的燃烧混合物的比热容；以及
是排出燃烧器的燃料和空气燃烧混合物的质量流量。
人们可利用以下迭代方程（2）来计算瞬态CET：
当时，
方程（2）
其中，上标i表示当前迭代，i-1表示上一次迭代步骤。
图1示出了确定燃烧器出口温度CET的迭代方法，其中，tj表示当前时间步骤，tj-1表示上一时间步骤。
在以上方程（2）中，可以使用以下测量变量：
Tin — 平均压缩机入口温度表示燃料温度Tfuel=Tin
Tcd — 平均压缩机传送温度表示空气温度Tair=Tcd。
为了根据方程（1）和（2）预计CET，可以计算以下非测量的变量：估计的涡轮机入口温度（TIT）、空气质量流量、三种不同气体组分的燃烧效率和比热。
根据所测量的温度可以计算估计的涡轮机入口温度（TIT），如下：
方程（3）
其中
T tint是在压缩机涡轮机段（高压涡轮机段）和动力涡轮机段（低压涡轮机段）之间的内导管（interduct）中测量的热力学平均内导管温度；
Tcd是平均压缩机出口温度；
Tin是平均压缩机入口温度；以及
KTIT是取决于燃料类型的常数。
可以如下计算燃烧器质量流量：
方程（4）
其中
Pcd是测量的压缩机出口压力；
TIT是根据方程（3）的涡轮机入口温度；以及
KMcomb是取决于燃料类型的常数。
图1示出了根据一个实施例的对燃烧器出口温度（CET）的确定。为了起始，设置开始出口温度，即，CET0。通过将作为先前出口温度的开始出口温度CET0插入方程（2），可以获得随后的出口温度CET1。据此，核查是否满足条件。如果不满足此条件，则将出口温度CET1再次插入方程（2）以获得出口温度CET2。重复此过程，直到满足以上条件。然后采用该出口温度作为出口温度序列中最后的出口温度。
图2示意性地示出了具有用于控制燃气涡轮机10的控制单元44的燃气涡轮机10。涡轮机10是所谓的双轴发动机，其具有互相独立的第一转子轴46和第二转子轴48的，其中，转子轴46从压缩机段14延伸到高压涡轮机段50，而转子轴48仅属于低压涡轮机段52。
空气18沿空气导管34进入压缩机段14并且被压缩机段14压缩，然后被供应到燃烧器段22。燃烧器段22包括环状布置的燃烧器24，图2仅示出了一个燃烧器24。压缩空气与燃料混合并燃烧。然后将空气和燃料的燃烧混合物供应到高压涡轮机段50，以冲击在导流片55和转子叶片上，从而驱动转子轴46。
在位置56处，燃气涡轮机包括热电偶探头，以利用热电偶56a测量排出压缩机段14的压缩空气的温度。此外，在此位置或靠近此位置处，燃气涡轮机包括压力测量装置56b，以测量排出压缩机段14的压缩空气的压力。在地点57处，燃气涡轮机10包括热电偶探头，以测量经由热电偶57a进入压缩机段14的空气18的温度。在靠近内导管或在内导管中的地点处，燃气涡轮机包括一个或多个热电偶30b的一个或多个探测点32b，以测量内导管54处的气体温度。
控制单元44适于读取在位置32b、位置56、位置56b和位置57处测量的温度和压力值，并且处理这些温度和压力值，以得到燃烧出口温度（CET），如以下将要更详细地描述的。基于所确定的燃烧器出口温度（CET），控制单元44控制传送到燃烧器24的燃料和/或空气的传送，以控制燃气涡轮机10。为此目的，控制单元44包括存储器58，其中存储有适于根据上述温度和压力值以及燃气涡轮机的其它参数确定燃烧器出口温度的计算机程序。
由此，能够根据以上方程（4）计算燃烧器质量流量。
燃料质量流量可以由燃料阀的动力学约束，其可以由一阶非周期系统表示：
方程（5）
其中，FFDEM是控制系统燃料流量需求；
τfv是燃料阀时间常数；以及
LCV是如上定义的低发热值。
通过对燃烧室应用总质量保持平衡，可以求得空气质量流量：
方程（6）。
燃烧效率可以是燃烧器出口温度的函数：
方程（7）。
可以根据燃烧效率数据得到所述函数关系，该燃烧效率数据通过基于测量的燃料流量和从能量平衡得到的燃料流量之间的差异的工厂试验数据产生。表1给出气体燃料的燃烧效率的例子，其中，燃烧器出口温度（CET）给定为°K。
表1
可以使用三种气体组分，其中两种是燃烧器之前的空气和天然气，第三种是燃烧产物。在每种情形中，利用多项式方程可以将气体的比热表征为气体温度的函数。恒定压力下的比热可根据以下方程表征为一个4阶多项式：
方程（8）。
表2给出了可以计算比热的方程（8）中的多项式系数的例子。在其它实施例中，可以假设这些系数为可以例如通过实验确定的不同值。
表2
通过应用方程（8），可以得到方程（1）和（2）中出现的空气、燃料以及燃料和空气的燃烧混合物的比热。
因此，基于方程（1）和（2），可以确定排出燃烧器的气体的燃烧器出口温度（CET）。根据一个实施例，在燃气涡轮机的控制方法中利用由此确定的燃烧器出口温度（CET）。
瞬态涡轮机过热保护：
在冷却的涡轮机结构中，可以识别热量传递到燃气涡轮机的涡轮机段组件的两种独特机制。图3示意性地示出对冷却的叶片（例如导流片）的热传递分析。在考虑冷却的涡轮机叶片时，可以看出热气体向叶片传递一定量的热能流或热流。为了保持要求的叶片温度，可以从叶片移除或消除穿过叶片内部通道的冷却质量流。
推荐的瞬态过热控制参数可以基于涡轮机在快速瞬态经受的可允许的热负荷。
参照图3，从热流，即从热气体传递到燃烧器下游的涡轮机段组件的金属的热流，可以得到涡轮机热负荷，并且如下定义涡轮机热负荷：
方程（9）
其中
hh是热侧的热传递系数，
Ah是热侧的接触表面，
Thg是热气体温度，
Tm是金属温度。
将冷却有效性的表达式：
方程（10）
引入方程（9）中的热流的表达式中，可以获得以下关系式：
方程（11）
其中，Tcoolant是诸如压缩的传送空气的冷却剂的温度。
通过对方程（11）积分可以得到从排出燃烧器并且进入涡轮机段热气体传递到涡轮机组件（例如导流片、转子叶片等）的金属的热量：
方程（12）。
用等于燃烧器出口温度的涡轮机入口温度（TET）替代热气体温度Thg=CET=TET，用压缩机排放温度诋毁冷却剂温度Tcoolant=Tcd，并假设在高于标称涡轮机进入温度TETlim条件下的发动机瞬态期间热传递系数hh和冷却有效性Ceff是常数，可以写出以下关系式：
方程（13）。
如果限制在瞬态期间可以从热气体传递到金属的热（θhlim），则当TET高于标称值TETlim时，可以推导出如下瞬态过热涡轮机限制：
方程（14）
对于 方程（15）
其中，推荐将如下标准化的热负荷作为新的限制参数
方程（16）
这里，涡轮机入口温度（TET）可以至少近似等于已经根据以上方程（1）和（2）确定的燃烧器出口温度（CET）。
利用上述计算燃烧器出口温度（CET）的算法，已经评估了不同快速瞬态的推荐的瞬态过热控制参数（方程16）并且在图4中示出。
图4示出了一幅曲线图，其图解说明了根据一个实施例的控制燃气涡轮机的方法。在x轴，时间以秒表示。在y轴，温度以K（开尔文）表示。绘制根据方程（2）确定的涡轮机入口温度（TET）和冷却流体温度Tcd的差异的四条曲线59、60、61、63。这些曲线被标注以附图标记59、60、61和63并且由图2所示的燃气涡轮机10的不同操作条件得到或确定。水平线65对应以上方程（15）中出现的ΔTlim值。根据一个实施例，评估不同TET的积分减去Tcd，如果此差TET–Tcd超过水平线65，则积分值将随时间的增加而增加。根据不同的差TET–Tcd，积分将在不同时间将具有不同的值。曲线61相比曲线63显示差TET–Tcd的较小值，并且因此在时间点67处（2s）将达到积分的预定阈值，该时间点67晚于在不同操作条件下曲线63达到疾风阈值的时间点69。分别在时间点67和69，图2所示的控制单元44将控制传递到燃烧器24的燃料的减少或中断，以便不损坏燃气涡轮机10的涡轮机段50的导流片55。由此，可以防止损坏这些组件。图4中的水平线68表示与慢负荷条件对应的标准化的连续运转热负荷水平值。
瞬态过热限制控制参数可以表示在快速瞬态期间涡轮机经受的可允许热负荷。根据方程（15）和（16）的标准化热负荷反转时间限制基于超过最大标准化热负荷水平限制的标准化热负荷对时间的积分，该时间是温度超过阈值限制的时间。因此，使得以上行动可以进行的时间相反地依赖标准化的热负荷超额。

Claims (12)

1.确定从燃气涡轮机（10）的燃烧器（24）排出的气体的出口温度的方法，所述方法包括：
• 确定正传送到所述燃烧器的燃料的质量流量和温度；
• 确定正传送到所述燃烧器的空气的质量流量和温度；
• 确定正传送到所述燃烧器的所述燃料和所述空气的燃烧混合物的比热容的温度依赖性；以及
• 基于所确定的所述燃料的质量流量和温度、所确定的所述空气的质量流量和温度、以及所确定的所述燃烧混合物的比热容的温度依赖性，来确定从所述燃烧器排出的所述燃烧混合物的出口温度，
其中所述方法进一步包括：
确定所述出口温度包括建立迭代方程和将所述迭代方程应用于至少一预定的开始出口温度；
确定所述出口温度进一步包括限定阈值并且迭代地应用所述迭代方程，以重复地从上一出口温度获得随后的出口温度，其中，如果所述随后的出口温度和所述上一出口温度之间的差小于所述阈值时，停止迭代地应用所述迭代方程，其中，所获得的随后的出口温度被确定为所述出口温度。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，确定所述燃烧混合物的比热容的温度依赖性包括近似得到所述比热容，具体是通过温度的一个多项式来近似得到所述比热容。
3.根据前述权利要求1-2之一所述的方法，其中，确定传送到所述燃烧器的所述燃料的质量流量和温度包括：
• 确定控制将所述燃料传送到所述燃烧器的阀门的状态；和/或
• 测量所述燃料的温度。
4.根据前述权利要求1-2之一所述的方法，其中，确定所述空气的温度包括：
• 测量传送到所述燃烧器的所述空气的温度。
5.根据前述权利要求1-2之一所述的方法，其中，确定所述空气的质量流量包括：
• 确定所述燃烧混合物的质量流量；
• 确定传送到所述燃烧器的所述燃料的质量流量；以及
• 基于所确定的所述燃烧混合物的质量流量和所确定的所述燃料的质量流量，确定所述空气的质量流量。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，确定所述燃烧混合物的质量流量包括：
• 在将空气传送到所述燃烧器的压缩机出口处测量空气压力；
• 基于所测量的温度值计算所述燃烧混合物的近似温度；以及
• 基于所测量的压力和所计算的所述燃烧混合物的温度，确定所述燃烧混合物的质量流量。
7.控制燃气涡轮机的方法，所述方法包括：
• 根据权利要求1至6之一所述的方法来确定从所述燃气涡轮机的燃烧器排出的气体的燃烧器出口温度；
• 将从所述燃烧器排出的所述气体导引到所述燃气涡轮机的涡轮机段；
• 基于所确定的燃烧器出口温度控制所述燃气涡轮机。
8.根据权利要求7所述的方法，进一步包括：
• 如果所确定的燃烧器出口温度和预定阈值温度（T_lim）之间的第一差大于零，则将所述第一差对时间间隔求积分，
其中，基于经积分的第一差的值来控制所述燃气涡轮机。
9.根据权利要求7或8所述的方法，进一步包括：
• 用具有冷却流体温度的冷却流体来冷却所述涡轮机段；以及
• 所确定的燃烧器出口温度与所述冷却流体温度加上差阈值（ΔT_lim）的和之间的差为第二差（ΔT），在所述第二差大于零的情况下，将所述第二差对时间间隔求积分，
其中，基于经积分的第二差的值控制所述燃气涡轮机。
10.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：
• 如果经积分的第一差的值大于第一阈值和/或经积分的第二差的值大于第二阈值，则减少传送到燃烧器的所述燃料和/或所述空气或者关闭发动机。
11.根据权利要求10所述的方法，进一步包括：
• 当所述经积分的第一差的值小于或等于所述第一阈值和/或所述经积分的第二差的值小于或等于所述第二阈值时，保持向所述燃烧器传送所述燃料和/或传送所述空气，
其中，所确定的燃烧器出口温度大于所述预定阈值温度。
12.一种用于控制燃气涡轮机的控制单元，其中，所述控制单元适于控制和/或执行根据权利要求7至11之一所述的方法。
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