CN105512429B - 一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及燃气轮机设计领域，特别是涉及一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法。三轴燃气轮机的总体方案计算方法，包括如下步骤：选取部件；选取与部件相关的预定参数，同时设定预定参数的第一参数范围；以优化目标为基准，对预定参数的第一参数范围进行优化；步骤五，对新设计的部件采用设计点计算方法进行计算，对核心机中部件采用非设计点计算方法进行计算。本发明的三轴燃气轮机的总体方案计算方法，通过正反问题结合，以及开环与闭环的融合，来使新设计部件与现有核心机部分进行匹配计算，使核心机工作点位置在合理的范围内，继承部件各项参数满足设计要求，新设计部件指标合理。

Description

一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法

技术领域

本发明涉及燃气轮机设计领域，特别是涉及一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法。

背景技术

由于全新燃气轮机的研制往往是一个耗资大、周期长的过程，因此，如果能够在成熟的航空发动机或燃气轮机核心机(核心机主要包括高压压气机、燃烧室以及高压涡轮)的基础上进行新型燃气轮机派生发展，将会是一个可节约研制经费、缩短研制周期的低风险技术思路和技术途径，被世界各国广泛采用，美国的通用核心机技术研究和可替代发动机计划都是与该技术思路相关的研究计划。

基于核心机的航改间冷燃气轮机的特点是以先进的目标航空发动机核心机来改型燃气轮机，即高压压气机、燃烧室以及高压涡轮等几个部件不变，只需要重新设计其他例如低压压气机、动力涡轮等部件即可。改型燃气轮机的总体气动方案与目标航空发动机是不同的；改型燃气轮机总体气动方案中，是在现有核心机基础上优化选取工作点并重新匹配低压系统、间冷系统及动力涡轮等部件，以实现基于核心机的航改燃机的整机气动参数的匹配；经过优化的气动参数匹配可以最大限度的发挥航空发动机核心机的性能，并与其他新设计或继承部件良好匹配。

但是，在现有的基于航空发动机或燃气轮机核心机派生三轴间冷燃气轮机的总体性能方案的设计方法中，多为在设计点(即反问题计算)计算中选取；此种计算方法为开环计算方法，不能对继承的核心机部分进行很好的约束，只能通过在特性上选点、并考虑各部件流通能力基础上人为的选取方案，精度差，效率低，不能进行系统的方案选取优化。

发明内容

本发明的目的是提供了一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法，至少解决现有总体方案计算方法精度差、效率低的问题。

本发明的技术方案是：

一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法，包括如下步骤：

步骤一、选取除核心机之外的预定部件，其中，所述核心机包括高压压气机、燃烧室以及高压涡轮；

步骤二、选取与所述高压压气机、燃烧室、高压涡轮以及每个所述预定部件相关的预定参数，同时设定每个所述预定参数的第一参数范围；

步骤三、设定每个所述预定参数的优化目标；

步骤四，以所述优化目标为基准，对每个所述预定参数的第一参数范围进行优化，得到每个所述预定参数相对应的第二参数范围；

步骤五，在所述第二参数范围基础上，以所述优化目标为基准，对每个所述预定部件采用设计点计算方法进行计算，对所述核心机中的每个部件采用非设计点计算方法进行计算，并根据计算结果最终确定所述核心机以及所述预定部件的参数值，从而得到三轴燃气轮机的总体方案。

优选的，在所述步骤四中，首先设定预定参数的阈值，根据所述预定参数的阈值对每个所述预定参数进行优化。

优选的，所述预定参数的阈值包括低压压比值给定范围、高压压比值给定范围以及燃烧室出口温度值给定范围。

优选的，在所述步骤五中，设计点计算方法包括低压压气机计算、低压涡轮计算以及动力涡轮计算；

低压压气机计算式如下：

P₂₃＝P₂×π_lc (1)；

T₂₃＝f₁(T₂，π_lc,η_lc)； (2)；

W_lc＝ξ₁×G₂×C_P×T₂×(π_lc ^(k-1)/k-1) (3)；

其中，P₂₃为低压压气机出口压力，P₂低压压气机进口压力，π_lc低压压气机压比或膨胀比，T₂₃为低压压气机出口温度，f₁为低压压气机出口温度的函数关系式，T₂为低压压气机进口温度，η_lc低压压气机效率，W_lc为低压压气机耗功，ξ₁为修正系数，G₂为低压压气机进口流量，Cp为定压热容；

低压涡轮计算式如下：

W_lt＝W_lc/η_lm (4)；

T₄₄＝f₂(T₄₃，η_lt，W_lt，F₄₃) (5)；

π_lt＝f3(T₄₃，η_lt，W_lt，F₄₃) (6)；

P₄₄＝P₄₃/π_lt (7)；

其中，W_lt低压涡轮耗功，η_lm低压转子机械效率，T₄₄为低压涡轮出口温度，T₄₃为低压涡轮转子进口温度，η_lt为低压涡轮效率，F₄₃为低压涡轮转子进口油气比，π_lt为低压涡轮压比或膨胀比，P₄₄为低压涡轮出口压力，f₃为低压涡轮压比或膨胀比的函数关系式，P₄₃为低压涡轮转子进口压力；

动力涡轮计算式如下：

P₅＝P₀/σ_out (8)；

π_pt＝P₄₅/P₅ (9)；

T₅＝f₄(T₄₅，η_pt，π_pt，F₄₅) (10)；

W_pt＝ξ₂×G₄₅×C_P×T₄₅×η_pm×(1-1/π_pt ^(k-1)/k) (11)；

其中，P₅为动力涡轮出口压力，P₀为大气压力，σ_out为动力涡轮出口损失，π_pt为动力涡轮压比或膨胀比，P₄₅为动力涡轮进口压力，W_pt为动力涡轮耗功，ξ₂为修正系数，G₄₅为动力涡轮进口流量，η_pm为动力转子机械效率。

优选的，在所述步骤五中，非设计点计算方法包括如下分别关于高压压气机、燃烧室以及高压涡轮的三个平衡方程：

E₂＝ξ₃×G₂₄×C_P×T₂₄×(π_hc ^(k-1)/k-1)-ξ₄×G₄₁×C_P×T₄₁×η_hm×(1-1/π_ht ^(k-1)/k) (13)；

其中，E₁、E₂、E₃为平衡方程的残差，ξ₃、ξ₄为修正系数，，G₂₄为高压压气机进口流量，T₂₄为高压压气机进口温度，P₂₄为高压压气机进口压力，C_P为定压热容，T₄₁为高压涡轮转子进口温度，π_hc为高压压气机压比或膨胀比，π_ht为高压涡轮压比或膨胀比，η_hm为高压转子机械效率，G₄₁为高压涡轮转子进口流量，P₄₁为高压涡轮转子进口压力，G_gths为高压涡轮换算流量。

优选的，在所述步骤五中，非设计点计算方法包括高压压气机计算、燃烧室计算以及高压涡轮计算；

高压压气机计算式如下：

G_24hs＝f₅(map_hc，N_{ghc_xr}，π_hc) (15)；

η_hc＝f₆(map_hc，N_{ghc_xr}，π_hc) (16)；

P₃＝P₂₄×π_hc (17)；

T₃＝f₇(T₂₄，π_hc，η_hc) (18)；

W_hc＝ξ₃×G₂₄×C_P×T₂₄×(π_hc ^(k-1)/k-1) (19)；

其中，G_24hs为高压压气机进口换算流量，f₅为高压压气机进口换算流量的函数关系式，map_hc为高压压气机部件特性，N_{ghc_xr}为高压相对换算转速，π_hc为高压压气机压比或膨胀比，P₃为高压压气机出口压力，P₂₄为高压压气机进口压力；T₃为高压压气机出口温度，T₂₄为高压压气机进口温度，η_hc为高压压气机效率，f₆为高压压气机效率的函数关系式，f₇为高压压气机出口温度的函数关系式，W_hc为高压压气机耗功，ξ₃为修正系数，G₂₄为高压压气机进口流量；

燃烧室计算式如下：

P₄＝P₃×σ_b (20)；

W_f＝f₈(T₃，T₄，η_b，H_u，T_f) (21)；

其中，P₄为燃烧室出口压力，σ_b为燃烧室损失，W_f为燃油耗功，f₈为燃油耗功的函数关系式，T₄为燃烧室出口温度，η_b为燃烧室效率，H_u为热值，T_f为燃油温度；

高压涡轮计算式如下：

G_ht＝f₉(map_ht，N_{ght_xr}，B_ETA) (22)；

η_ht＝f₁₀(map_ht，N_{ght_xr}，B_ETA)； (23)；

π_ht＝f₁₁(map_ht，N_{ght_xr}，B_ETA)； (24)；

P₄₂＝P₄₁/π_ht； (25)；

T₄₂＝f₁₂(T₄₁，η_ht，π_ht，F₄₁) (26)；

W_ht＝ξ₄×G₄₁×C_P×T₄₁×η_hm×(1-1/π_ht ^(k-1)/k) (27)；

其中，G_ht为高压涡轮流量，f₉为高压涡轮流量的函数关系式，map_ht为高压涡轮部件特性，B_ETA为特性上的位置，π_ht为高压涡轮压比或膨胀比，f₁₁为高压涡轮压比或膨胀比的函数关系式，P₄₂为高压涡轮出口压力，P₄₁为高压涡轮转子进口压力，T₄₂为高压涡轮出口温度，T₄₁为高压涡轮转子进口温度，F₄₁为高压涡轮转子进口油气比，W_ht为高压涡轮耗功，ξ₄为修正系数，G₄₁为高压涡轮转子进口流量。

优选的，E₁、E₂、E₃为0.001。

本发明的优点在于：

本发明的三轴燃气轮机的总体方案计算方法，能够从大范围地进行所有参数的选取计算，到较为精确的参数优化，通过正反问题(设计与非设计计算方法)结合，以及开环与闭环的融合，来使新设计部件与现有核心机部分进行匹配计算，使核心机工作点位置在合理的范围内，继承部件各项参数满足设计要求，新设计部件指标合理，最终准确、快速地进行基于航空发动机或燃气轮机核心机派生三轴燃气轮机的总体方案选取计算。

附图说明

图1是本发明三轴燃气轮机的总体方案计算方法原理图；

图2是根据本发明三轴燃气轮机的总体方案计算方法得到的高压压气机工作点的位置示意图。

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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图1和图2对本发明三轴燃气轮机的总体方案计算方法做进一步详细说明。

本发明提供了一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法，包括如下步骤：

步骤一、选取除核心机之外的预定部件，其中，核心机包括高压压气机、燃烧室以及高压涡轮；而预定部件通常可以包括低压压气机、低压涡轮、动力涡轮、进气道、排气涡壳等等。

步骤二、选取与高压压气机、燃烧室、高压涡轮以及每个预定部件相关的预定参数，同时设定每个预定参数的第一参数范围。其中，参数可以包括低压压比、高压压比、燃烧室出口温度、大气温度、大气压力等等。

需要说明的是，采用常规设计方法时，也需要进行本步骤，所以不再对所有参数进行一一赘述；与常规方法相似，上述两个步骤主要是利用matlab语言编译燃气轮机各部件(包括核心机及需要新设计的部件)计算程序，对主要参数(预定参数)规定相应范围，进行循环计算，从而实现大范围(即第一参数范围，此范围为大概的范围)的参数选取分析。同时剔除不符合条件的性能方案，最后得出在规定范围内全部方案。另外，根据计算结果确定燃机的大致的组成形式，例如单轴、间冷回热等等；还能够选取方向，例如压比、温度等的选取。

步骤三、设定每个预定参数的优化目标。同样，在采用常规设计方法时，也需要进行本步骤；优化目标要是根据设计目标的需要进适合的设计，例如根据最终要得到的三轴燃气轮机的功率、尺寸、类型等等进行设定，不再赘述。

步骤四，以优化目标为基准，对每个预定参数的第一参数范围进行优化，得到每个预定参数相对应的第二参数范围。

进一步，在本步骤中，首先设定预定参数的阈值，这个预定参数的阈值仅是一个相对较精确的域值范围，根据预定参数的阈值对每个上述预定参数进行优化，为的是将上述的大范围以优化目标为基准，得到相对较接近设计要求的第二参数范围。其中，预定参数的阈值可以包括低压压比的给定范围(π_lc)、高压压比的给定范围(π_hc)、燃烧室出口温度的给定范围(T₄)等。再通过计算得出满足优化目标的总体方案，从而得出相对应的燃机各部件参数的匹配关系，进一步优化总体方案，其结果也更加接近最终方案。同样，此步骤在采用常规设计方法时，也常常用到，因此不再对参数值的选取以及具体计算步骤做过多介绍。

与采用常规设计方法最大的不同在于步骤五，是在第二参数范围基础上，以优化目标为基准，对每个预定部件采用设计点计算方法(即反问题计算方法)进行计算，对核心机中的每个部件采用非设计点计算方法(即正问题计算方法)进行计算，并根据计算结果最终确定所述核心机以及所述预定部件的参数值。

本发明的三轴燃气轮机的总体方案计算方法，能够从大范围地进行所有参数的选取计算，到较为精确的参数优化，通过正反问题结合，以及开环与闭环的融合，来使新设计部件与现有核心机部分进行匹配计算，使核心机工作点位置在合理的范围内，继承部件各项参数满足设计要求，新设计部件指标合理，最终准确、快速地进行基于航空发动机或燃气轮机核心机派生三轴燃气轮机的总体方案选取计算。

需要说明的是，上述设计点计算方法以及非设计点计算方法在常规设计方法中也需要用到，只不过常规方法中没有将二者结合起来进行设计；因此，不再对两种方法对过多的描述，下面将对设计点计算方法中的低压压气机计算、低压涡轮计算和动力涡轮计算，以及非设计点计算方法包括高压压气机计算、燃烧室计算以及高压涡轮计算进行简单描述。

设计点计算方法包括低压压气机计算、低压涡轮计算以及动力涡轮计算；

低压压气机计算式如下：

P₂₃＝P₂×π_lc (1)；

T₂₃＝f₁(T₂，π_lc,η_lc)； (2)；

W_lc＝ξ₁×G₂×C_P×T₂×(π_lc ^(k-1)/k-1) (3)；

其中，P₂₃为低压压气机出口压力，P₂低压压气机进口压力，π_lc低压压气机压比或膨胀比，T₂₃为低压压气机出口温度，f₁～f₁₁为不同的函数关系式，f₁为低压压气机出口温度的函数关系式，T₂为低压压气机进口温度，η_lc低压压气机效率，W_lc为低压压气机耗功，ξ₁为修正系数，G₂为低压压气机进口流量，Cp为定压热容。

低压涡轮计算式如下：

W_lt＝W_lc/η_lm (4)；

T₄₄＝f₂(T₄₃，η_lt，W_lt，F₄₃) (5)；

π_lt＝f3(T₄₃，η_lt，W_lt，F₄₃) (6)；

P₄₄＝P₄₃/π_lt (7)；

其中，W_lt低压涡轮耗功，η_lm低压转子机械效率，T₄₄为低压涡轮出口温度，T₄₃为低压涡轮转子进口温度，η_lt为低压涡轮效率，F₄₃为低压涡轮转子进口油气比，π_lt为低压涡轮压比或膨胀比，P₄₄为低压涡轮出口压力，f₃为低压涡轮压比或膨胀比的函数关系式，P₄₃为低压涡轮转子进口压力。

动力涡轮计算式如下：

P₅＝P₀/σ_out (8)；

π_pt＝P₄₅/P₅ (9)；

T₅＝f₄(T₄₅，η_pt，π_pt，F₄₅) (10)；

W_pt＝ξ₂×G₄₅×C_P×T₄₅×η_pm×(1-1/π_pt ^(k-1)/k) (11)；

其中，P₅为动力涡轮出口压力，P₀为大气压力，σ_out为动力涡轮出口损失，π_pt为动力涡轮压比或膨胀比，P₄₅为动力涡轮进口压力，W_pt为动力涡轮耗功，ξ₂为修正系数，G₄₅为动力涡轮进口流量，η_pm为动力转子机械效率。

本发明涉及的非设计点计算方法包括如下分别关于高压压气机、燃烧室以及高压涡轮的三个平衡方程：

E₂＝ξ₃×G₂₄×C_P×T₂₄×(π_hc ^(k-1)/k-1)-ξ₄×G₄₁×C_P×T₄₁×η_hm×(1-1/π_ht ^(k-1)/k) (13)；

其中，E₁、E₂、E₃为平衡方程的残差，ξ₃、ξ₄为修正系数，本实施例中优选E₁、E₂、E₃为0.001；G₂₄为高压压气机进口流量，T₂₄为高压压气机进口温度，P₂₄为高压压气机进口压力，C_P为定压热容，T₄₁为高压涡轮转子进口温度，π_hc为高压压气机压比或膨胀比，π_ht为高压涡轮压比或膨胀比，η_hm为高压转子机械效率，G₄₁为高压涡轮转子进口流量，P₄₁为高压涡轮转子进口压力，G_gths为高压涡轮换算流量。

在计算过程中对平衡方程进行优化，通过给定低压压气机参数(压比、效率)、给定高压压气机压比，确定高压压气机工作点的位置来反算进口流量(正反问题结合主要在此体现)，这样计算中实际用到的平衡方程是式(13)、(14)两个。

其中，本发明中涉及的计算方法主要是采用现代燃气轮机计算较为通用的牛顿迭代法；可以根据试给值y₁、y₂算出残量E₂、E₃，再分别对试给参数y₁、y₂改变一个增量h₁、h₂，重复计算，算出两组残量E₂、E₃，当某一个试给参数y_i改变一个增量h_i时，其他试给参数保持原值不变；具体可以包括如下步骤：

1)、将y₁改变为y₁+h₁，其他参数不变，算出E_2,h1、E_3,h1；

2)、将y₂改变为y₂+h₂，其他参数不变，算出E_2,h2、E_3,h2。

3)、组成关于残量E的雅可比Jocobi矩阵，2×2阶，即

解此线性方程组，便可得到试给值的修正量h₁、h₂，可用高斯主元消去法求解，其优点是数值稳定，误差较小。

进一步，本发明的非设计点计算方法包括高压压气机计算、燃烧室计算以及高压涡轮计算。

高压压气机计算式如下：

G_24hs＝f₅(map_hc，N_{ghc_xr}，π_hc) (15)；

η_hc＝f₆(map_hc，N_{ghc_xr}，π_hc) (16)；

P₃＝P₂₄×π_hc (17)；

T₃＝f₇(T₂₄，π_hc，η_hc) (18)；

W_hc＝ξ₃×G₂₄×C_P×T₂₄×(π_hc ^(k-1)/k-1) (19)；

其中，G_24hs为高压压气机进口换算流量，f₅为高压压气机进口换算流量的函数关系式，map_hc为高压压气机部件特性，N_{ghc_xr}为高压相对换算转速，π_hc为高压压气机压比或膨胀比，P₃为高压压气机出口压力，P₂₄为高压压气机进口压力；T₃为高压压气机出口温度，T₂₄为高压压气机进口温度，η_hc为高压压气机效率，f₆为高压压气机效率的函数关系式，f₇为高压压气机出口温度的函数关系式，W_hc为高压压气机耗功，ξ₃为修正系数，G₂₄为高压压气机进口流量。

燃烧室计算式如下：

P₄＝P₃×σ_b (20)；

W_f＝f₈(T₃，T₄，η_b，H_u，T_f) (21)；

其中，P₄为燃烧室出口压力，σ_b为燃烧室损失，W_f为燃油耗功，f₈为燃油耗功的函数关系式，T₄为燃烧室出口温度，η_b为燃烧室效率，H_u为热值，T_f为燃油温度。

高压涡轮计算式如下：

G_ht＝f₉(map_ht，N_{ght_xr}，B_ETA) (22)；

η_ht＝f₁₀(map_ht，N_{ght_xr}，B_ETA)； (23)；

π_ht＝f₁₁(map_ht，N_{ght_xr}，B_ETA)； (24)；

P₄₂＝P₄₁/π_ht； (25)；

T₄₂＝f₁₂(T₄₁，η_ht，π_ht，F₄₁) (26)；

W_ht＝ξ₄×G₄₁×C_P×T₄₁×η_hm×(1-1/π_ht ^(k-1)/k) (27)；

其中，G_ht为高压涡轮流量，f₉为高压涡轮流量的函数关系式，map_ht为高压涡轮部件特性，B_ETA为特性上的位置，π_ht为高压涡轮压比或膨胀比，f₁₁为高压涡轮压比或膨胀比的函数关系式，P₄₂为高压涡轮出口压力，P₄₁为高压涡轮转子进口压力，T₄₂为高压涡轮出口温度，T₄₁为高压涡轮转子进口温度，F₄₁为高压涡轮转子进口油气比，W_ht为高压涡轮耗功，ξ₄为修正系数，G₄₁为高压涡轮转子进口流量。

根据以上公式(1)-(11)以及(15)-(26)按部件顺序组合在一起，按上述提到的牛顿法进行迭代计算，可以进行基于航空发动机或燃气轮机核心机派生三轴间冷燃气轮机的总体参数计算。使新设计部件与已有核心机才能够匹配良好，稳定工作。

如图2是根据不同的高、低压压气机压比、不同T4温度参数进行计算的9个方案(9个米子形的点)，图中特性的每个点都是其中一个方案对应的高压压气机工作点的位置，通过分析优化，确定最终方案。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、选取除核心机之外的预定部件，其中，所述核心机包括高压压气机、燃烧室以及高压涡轮；所述预定部件包括低压压气机、低压涡轮、动力涡轮；

步骤二、选取与所述高压压气机、燃烧室、高压涡轮以及每个所述预定部件相关的预定参数，同时设定每个所述预定参数的第一参数范围；所述预定参数包括低压压比值、高压压比值以及燃烧室出口温度值；

步骤三、设定每个所述预定参数的优化目标；

步骤四，以所述优化目标为基准，对每个所述预定参数的第一参数范围进行优化，得到每个所述预定参数相对应的第二参数范围；具体地，首先设定预定参数的阈值，根据所述预定参数的阈值对每个所述预定参数进行优化；

步骤五，在所述第二参数范围基础上，以所述优化目标为基准，对每个所述预定部件采用设计点计算方法进行计算，对所述核心机中的每个部件采用非设计点计算方法进行计算，并根据计算结果最终确定所述核心机以及所述预定部件的参数值，从而得到三轴燃气轮机的总体方案。

2.根据权利要求1所述的三轴燃气轮机的总体方案计算方法，其特征在于，所述预定参数的阈值包括低压压比值给定范围、高压压比值给定范围以及燃烧室出口温度值给定范围。

3.根据权利要求1或2所述的三轴燃气轮机的总体方案计算方法，其特征在于，在所述步骤五中，设计点计算方法包括低压压气机计算、低压涡轮计算以及动力涡轮计算；

低压压气机计算式如下：

P₂₃＝P₂×π_lc (1)；

T₂₃＝f₁(T₂，π_lc,η_lc)； (2)；

W_lc＝ξ₁×G₂×C_P×T₂×(π_lc ^(k-1)/k-1) (3)；

其中，P₂₃为低压压气机出口压力，P₂低压压气机进口压力，π_lc低压压气机压比或膨胀比，T₂₃为低压压气机出口温度，f₁为低压压气机出口温度的函数关系式，T₂为低压压气机进口温度，η_lc低压压气机效率，W_lc为低压压气机耗功，ξ₁为修正系数，G₂为低压压气机进口流量，Cp为定压热容；

低压涡轮计算式如下：

W_lt＝W_lc/η_lm (4)；

T₄₄＝f₂(T₄₃，η_lt，W_lt，F₄₃) (5)；

π_lt＝f3(T₄₃，η_lt，W_lt，F₄₃) (6)；

P₄₄＝P₄₃/π_lt (7)；

其中，W_lt低压涡轮耗功，η_lm低压转子机械效率，T₄₄为低压涡轮出口温度，T₄₃为低压涡轮转子进口温度，η_lt为低压涡轮效率，F₄₃为低压涡轮转子进口油气比，π_lt为低压涡轮压比或膨胀比，P₄₄为低压涡轮出口压力，f₃为低压涡轮压比或膨胀比的函数关系式，P₄₃为低压涡轮转子进口压力；

动力涡轮计算式如下：

P₅＝P₀/σ_out (8)；

π_pt＝P₄₅/P₅ (9)；

T₅＝f₄(T₄₅，η_pt，π_pt，F₄₅) (10)；

W_pt＝ξ₂×G₄₅×C_P×T₄₅×η_pm×(1-1/π_pt ^(k-1)/k) (11)；

其中，P₅为动力涡轮出口压力，P₀为大气压力，σ_out为动力涡轮出口损失，π_pt为动力涡轮压比或膨胀比，P₄₅为动力涡轮进口压力，W_pt为动力涡轮耗功，ξ₂为修正系数，G₄₅为动力涡轮进口流量，η_pm为动力转子机械效率。

4.根据权利要求3所述的三轴燃气轮机的总体方案计算方法，其特征在于，在所述步骤五中，非设计点计算方法包括如下分别关于高压压气机、燃烧室以及高压涡轮的三个平衡方程：

E₂＝ξ₃×G₂₄×C_P×T₂₄×(π_hc ^(k-1)/k-1)-ξ₄×G₄₁×C_P×T₄₁×η_hm×(1-1/π_ht ^(k-1)/k)(13)；

其中，E₁、E₂、E₃为平衡方程的残差，ξ₃、ξ₄为修正系数，G₂₄为高压压气机进口流量，T₂₄为高压压气机进口温度，P₂₄为高压压气机进口压力，C_P为定压热容，T₄₁为高压涡轮转子进口温度，π_hc为高压压气机压比或膨胀比，π_ht为高压涡轮压比或膨胀比，η_hm为高压转子机械效率，G₄₁为高压涡轮转子进口流量，P₄₁为高压涡轮转子进口压力，G_gths为高压涡轮换算流量。

5.根据权利要求4所述的三轴燃气轮机的总体方案计算方法，其特征在于，在所述步骤五中，非设计点计算方法包括高压压气机计算、燃烧室计算以及高压涡轮计算；

高压压气机计算式如下：

G_24hs＝f₅(map_hc，N_{ghc_xr}，π_hc) (15)；

η_hc＝f₆(map_hc，N_{ghc_xr}，π_hc) (16)；

P₃＝P₂₄×π_hc (17)；

T₃＝f₇(T₂₄，π_hc，η_hc) (18)；

W_hc＝ξ₃×G₂₄×C_P×T₂₄×(π_hc ^(k-1)/k-1) (19)；

其中，G_24hs为高压压气机进口换算流量，f₅为高压压气机进口换算流量的函数关系式，map_hc为高压压气机部件特性，N_{ghc_xr}为高压相对换算转速，π_hc为高压压气机压比或膨胀比，P₃为高压压气机出口压力，P₂₄为高压压气机进口压力；T₃为高压压气机出口温度，T₂₄为高压压气机进口温度，η_hc为高压压气机效率，f₆为高压压气机效率的函数关系式，f₇为高压压气机出口温度的函数关系式，W_hc为高压压气机耗功，ξ₃为修正系数，G₂₄为高压压气机进口流量；

燃烧室计算式如下：

P₄＝P₃×σ_b (20)；

W_f＝f₈(T₃，T₄，η_b，H_u，T_f) (21)；

其中，P₄为燃烧室出口压力，σ_b为燃烧室损失，W_f为燃油耗功，f₈为燃油耗功的函数关系式，T₄为燃烧室出口温度，η_b为燃烧室效率，H_u为热值，T_f为燃油温度；

高压涡轮计算式如下：

G_ht＝f₉(map_ht，N_{ght_xr}，B_ETA) (22)；

η_ht＝f₁₀(map_ht，N_{ght_xr}，B_ETA)； (23)；

π_ht＝f₁₁(map_ht，N_{ght_xr}，B_ETA)； (24)；

P₄₂＝P₄₁/π_ht； (25)；

T₄₂＝f₁₂(T₄₁，η_ht，π_ht，F₄₁) (26)；

W_ht＝ξ₄×G₄₁×C_P×T₄₁×η_hm×(1-1/π_ht ^(k-1)/k) (27)；

其中，G_ht为高压涡轮流量，f₉为高压涡轮流量的函数关系式，map_ht为高压涡轮部件特性，B_ETA为特性上的位置，π_ht为高压涡轮压比或膨胀比，f₁₁为高压涡轮压比或膨胀比的函数关系式，P₄₂为高压涡轮出口压力，P₄₁为高压涡轮转子进口压力，T₄₂为高压涡轮出口温度，T₄₁为高压涡轮转子进口温度，F₄₁为高压涡轮转子进口油气比，W_ht为高压涡轮耗功，ξ₄为修正系数，G₄₁为高压涡轮转子进口流量。

6.根据权利要求4所述的三轴燃气轮机的总体方案计算方法，其特征在于，E₁、E₂、E₃为0.001。