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

摘要

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。

权利要求

1.一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，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，将所述初始波导温度设定成等于所述估计的波导温度，并且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4所述的方法，其中，所述温度差阈值是大约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度时，不使用温度感测装置；

(g)利用波导温度与温度图之间的关系的学习历史记录来改进对波导温度的估计。

8.根据权利要求7的所述方法，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被用于计算对应的估计的波导温度。

9.根据权利要求8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。

10.根据权利要求所述7的方法，其中，当所述估计的波导温度与所述初始波导温度之间的差大于所述温度差阈值时，将所述初始波导温度设定成等于所述估计的波导温度，并且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。

11.根据权利要求10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。

12.根据权利要求7所述的方法，其中，所述温度差阈值是大约5℃。

13.一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，所述方法包括以下步骤：(a)将所述壁划分成多个边界部分，其中，每个边界部分关联有收发器和波导；

(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)根据所述温度图获取每个边界部分的估计的温度；以及

(f)基于每个边界部分的估计的温度计算对应的估计的波导温度，其中，在确定所述估计的波导温度时，不使用温度感测装置。

14.根据权利要求13的所述方法，其中，所述估计的波导温度与对应的边界部分的估计的温度线性相关。

15.根据权利要求13所述的方法，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，将所述初始波导温度设定成等于所述估计的波导温度，并且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。

16.根据权利要求15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。

17.根据权利要求15所述的方法，其中，所述温度差阈值是大约5℃。

18.根据权利要求13的所述方法，其中，所述估计的波导温度通过使波导温度收敛而获得，并且先前获得的估计的波导温度用于提高波导温度的收敛速度。

19.根据权利要求18所述的方法，其中，在步骤(c)至步骤(f)迭代大约30次之后发生收敛。

20.根据权利要求13所述的方法，所述方法还包括对波导的温度范围进行限制的约束。

说明书

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

[0001] 相关申请的交叉引用

[0002] 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。

[0003] 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：

[0004] 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；

[0005] 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；

[0006] 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；

[0007] 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；

[0008] 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；

[0009] 于2013年3月14日提交的序列号为13/804,132、名称为“Temperature Measurement In AGas Turbine Engine Combustor”的美国实用专利申请；以及[0010] 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。

[0011] 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。

[0012] 关于联邦资助研究或开发的说明

[0013] 本发明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。政府对本发明可以具有一定的权利。

背景技术

1.发明领域

[0014] 本发明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。

[0015] 2.现有技术的描述

[0016] 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。

[0017] 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。

[0018] 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。

[0019] 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，这些技术比侵入式差压仪器或热风速测定仪器复杂并且需要更专业的培训以在监测系统中实施。此外，用于速率的大多数光学技术面向实验室环境、而非面向发电厂现场位置的操作发动机。关于温度(T)监测技术，已知的拉曼光谱仪器系统、激光诱导荧光仪器系统(用于u监测和T监测两者)和相干的反斯托克斯拉曼光谱(CARS)仪器系统(用于u监测和T监测两者)也倾向于用于实验室环境，而非用于化石发电设备的现场使用。可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)仪器用在一些工业发电领域的应用中，如用于锅炉中的温度测量，但是该仪器极其昂贵：每个系统为大约$500,000。其他类型的温度测量和燃烧异常检测系统在发电行业领域应用中已获得更广泛的认可。

[0020] 特别地，美国专利No.7,853,433通过用传感器——如动态压力传感器、加速计、高温扩音器、光学传感器和/或离子传感器——对表示燃烧状况的燃烧热声振荡进行取样和随后进行小波分析，来对燃烧异常进行检测并分类。公开号为US2012/0150413的美国专利文献将声学的高温测定法用在IGT排气系统中以确定发动机的燃烧器中的一个燃烧器或更多个燃烧器内的上游整体温度。声学信号从声学发送器发送并且由多个声学接收器接收。每个声学信号均限定位于对应的发送器与接收器对之间的不同声线路径。确定发送的信号的飞行时间并且对该飞行时间进行处理以确定路径温度。多个路径温度可以被组合并被处理以确定测量位置处的整体温度。可以利用所确定的路径温度或整体温度或者利用路径温度和整体温度两者来关联燃烧器中的上游温度。序列号为13/804,132的共同未决的美国实用专利申请利用所谓的主导模式方法、通过下述方式来计算燃烧器内的整体温度：对发动机中的位于涡轮的上游(如燃烧器中)的第一位置处的声学频率进行识别，并且利用该频率来确定第一整体温度值，该第一整体温度与声学频率和计算的恒定值成正比。确定发动机中的第二位置处如发动机排气部处的工作气体的校准第二温度。通过该校准第二温度进行反向计算以确定第一位置处的工作气体的温度值。第一温度值与反向计算出的温度值进行比较以将计算出的恒定值改变成重新计算的恒定值。燃烧器处的随后的第一温度值可以基于重新计算的恒定值来确定。

[0021] 存在对下述技术的需求：所述技术用于基于对沿着位于收发器之间的线路的平均温度的估计来创建燃气涡轮发动机的流动区域中的温度分布的实时的、二维图，并且所述技术包括边界壁和波导温度对二维温度图的温度分布的影响。

[0022] 在本领域中存在对下述一体式燃气涡轮发动机监测及控制系统的另一需求：该系统用于测量燃烧期间的气流速率、温度，并且对大范围的可能的燃烧器失效、或更令人满意地对故障的前兆进行检测，共用常规的传感器并且在需要的情况下共用常规的控制器。

[0023] 在本领域中存在对燃气涡轮发动机主动速率(active velocity)和温度监测系统的又一需求，该系统实时地映射实际燃烧器速率和温度，而不需要从发动机内的其他位置获得基准温度，例如，已知的整体温度系统，其基于发动机排气系统中获得的温度测量结果反向计算燃烧器温度。

[0024] 存在对主动(active)气流速率和温度监测系统的额外的需求，该主动气流速率和温度监测系统共用通常与燃气轮机监测及控制系统一起使用的传感器，使得主动速率和温度监测可以被集成在监测及控制系统内。

[0025] 存在对下述技术的另一需求：该技术提供横向于涡轮发动机中的气流的平面中的实时温度信息以控制发动机。

[0026] 存在对下述技术的又一需求：该技术用于基于沿着横向于燃烧器流动的平面中的线路的平均温度来控制燃气轮机燃烧器。

发明内容

[0027] 公开了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，该波导温度用于生成燃气轮机温度图。收发器产生声学信号，该声学信号穿过热气流路径中的测量空间传播，该热气流路径如由燃烧器中的壁限定。该方法包括计算总飞行时间，其中，该总飞行时间包括穿过测量空间的传播时间和穿过波导的传播时间。随后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。该方法还包括基于测量空间传播时间计算温度图以及随后根据该温度图获得估计的壁温度。此外，该方法包括基于估计的壁温度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。

[0028] 此外，公开了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，该波导温度用于产生燃气轮机温度图。收发器产生声学信号，该声学信号穿过热气流路径中的测量空间传播，该热气流路径如由燃烧器中的壁限定。该方法包括将壁划分成多个边界部分，其中，每个边界部分都关联有收发器和波导。该方法还包括计算声学信号的总飞行时间，其中，该总飞行时间包括穿过测量空间的传播时间和穿过波导的传播时间。随后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。此外，该方法包括基于测量空间传播时间计算温度图以及随后根据温度图获得每个边界部分的估计的温度。此外，该方法包括计算每个边界部分的估计的波导温度，其中，在确定估计的波导温度时，不使用温度感测装置。

[0029] 本发明的相应目的和特征可以由本领域技术人员以任意组合或子组合的方式共同地或分别地应用。

附图说明

[0030] 通过结合附图来考虑以下详细描述，可以容易地理解本发明的教示，在附图中：

[0031] 图1是燃气涡轮发动机的立体截面图，其示出了根据本发明的实施方式的用于确定燃烧器气流主动速率和温度测量的系统的执行方式；

[0032] 图2是燃气轮机燃烧器的截面图，该燃气轮机燃烧器结合有根据本发明的实施方式的用于确定燃烧器气流主动速率和温度测量的监测系统的实施方式；

[0033] 图3是根据本发明的各方面的图2中的系统的沿着图2的3-3截取的截面图；

[0034] 图4是用于在本发明的实施方式的用于确定燃烧器气流主动速率和温度测量的监测系统中执行本发明的实施方式的控制器的实施方式的框图；

[0035] 图5是根据本发明的实施方式的示例性声波传感器阵列的示例性立体图，该示例性声波传感器阵列由气流速率监测系统用来测量燃气轮机燃烧器中的气流速率；

[0036] 图6是图5的涡轮燃烧器中的沿位于声学传感器32B与声学传感器34C之间的视线的气流速率的示例性的示意图；

[0037] 图7是图6的气流速率沿着图6的7-7截取的截面片段，7-7对应于声学传感器32B与声学传感器34C之间的视线；

[0038] 图8是根据本发明的实施方式的由气流速率监测系统测得的相应速率的合成气流速率分布；

[0039] 图9是根据本发明的实施方式的用于对燃气轮机燃烧器中的气流温度进行测量的示例性声波传感器阵列的示意性立体图；

[0040] 图10是示出了执行根据本发明的实施方式的方法的实施方式的流程图：该方法用于测量燃气轮机燃烧器中的气流速率和温度主动测量；以及

[0041] 图11是示出了执行根据本发明的实施方式的用于测量主动气流速率的方法的实施方式的流程图。

[0042] 图12是根据本发明的实施方式的燃气涡轮发动机的示意图，其示出了若干个替代性区域中的传感器安装。

[0043] 图13是根据本发明的实施方式的用于映射燃气涡轮发动机的区域中的流动参数的系统的示意图。

[0044] 图14A是根据本发明的实施方式的沿着路径的参数的双线性表示的示意图。图14B是根据本发明的实施方式的具有双线性表示的路径廓线的二维空间的示意图。

[0045] 图15是示出了根据本发明的实施方式的用于基于平均路径值映射参数的技术的流程图。

[0046] 图16是示出了根据本发明的实施方式的单个路径的参数廓线的图示。

[0047] 图17是示出了根据本发明的实施方式的用于基于平均路径值映射参数的技术的流程图。

[0048] 图18是根据本发明的实施方式的二维空间的示意图，其示出了测量路径和网格部分。

[0049] 图19是示出了根据本发明的实施方式的用于基于平均路径值映射参数的技术的流程图。

[0050] 图20是多个收发器的示例性截面图，每个收发器均具有波导，其中，收发器各自产生声学信号，该声学信号限定穿过热气流路径的测量空间传播的多个声学路径。

[0051] 图21描绘了限定热气流路径的壁的边界部分，其中，该壁被划分成多个虚拟的边界部分，每个虚拟的边界部分均具有相关联的收发器和波导。

[0052] 图22描绘了壁的边界部分，该壁没有被划分并包括具有波导的收发器。

[0053] 图23是示出了根据本发明的实施方式的用于确定波导温度的方法的流程图。

[0054] 图24是描绘了图20中所示出的每个波导的示例性波导温度曲线的曲线图。

[0055] 图25至图30描绘了一系列的示例性温度图，这些示例性温度图示出了随着迭代次数增大而进行的波导的温度收敛。

[0056] 为了便于理解，在可能的情况下，使用相同的附图标记来指示各图所共有的相同元件。

具体实施方式

[0057] 在考虑以下描述之后，本领域的技术人员将清楚地认识到，本发明的教示可以容易地用于主动式声学速率测量和基于高温测定法的气流速率测量以及温度测量。本发明的实施方式通过下述方式用于对包括工业燃气轮机(IGT)燃烧器的燃气轮机燃烧器进行监测：借助于添加声学发送器或声学收发器而将燃气轮机燃烧器结合到燃烧监测及控制系统中，声学发送器或声学收发器通过多个声学传感器如动态压力传感器来沿视线穿过气流发送声波。对于速率测量，声音传输飞行时间——其穿过气流路径大致横向地指向——由控制器测量并且与沿着视线的气流速率相关联。气流速率的确定包括就热力学相关的温度、气体常数和声速对第一飞行时间的影响进行补偿，以确定绝对气流速率。

[0058] 在一体式的基于声学压力的传感器和监测/控制系统的实施方式中，控制器使速率以及在必要时使绝对主动路径(absolute active path)温度同时与声学传输分析技术和飞行时间分析技术发生联系。在同时测量速率和温度的情况下，绝对主动路径温度被用来补偿对气流绝对速率的上述热力学影响。替代性地，在其他实施方式中，声速对第一飞行时间的影响被用来确定绝对气流速率而非绝对主动路径温度。在这些实施方式中，在速率监测中对声速的补偿通过下述方式来实现：用能够发送及接收声学信号并产生输出信号的一组第一收发器/换能器来代替第一发送器，以及用能够发送及接收声学信号并产生输出信号的一组第二换能器来代替第一传感器。声学信号被从第一换能器发送及接收至第二换能器并且飞行时间被确定。反向的声学信号从第二换能器发送及接收至第一换能器并且反向的飞行时间被确定。相应的第一声学信号飞行时间和反向的第一声学信号飞行时间用于确定声速c。所确定的声速c被用来确定实际的气流速率。

[0059] 在本发明的实施方式中，主动速率测量或主动速率/温度测量在燃烧监测及控制系统中被用作用于气流的监测参数，该燃烧监测及控制系统可以例如通过使用小波分析技术或傅立叶分析技术来识别气流异常(例如，燃烧异常)并对气流异常进行分类。所述方法和该系统的一些实施方式包括一个或更多个声学动态压力收发器/换能器与发送器/传感器的组合，所述发送器/传感器在燃烧器内选择性地定向或排列在连续的轴向平坦位置中。在过去，在发电领域使用中，已知的收发器/换能器部件设计及其相关的控制器部件已经被可靠地且成本有效地使用。通过将这些类型的已知部件重新配置到本发明的气流控制及监测系统中，燃气轮机和其他燃烧式发电设备可以通过更简单的仪器硬件配置来进行监测及控制，所述仪器硬件配置提供了对精确的燃烧控制有用的详细的主动气流速率和温度分布信息。

[0060] 监测及控制系统结构

[0061] 参照图1和图2，其示出了示例性的工业燃气涡轮发动机10。示例性的发动机10包括压缩机部分12、燃烧器部分14、涡轮部分16以及排气部分或排气系统18。燃烧器部分14包括多个燃烧器20。每个燃烧器20均具有燃烧器壳体22和盖板24。燃烧器衬套或火焰筒26和过渡管27限定用于传送热工作气体的通道，该热工作气体沿方向F流动至涡轮部分16。本发明的系统能够借助于已知的燃烧器几何形状的燃气涡轮发动机设计来操作，包括静止的基于陆地的应用或车辆应用中的管形构型的燃烧器、环管形构型的燃烧器或环形构型的燃烧器。

[0062] 在发动机10的操作期间，来自压缩机部分12的压缩空气被供给至燃烧器部分14，在燃烧器部分14中，该压缩空气与由燃烧器14中的燃料喷射系统28供给的燃料混合。燃料/空气混合物被点燃以形成包括热工作气体的燃烧产物。可以理解的是，可以在沿着穿过燃烧器衬套或火焰筒26和过渡管27至涡轮部分16的入口的通道的不同轴向位置处发生燃料和空气的燃烧。热工作气体膨胀穿过涡轮部分16并且通过排气部分/排气系统18排出。

[0063] 参照图1和图2，根据本发明的方面，提供了一种燃烧监测及控制系统29，其可以识别燃烧异常并且对燃烧异常进行分类，并且对发动机10的燃烧器20中的一个或更多个燃烧器20内的燃气轮机燃烧过程进行主动控制。在这方面，发动机10可以包括以下监测及控制系统29中的一者或更多者：例如，用于每个燃烧器20的一个系统29，或者单个系统29可以为发动机10的每个燃烧器14服务。类似地，燃烧器20的集群可以由一个系统29来服务，而其他集群由其他系统来服务。因此，不管发动机设计采用什么样的发动机燃烧器结构或取向：发动机设计是静止的、基于陆地的涡轮发动机还是用于航空、海洋或陆地车辆应用的车辆发动机，用于发动机10的综合监测系统都可以确定相应燃烧器之间的偏差并且对这些燃烧器的相关性能进行比较。

[0064] 如在图2、图3、图5和图9中示出的，系统29包括多个已知的声学收发器/换能器32A至32H以及声学收发器/换能器34A至34H的阵列，这些声学收发器/换能器能够沿着在图5和图9中以虚线示出的示例性的视线路径发送及接收声学振荡波。收发器/换能器阵列32、34能够产生相应的传感器输出信号，这些传感器输出信号指示每个相应的受监测且受控制的燃烧器20中的燃烧热声振荡。该系统的其他实施方式可以构造成具有至少两个声学传感器、但优选地具有更多个声学传感器，这些声学传感器功能上为收发器部件的一部分或者作为独立部件。由于工作燃烧气体中的燃烧事件而产生了由收发器的那些声学传感器部分感测的声学频率和振幅，从而限定存在于燃烧器20的热气体路径内的声源。监测及控制系统29配置成将感测到的热声振荡信息转变成能够对感兴趣的燃烧异常的发生进行辨别的形式。因此，可以根据由位于燃烧器14中和/或位于燃烧器14周围的收发器/换能器/传感器监测的燃烧器14中的感测到的热声振荡来检测和推断感兴趣的火焰逆燃事件和其他类型的燃烧异常。根据系统29的配置和应用，声学传感器包括动态压力传感器、扩音器、光学传感器或离子式涡轮入口传感器中的一者或更多者的任意组合。压力传感器对燃烧器20中的热声振荡的振幅以及脉动频率进行感测。高温扩音器可以用于测量燃烧器14中的声学波动。光学传感器可以用于测量燃烧器20内的动态光学信号。离子传感器可以用于测量燃烧器20内的动态离子活度。

[0065] 在图2、图3、图5和图9中示意性地示出的示例性的声学传感器阵列包括收发器/换能器32A至32H以及收发器/换能器34A至34H，这些收发器/换能器用作与阵列中的至少一个并且优选地多个动态压力传感器进行传输的至少一个声学发送器。收发器/换能器32、34通过已知的安装结构和方法如J型管或耙(J tubes or rakes)而沿轴向和沿径向排列在燃烧器20内，并且靠近位于燃烧器壳体22内的燃烧器火焰筒或衬套26和/或靠近与涡轮部分16结合的过渡部27。在图3中，传感器是径向地/周向地排列的收发器34A至34H，收发器34A至34H能够沿着与图9中以虚线示出的收发器32A至32H的视线路径类似的视线路径发送及接收声学振荡波。其他类型的已知传感器——如单独的热电偶温度传感器或热电偶阵列——可以被应用在燃气涡轮发动机内。例如，在图3中，热电偶36对燃烧器20中的燃烧温度进行测量。虽然在附图中示出了示例性的三维环形燃烧流动路径和轴向地间隔开的二维圆环形收发器/换能器阵列，但是在实施本发明的实施方式时还可以使用其他的燃烧流动路径和阵列取向，包括方形形状或矩形形状的几何形状。

[0066] 如在图3和图4中更详细地示出的，监测及控制系统29包括联接至收发器/换能器32、34的已知的控制器40，控制器40能够在监测部分42中使传感器输出信号与气流速率和燃烧温度相关联并且能够在分析部分44中进行燃烧过程的燃烧动力学分析。监测部分42的输出和动力学分析部分44的输出由燃气轮机控制系统46来使用，燃气轮机控制系统46可以向包括工业燃气轮机(IGT)控制子系统在内的其他燃气轮机控制子系统——如，燃料喷射系统28——发送控制信号，以响应于燃烧器20内的所监测的燃烧状况的变化来卸载或关闭发动机10。

[0067] 参照图4中所示出的示例性的控制器40的实施方式，控制器40包括一个或更多个处理器50、系统存储器52和输入/输出控制装置(I/O)54，以便与相关联的发动机10的控制装置——如，燃料喷射控制系统28——和声学收发器/换能器32、34、声学发送器和传感器32(或者执行等同功能的单独的分立的发送器和接收器传感器)、网络、其他计算装置、用于操作者/用户的人机界面等接口连接。控制器40还可以包括一个或更多个模数转换器(A/D)
56A和/或允许控制器40与收发器32、34和/或其他系统部件接口连接以接收模拟的传感器信息所需的其他部件。替代性地和/或此外，系统29可以包括一个或更多个模数转换器56B，模数转换器56B在收发器32、34(或者执行等同功能的单独的分立的发送器和接收器传感器)与控制器40之间进行接口连接。作为又一示例，某些收发器32、34可以具有与其成一体的模数转换器56C，或者能够将感测到的信息的数字表示直接地传送至控制器40。

[0068] 处理器(多个处理器)50可以包括一个或更多个处理装置，如通用计算机、微型计算机或微型控制器。处理器50还可以包括一个或更多个处理装置、可编程和/或可再编程技术和/或专用部件，处理装置例如为中央处理单元、专用的数字信号处理器(DSP)，可编程和/或可再编程技术和/或专用部件例如为专用集成电路(ASIC)、可编程门阵列(如，PGA、FPGA)。

[0069] 存储器52可以包括用于对能够由处理器(多个处理器)50执行的计算机程序代码进行存储的区域以及用于对被用于处理的数据进行存储的区域，用于对被用于处理的数据进行存储的区域例如为用于对小波变换、傅立叶变换或用来使监测及控制系统29运行而执行的其他数学运算进行计算的存储器区域，如下面在本文中更充分地描述的。因此，本发明的各方面可以被执行为具有下述代码的计算机程序产品：该代码配置成执行对感兴趣的发动机燃烧异常、燃烧动力学和发动机控制功能进行的检测，如在本文中更详细地陈述的。

[0070] 在这方面，处理器(多个处理器)50和/或存储器52被编程有足够的代码、变量、配置文件等，以使控制器40能够执行其指定的监测及控制功能。例如，控制器40可以操作性地配置成感测热声状况，基于来自一个或更多个收发器/换能器32、34的输入来分析热声状况，响应于控制器40的分析来控制发动机10的特性，并且/或者向操作者、用户、其他计算机处理装置等报告控制器40的分析结果，如在本文中更详细地陈述的。因此，源自收发器/换能器32、34的所有动态输出信号都可以传送至单个处理器50。在本执行方式中，单个处理器50将利用本文中更详细地描述的数据分析及控制功能来处理传感器动态输出信号，使得看起来就像是结果以大致并行的方式计算。替代性地，可以使用更多个处理器50，并且例如根据如每个处理器的计算能力，每个处理器均可以用于对一个或更多个收发器/换能器32、34的动态信号进行处理。

[0071] 监测及控制系统操作

[0072] 声学温度测量和速率测量的概念两者都基于产生声波、监听声波穿过气流以及求得经过给定路径的平均声速，该平均声速随后用于描述气体速率或速率/温度。图10和图11是以图解的方式示出了本发明的实施方式的监测及控制系统29的示例性操作的流程图，监测及控制系统29利用声学测量方法主动地监测并测量气流速率和温度。粗实线操作块和虚线操作块涉及先前描述的燃烧动力学分析42的功能(实线块)、温度监测及确定44的功能和燃气轮机控制46的功能(通过示例的方式包括IGT控制功能)，这些功能都在控制器40内执行。在步骤100中，对由收发器/换能器32A至32H、收发器/换能器34A至34H内的传感器部件产生的传感器信号进行读取。在步骤110中，将传感器信号中的一个或更多个传感器信号的振幅与先前建立的警报限值进行比较。例如，在IGT应用中，在步骤120中，由于发动机转速的50Hz或60Hz的潜在共振影响，低于100Hz的低频动力学特性(LFD)很重要。感兴趣的其他频带为近似100Hz至500Hz之间的中频动力学特性(IFD)和高于500Hz的高频动力学特性(HFD)。如果警报限值被超过，则控制器40在步骤400中例如向燃料喷射系统28发送控制指令，以卸载或关闭发动机10。

[0073] 如果在步骤110中警报限值未被超过，则在燃烧动力学分析子系统的异常检测部分中执行用于动力学的频率分析。在美国专利No.7,853,433中记载了如何执行异常检测的示例性描述，该美国专利通过参引并入本文。在步骤130中从传感器获得采样的高速动态压力信号，并且在步骤140中将采样的高速动态压力信号以时间划分成段。在步骤150中，利用在美国专利No.7,853,433中所描述的小波分析技术对时频划分的采样段进行分析。替代性地，将时间段转换成频率空间的已知的傅立叶频谱分析通过识别峰值频率及其相应的振幅来分析主频率，并且识别超过限定阈值的振幅。如果在步骤160中判定已发生燃烧异常或多个燃烧异常，则将如在温度监测及确定子系统44中所确定的燃烧器温度与通过傅立叶分析技术或小波分析技术、或者通过傅立叶分析技术和小波分析技术两者获得的异常信息进行比较。在步骤180中，分为着火、熄火或逆燃的异常分类结合从温度监测及确定子系统44获得的被动温度信息或路径温度信息来进行。例如，在燃气轮机熄火时，燃烧器温度显著地下降。相反地，在逆燃情况下，燃烧器14内的上游的燃烧器温度显著地上升。当在步骤180中进行异常判定时，在发动机控制系统46中形成用以卸载或关闭发动机的适当的控制信号。

[0074] 温度监测及确定子系统44可以包括被动式温度确定和/或燃烧器14内的实时的实际路径温度确定，该被动式温度确定利用在2013年3月14日提交的序列号为13/804,132、题为“Temperature Measurement in a Gas Turbine Engine Combustor”的美国专利申请中所描述的被动式声学方法，该美国专利申请通过参引并入本文。通过对美国专利公开号为US 2012/0150413(其也通过参引并入本文)的专利文献中所描述的用于燃气轮机排气系统温度确定的2D(二维)平面声学测温技术进行调整或者通过3D(三维)技术来确定实时的实际路径温度，该3D技术对图5的传感器阵列32/34之间的一个或更多个路径温度进行确定，这进一步在本文中更详细地描述。

[0075] 在被动式温度确定方法中，在步骤200中，针对主导模式对来自收发器/换能器32/34的、如在步骤130中获得的采样的高速动态压力信号进行分析。在步骤210中，基于频率、利用被动式声学方法来计算燃烧器温度。在步骤220中，通过基准温度值来校准被动值，以获得燃烧器14内的主动温度值。在步骤230中，使用在步骤220中确定的经校准的被动温度值以在步骤230中确定燃烧气体的整体平均温度(bulk mean temperature)。用在步骤220中的基准温度值可以从燃烧器中的一个或更多个热电偶36或者位于排气系统18中的热电偶(未示出)获得。基准温度值可以是在排气系统18中测得的、如美国专利公开号为US2012/
0150413的专利文献中所描述的实际路径温度，或者基准温度值可以是在燃烧器14中测得的、在步骤300至步骤330中确定的实时路径温度。

[0076] 2D实时路径温度通过用例如呈图9中所示的(n＝8)收发器/换能器32A至32H的2D平面图案的声学收发器/换能器32、34或其他分立的发送器发送一个或更多个声学信号来测得。例如，收发器/换能器32A发送由剩余的(n-1个)收发器/换能器32B至32H接收的信号，并确定每个视线路径的飞行时间。然而，剩余的收发器/换能器32B至32H中的至少一个、优选地两个或更多个传感器元件在步骤310中接收声学信号(多个声学信号)。优选地，在实践中，若干个收发器/换能器(其发送及接收声学信号)环绕一个平面以使得所有收发器之间的路径形成具有所需粗糙度的网格，具有所需粗糙度的网格导致了温度测量的空间分辨率。例如，对于筒形燃烧器，收发器可以如图3和图9中所示地那样围绕周缘等距地间隔开。这些收发器可以被相继地(一次一个)以可以容易地区别的不相交的声音模式激发或者被同时激发。对于相继激发，一个收发器产生声音，而剩余的所有收发器记录这些声音以估计相应路径的传播时间。这些视线路径中的每个视线路径均表现出沿着该路径的平均温度。
利用已知的计算机层析成像技术将不同路径上的平均温度组合成图9中所示的二维图。

[0077] 在步骤320中，利用主动式声学、例如通过利用在上述美国专利公开号为US2012/0150413的专利文献中所描述的方法来将2D飞行时间声音数据转换成气体温度，该美国专利公开通过参引并入本文。在步骤330中确定的实时路径温度是沿着视线传输路径的局部主动温度值。通过执行步骤300至步骤330沿着不同的声学路径测得的多个主动温度值可以被用于单独地或与步骤200至步骤230的主频被动式声学方法并行地确定燃烧器14的整体温度。虽然单个发送器30与声学传感器32之间的单个路径主动温度测量提供了有用的控制信息，但是使多个收发器/换能器32、34在燃烧器14内(见例如图2、图3、图5或图9)或在一系列燃烧器14中选择性地排列成任何轴向型、周向型、径向型或其组合也有利于燃气涡轮发动机10内的主动的实时二维或三维燃烧温度监测。

[0078] 在步骤300至步骤330中确定的2D或3D实时路径温度可以用作用于其他监测及控制功能装置的输入，该其他监测及控制功能装置具有或不具有本文所描述的示例性一体式监测及控制系统29中所描述的燃烧动力学分析42的功能、被动温度监测及确定44的功能以及控制46的功能中的一者或更多者。例如，燃烧器涡轮入口温度(TIT)可以被实时地主动监测并且被用作用于燃烧过程的控制参数。在步骤300至步骤330中确定的燃烧主动路径温度可以被用于经由燃料喷射系统28控制燃烧器14中的燃料/空气混合物。实时路径主动温度可以用作用于工业燃气轮机燃烧器中或其他类型的气流环境中的主动实际气流速率测量的输入。

[0079] 本发明的实施方式通过和沿着位于轴向间隔开、横向定向的声波发送器与传感器(或者结合了传感器和发送器的收发器/换能器)之间的视线声波路径的声波飞行时间相关联来对3D气流速率和/或气流温度进行测量，使得沿着该路径的视线定向成横向于气流路径，而不是平行于气流路径。为了确定气流绝对速率，飞行时间数据就对气体温度、气体常数和声速的热力学影响而被校正或者被补偿。如上面所指出的，可以利用实时主动路径温度或从另一测量装置(如，热电偶36)独立地获得的温度来确定沿着视线的气体温度。替代性地，可以通过测量双向的飞行时间(即，前向/下游传输和反向/上游传输)来确定局部声速c。上述热力学影响由下述已知的方程式决定：

[0080] c(x，y，z)＝(γ.R.T)1/2

[0081] 其中：

[0082] c(x，y，z)是等熵声速；

[0083] γ是比热比；

[0084] R是气体常数；以及

[0085] T是气体温度。

[0086] 因此，一旦沿着路径的声速是已知的，平均路径温度和绝对速率可以利用本发明的本文中进一步描述的实施方式来确定。

[0087] 对于精确的绝对速率或温度测量，收发器/换能器32、34的两个平面以在气流内轴向间隔开的、相对的关系定向，如图5中所示。收发器/换能器32、34的所述两个平面优选地相距与所监测的气流几何形状的直径(圆形)或宽度(方形或矩形)大约相同的数量级的距离。即，这两个平面之间的轴向距离应根据被监测的环境的几何形状和规模以及气流气体常数、温度和速率的预期范围或可能范围来确定。

[0088] 对于气流速率估计，沿轴向且横向于流动方向测量气流。例如，当平面ZⅠ中的收发器/换能器32A激发或发送信号时，平面ZⅡ中的与信号激发传感器不平行对准的所有收发器/换能器34B至34H都将进行监听，由此产生穿过气流的若干个路径(对于n个传感器的情况为n-1个路径)。信号发送/接收激发过程通过平面ZⅠ上的第二收发器/换能器32B对接收所发送的信号的剩余(n-1)个收发器/换能器34A以及收发器/换能器34C至34H进行激发而顺序地继续。所发送的信号的激发将继续，使得连续的收发器激发，并且为每次激发产生n-1个路径。在图5的实施方式中，在两个轴向间隔开的阵列中的每个阵列中均具有8个收发器/换能器，因而存在成三维的总计64个路径。此外，为了减小速率的方向不确定性(以识别反向流动和反方向上的可能的湍流波动)，假设气流温度是已知的，将通过使平面ZⅡ中的换能器/收发器34激发以及使平面ZⅠ中的收发器/换能器接收反方向发送的声学信号来重复相同的过程。代替从每个收发器/换能器顺序地发送/激发声学信号，可以从每个相应的收发器/换能器32A至32H、收发器/换能器34A至34H同时发送具有略微不同的声学特征的声音模式，这缩短了测量时间。参照图11的气流速率测量方法流程图的步骤500和步骤510，一旦平面ZⅠ和平面ZⅡ中的所有收发器/换能器都已激发并且所发送的声波信号已由相对平面的横向对准的收发器/换能器接收，则优选地实时地连续重复该过程，同时使用已知的3D层析成像映射技术根据空间分布的视线声学路径来构造3D速率图u，已知的3D层析成像映射技术例如为用在医疗或工业计算机层析成像系统中的那些3D层析成像技术。速率信息被提取并被映射，如图8中所示。类似地，3D温度图可以利用飞行时间数据来构造，如将在本文中更详细地描述的。

[0089] 在平面阵列中的所有收发器/换能器32、34都已激发声学信号之后，相应的视线流动路径飞行时间数据一旦就温度、气体常数和声速的热力学影响而被校正，则被用于在步骤560中得出气流路径中的绝对速率，如下面更详细地描述的。假设在速率测量中气体温度是恒定的，则流动速率测量精度在流动速率接近声速时可能降低。低于大约0.5马赫数的流动速率不被认为显著地影响速率的测量。因此，优选的但非必需的是，测得的流动速率应当比测得的局部声速的一半小。尽管绝对速率相对较高，但是该方法还是可以对包括涡轮发动机气流的高温气流进行精确地测量，这是由于局部声速随温度而增大。

[0090] 一旦声学飞行时间数据可用，则监测及控制系统29或其他远程监测系统使用这些数据来根据图11的步骤中的剩余步骤来确定沿着其相应的声学路径的速率。参照图6和图7，信息声音传播受气流量线性地影响。对于给定的温度、气体常数和声速的相对气流速率通过下述已知方程式来确定：

[0091]

[0092] 其中：

[0093] tBC是从第一发送器B至第一传感器C的飞行时间；

[0094] c是气流中的就温度和气体常数而言的声速；

[0095] 为沿着B与C之间的第一声线路径A的单位向量；以及

[0096] 是气流中的速率向量。

[0097] 沿着声线路径A的示例性平面片示出了简化的流型。再次参照图11的流程图，在步骤560中，相对气流速率就热力学温度、气流和声速的影响而被校正，以得出绝对速率。在路径温度可用的(步骤520)情况下，路径温度对声速的影响可以通过已知的层析成像方法来校正，以得出沿着声线路径的气流绝对速率。在路径温度不可用的情况下，获取前向声学信号传输的飞行时间(步骤500、步骤510)和反向声学信号传输的飞行时间(步骤530、步骤540)，并且在不影响气体速率的情况下根据以下方程式式使用这些飞行时间来获得声速。
通过与上面陈述的用于前向方向或下游方向的方程式类似的以下方程式来确定从换能器/收发器C至换能器/收发器B的反向飞行时间：

[0098]

[0099] 前向飞行时间和反向飞行时间根据以下方程式进行相加：

[0100]

[0101] 考虑到声速c的平方比气流速率u的平方大得多，该方程式简化成：

[0102]

[0103] 其中：

[0104] tBC是从第一收发器/换能器B至第二收发器/换能器C的飞行时间；

[0105] tCB是从第二收发器/换能器C至第一收发器/换能器B的飞行时间；

[0106] c是气流中的就温度和气体常数而言的声速；

[0107] 为沿着第一声线路径的单位向量；以及

[0108] 是气流中的速率向量。

[0109] 在图11的步骤550中确定的声速c随后在步骤560中被用来校正针对该声速的下游飞行时间。经校正的下游飞行时间数据在步骤570中被用来确定气流绝对速率。在沿着飞行线的路径温度T未知的情况下，步骤550中确定的同一声速c在本发明的一些实施方式中被用来利用先前描述的等熵声速关系c(x，y，z)＝(γ.R.T)1/2来确定T，这是因为γ、R和c(x，y，z)是已知的。以与先前所描述的路径速率确定类似的方式，一旦从每个接收器/发送器单元来回的所有路径温度T已知，则将存在成三维的64条(假设示例性的8个传感器的情况)等温线。随后，利用已知的3D层析成像技术，映射三维温度分布。

[0110] 有利地，主动式声学温度测量和速率测量实时地同时进行，从而映射气流温度(3D映射或替代性地图9的2D映射)和3D气流速率(图8)。执行同时的速率和温度测量的示例性的声学信号的发送及接收时序是通过第一阵列平面上的收发器/换能器(例如，ZⅠ处的32A)来发射声学信号。在使用3D温度测量的情况下，位于轴向间隔开的相对的第二平面上的对应的横向定向的收发器/换能器(如，ZⅡ处的34B至34H)接收该信号以用于速率处理和/或温度处理。在仅使用2D温度测量的情况下，第一阵列平面上的收发器/换能器中的剩余收发器/换能器(如，ZⅠ处的32B至32H)接收该信号以用于温度处理。如先前所指出的，发送及接收过程还可以通过使用对每个收发器/换能器使用唯一的信号发射模式来加速。存在与使用2D或3D温度测量相关联的权衡。在使用3D温度测量技术的情况下，温度和速率图的精确度在气体速率为0.3马赫或以上的情况下可能不是最期望的，这是因为在以下方程式[0111]

[0112] 中示出的近似值由于不存在独立地确定的温度基准值而可能在那些速率范围内不太精确。然而，可以利用一对轴向分开的2D声学信号组和通过相应的2D飞行时间信号组确定的两个单独的声学温度图来确定独立的温度T基准值。2D温度图进而被插值以创建体积温度图。该体积图将被用于提供温度值T，该温度值T在等熵声速方程式中与已知的气体常数R和比热比γ一起被用于获取声速c。声速随后用于获取速率向量u(x,y,z)。一旦获取了速率向量，就可以映射速率分量，从而消除在先前描述的3D速率和温度映射方法中对固有的低于0.3马赫的气体速率的限制。

[0113] 利用在本文中所描述的具有通常使用的声学传感器的阵列的系统和方法的实施方式进行的燃烧器主动气流速率或速率/温度监测被认为是与已知的速率和温度监测系统相比提供了更快的速率和温度变化的响应。根据本发明的实施方式，通常使用的、可靠的声学传感器/换能器、传感器-发送器的一个阵列或单独的分立的声学传感器和发送器对的阵列可以在野外条件下放置在燃烧流动路径中并且可以被监测以提供主动的、实时的同时的速率和温度数据以及异常检测，这些都对诸如工业燃气轮机之类的燃烧发电设备的监测及控制有用。

[0114] 映射参数分布

[0115] 二维或三维空间中的参数图在机械的设计、诊断和控制方面具有多种用途。例如，气体路径的区域的温度或速率图在诊断和精确测量燃气涡轮发动机的性能方面是有用的。该图例如可以是燃烧器火焰附近的温度图或者可以是离开燃烧器的区域中的涡轮入口温度图。目前利用安装在第一排叶片上的热电偶温度耙和温度传感器来创建简单的温度图，以获得可以拟合粗略的线性温度廓线的测量。那些短期的、侵入式方法提供了基于传感器位置的粗略廓线，但是没有实时地提供温度的空间解析图，可以利用温度的空间解析图来控制燃气轮机或者在新发动机的设计验证过程期间了解温度分布。

[0116] 目前描述的是用于对在燃气涡轮发动机的区域中发送及接收的声学信号或其他信号进行利用的技术。燃气涡轮发动机的许多流动区域在目前描述的技术的使用中可能是感兴趣的，并且若干个示例性区域在图12中所示的燃气涡轮发动机1200的示意图中进行了描绘。可以利用所描述的技术并利用围绕入口的平面区域周向地布置的声学传感器1212来创建燃气轮机入口1210的入口温度图1211。可以创建燃烧器温度图1221以示出燃烧器1220的区域中的温度分布。根据感兴趣的区域，传感器1222可以围绕穿过主燃烧器火焰区或涡轮入口(燃烧器出口)的平面布置。可以利用来自传感器1232的信息来构造穿过涡轮扩散器1230的气流的三维速率图1231，传感器1232围绕扩散器中的多个平坦区域周向地布置。可以利用传感器1242创建排气温度图1241以示出涡轮排气部1240的二维区域中的温度分布。
本领域的技术人员将认识到，所描述的技术可以用其他传感器布置和其他燃气涡轮发动机区域来执行以产生另外的有用的参数图。

[0117] 层析成像原理的先进方法被用于利用几十个单独的信号路径实时地获取空间解析图。如上所述，传感器可以是声学传感器，并且关于每个路径的声速信息被处理以估计该路径长度上的平均温度。在每个时间间隔，路径中的每个路径的含有平均温度信息的表示被以层析成像的方式映射成测量时刻的温度的空间分布，并且随后在后续的测量时间被更新。来自所得的温度图的信息可以被用在发动机控制算法中或者用以保持发动机运行的安全性和低排放水平。

[0118] 在如上面所论述的实施方式以及在如图13中所示的实施方式中，发送器和传感器1310围绕一个或更多个涡轮区域1305的热气体路径的横截面周向地分布。在一些实施方式中，传感器和接收器可以是布置在穿过燃烧器的平面中的声学收发器(发送器/接收器组合)，其中，那些收发器将实时地发送和捕获声学信号。虽然本公开参照声学感测技术对传感器和接收器进行了论述，但是本领域的技术人员将理解的是，这些传感器和接收器可以替代性地使用基于激光的可调谐二极管激光吸收光谱法或另一测量技术来确定燃烧器中的沿着线路路径的平均温度。在声学收发器的情况下，所发送的信号用于确定平均声速，该平均声速用于估计平均温度。

[0119] 在基于激光的可调谐二极管激光吸收光谱法的情况下，用于温度测量的若干种技术是可行的。路径的平均温度可以通过下述方式来测量：在使激光扫过吸收光谱的同时，探测相同组分(species)的两个不同的吸收线。由经过特定红外线波长带中的平面的气体产生的激光吸收与组分浓度和温度成比例，并且可以被求解以提供沿着每个线的平均路径温度。替代性地，所探测的吸收线的半峰全宽(FWHM)可以与组分的多普勒线宽度有关。在不背离本公开的范围的情况下，可以使用其他基于激光的温度测量技术或其他的温度测量技术。

[0120] 在温度映射的情况下，层析成像映射模块1315在对温度进行取样的每个时间间隔将多个平均路径温度转换成温度图1320。二维或三维图可以包括较高的空间分辨率的等温线，并且提供了比单独的平均路径温度估计值更有价值的信息，以说明发动机安全状况以及用于发动机控制算法的输入。温度图1320连同得出的燃烧质量信息1325一起被发送至发动机控制单元1330，发动机控制单元1330利用该信息来控制燃烧器和/或燃气涡轮发动机。

[0121] 虽然参照根据平均路径温度估计值构造温度图进行了描述，但是本文中所描述的技术还可以用于根据路径平均值构造其他二维或三维图。例如，沿着发送器和接收器的路径的估计的平均速率可以用于利用类似的方法构造局部速率的二维或三维图。

[0122] 本文中描述的是用于根据某一区域中的一组路径平均线映射参数并获取与参数相关的空间信息的若干种不同技术。这些技术包括多项式逼近法、基函数法和网格优化法。将在下面对这些技术中的每种技术依次进行描述。虽然这些描述中的若干个描述涉及对气流温度进行测量的示例性实施方式，但是本领域的技术人员将认识到，所描述的技术在沿着线性路径的平均值可用的情况下适用于映射其他参数。

[0123] 多项式逼近技术：完成将多个平均路径温度转换成温度图的任务的一种方式是：通过多项式逼近沿着每条路径的温度廓线，以及随后通过如图15的流程图1500中所示出的迭代过程来对每个多项式的参数进行调整以使误差最小化。为此，在操作1510(图15)中，每个路径——如图14A中所示的路径1405——最初被分配了下述温度函数：该温度函数包括比例因子并且反映沿着该路径的估计的平均温度。在双线性廓线1400中，温度从端点1415、
1420(即，室壁处的发送点和接收点)线性地增大，以形成顶点1425，从而产生与帐篷的横截面类似的轮廓。初始的最大温度出现在该顶点处，并且最小(壁)温度出现在任一端处。从发送端点1415至顶点1425的距离1430通过中点比例参数来确定。中点比例参数最初可以默认地设定成路径长度的50％。

[0124] 顶点高度1410限定沿着路径1405在顶点1425处的初始最大温度。最初，顶点高度比例因子可以设定成平均路径温度的两倍的值。

[0125] 端点1415、1420可以被假定成是恒定的并且通过与壁温度变量相关的算法而保持在恒定的水平。壁温度变量可以以若干种方式来选择。在一个示例中，手动地输入固定值。在另一示例中，使用了平均路径温度或最小路径温度的百分比。在其他实施方式中，诸如高温热电偶之类的实际传感器用于将壁温度信号直接输入到算法中。

[0126] 执行从发送点1415(壁温度)向中点1425(测得的路径温度迭代计算的比例因子)以及回至接收点1420(壁温度)的双线性积分。

[0127] 随后，在操作1520中，所估计的路径廓线1400被绘制成表示室1401的平坦区域的二维网格，如图14B中所示。对于每个路径，例如示例性的第二路径1450，重复该过程。当所有的温度都被绘制到网格上时，该网格包括温度图的稀疏表示。因此，在网格上存在位于路径之间的开放区域(open area)中的缺失点。在这些开放区域中，使用诸如贝塞尔函数之类的曲线平滑技术来将该组已知点转换成网格上的离散点处的实际温度曲线的多项式近似值。在网格被平滑之后，在操作1530中沿着线路路径执行线积分，并且在操作1540中将该线积分与测得的数据进行比较。该比较的结果用来在方框1570中调整比例因子以用于下一次迭代，以使测得的温度与估计的温度之间的误差最小化。可以根据判定操作1550重复迭代过程3次至20次，以产生与原始测得的平均路径温度相比具有最小误差的表面(surface)。

[0128] 当误差低于预设的最大值时，迭代终止于操作1560。虽然没有所生成的等温线图的绝对误差或精度的具体要求，但是可以计算平均路径误差值，以为任何给定的图提供置信因数。对于正常操作的典型系统，平均路径误差将分布在从0至3％-4％的范围内。如果最佳地选择了映射平面和物理因子，这可以根据路径平均温度信息用于非常精确的空间图。

[0129] 基函数技术：用于将多个平均路径温度转换为二维温度图的另一技术是使用基函数。通常，函数空间中的每个连续函数均可以由基函数的线性组合来表示。在目前描述的、图17的流程图1700中所描绘的技术中，温度图由根据热电偶测量得到的二维基函数的线性组合来表示。

[0130] 如操作1710中所示，利用诸如主分量分析(PCA)之类的统计方法，从热电偶温度测量或其他参数测量的大数据库提取二维基函数。对于基于手动输入的固定值或基于测得的壁温度的二维基函数，边界条件是固定的/恒定的。该技术求得用于基函数的权重，所述权重使测得的飞行时间的误差最小化。在实施方式中，迭代地求得权重。

[0131] 在一个实施方式中，存在由热电偶测量得出的K个二维基函数。还存在I个声学路径i和平均温度ti，平均温度是根据沿着声学路径的每次飞行时间测量来估计的。对于每个基函数和每个路径，路径温度被取样(操作1720)成沿着路径的长度D的向量。对于每个路径i，取样温度被收集成D×K的矩阵Xi，如图16的矩阵1600所示，对于单个路径，图16示出了用于六个基函数K1至K6的六个温度廓线，每个基函数均在五个位置D1至D5处进行取样。例如，对于矩阵1600中所示的基函数K1，示出了沿着路径的五个取样点D1至D5的五个温度样本。对于其他路径中的每个路径，建立类似的矩阵。目标是求得(操作1730)最佳地代表由飞行时间测得的平均温度的基函数的组合。基函数的加权组合由权向量a给出，其可以求得为：

[0132]

[0133] 网格优化技术：在利用声学信号的实施方式中，估计的平均路径温度可以利用图19的流程图1900中所示出的网格优化技术来转换成二维温度图，在网格优化技术中，二维图被分割成多个网格部分(操作1910)，如图18中所示的网格部分1820。目标是对每个网格部分中的值(温度或速率)进行估计。网格部分限定为由网格的水平线和竖向线定界的区域。每个网格部分内的声学信号的速度都假设成是一致的。

[0134] 在操作1920中，首先对由每个声学路径在通过每个网格部分时覆盖的距离进行计算。在图18中所示的示例中，确定网格部分内的由路径1831、路径1833、路径1835以及路径1837经过的距离。由于每个路径的总飞行时间和由每个路径穿过每个网格部分所经过的距离是已知的，因此沿着路径传播通过每个网格部分所花费的时间都可以通过求解以下方程组来计算：

[0135]

[0136] 其中，n是路径的标号，m是网格部分的标号，t是给定路径的飞行时间，x是每个网格部分的与该网格部分中的声速的倒数 对应的系数，并且d为由路径n通过每个网格部分m所经过的距离。

[0137] 对与边界对应的网格部分的系数应用以下边界条件，

[0138] xw＝c

[0139] 其中，w是对应于壁的网格部分的标号并且c是由壁温度得出的常数。

[0140] 为了减少搜索空间并且将求解结果限制到可接受的范围内，所述系数的上限和下限基于物理现实(physical reality)来施加。例如，每个网格部分的温度均可以限制成高于室温且低于1000℃的值。

[0141] 待求解的网格部分的数量可以大大超过路径方程式的数量，从而使得能够有大量的解。在这种情况下，施加了如使相邻网格部分中的声速之间的差最小化的附加的优化标准以获得更接近实际情况的平滑图。

[0142] 在计算每个网格部分的声速值之后(操作1930)，估计网格部分的温度值，并且可以利用这些温度值来建立温度图(操作1940)。

[0143] 在实施方式中，上述技术可以应用于利用温度数据对燃气涡轮发动机进行控制。一旦计算出二维温度图，该二维温度图能够实时地用于计算对控制发动机有用的信息。例如，参照图13，如果燃烧系统是管形燃烧系统或环管形燃烧系统，则层析成像映射模块1315可以对体积平均温度(图的平均温度)、平面中的温度分布(根据适合度函数或根据廓线)和不同的火焰筒之间的温度差进行计算。该信息随后被提供至发动机控制单元1330，发动机控制单元1330被智能地编程以控制发动机参数以实现最佳的发动机性能(安全性、性能和排放物)。

[0144] 如先前所描述的，收发器/换能器32A至32H和收发器/换能器34A至34H(见图5)发送及接收限定声学路径的声学信号。沿着相应声学路径的飞行时间测量随后被用来产生温度图，如图13中所示的温度图1320。每个声学信号均由收发器/换能器32A至32H和收发器/换能器34A至34H通过与收发器/换能器相关联的波导来发送及接收。

[0145] 参照图20，示出了传播穿过热气流路径2020的测量空间2010的多个声学路径2000的示例性截面图。出于说明的目的，热气流路径2020位于燃烧器20中，不过应当理解的是，热气流路径2020还可以位于涡轮扩散器1230(见图12)或排气管中。图20描绘了多个收发器/换能器(即，收发器)，每个收发器/换能器均具有波导，例如，收发器2040A至2040F分别具有相应的波导2030A至2030F。收发器2040A至2040F仅对收发器2040A至2040F之间的空间、即测量空间2010中的温度和气流量进行测量。然而，没有对限定热气流路径2020的实体边界处的温度进行测量。此外，也没有对波导2030A至2030F内的温度进行测量。在实施方式中，实体边界可以是燃烧器20的壁2050。

[0146] 为了生成温度图，假定的或选定的温度用于壁2050和波导2030A至2030F。本文中的发明人已发现，壁2050的温度和波导2030A至2030F的温度是对温度图所指示的温度分布和温度值产生影响的重要参数。然而，所使用的选定或假定的温度经常是错误的，导致用于先前未进行表征的热气流的不精确的温度图。

[0147] 温度图包括形成热气流路径的壁附近的温度信息。根据本发明的实施方式，基于由初始温度图所指示的壁2050附近的温度对波导温度进行计算。在实施方式中，建立壁温度值与波导温度之间的线性关系，不过应当理解的是还可以使用非线性关系。参照图21，壁2050的边界部分2060被划分成多个虚拟的边界部分2070Α至2070Η(示出八个示例性边界部分)，由此形成边界部分的标号。每个边界部分2070A至2070H均与分别包括对应波导
2030A至2030H的对应收发器2040A至2040H相关联，使得波导2030A至2030H定位成与对应的边界部分2070A至2070H相邻或相对靠近。每个波导2030A至2030H的温度根据方程式(1)由其相关联的边界部分2070Α至2070Η的温度决定：

[0148] tempAtWaveGuide(tr_i)＝

[0149] 0.75x estimated_wall_value(matching_boundary_portion)+30K     (1)[0150] 其中，“tr_i”对应于与边界部分2070A至2070H相关联的换能器/接收器2040A至2040H的编号，“tempAtWaveGuide(tr_i)”是对应于换能器编号“tr_i”的波导2030A至2030H的温度，并且“K”是开尔文温标，不过应当理解的是还可以使用其他温标。“estimated_wall_value(matching_boundary_portion)”是与换能器相关联的边界部分2070A至2070H的估计温度。这使得能够对每个边界部分2070A至2070H的温度进行计算，以及由此基于每个边界部分2070A至2070H计算对应的波导温度，从而获得如图24中所示的多个波导温度。
如将进行描述的，方程式(1)可以用于计算初始波导温度。

[0151] 在另一实施方式中，壁2050没有被划分，如图22中所示，并且为每个波导2030A至2030H均假设了一致的温度值。对完整的边界部分2080的温度进行计算。所有波导2030A至
2030H的温度都由方程式(2)给出：

[0152] tempAtWaveGuide＝0.75xmean_estimated_wall_value+30K  (2)其中，“tempAtWaveGuide”是所有波导2030A至2030H的温度，“mean_estimated_wall_value”是完整的边界部分2080的估计平均温度，并且“K”是开尔文温标，不过应当理解的是还可以使用其他温标。

[0153] 往回参照图20，声学信号的总飞行时间是声学信号穿过波导2030A至2030H传播的时间量与该声学信号穿过测量空间2010传播的时间量的和。从总飞行时间中减去穿过波导2030A至2030H传播所花费的时间，并且剩余时间随后被用于生成温度图。波导温度是影响声学信号的飞行时间的重要参数。例如，经由方程式(1)计算更新的波导温度使得在测量空间2010中传播所花费的时间的对应变化。这又引起温度图的重新映射。一旦生成新的温度图，根据新的温度图获得新的壁温度，新的壁温度随后被用来再次利用方程式(1)计算新的或估计的波导温度。应当理解的是，方程式(2)可以被用来代替方程式(1)以更新波导温度。

[0154] 如果估计的波导温度与紧挨估计的波导温度之前计算的初始波导温度之间的差比预定温度差大、即比温度差阈值大，则持续更新波导温度，并且生成新的温度图。如果估计的波导温度与初始波导温度之间的差小于或等于温度差阈值，则边界部分的温度及其相关联的波导的温度收敛并且该过程停止。

[0155] 参照图23，示出了流程图2000，其示出了根据本发明的实施方式的用于确定波导温度的方法。在该方法开始时，在步骤2105中，最初使用用于每个波导的假定的初始波导温度。在实施方式中，在步骤2105中，初始波导温度设定成室温，不过应当理解的是还可以使用其他温度。在步骤2100中，总飞行时间是声学信号穿过波导2030A至2030H传播的时间量与该声学信号穿过测量空间2010传播的时间量的和。在步骤2110中，从总飞行时间减去波导传播时间，以提供穿过测量空间2010的传播时间。在步骤2120中，基于穿过测量空间2010的传播时间来计算温度图。接下来，在步骤2130中，根据温度图获取壁温度。在步骤2140中，基于方程式(3)计算每个波导2030A至2030H的估计的波导温度：

[0156] estWaveGuide(tr_i)＝

[0157] 0.75x estimated_wall_value(matching_boundary_portion)+30K     (3)[0158] 其中，“tr_i”对应于与边界部分2070A至2070H相关联的换能器/接收器2040A至2040H的编号，“estWaveGuide(tr_i)”是对应于换能器编号“tr_i”的波导2030A至2030H的温度，并且“K”是开尔文温标，不过应当理解的是还可以使用其他温标。“estimated_wall_value(matching_boundary_portion)”是与换能器相关联的边界部分2070A至2070H的估计温度。

[0159] 在步骤2150中，如果根据方程式(3)得到的每个波导2030A至2030H的估计的波导温度(即，“estWaveGuide(tr_i)”)与假定的初始波导温度或者与和先前计算出的估计的波导温度相等的初始波导温度之间的差比温度差阈值大，则在步骤2155中，将初始波导温度设定成等于每个波导2030A至2030H的估计的波导温度(“estWaveGuide(tr_i)”)。因此，每个波导的初始波导温度和估计的波导温度存在于该方法中的不同时刻。该方法随后返回至步骤2110并且步骤2120、2130和2140被重复，以执行该方法的另一迭代并且获得每个波导2030A至2030H的新的估计的波导温度(“estWaveGuide(tr_i)”)。

[0160] 如果步骤2150中的条件没有得到满足，即，估计的波导温度、即由方程式(3)得到的估计的波导温度与初始波导温度之间的差小于或等于温度差阈值，则壁2050的边界部分2070A至2070H的温度以及其相关联的波导2030A至2030H的温度收敛并且该过程停止。这还表明，壁温度和波导温度是相对恒定的。在实施方式中，温度差阈值为大约5℃。该方法的各方面可以被执行为用于先前所描述的层析成像映射模块1315、计算机系统或其他计算装置中的算法或计算机程序。

[0161] 参照图24，示出了曲线图2160，该曲线图2160示出了每个波导2030A至2030F的示例性波导温度曲线2170。每个温度曲线2170均在该方法的迭代期间获得。从曲线图2160可以观察到的是，随着该方法的迭代次数增大以由此提高所指示的波导温度的精度，每个波导温度均开始收敛(即，如先前所描述的，估计的波导温度与初始波导温度之间的差变得越来越小)。在本示例中，波导温度在大约30次的迭代之后在曲线图2160的区域2180中收敛以由此指示精确的温度。在实施方式中，可以使用快速映射算法，该快速映射算法在每次测量中均迭代多次，以允许波导温度收敛，而基本上不影响整个系统29的实时性能。这在初始波导温度与估计的波导温度之间存在较大差异的情况下能够实现波导温度的更快速的收敛，并且使得能够更快速地生成近似温度图。一旦波导温度差减小至选定的阈值，就可以更精确地求解温度图。

[0162] 图25至图30分别描绘了示例性的温度图2190、2200、2210、2220、2230以及2240，这些温度图示出了波导的温度随着迭代次数增大而收敛。温度图2190至2240包括温度区域2250、2260、2270、2280，这些温度区域的布置和指示温度随着迭代次数增大而改变，因而改变相关联的温度图的温度分布。初始温度图2190在图25中示出，在初始温度图2190中，最初分别为波导2030A至2030F估计的波导温度为35℃、38℃、36℃、30℃、30℃、31℃。图26至图
29示出了该方法的迭代，其中，在每幅图中，波导温度均被更新并且温度图相应地改变。图
30描绘了最终的温度图2240，其中，估计的波导温度与初始波导温度之间的差小于或等于温度差阈值，即，如先前所描述的，温度收敛。在图25至图30中，执行额外的迭代(多达45次迭代)，以示出稳定的算法收敛。

[0163] 仅在存在显著变化的情况下，重复对边界状况和波导状况的估计以限制计算成本和对整个系统29的影响。即，一旦边界状况和波导状况收敛，该算法就保持追踪变化的边界状况以保持总图的精度。在实践中，一旦边界状况和波导温度收敛，就计算完整的温度图。在实施方式中，波导温度与温度图之间的关系的学习历史记录可以用来改进对波导温度的估计。例如，来自类似燃气轮机或者具有类似温度特性的实验发动机的波导温度与温度图之间的关系的记录或数据可以用来改进对波导温度的估计。此外，可以使用根据先前的温度映射结果获得的估计的波导温度以提高波导温度的收敛速度。此外，对可能的映射结果的约束可以用来提高温度映射的精度和速度，对可能的映射结果的约束例如为：限制诸如波导的温度范围之类的温度范围或其他温度范围，使得仅允许基础图和其他图的线性组合。

[0164] 本发明提供了一种用于自动地确定边界和波导状况的方法，并且扩展映射以使用边界和波导状况。特别地，实时地对波导温度和边界温度进行迭代计算以获得准确的温度图，而不需要对波导温度和边界温度进行实际测量(即，不需要通过使用温度感测装置或探测器来测量温度)。本发明减少了对为波导和壁以及其他区域装备仪器用以获得边界状况的需求。此外，本发明提高了热气流的温度、速率和质量流量测量的精度。

[0165] 虽然结合了本发明的教示的不同实施方式已在本文中被示出并且被详细地描述，但是本领域的技术人员还可以容易地设计出仍然结合这些教示的许多其他不同的实施方式。本发明在其应用方面不限于说明书中提出的以及附图中示出的部件的构造和布置的示例性实施方式的细节。然而，本文中更充分地描述的本发明的各个方面可以适用于以下其他实例：在这些实例中，区域中的值的轮廓图基于沿着穿过该区域的线性路径的平均值来确定。本发明能够具有其他实施方式并且能够以不同方式来实践或以不同方式来实施。虽然对声学传感器和激光传感器进行了论述，但是还可以使用其他测量技术。另外，应当理解的是，本文中所使用的措辞和术语是出于说明的目的，而不应被视为限制。本文中所使用的“包括”、“包含”或“具有”及其变体意指包括列举在其后的项目及其等效物以及其他项目。除非另外指明或限定，否则术语“安装”、“连接”、“支承”以及“联接”及其变体都被宽泛地使用并且包括直接和间接的安装、连接、支承以及联接。此外，“连接”和“联接”不限于物理的或机械的连接或联接。