确定用于燃气涡轮发动机的声学收发器的波导温度的方法技术

一种用于确定收发器的至少一个波导的波导温度的方法，该波导温度用于生成温度图。收发器产生声学信号，该声学信号穿过由壁限定的热气流路径中的测量空间传播，该壁例如为燃烧器中的壁。该方法包括：计算声学信号的总飞行时间；以及从总飞行时间中减去波导传播时间以获得测量空间传播时间。基于测量空间传播时间计算温度图。根据温度图获得估计的壁温度。随后基于估计的壁温度来计算估计的波导温度，其中，在确定估计的波导温度时，不使用温度感测装置。

Method for determining waveguide temperature of acoustic transceiver for gas turbine engine

A method for determining the waveguide temperature of at least one waveguide of a transceiver. The transceiver generates an acoustic signal that travels through a measurement space defined by the wall in a hot air flow path, such as a wall in the combustor. The method comprises the following steps: calculating the total flight time of the acoustic signal; and subtracting the waveguide propagation time from the total flight time to obtain the measurement space propagation time. Calculation of temperature based on the measurement space propagation time. The estimated wall temperature based on the temperature profile. An estimate of the waveguide temperature is then estimated based on the estimated wall temperature, wherein the temperature sensing device is not used in determining the estimated waveguide temperature.

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】相关申请的交叉引用本申请是于2015年4月9日提交的、美国申请号为14/682,393、名称为“PARAMETER DISTRIBUTION MAPPING IN A GAS TURBINE ENGINE”的共同未决的美国专利申请的继续部分，该美国专利申请的全部内容通过参引并入本文并且本申请要求该美国专利申请的优先权权益。本申请根据35U.S.C.§119(e)要求于2014年4月23日提交的名称为“Temperature Distribution Mapping in a Gas Turbine Combustor”的美国临时专利申请No.61/983,044的权益，该美国临时专利申请的全部内容通过参引并入本文并且本申请要求该美国临时专利申请的优先权权益。本申请通过参引的方式并入以下共同未决的美国实用专利申请的全部内容，就好像这些美国实用专利申请在本文中进行了充分地陈述一样：于2014年7月28日提交的序列号为14/341,950、名称为“Nonintrusive Performance Measurement of a Gas Turbine Engine in Real Time”的美国实用专利申请；于2014年7月28日提交的、序列号为14/341,924、名称为“Nonintrusive Transceiver and Method for Characterizing Temperature and Velocity Fields in a Gas Turbine Combustor”的美国实用专利申请；于2014年3月13日提交的序列号为14/207,741、名称为“Active Measurement Of Gas Flow Temperature,Including In Gas Turbine Combustors”的美国实用专利申请；于2013年12月18日提交的序列号为14/132,001、名称为“Active Temperature Monitoring In Gas Turbine Combustors”的美国实用专利申请；于2013年12月18日提交的序列号为14/109,992、名称为“Multi-Functional Sensor System For Gas Turbine Combustion Monitoring And Control”的美国实用专利申请；于2013年3月14日提交的序列号为13/804,132、名称为“Temperature Measurement In A Gas Turbine Engine Combustor”的美国实用专利申请；以及于2010年12月14日提交的序列号为12/967,148、公开号为US2012/0150413、名称为“Gas Turbine Engine Control Using Acoustic Pyrometry”的美国实用专利申请。本申请还通过参引的方式并入了于2010年12月14日公布的名称为“Combustion Anomaly Detection Via Wavelet Analysis Of Dynamic Sensor Signals”的美国专利7,853,433的全部内容，就好像该美国专利在本文中进行了充分地陈述一样。关于联邦资助研究或开发的说明本专利技术的温度映射部分是根据由美国能源部授予的合同DE-FC26-05NT42644在政府支持下进行的。政府对本专利技术可以具有一定的权利。
技术介绍
1.专利
本专利技术涉及燃气涡轮发动机的流动区域中的二维空间中的参数的映射和并且涉及燃气涡轮发动机的流动区域中的诸如气流温度或速率之类的气流参数的主动测量。这些发动机通过示例的方式包括工业燃气涡轮(IGT)发动机、其他类型的固定式燃气涡轮发动机、海洋燃气涡轮发动机、航空燃气涡轮发动机和其他车用燃气涡轮发动机。更具体地，本文中公开的实施方式公开了一种用于确定至少一个波导的波导温度的方法，以便包括边界壁温度和波导温度对温度图的温度分布的影响，其中，该方法包括基于估计的壁温度计算估计的波导温度，并且其中，在确定估计的壁温度时，不使用温度感测装置。2.现有技术的描述例如为用于任何最终应用的燃气涡轮发动机之类的燃气轮机通常包括压缩机部分、燃烧器部分、涡轮部分和排气部分。在操作中，压缩机部分吸入并压缩环境空气。燃烧器部分通常可以包括多个燃烧器，所述多个燃烧器用于接收压缩空气并且将该压缩空气与燃料混合以形成燃料/空气混合物。燃料/空气混合物通过燃烧器中的每个燃烧器进行燃烧以形成热工作气体，该热工作气体可以按指定路线传送至涡轮部分，在涡轮部分中，热工作气体膨胀通过成交替行的静止翼型件和旋转翼型件，并且用于产生可以驱动转子的动力。离开涡轮部分的膨胀气体可以经由排气部分从发动机排出。已知在燃气涡轮发动机的燃烧部分中存在燃烧异常，如火焰逆燃。火焰逆燃是当空气与燃料的混合物的湍流燃烧速率超过燃烧器组件中的轴向流动速率时会引起的局部现象，因而使火焰停留在燃烧器组件中/周围的一个或更多个部件上，例如，停留在围绕燃烧室设置的衬套上。如果逆燃状况保持延长的时间段，而没有得到更正，则停留的火焰会烧穿各部件。因此，火焰逆燃和/或其他燃烧异常会导致对燃烧型发动机部件的不期望的损坏以及甚至可能是毁坏，使得需要对这些部件进行修理或更换。各个燃烧器处的燃料/空气混合物在发动机的操作期间被控制，以将一个或更多个操作特性保持在预定范围内，诸如，例如保持期望的效率和/或动力输出、控制污染物水平、防止压力振荡以及防止熄火。在已知类型的控制装置中，体积涡轮排气温度还可以作为下述参数被监测：该参数可以用于对发动机的运行状况进行监测。例如，控制器可以对测得的涡轮排气温度进行监测，并且排气部分处的测得的温度变化会导致控制器改变发动机的运行状况。在其他已知类型的控制装置中，分立的皮托静压探测器或多孔压力探测器被用来确定特定位置处的气流速率，但是这些探测器的网格阵列扰乱气流并且引入测量误差。由于这些气流扰乱，网格阵列在应用时具有有限数量的较远地间隔开的探测器，这些探测器提供了相对粗糙的气流速率分布和廓线信息。目前，存在若干种不同类型的传感器和感测系统，这些传感器和感测系统在工业中用于监测燃烧和保持燃烧过程的稳定性以用于发动机保护。例如，动态压力传感器用于燃烧稳定性和共振控制。被动视觉(光学上可见光和/或红外光谱)传感器、离子传感器和盖革米勒(Geiger Mueller)检测器被用于检测燃烧器中的着火/熄火，而热电偶被用于逆燃检测。关于已知的燃烧气流速率(u)监测方法，皮托静压探测器和多孔压力探测器使用差压技术，热线式探测器使用热风速测定技术，而激光多普勒测速系统和粒子图像测速系统采用光学技术来表征气流速率。差压仪器和热风速测定仪器是侵入式点测量装置并且扰乱仪器周围的局部气流。激光多普勒测速仪器和粒子图像测速仪器分别提供了非侵入式点测量和二维或三维的非侵入式气流速率测量，不过这些仪器都需要对流动引入粒子。此外，复杂的基于激光的测量如滤波瑞利散射(FRS)以及其他这样的基于激光光谱学的技术已被用来测量气体速率。然而，这些技术比侵入式本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于确定与收发器结合使用的至少一个波导的波导温度的方法，所述收发器产生声学信号，所述声学信号穿过由壁限定的热气流路径中的测量空间传播，所述方法包括：计算所述声学信号的总飞行时间，其中，所述总飞行时间包括穿过所述测量空间的传播时间和穿过所述波导的传播时间；从所述总飞行时间中减去波导传播时间，以获得测量空间传播时间；基于所述测量空间传播时间计算温度图；根据所述温度图获得估计的壁温度；以及基于所述估计的壁温度计算估计的波导温度，其中，在确定所述估计的波导温度时，不使用温度感测装置。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2014.04.23 US 61/983,044;2015.04.09 US 14/682,3931.一种用于确定与收发器结合使用的至少一个波导的波导温度的方法，所述收发器产生声学信号，所述声学信号穿过由壁限定的热气流路径中的测量空间传播，所述方法包括：计算所述声学信号的总飞行时间，其中，所述总飞行时间包括穿过所述测量空间的传播时间和穿过所述波导的传播时间；从所述总飞行时间中减去波导传播时间，以获得测量空间传播时间；基于所述测量空间传播时间计算温度图；根据所述温度图获得估计的壁温度；以及基于所述估计的壁温度计算估计的波导温度，其中，在确定所述估计的波导温度时，不使用温度感测装置。2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述壁被划分成多个边界部分，每个边界部分均具有相关联的收发器和相邻的波导，其中，每个边界部分的温度用于计算对应的估计的波导温度。3.根据权利要求2所述的方法，其中，所述估计的波导温度与所述估计的壁温度线性相关。4.根据权利要求1所述的方法，其中，迭代地执行所述方法，由此基于估计的温度图提供波导温度的迭代估计。5.根据权利要求4所述的方法，其中，使用快速映射算法，所述快速映射算法在每次测量中均迭代多次，以能够实现波导温度收敛而基本上不影响相关联的系统的实时性能。6.根据权利要求1所述的方法，其中，温度差阈值是大约5℃。7.一种用于确定燃气轮机中的波导温度的方法，所述方法包括以下步骤：(a)提供产生声学信号的至少一个收发器，所述声学信号穿过由所述燃气轮机中的壁限定的热气流路径中的测量空间传播，其中，所述至少一个收发器包括波导；(b)计算所述声学信号的总飞行时间，其中，所述总飞行时间包括穿过所述测量空间的传播时间和穿过所述波导的传播时间；(c)从所述总飞行时间中减去波导传播时间以获得测量空间传播时间；(d)基于所述测量空间传播时间计算温度图；(e)根据所述温度图获得估计的壁温度；(f)基于所述估计的壁温度来计算估计的波导温度，其中，当所述估计的波导温度与初始波导温度之间的差大于温度差阈值时，重复步骤(c)至步骤(e)，其中，当所述估计的波导温度与初始波导温度之间的差小于或等于所述温度差阈值时，确定收敛的波导温度，并且其中，在确定所述估计的波导温...

【专利技术属性】
技术研发人员：乌普尔·P·德席尔瓦，海科·克劳森，卡尔西克·拉古娜丹，
申请(专利权)人：西门子能源有限公司，
类型：发明
国别省市：美国;US