一种燃烧振荡的监测装置及其方法

摘要

本发明提供了一种燃烧振荡的监测方法，所述方法包括：采集燃烧室及其周边的多个动力学信号，所述多个动力学信号至少包括所述燃烧室的压力；在时域内分析每个所述动力学信号，比较每个所述动力学信号的时域分析结果与相应的第一阈值，判断是否所有动力学信号的时域分析结果均低于所述相应的第一阈值，若是则进入早期燃烧振荡诊断步骤，否则进入下一步骤；在频域内分析每个所述动力学信号得到每个所述动力学信号的指示值；对所述指示值进行融合处理得到总指示值；判断所述总指示值是否低于第二阈值，如果是则判定未发生燃烧振荡，否则判定发生燃烧振荡。

权利要求

1.一种燃烧振荡的监测方法，所述方法包括：

采集燃烧室及其周边的多个动力学信号，所述多个动力学信号至少包括所述燃烧室的压力；

在时域内分析每个所述动力学信号，比较每个所述动力学信号的时域分析结果与相应的第一阈值，判断是否所有动力学信号的时域分析结果均低于所述相应的第一阈值，若是则进入早期燃烧振荡诊断步骤，否则进入下一步骤；

在频域内分析每个所述动力学信号得到每个所述动力学信号的指示值；

对多个所述动力学信号的指示值进行融合处理得到总指示值；判断所述总指示值是否低于第二阈值，如果是则判定未发生燃烧振荡，否则判定发生燃烧振荡。

2.根据权利要求1所述的监测方法，其特征在于，所述燃烧室的压力由压力传感器采集，所述压力传感器安装于所述燃烧室的侧壁开孔。

3.根据权利要求1或2所述的监测方法，其特征在于，多个动力学信号还包括高压转子转速、高压压气机出口压力、高压涡轮进口压力和中后机匣振动信号中的至少一个。

4.根据权利要求1所述的监测方法，其特征在于，在时域内分析每个所述动力学信号包括计算每个所述动力学信号的均方根值。

5.根据权利要求1所述的监测方法，其特征在于，在频域内分析每个所述动力学信号得到每个所述动力学信号的指示值包括：获取多个燃烧振荡特征频率周边频带的能量值，若每个所述燃烧振荡特征频率周边频带的能量值均低于相应的第三阈值，则判定未发生燃烧振荡，否则判定发生燃烧振荡。

6.根据权利要求5所述的监测方法，其特征在于，若频域分析结果判定未发生燃烧振荡，将指示值赋值为第一指示值；若频域分析结果判定发生燃烧振荡，将指示值赋值为第二指示值。

7.根据权利要求1所述的监测方法，其特征在于，进行早期燃烧振荡诊断的步骤包括：对所述动力学信号时频域混合分析，得到多个燃烧振荡早期特征频率，从中提取出多个早期特征指示值；判断每个所述早期特征指示值是否低于相应的第四阈值，若所有所述早期特征指示值均低于相应的第四阈值，则判定未发生早期燃烧振荡，否则判定发生早期燃烧振荡。

8.根据权利要求7所述的监测方法，其特征在于，所述早期特征指示值包括特征频率幅值或特征频率周边频带的能量值。

9.根据权利要求7所述的监测方法，其特征在于，判断发生燃烧振荡或早期燃烧振荡之后，还包括调整控制律。

10.一种燃烧振荡的监测装置，所述装置包括：

信号采集模块，所述信号采集模块采集燃烧室及其周边的多个动力学信号，所述多个动力学信号至少包括所述燃烧室的压力；

时域分析判断模块，所述时域分析判断模块在时域内分析每个所述动力学信号，判断每个所述动力学信号的时域分析结果是否低于相应的第一阈值，若所有动力学信号的时域分析结果均低于所述相应的第一阈值，则进入早期燃烧振荡诊断步骤，否则进入下一步骤；

频域分析判断模块，所述频域分析判断模块在频域内分析每个所述动力学信号得到每个所述动力学信号的指示值；

融合处理模块，所述融合处理模块对多个所述动力学信号的指示值进行融合处理得到总指示值；且判断所述总指示值是否低于第二阈值，如果是则判定未发生燃烧振荡，否则判定发生燃烧振荡。

11.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机指令，其中当计算机指令被处理器执行时，执行如权利要求1-9任一项所述的方法。

说明书

一种燃烧振荡的监测装置及其方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种燃烧振荡的监测装置及其方法。

背景技术

[0002] 航空发动机燃烧不稳定时会产生热声场共振现象，称为燃烧振荡。燃烧振荡会影响航空发动机的正常运转，例如会导致发动机停止运转、部件损伤，严重时会导致燃烧室烧蚀，发动机报废，因此需要及时监测并消除航空发动机运行过程中的燃烧振荡。

[0003] 现有技术中，针对燃烧振荡提出了多种监测方法。例如，采用火焰数字成像及其分析技术来检测燃烧不稳定性的方法，该方法使用到了图像处理，速度慢并且准确度较低；又例如，通过检测热学声量和振动来监测燃烧振荡，该方法仅限于检测一二阶共振峰，其检测范围有限，检测精度较低；再例如，通过比较压力脉动和火焰脉动的相位组成，采用光谱分析手段对燃烧过程进行分析，或者通过评估燃烧室压力脉动自相关函数来估计阻尼，以及通过阻尼来估计燃烧振荡裕度，这些方法准确性较差，误诊率较高。

发明内容

[0004] 本发明要解决的技术问题是提供一种燃烧振荡的监测装置及其方法，以提高监测的精度，降低误诊率。

[0005] 为解决上述技术问题，本发明的一方面提供了一种燃烧振荡的监测方法，所述方法包括：采集燃烧室及其周边的多个动力学信号，所述多个动力学信号至少包括所述燃烧室的压力；在时域内分析每个所述动力学信号，比较每个所述动力学信号的时域分析结果与相应的第一阈值，判断是否所有动力学信号的时域分析结果均低于所述相应的第一阈值，若是则进入早期燃烧振荡诊断步骤，否则进入下一步骤；在频域内分析每个所述动力学信号得到每个所述动力学信号的指示值；对所述指示值进行融合处理得到总指示值；判断所述总指示值是否低于第二阈值，如果是则判定未发生燃烧振荡，否则判定发生燃烧振荡。

[0006] 在本发明的一实施例中，所述燃烧室的压力由压力传感器采集，所述压力传感器安装于所述燃烧室的侧壁开孔。

[0007] 在本发明的一实施例中，多个动力学信号还包括高压转子转速、高压压气机出口压力、高压涡轮进口压力和中后机匣振动信号中的至少一个。

[0008] 在本发明的一实施例中，在时域内分析每个所述动力学信号包括计算每个所述动力学信号的均方根值。

[0009] 在本发明的一实施例中，在频域内分析每个所述动力学信号得到每个所述动力学信号的指示值包括：获取多个燃烧振荡特征频率周边频带的能量值，若每个所述燃烧振荡特征频率周边频带的能量值均低于相应的第三阈值，则判定未发生燃烧振荡，否则判定发生燃烧振荡。

[0010] 在本发明的一实施例中，若频域分析结果判定未发生燃烧振荡，将指示值赋值为第一指示值；若频域分析结果判定发生燃烧振荡，将指示值赋值为第二指示值。

[0011] 在本发明的一实施例中，进行早期燃烧振荡诊断的步骤包括：对所述动力学信号时频域混合分析，得到多个燃烧振荡早期特征频率，从中提取出多个早期特征指示值；判断每个所述早期特征指示值是否低于相应的第四阈值，若所有所述早期特征指示值均低于相应的第四阈值，则判定未发生早期燃烧振荡，否则判定发生早期燃烧振荡。

[0012] 在本发明的一实施例中，所述早期特征指示值包括特征频率幅值或特征频率周边频带的能量值。

[0013] 在本发明的一实施例中，判断发生燃烧振荡或早期燃烧振荡之后，还包括调整控制律。

[0014] 本发明的另一方面提供一种燃烧振荡的监测装置，所述装置包括：信号采集模块，所述信号采集模块采集燃烧室及其周边的多个动力学信号，所述多个动力学信号至少包括所述燃烧室的压力；时域分析判断模块，所述时域分析判断模块在时域内分析每个所述动力学信号，判断每个所述动力学信号的时域分析结果是否低于相应的第一阈值，若所有动力学信号的时域分析结果均低于所述相应的第一阈值，则进入早期燃烧振荡诊断步骤，否则进入下一步骤；频域分析判断模块，所述频域分析判断模块在频域内分析每个所述动力学信号得到每个所述动力学信号的指示值；融合处理模块，所述融合处理模块对所述指示值进行融合处理得到总指示值；且判断所述总指示值是否低于第二阈值，如果是则判定未发生燃烧振荡，否则判定发生燃烧振荡。

[0015] 本发明的又一方面提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机指令，其中当计算机指令被处理器执行时，执行如上所述的方法。

[0016] 与现有技术相比，本发明具有以下优点：本发明提供了一种燃烧振荡的检测方法，采集燃烧室及其周边的多个动力学信号，经过分析获得每个动力学信号的指示值，对多个指示值进行融合处理得到总指示值，由于总指示值来源于多个动力学信号，因此可以避免单个动力学信号的波动引起的误诊或漏诊，提高了检测的准确性，降低了误诊率；本发明的燃烧振荡的检测方法还对早期燃烧振荡进行诊断，可以及时发现早期的燃烧振荡，提高了监测燃烧振荡的速度和处理效率，避免出现严重的损失。

附图说明

[0017] 为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明，其中：

[0018] 图1是典型的航空发动机的结构示意图。

[0019] 图2是本发明一实施例的燃烧振荡的监测方法的流程图。

[0020] 图3是本发明一实施例的燃烧振荡的监测方法中采用燃烧室压力在频域内进行燃烧振荡诊断的方法流程图。

[0021] 图4是本发明一实施例的燃烧振荡的监测方法中早期燃烧振荡诊断的方法流程图。

[0022] 图5是本发明一实施例的燃烧振荡的监测装置的示意图。

具体实施方式

[0023] 为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

[0024] 在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其它不同于在此描述的其它方式来实施，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。

[0025] 如本申请和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。一般说来，术语“包括”与“包含”仅提示包括已明确标识的步骤和元素，而这些步骤和元素不构成一个排它性的罗列，方法或者设备也可能包含其他的步骤或元素。

[0026] 另外，以下说明内容的各个实施例分别具有一或多个技术特征，然此并不意味着使用本发明者必需同时实施任一实施例中的所有技术特征，或仅能分开实施不同实施例中的一部或全部技术特征。换句话说，在实施为可能的前提下，本领域技术人员可依据本发明的公开内容，并视设计规范或实作需求，选择性地实施任一实施例中部分或全部的技术特征，或者选择性地实施多个实施例中部分或全部的技术特征的组合，借此增加本发明实施时的弹性。

[0027] 应当理解，当一个元件被称为“在另一个元件上”、“连接到另一个元件”、“耦合于另一个元件”或“接触另一个元件”时，它可以直接在该另一个元件之上、连接于或耦合于、或接触该另一个元件，或者可以存在插入元件。相比之下，当一个元件被称为“直接在另一个元件上”、“直接连接于”、“直接耦合于”或“直接接触”另一个元件时，不存在插入元件。同样的，当第一个元件被称为“电接触”或“电耦合于”第二个元件，在该第一元件和该第二元件之间存在允许电流流动的电路径。该电路径可以包括电容器、耦合的电感器和/或允许电流流动的其它元件，甚至在导电元件之间没有直接接触。

[0028] 考虑参照附图的下列详细说明，本发明的这些和其它特征和特点、结构的有关元件的操作方法和功能，以及部件的结合和制造的经济性将变得更加显而易见，并且所有这些都作为本发明的一部分。然而，应当清楚地理解的是，附图仅仅用于说明和描述目的，而并非意在限制本发明的范围。应当理解，所有附图不是按比例绘制的。

[0029] 图1是典型的航空发动机的结构示意图。参考图1所示，一个典型的航空发动机按气流轴向流动方向f依次包括风扇1、增压级2，高压压气机3、燃烧室4、高压涡轮5、低压涡轮6和尾喷管7。其中风扇1和增压级2一起构成了该航空发动机的低压级。高压压气机3的作用是压缩进入发动机的空气流。燃烧室4的作用是使由高压压气机3压缩后的空气和燃油的混合物在该燃烧室4中燃烧，以产生一推进气流。从燃烧室4中输出的推进气流使高压涡轮5和低压涡轮6转动，经过高压涡轮5的气流输出到高压压气机3以驱动该高压压气机3，经过低压涡轮6的气流分别输出到风扇1和增压级2，以驱动该风扇1和增压级2。在该航空发动机的尾端，从涡轮出口输出的气流经过尾喷管7高速喷出。

[0030] 当燃烧振荡发生时，燃烧室4里的压力会产生急剧脉动，该压力信号的特征频率分布在50赫兹到上千赫兹的几个频段内，具体的分布频段取决于发动机整体的设计以及燃烧室的设计。当燃烧振荡发生时，会造成发动机的增压比、空气流量以及转子转速的突降、发动机工作效率下降、排气温度突变等变化，这些变化都可以通过传感器监测相应的信号来获得。本发明所提出的一种燃烧振荡的监测方法就是通过对这些相应的信号进行采集和分析，判断发动机是否发生了燃烧振荡。

[0031] 图2是本发明一实施例的燃烧振荡的监测方法流程图。参考图2所示，该监测方法开始之后的步骤包括：

[0032] 步骤202：采集燃烧室及其周边的多个动力学信号。

[0033] 在步骤202，采集燃烧室及其周边的多个动力学信号，多个动力学信号至少包括燃烧室的压力。通常，航空发动机在工作过程中要监测的参数包括：燃烧室的压力、高压压气机出口压力、高压涡轮进口压力、高压转子转速、中后机匣振动信号等。在航空发动机中具有相应的传感器来对这些参数进行采集和监测。在这些参数中，燃烧室的压力信号对于燃烧振荡的判断尤为重要。由于燃烧室的温度很高，因此需要在燃烧室的侧壁上开孔，将监测燃烧室的压力信号的传感器安置于该孔中。该孔的深度取决于该传感器的外壳所能耐受的最高温度。在发生燃烧振荡时，由于侧壁孔自身具有的声学及振动特性，会导致放置于该孔内的传感器获取的信号中混有该孔自身的振动信号，因此在对该孔内的传感器获取的信号进行处理时，首先需要去掉孔自身的振动信号，以获得由于燃烧振荡造成的燃烧室侧壁的压力脉动信号作为燃烧室的压力信号。

[0034] 在其他的实施例中，在步骤202所采集的动力学信号不限于上述信号，还可以包括燃烧室、气路上下游、机匣等部位的压力脉动信号、振动信号等相关的动力学参数。

[0035] 步骤204：在时域内分析每个动力学信号。

[0036] 此步骤对每个动力学信号进行时域分析的方法可以是计算每个动力学信号的均方根(RMS)值，也可是其它时域分析，例如相邻时间点幅值的突降或跳跃。为了简化说明，下文以均方根值为时域分析的示例进行说明。

[0037] 步骤206：将步骤204得到的所有均方根值与各个动力学信号相应的第一阈值进行比较。

[0038] 步骤208：若步骤204的比较结果为所有的均方根值都低于相应的第一阈值，则认为发动机尚未发生燃烧振荡。进一步地，再利用步骤202得到的所有动力学信号进行早期燃烧振荡诊断。

[0039] 步骤210：若步骤204的比较结果中至少有一个均方根值大于相应的第一阈值，则对步骤202得到的所有动力学信号进行频域分析，得到每个动力学信号的指示值。对动力学信号进行频域分析的方法将在下文详述。

[0040] 步骤212：对所有的指示值进行融合处理得到一总指示值。

[0041] 在一实施例中，步骤212相当于对所有的指示值CI’s进行融合处理，得到一总指示值HI。该融合处理的方法可以采用加权平均融合算法等。

[0042] 下面以加权平均融合算法为例对本案的融合处理方法进行说明。

[0043]

[0044] 其中，

[0045]

[0046] 在上述方程中，M为所有指示值CI’s的个数。αi是对应于每一个指示值CIi的加权系数，所有的加权系数αi的总和为1。HI可以是一个在[a,b]区间之内的值，a可以是0，b可以取1～2之间的数。该总指示值HI用于判断是否产生了燃烧振荡。

[0047] 可以理解的是，由不同的动力学信号所得到的指示值，其对应的加权系数可以是不同的。该加权系数的大小取决于其所对应的指示值对于判断燃烧振荡所起的作用大小。

[0048] 在本实施例中，由于燃烧室的压力在对燃烧振荡进行判断时具有较大的影响，因此，在计算总指示值HI时，燃烧室的压力所对应的指示值CI应占较高的权重，即其所对应的加权系数α要比较大。其次，由于高压压气机出口压力和高压涡轮进口压力信号都反映了航空发动机内部的压力脉动情况，因此也应当占有较高的权重，其所对应的加权系数应当高于其他类型的信号所对应的加权系数。

[0049] 可以理解，融合处理的方法并不限于加权平均融合算法，也可以是模糊融合算法以及逻辑融合算法等。

[0050] 模糊融合算法指的是根据动力学信号的特征值，利用隶属度函数对特征值进行模糊转换，然后对模糊转换之后的特征值进行加权平均计算。不同信号的特征值分配有权重。不同信号特征值的权重可以相同，也可以不同。

[0051] 逻辑融合算法指的是对于多个动力学信号的指示值，基于其重要性赋予重要性指数。例如，燃烧室压力信号的重要性指数大于后机匣振动信号的重要性指数，后机匣振动信号的重要性指数大于高压压气机出口压力信号。在本发明的一实施例中，如果燃烧室压力信号指示发生了燃烧振荡，则不管高压压力机出口压力信号和后机匣振动信号是否指示燃烧振荡，则判断发生燃烧振荡。在本发明的一实施例中，如果燃烧室压力信号和高压压力机出口压力信号均指示未发生燃烧振荡，则不管后机匣振动信号是否指示燃烧振荡，判断未发生燃烧振荡。在本发明的一实施例中，如果燃烧室压力信号指示未发生燃烧振荡，高压压力机出口压力信号和后机匣振动信号均指示燃烧振荡，判断发生燃烧振荡。在本发明的一实施例中，如果燃烧室压力信号指示未发生燃烧振荡，高压压力机出口压力信号超过阈值至少2倍，判断发生燃烧振荡。

[0052] 在其他的实施例中，在步骤202所获得的动力学信号中，反映发动机内部的压力脉动情况的信号可能不限于燃烧室的压力、高压压气机出口压力、高压涡轮进口压力这几种信号。在计算总指示值时，这些压力脉动类的信号所对应的加权系数都要高于同类子系统附近提取的基于振动信号的加权系数。

[0053] 步骤214：将步骤212得到的总指示值与一第二阈值进行比较。

[0054] 步骤216：当总指示值低于该第二阈值时，判断没有发生燃烧振荡。

[0055] 步骤218：当总指示值大于或等于该第二阈值时，判断发生了燃烧振荡。

[0056] 经过上述的步骤，就完成了对发动机的燃烧室内是否发生了燃烧振荡的判断。如果该流程进行到步骤218，说明燃烧室内确实发生了燃烧振荡，则需要采取相应的措施来抑制该燃烧振荡。

[0057] 本发明提供了一种燃烧振荡的检测方法，采集燃烧室及其周边的多个动力学信号，经过分析获得每个动力学信号的指示值，对多个指示值进行融合处理得到总指示值，由于总指示值来源于多个动力学信号，因此可以避免单个动力学信号的波动引起的误诊或漏诊，提高了检测的准确性，降低了误诊率；本发明的燃烧振荡的检测方法还对早期燃烧振荡进行诊断，可以及时发现早期的燃烧振荡，提高了监测燃烧振荡的速度和处理效率，避免出现严重的损失。

[0058] 图3所示的方法流程图是对图2中的步骤210的详细说明。由于燃烧室的压力脉动对于判断燃烧振荡最为重要，因此，以燃烧室的压力信号为例，图3所示为对该燃烧室的压力信号进行频域分析并进行燃烧振荡诊断的方法流程图。参考图3所示，该方法流程图的步骤包括：

[0059] 步骤302：对燃烧室的压力信号进行滤波。

[0060] 在此步骤中，可以通过滤波来去除燃烧室的压力信号中的直流分量，如采用巴特沃斯滤波器等方式。滤掉直流分量，保留燃烧室的压力信号中交流分量，即由于燃烧造成的压力脉动信号。

[0061] 步骤304：计算燃烧室的压力信号中的交流分量的均方根值。

[0062] 在此步骤中，根据如下方程计算该均方根值Xrms：

[0063]

[0064] 在此方程中，xi为燃烧室的压力信号中的交流分量压力值，N为用于该计算的数据点数。

[0065] 步骤306：将步骤304得到的均方根值与一阈值进行比较。

[0066] 步骤308：当该均方根值小于该阈值时，则认为发动机没有发生燃烧振荡。进一步地，再进行早期燃烧振荡诊断。

[0067] 步骤310：当该均方根值大于或等于该阈值时，则对该燃烧室的压力信号中的交流分量压力值进行时频转换，在频域中计算该交流分量压力值在每一个燃烧振荡特征频率周边的频带能量。

[0068] 由于燃烧振荡发生时，燃烧室的压力会发生急剧脉动，该压力信号的特征频率分布在50赫兹到上千赫兹的几个频段内。首先，利用傅里叶变换等方法将该压力信号从时域变换到频域，如下列方程所示：

[0069] y(ω)＝F(x(t))

[0070] 在此方程中，x(t)为该压力信号的时域信号，y(ω)为该压力信号的频域信号，F表示时频变换的传递函数。

[0071] 假设该压力信号总共具有N1个燃烧振荡特征频率，分别是f1、f2……fN1。计算每一个燃烧振荡特征频率周边的频带能量的方法如下列方程所示：

[0072]

[0073] 在此方程中，Ei是燃烧振荡特征频率fi周边的频带能量，该fi周边的频带宽度为d1+d2。换言之，此方程以燃烧振荡特征频率fi为中心，计算了压力信号y(ω)在[fi-d2,fi+d1]的频率范围内的总能量。其中d1和d2可以相等也可以不相等。

[0074] 步骤312：将在步骤310中计算得到的每个燃烧振荡特征频率fi周边的频带能量分别与一第三阈值进行比较。每一个Ei都有一个相应的第三阈值，因此，总共有N1个第三阈值。

[0075] 步骤314：当所有的Ei均低于相应的第三阈值时，则判断发动机没有发生燃烧振荡。

[0076] 步骤316：在步骤314判断发动机没有发生燃烧振荡之后，将该燃烧室的压力信号的指示值赋值为第二指示值。

[0077] 在一实施例中，该第二指示值为c(0＜c＜0.9)。

[0078] 步骤318：当所有的N1个Ei中只要有一个值高于其所对应的第三阈值时，则判断发动机发生了燃烧振荡。

[0079] 步骤320：在步骤318判断发动机发生燃烧振荡之后，将该燃烧室的压力信号的指示值赋值为第一指示值。

[0080] 在一实施例中，该第一指示值为d(1≤d＜2)。

[0081] 可以理解的是，图3所示的方法也适用于发动机其他的动力学信号。可以单独使用其中某一种信号或者同时使用多种信号进行分析。

[0082] 图2的步骤208和图3的步骤308都是对发动机进行早期燃烧振荡诊断。图4就是本发明一实施例的早期燃烧振荡诊断的方法流程图。参考图4所示，该方法流程图的步骤包括：

[0083] 步骤402：首先对本发明的燃烧振荡监测方法中获得的所有动力学信号进行混合时频分析，提取早期特征指示值。

[0084] 由于早期燃烧振荡诊断算法具有较高的敏感性，因此主要采用燃烧室及其气路上下游的压力脉动信号作为分析对象。这些压力脉动信号主要包括：燃烧室的压力、高压压气机出口压力和高压涡轮进口压力等。下面以燃烧室的压力信号为例，说明早期燃烧振荡诊断的方法。

[0085] 在此步骤中，采用短时傅里叶变换(STFT)、小波变换或经验模式分解(EMD)等算法对该燃烧室的压力信号进行时频分析，得到多个燃烧振荡特征频率，从中提取出多个早期特征指示值。该多个早期特征指示值包括特征频率幅值和特征频率周边频带能量等。

[0086] 步骤404：将每个早期特征指示值都与一相应的第四阈值进行比较。

[0087] 步骤406：若每个早期特征指示值都低于其相应的第四阈值，则判断未发生早期燃烧振荡。

[0088] 在一实施例中，根据图2中步骤212的方法，计算得到一总指示值HI，HI＝0，表示未发生早期燃烧振荡。

[0089] 步骤408：所有的早期特征指示值中只要有一个超过了其相应的第四阈值，则判断发生了早期燃烧振荡。

[0090] 在一实施例中，根据图2中步骤212的方法，计算得到一总指示值HI，HI＝1，表示发生了早期燃烧振荡。

[0091] 可以理解的是，图4所示的方法也适用于发动机中其他的动力学信号。可以单独使用其中某一种信号或者同时使用多种信号进行分析。

[0092] 在上述的监测方法中，在判断发生了燃烧振荡或早期燃烧振荡之后，发动机会采取调整控制律的手段来抑制燃烧振荡或早期燃烧振荡的发生。

[0093] 本发明的燃烧振荡的监测方法不仅可以监测燃烧振荡，还可以监测早期燃烧振荡，利用多个动力学信号，在时域、频域及时频域进行分析处理，并对故障信息进行融合处理，提高了算法的鲁棒性和监测精度，也提高了燃烧振荡诊断的准确性。

[0094] 图5是本发明一实施例的燃烧振荡的监测装置的示意图。参考图5所示，该监测装置包括信号采集模块、时域分析判断模块、频域分析判断模块和融合处理模块。

[0095] 信号采集模块用于采集燃烧室及其周边的多个动力学信号。这些动力学信号可以包括燃烧室、气路上下游、机匣等部位的压力脉动信号、振动信号等。例如：燃烧室的压力、高压压气机出口压力、高压涡轮进口压力、高压转子转速、中后机匣振动信号等。信号采集模块将采集的信号输出到时域分析判断模块进行时域的处理和分析。

[0096] 时域分析判断模块在时域内分析每个动力学信号，判断每个动力学信号的时域分析结果是否低于相应的第一阈值，若所有动力学信号的时域分析结果均低于所述相应的第一阈值，则进入早期燃烧振荡诊断步骤，否则继续对每个动力学信号进行频域分析。

[0097] 频域分析判断模块在频域内分析每个动力学信号，得到每个动力学信号的指示值。对动力学信号进行频域分析的方法参考图3所示的方法流程图。

[0098] 融合处理模块对频域分析判断模块所得到的每个动力学信号的指示值进行融合处理，得到一总指示值。融合处理模块再判断该总指示值是否低于一第二阈值，如果是则判定未发生燃烧振荡，否则判定发生燃烧振荡。

[0099] 本发明的燃烧振荡的监测方法可以由计算机来控制执行。在一实施例中，本发明还包括一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机指令，该计算机指令对应于图2-4所示的一系列信号采集、信号处理、信号融合分析以及判断是否发生燃烧振荡及早期燃烧振荡的方法。当该计算机指令被处理器执行时，执行前述的一系列的方法。

[0100] 本发明提供了一种燃烧振荡的检测方法，采集燃烧室及其周边的多个动力学信号，经过分析获得每个动力学信号的指示值，对多个指示值进行融合处理得到总指示值，由于总指示值来源于多个动力学信号，因此可以避免单个动力学信号的波动引起的误诊或漏诊，提高了检测的准确性，降低了误诊率；本发明的燃烧振荡的检测方法还对早期燃烧振荡进行诊断，可以及时发现早期的燃烧振荡，提高了监测燃烧振荡的速度和处理效率，避免出现严重的损失。

[0101] 本领域技术人员将进一步领会，结合本文中所公开的实施例来描述的各种解说性逻辑板块、模块、电路、和算法步骤可实现为电子硬件、计算机软件、或这两者的组合。为清楚地解说硬件与软件的这一可互换性，各种解说性组件、框、模块、电路、和步骤在上面是以其功能性的形式作一般化描述的。此类功能性是被实现为硬件还是软件取决于具体应用和施加于整体系统的设计约束。本领域技术人员对于每种特定应用可用不同的方式来实现所描述的功能性，但这样的实现决策不应被解读成导致脱离了本发明的范围。

[0102] 结合本文所公开的实施例描述的各种解说性逻辑模块、和电路可用通用处理器、数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)或其它可编程逻辑器件、分立的门或晶体管逻辑、分立的硬件组件、或其设计成执行本文所描述功能的任何组合来实现或执行。通用处理器可以是微处理器，但在替换方案中，该处理器可以是任何常规的处理器、控制器、微控制器、或状态机。处理器还可以被实现为计算设备的组合，例如DSP与微处理器的组合、多个微处理器、与DSP核心协作的一个或多个微处理器、或任何其他此类配置。

[0103] 虽然本发明已参照当前的具体实施例来描述，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，以上的实施例仅是用来说明本发明，在没有脱离本发明精神的情况下还可作出各种等效的变化或替换，因此，只要在本发明的实质精神范围内对上述实施例的变化、变型都将落在本申请的权利要求书的范围内。