[0001] 相关
申请的交叉引用本申请是2013年12月18日申请的序列号为14/132,001，名称为“燃气涡轮燃烧器中的主动温度监测（Active Temperature Monitoring In Gas Turbine Combustors）”的共同未决美国
专利申请的部分继续申请。
[0002] 本申请通过引用以下共同未决的美国实用新型专利申请而合并其全部内容，就像其全部内容被陈述于本文中一样：“包括在燃气涡轮燃烧器中的气流速度的主动测量或者速度与温度的同时测量（Active Measurement Of Gas Flow Velocity Or Simultaneous Measurement Of Velocity And Temperature, Including In Gas Turbine Combustors）”，与此申请同时申请，序列号未知，案卷号为2013P10743US；
“用于燃气涡轮燃烧监测和控制的多功能
传感器系统(Multi-Functional Sensor System For Gas Turbine Combustion Monitoring And Control)”， 2013年12月18日申请，序列号为14/109,992；
“燃气涡轮
发动机燃烧器中的温度测量（Temperature Measurement in a Gas Turbine Engine Combustor）”，2013年3月14日申请，序列号为13/804,132；以及
“使用声测高温的
燃气涡轮发动机控制（Gas Turbine Engine Control Using Acoustic Pyrometry）”，2010年12月14日申请，序列号为12/967,148，公开号为US2012/0150413。
[0003] 本申请还通过引用其全部内容合并了（就像其全部内容被陈述于本文中一样）美国专利No. 7,853,433，“通过动态传感器
信号的小波分析的燃烧
异常检测（Combustion Anomaly Detection Via Wavelet Analysis of Dynamic Sensor Signals）”，2010年12月14日授权。
技术领域
[0004] 本
发明涉及气流例如燃气涡轮发动机的燃烧器内的燃烧气流的气流温度的主动测量。这样的发动机包括，以举例的方式，工业燃气涡轮（IGT）发动机、其它类型的固定燃气涡轮、航海、航空和其他交通工具的燃气涡轮发动机。更特别地，本文公开的温度测量方法和设备的
实施例利用共同的感测和控制系统来确定燃烧器的速度和温度。在本文公开的实施例中，周向和轴向间隔的声传感器、声发射器和/或收发器阵列被用于实时主动的燃烧器气流温度测量。气流温度数据被用于发动机燃烧监测和控制。
背景技术
[0005] 燃气
涡轮机，例如用于任何最终用途应用的燃气涡轮，一般包括
压缩机部分、燃烧器部分、涡轮部分和排气部分。在操作中，压缩机部分使周围环境的空气进入并对其进行压缩。燃烧器部分一般可包括用于接收被压缩的空气并将其与
燃料混合以形成燃料/空气混和物的多个燃烧器。燃料/空气混和物被每个燃烧器燃烧，以形成热工作气体，该热工作气体可被传送到涡轮部分，在涡轮部分中热工作气体通过交替设置的多排固定翼和旋转翼而被膨胀，且被用于生成可驱动
转子的动
力。离开该涡轮部分的膨胀气体可通过排气部分从发动机中排出。
[0006] 燃烧异常，例如火焰反闪（flame flashback），已经已知会在燃气涡轮发动机的燃烧部分中发生。火焰反闪是局部现象，可在空气和燃料混和物的紊流燃烧速度超过燃烧器组件中的轴向流速时引起，从而导致火焰落在燃烧器组件内/周围的一个或多个部件上，例如围绕
燃烧室衬设置的一个或多个组件。如果反闪状况保持较长的时间而没有对其进行修正，则落下的火焰可燃烧透过这些部件。因此，火焰反闪和/或其它燃烧异常可引起不期望的损坏，且可能甚至毁坏燃烧发动机部件，使得维修或者更换这些部件成为必须的。
[0007] 在操作发动机的过程中，控制单个燃烧器处的燃料/空气混和物，以保持一个或多个操作特征位于预定的范围，例如，保持期望的效率和/或动力输出，控制污染
水平，防止压力
波动和防止熄火。在已知类型的控制设置中，整体涡轮排气温度可能也作为用于监测发动机的操作状况的参数而被监测。例如，
控制器可监测所测量的涡轮排气温度，且测量的排气处的温度变化可能导致控制器改变发动机的操作状况。在其它已知类型的控制设置中，离散的皮托静压
探头或者多孔压力探头被用于确定特定
位置处的气流速度，但是这样的探头的栅格阵列破坏了气流且引入了测量误差。由于这样的气流破坏，因此栅格阵列在使用时具有有限数量的相隔较远的探头，这提供了相对粗略的气流速度分布和廓线信息。
[0008] 目前，有几种不同类型的传感器和感测系统，它们被用于工业中以监测燃烧并保持燃烧过程中的
稳定性，以保护发动机。例如，动态
压力传感器被用于燃烧稳定性和谐振控制。被动视觉（光学可见光和/或红外
光谱）传感器、离子传感器以及盖革弥勒（Geiger Mueller）探测器被用于检测燃烧器内的火焰明/灭，而
热电偶用于反闪检测。关于已知的燃烧气流速度（u）监测方法，皮托静压探头和多孔压力探头利用不同的压力技术，热线探头利用了热
风力测定技术，而激光多普勒和
粒子图像测速系统利用了光技术来表征气流速度。不同的压力和热
风力测定仪器是插入点测量装置，它们扰乱了仪器周围的局部气流。激光多普勒和粒子图像测速仪器分别提供了非插入点和2或3维非插入气流速度测量，虽然它们都要求气流中的粒子播撒。此外，复杂的基于激光的测量，例如滤波瑞利散射（FRS）和其它这样的基于激光光谱的技术已经发展用于测量气体速度。但是，这些技术比插入压差或者热风力测定仪器更复杂，且要求更多的专
门训练以在监测系统中实施。此外，大部分用于速度的光学技术针对实验室环境而不是
发电厂领域现场的运转发动机。关于温度（T）监测技术，已知的拉曼（Raman）光谱、激光诱导
荧光（用于u和T两者的监测）、以及相干反斯托克斯-喇曼
光谱学（CARS）（用于u和T两者的监测）仪器系统也打算用于实验室环境，而不是在传统的发电设备中现场使用。可调谐
二极管激光吸收光谱（TDLAS）仪器被用于一些工业的发电现场应用，例如用于
锅炉中的温度测量，但是这个仪器非常昂贵：每个系统大约$500,000美元。其它类型的温度测量和燃烧异常检测系统已经在发电工业现场应用中具有更大的接受度。
[0009] 特别地，美国专利No. 7,853,433通过使用传感器对表示燃烧状况的燃烧器热声振荡（thermoacoustic oscillation）进行
采样和后续小波分析，来检测燃烧异常和对燃烧异常进行分类，该传感器是例如动态压力传感器、
加速计、高温麦克风、
光学传感器和/或离子传感器。美国公开No. US2012/0150413在IGT排气系统中使用声测高温来确定一个或多个发动机的燃烧器内的上游整体温度。声信号从声发射器发射，且被多个声接收器接收。每个声信号定义了对应的发射器和接收器对之间的不同声线路径（line-of-sound path）。
被发射信号的渡越时间（time-of-flight）被确定和处理，以确定路径温度。多个路径温度可以被组合和处理，以确定测量场所的整体温度。所确定的路径或者整体温度或者这两者可以被用于相关燃烧器中的上游温度。序列号为No. 13/804,132的共同未决的美国实用新型专利申请使用所谓的主模（dominant mode）方法，通过识别发动机上游中的第一位置处的来自涡轮（例如，燃烧器中的）的声
频率，并使用该频率来确定与该声频率成正比的第一整体温度值和计算的常数值，来计算燃烧器内的整体温度。在发动机中的第二位置例如发动机排气中确定工作气体的校准第二温度。使用校准第二温度来执行反算，以确定第一位置处的工作气体的温度值。第一温度值与反算的温度值比较，以改变所计算的常数值为重新计算的常数值。接下来基于重新计算的常数值可以确定燃烧器处的第一温度值。
[0010] 因此，与燃烧气流温度、异常和速度相关的不同不利状况目前要求单独的传感器设计和/或单独的感测系统来检测那些状况。已知的组合IGT和其它类型的燃气涡轮发动机监测和控制系统传感器以及检测方法还没有
覆盖所有可能的不利燃烧故障检测。在单个燃烧涡轮发动机中安装不同类型的完全不同的传感器和感测系统增加了安装成本和维护
费用。并且，完全不同的传感器和感测系统本质上在整体发动机控制系统中引入了反应滞后和延迟。
[0011] 因此，
现有技术中存在一种集成的燃气涡轮发动机监测和控制系统的需求，所述系统用于在燃烧过程中共享共同的传感器且如果期望的话共享共同的控制器，来测量气流速度、温度并检测较宽范围的可能的燃烧器故障，或者更令人满意地预知故障。
[0012] 现有技术中存在一种燃气涡轮发动机主动速度和温度监测系统的另一种需求，所述系统实时确定实际的燃烧器温度，而不需从发动机内的其它位置获得基准温度，例如基于在发动机排气系统中获得的温度测量值来反算燃烧器温度的已知的整体温度系统。
[0013] 还存在一种主动气流速度和温度监测系统的另外的需求，所述系统共享与燃气涡轮机监测和控制系统共同使用的传感器，使得主动速度和温度监测可集成在监测和控制系统中。
发明内容
[0014] 本发明的实施例的目的是创建主动气流温度监测系统，所述系统共享与燃气涡轮监测和控制系统共同使用的传感器，使得主动气流温度监测可集成在所述监测和控制系统中。
[0015] 本发明的实施例的另一个目的是创建主动气流温度监测系统，所述系统共享与燃气涡轮监测和控制系统共同使用的传感器，使得主动气流温度监测可集成在所述监测和控制系统中。
[0016] 本发明的实施例的另一个目的是创建集成的燃气涡轮监测和控制系统，所述系统用于在燃烧过程中与所述速度或速度/温度测量系统共享共同的传感器且如果期望的话共享共同的控制器，来检测较宽范围的可能的燃烧器故障，或者更令人满意地预知故障。
[0017] 本发明的实施例的另一个目的是创建燃气涡轮主动温度监测系统，所述系统实时确定一个或多个燃烧器内的实际的燃烧器温度，而不需从发动机内的其它位置获得基准温度，例如基于在发动机排气系统中获得的温度测量值来反算燃烧器温度的已知的整体温度系统。
[0018] 可通过在本文中描述的基于主动声测高温的气体温度测量系统和方法而在本发明的一个或多个实施例中实现这些和其它目的。温度监测系统和方法的实施例被用于监测燃气涡轮燃烧器内的燃烧气体，包括工业燃气涡轮（IGT）燃烧器。通过使用至少一个或者多个声传感器（例如动态压力传感器）而增加在视线内发射
声波的至少一个声发射器或者声收发器，这些温度监测系统和方法被合并到燃气涡轮燃烧监测和控制系统中。在一些实施例中，通过控制器来测量取向为大致横向于气流路径的声音传送的渡越时间，该声音传送的渡越时间与沿着视线（line-of-sight）的气流温度相关。类似地，沿着两个或更多平面路径的声音传送的渡越时间，包括多个轴向间隔的平面路径之间的插值，与沿着声传送路径或者绝对温度测量的视线路径的温度相关。在集成的基于声压力的传感器和监测/控制系统实施例中，控制器使绝对主动路径温度与声传送和渡越时间分析技术相关，如果期望的话，还使速度与声传送和渡越时间分析技术相关。在这种方式中，合并了本发明的实施例的燃烧监测和控制系统可以识别和分类燃烧异常，并主动控制发动机燃烧器内的燃气涡轮燃烧过程。
[0019] 通过增加使用至少一对声传感器或者多个声传感器在视线内发射声波的声发射器或者声收发器，基于声测高温的主动温度监测被单独或者与在本文描述的其它实施例一起合并到所述监测和控制系统中。通过所述控制器测量声音传送渡越时间，且所述声音传送渡越时间与沿着视线的路径温度相关。所述主动路径温度可被所述控制器处理，以确定燃烧器整体温度。如果有多个轴向间隔的传感器对，可以在间隔的传感器对之间的体积中确定插值主动温度。穿过燃烧器气体路径的声传送的路径促进了绝对温度测量。在一些实施例中，燃烧器声测高温系统使用主模方法来校准被动整体温度测量。因此当它们被合并到共同的控制和监测系统中时，通过声测高温方法确定的主动路径温度可被用作第二或者基准温度读数，该第二或者基准温度读数用于校准和确证基于声频率的整体温度监测系统。
[0020] 在一些实施例中，可以使用共同共享的声传感器阵列来执行集成的监测和控制系统的所有监测功能，所述声传感器用作燃烧动态热声振动/波接收器
和声发射器两者。在这样的集成的基于热声压力的传感器和监测/控制系统中，控制器将
燃烧热声特性的性能相关，以通过小波或者傅立叶分析技术来识别燃烧异常；使用主模频率分析技术来确定燃烧器内的整体温度特征；或者使用本文中描述的声传送和渡越时间分析技术，确定所述燃烧器内的气流主动路径绝对温度。
[0021] 通过评估燃烧异常的动态压力
传感器数据，同时还实时连续地监测精确的燃烧气体速度或者速度/温度，来操作具有多功能传感器的这个监测和控制系统的实施例。一旦所述监测和控制系统检测到有故障异常，它就结合所监测的燃烧器气体速度或者速度/温度评估所述故障，以分类或者确定故障的类型。这个系统将各种类型的发展中的燃烧异常分类，能够预知喷火、突然冒出火焰、反闪。所述系统实施例还监测燃烧器筒的振动响应和谐振（低、中和高频动力学）。如上所述，通过所述监测/控制系统的实施例，精确实时连续的主动气流速度或者速度/绝对路径温度监测和/或整体平均温度监测对于优化发动机控制和性能是有用的。本文中的系统实施例可以在任何类型的已知燃烧器结构中实施，不管是筒形、筒环形或者环形构造，以在发动机操作过程中控制和调整燃气涡轮燃烧控制过程。
[0022] 本发明的实施例还涉及通过设置至少一个第一声发射器和至少一个第一声传感器来主动监测气流温度的方法，所述至少一个第一声发射器和至少一个第一声传感器分别取向为位于气流路径中的上游和下游横向位置并且相对于彼此位于不同的第一声线路径中，其中所述第一传感器能够生成指示第一热声振荡的第一传感器
输出信号。所述至少一个第一发射器和所述至少一个第一传感器联接到控制器，所述控制器能够使得所述至少一个第一发射器在所述气流路径内发射第一声信号，且能够使第一传感器输出信号与气流温度相关。第一声信号从所述至少一个第一声发射器发射。所述第一声信号来自所述至少一个第一声发射器，且被所述至少一个第一声传感器接收，所述至少一个第一声传感器转而生成第一动态传感器输出信号，所述第一动态传感器输出信号包括所接收的第一声信号的贡献。所述控制器确定所述第一声信号沿着每个第一声线路径行进的第一渡越时间，并处理所述第一声信号沿着其第一声线路径行进的第一渡越时间，以确定沿着每个相应的第一声线路径的相应的气流温度。在一些实施例中，确定绝对气流温度的所述处理包括补偿气体
比热比、气体常数以及声音速率对第一渡越时间的
热力学影响。
[0023] 在其它实施例中，为第一渡越时间的热力学影响执行声音速率补偿。在这些实施例中，通过使用一组第一换能器来替代第一发射器、并通过使用第二组换能器来替代第一传感器，来实现温度监测中的声音速率的补偿，所述一组第一换能器能够发射和接收声信号并生成输出信号，所述第二组换能器能够发射和接收声信号并生成输出信号。相应的第一和第二换能器中的相应的至少一个联接到所述控制器，所述控制器转而能够使得任一个在气流路径内发射第一声信号，且能够使换能器的输出信号渡越时间与沿着传送路径的气流温度相关。在这个实施例中，第一声信号从所述至少一个第一收发器/换能器发射，且被第二收发器/换能器接收，从而利用所述至少一个第二收发器/换能器生成第一动态传感器输出信号，所述第一动态传感器输出信号包括所接收的第一声信号的贡献。相反的第一声信号从所述至少一个第二收发器/换能器发射，且被所述第一收发器/换能器接收，所述第一收发器/换能器生成第一相反的动态传感器输出信号，所述第一相反的动态传感器输出信号包括所接收的相反的第一声信号的贡献。所述控制器用于确定相应的第一和第一相反的声信号沿着每个第一声线路径行进的第一渡越时间；并转而处理相应的第一和相反的声信号沿着其相应的第一声线路径行进的第一渡越时间，以确定声音速率c。
[0024] 本发明的其它实施例涉及用于监测涡轮发动机中的气流速度的系统，所述系统包括至少一个第一声发射器和至少一个第一声传感器，其分别取向为位于涡轮发动机的气流路径中的上游和下游横向位置并且相对于彼此位于不同的第一声线路径中。所述第一传感器能够生成指示第一热声振荡的第一传感器输出信号。控制器联接到所述至少一个第一发射器和所述至少一个第一传感器，所述控制器能够使得所述至少一个第一发射器在所述气流路径内发射第一声信号，且能够使第一传感器输出信号渡越时间与气流速度相关。由所述控制器执行以下操作来执行所述关联：从所述至少一个第一声发射器发射第一声信号，并从所述至少一个第一声发射器接收所述第一声信号，所述第一声发射器转而使用所述至少一个第一声传感器生成第一动态传感器输出信号，所述第一动态传感器输出信号包括所接收的第一声信号的贡献。所述控制器确定所述第一声信号沿着每个所述第一声线路径行进的第一渡越时间，并处理所述第一渡越时间以确定沿着每个相应的第一声线路径的相应的气流速度。在其它的实施例中，通过增加至少一个第二声发射器和至少一个第二声传感器，所述系统还同时监测主动气流温度，所述至少一个第二声发射器和至少一个第二声传感器分别取向为位于涡轮气流路径中的共同轴平面中并且相对于彼此位于不同的第二声线路径中。第二传感器能够生成指示第二热声振荡的第二传感器输出信号。控制器联接到第二发射器和第二传感器两者：控制器能够使得至少一个第二发射器在所述气流路径内发射第二声信号并处理所述第二声信号沿着所述第二声线路径行进的第二渡越时间，以确定沿着每个相应的第二声线路径的相应的气流温度。所确定的相应的气流温度被用于补偿温度对第一渡越时间的影响。替代地，对气流速度的热力学影响的声音速率补偿被用于确定绝对气流速度，如上所讨论的。
[0025] 本发明的另外的实施例涉及用于监测涡轮发动机中的气流温度的系统，所述系统包括至少一个第一声发射器和至少一个第一声传感器，其分别取向为位于涡轮发动机的气流路径中的上游和下游横向位置中，且相对于彼此位于不同的第一声线路径中。所述第一传感器能够生成指示第一热声振荡的第一传感器输出信号。控制器联接到所述至少一个第一发射器和所述至少一个第一传感器，所述控制器能够使得所述至少一个第一发射器在所述气流路径内发射第一声信号，且能够通过从所述至少一个第一声发射器发射第一声信号，并且使用所述至少一个第一声传感器从所述至少一个第一声发射器接收所述第一声信号且生成包括所接收的第一声信号的贡献的第一动态传感器输出信号，从而使第一传感器输出信号与气流速度相关。所述第一声信号沿着每个所述第一声线路径行进的第一渡越时间被确定，并为第一声信号沿着其第一声线路径行进的第一渡越时间而被处理，以确定沿着每个相应的第一声线路径的相应的气流速度。
[0026] 其它实施例涉及用于主动监测气流温度的方法，包括：放置至少一个第一声发射器和至少一个第一声传感器，其分别取向为位于气流路径中的共同的轴平面中并且相对于彼此位于不同的第一声线路径中，所述第一传感器能够生成指示第一热声振荡的第一传感器输出信号。所述至少一个第一发射器和所述至少一个第一传感器联接到控制器，所述控制器能够使得所述至少一个第一发射器在所述气流路径内发射第一声信号，且能够使所述第一传感器输出信号渡越时间与气流温度相关。所述控制器处理所述第一声信号沿着所述第一声线路径行进的第一渡越时间，以确定沿着每个相应的第一声线路径的相应的气流温度。至少一个第二声发射器和至少一个第二声传感器分别取向为位于所述第一声发射器和传感器下游的所述气流路径中的共同的轴平面中，并且相对于彼此位于不同的第二声线路径中。所述第二传感器能够生成指示第二热声振荡的第二传感器输出信号。至少一个第二发射器和所述至少一个第二传感器联接到所述控制器，所述控制器能够使得所述至少一个第二发射器在所述气流路径内发射第二声信号，且能够使所述第二传感器输出信号渡越时间与气流温度相关。所述第二声信号沿着所述第二声线路径行进的第二渡越时间被处理，以确定沿着每个相应的第二声线路径的相应的气流温度。所确定的沿着每个相应的第一和第二声线路径的相应的气流温度被插值以产生体积温度映射图（map）。
[0027] 本发明的各目的和特征可以由本领域的技术人员以任何组合或者子组合共同或者单独应用。
附图说明
[0028] 通过考虑以下结合附图的详细描述，本发明的教导可以被更容易地理解，其中：图1是根据本发明的实施例的阐述系统的实施的燃气涡轮发动机的立体横截面图，所述系统用于确定燃烧器气流主动速度和温度测量；
图2是根据本发明的实施例的燃气涡轮燃烧器的横截面图，所述燃气涡轮燃烧器合并了用于确定燃烧器气流主动速度和温度测量的监测系统的实施例；
图3是根据本发明的各方面的沿着图2中的3-3截取的图2的系统的横截面图；
图4是根据本发明的实施例的控制器的实施例的
框图，所述控制器用于在确定燃烧器气流主动速度和温度测量的监测系统中实施本发明的实施例；
图5是根据本发明的实施例的示例性声波传感器阵列的示意性立体图，所述声波传感器阵列被气流监测系统使用以测量燃气涡轮燃烧器中的气流速度；
图6是表示在声传感器32B和34C之间的视线中的图5中的涡轮燃烧器的气流速度的示例性示意图。
图7是沿着图6中的7-7截取的图6的气流速度的横截面切片A，它对应于声传感器
32B和34C之间的视线；
图8是根据本发明的实施例的由气流速度监测系统测量的各速度的复合气流速度廓线；
图9是根据本发明的实施例的用于测量燃气涡轮燃烧器中的气流温度的示例性声波传感器阵列的示意性立体图；
图10是根据本发明的实施例的阐释用于测量燃气涡轮燃烧器中的气流速度和温度主动测量的方法的实施例的实施的
流程图；以及
图11是根据本发明的实施例的阐释用于测量主动气流速度的方法的实施例的实施的流程图。
[0029] 为了便于理解，在可能的地方，使用相同的标号来指代附图中共同的相同元件。
具体实施方式
[0030] 在考虑以下描述后，本领域的技术人员将会清楚地意识到，本发明的实施例的教导可以容易地用于基于主动声测高温的气流温度测量。通过利用多个声传感器（例如动态压力传感器）增加发射通过视线中的气流的声波的声发射器或者声收发器，而将本发明的实施例合并到燃烧监测和控制系统，使本发明的实施例用于监测燃气涡轮燃烧器，包括工业燃气涡轮（IGT）燃烧器。对于主动3-D温度测量，取向为大致横向通过气流路径的声音传输渡越时间被控制器测量，并且与沿着视线的气流温度（或者替代地，速度）相关。气流温度确定包括补偿热动力相关的温度、气体常数、以及声音速率对第一渡越时间的影响的影响，以确定绝对气流温度。
[0031] 在集成的基于声压力的传感器和监测/控制系统实施例中，控制器使绝对主动路径温度同时与声传输和渡越时间分析技术相关。在速度和温度同时被测量的地方，绝对主动路径温度被用来补偿上述对气流绝对速度的热力学影响。替代地，在其它的实施例中，声音速率对第一渡越时间的影响被用于确定绝对温度。在这样的实施例中，通过使用一组第一收发器/换能器来替代第一发射器、并通过使用第二组换能器来替代第一传感器，来实现绝对温度监测中的声音速率的补偿，所述一组第一收发器/换能器能够发射和接收声信号并生成输出信号，所述第二组换能器能够发射和接收声信号并生成输出信号。声信号从第一换能器到第二换能器被发射和接收，且渡越时间被确定。相反的声信号从第二换能器发射至第一换能器，且确定相反的渡越时间。各第一和第一相反的声信号渡越时间被用于确定声音速率c。接下来所确定的声音速率c被用于确定实际的气流温度。
[0032] 在本发明的实施例中，主动温度测量被用作燃烧监测和控制系统中的气流的监测参数，该系统可识别和分类气流异常（例如燃烧异常），例如通过使用小波或者傅立叶分析技术。该方法和系统的一些实施例合并了选择性地取向为或者排列在燃烧器内的依序轴向平面位置的一个或多个声动态压力收发器/换能器组合发射器/传感器。已知的收发器/换能器部件设计和它们的相关控制器部件已经在过去被可靠地使用且有效地花费在发电现场服务中。通过将那些已知类型的部件重新配置到本发明的气流控制和监测系统中，可以使用更简单的仪器
硬件配置来监测和控制燃气涡轮和其它燃烧发电设备，该仪器硬件配置提供了对于精确的燃烧控制有用的详细主动气流速度和温度分布信息。
[0033] 监测和控制系统结构参照图1和2，示出了示例性工业燃气涡轮发动机10。示例性发动机10包括压缩机部分12、燃烧器部分14、涡轮部分16和排气部分或系统18。燃烧器部分14包括多个燃烧器
20。每个燃烧器20具有燃烧壳体22和盖板24。燃烧器衬或者筒26与转接管道27限定了用于传输热工作气体的通道，热工作气体沿着方向F流动至涡轮部分16。本发明的系统使用已知的燃烧器几何燃气涡轮发动机设计，包括固定的以地面为基的应用或者用交通工具应用中的筒形、筒环形或者环形构造的燃烧器。
[0034] 在发动机10的操作过程中，来自压缩机部分12的压缩空气被提供到燃烧器部分14，在燃烧器部分14中，压缩空气与燃烧器14内的燃料喷射系统28提供的燃料组合。燃料/空气混和物被点燃，形成包括热工作气体的燃烧产物。可理解，燃料和空气的燃烧可发生在沿着通道的不同的轴向位置，该通道通过燃烧器衬或者筒26和转接管道27并到达涡轮部分16的入口。热工作气体膨胀通过涡轮部分16，并通过排气部分/系统18排出。
[0035] 参照图1和2，根据本发明的一方面，提供了一种燃烧监测和控制系统29，该系统29可识别和分类燃烧异常，并主动控制一个或多个发动机10燃烧器20中的燃气涡轮燃烧过程。在这方面，发动机10可包括一个或多个监测和控制系统29：例如用于每个燃烧器20的一个系统29，或者单个系统29可服务于发动机10的每个燃烧器14。类似地，燃烧器20的组可以由一个系统29服务，其它组由其他的系统服务。因此发动机10的统一的监测系统可确定各燃烧器之间的偏差并比较它们的相关性能，而不管发动机设计使用的何种发动机燃烧器结构或者取向：无论固定的以地面为基的涡轮发动机还是用于航空、航海或者陆地交通工具应用的交通工具发动机。
[0036] 如图2、3、5和9所示，系统29包括多个已知的声收发器/换能器32A-H以及34A-H的阵列，其能够沿着示例性视线路径（如图5和9中的虚线所示）发射和接收声振荡波。收发器/换能器阵列32、34能够生成指示每个各被监测和控制的燃烧器20中的燃烧热声振荡的各传感器输出信号。可使用至少两个但优选更多的声传感器来构造其他的系统实施例，无论是作为收发器部件的功能部分还是作为单独的部件。收发器的那些声传感器部分感测到的声频率和振幅作为工作燃烧气体中的燃烧事件的结果而生成，从而限定在燃烧器20热气体路径中发生的声源。监测和控制系统29被配置为将所感测的热声振荡信息转换为使感兴趣的燃烧异常的发生被辨识的形式。这样，火焰反闪事件和其它类型的感兴趣的燃烧异常可以被检测并从位于燃烧器14内和/或周围的收发器/换能器/传感器监测的在燃烧器14内感测到的热声振荡中
抽取出来。根据系统29的配置和应用，声传感器包括一个或多个动态压力传感器、麦克风、光学传感器和离子涡轮入口传感器的任意组合。压力传感器感测燃烧器20中的热声振荡的振幅以及脉动频率。高温麦克风可被用来测量燃烧器14中的声波动。光学传感器可被用于测量燃烧器20内的动态光学信号。离子传感器可被用于测量燃烧器20内的动态离子活动。
[0037] 图2、3、5和9中示意性图示的示例性声传感器阵列包括收发器/换能器32A-H和34A-H，收发器/换能器32A-H和34A-H用作至少一个声发射器，其依次发射至阵列中的至少一个且优选地发射至多个动态压力传感器。收发器/换能器32、34通过燃烧器壳体22内的已知的安装结构和方法（例如J管或者柱（rake））轴向和径向排列在燃烧器20内，该安装结构和方法靠近燃烧器筒或者衬26，且/或靠近与涡轮部分16连接的转接部27。在图3中，传感器是径向/周向排列的收发器34A-H，其能够沿着类似于图9中的虚线所示的收发器32A-H的视线路径发射和接收声振荡波。其它类型的已知传感器，例如单个热电偶温度传感器或者热电偶阵列可被用在燃气涡轮发动机中。例如在图3中，热电偶36测量燃烧器
20中的燃烧温度。而示例性三维环形燃烧流路径和轴向间隔的二维圆环形收发器/换能器阵列也在图中示出，在实施本发明的实施例时，其他的燃烧流路径和阵列取向也可被使用，包括正方形或者矩形几何形状。
[0038] 如图3和4更详细所示，监测和控制系统29包括与收发器/换能器32、34联接的已知的控制器40，控制器40能够使传感器输出信号与监测部分42中的气流速度和燃烧温度相关，且能够在分析部分44中对燃烧过程执行燃烧动态分析。监测部分42和动态分析部分44的输出被燃气涡轮控制系统46使用，燃气涡轮控制系统46可发送
控制信号到其它的燃气涡轮控制子系统，包括工业燃气涡轮（IGT）控制子系统，例如燃料喷射系统28，从而卸载或者关闭发动机10，以响应燃烧器20中的监测到的燃烧状况的变化。
[0039] 参照图4所示的示例性控制器40的实施例，它包括一个或多个处理器50、系统
存储器52和输入/输出控制设备54，它们用于与相关联的发动机10控制（例如燃料喷射控制系统28）以及声收发器/换能器32、34、声发射器和传感器32（或者执行相同功能的分开的离散发射器和接收器传感器）、网络、其它计算设备、操作者/用户的
人机界面等交互。控制器40还可包括一个或多个
模数转换器56A和/或其它必需的部件，以允许控制器40与收发器32、34和/或其它系统部件交互，以接收模拟传感器信息。替代地，和/或附加地，系统29可包括一个或多个模数转换器56B，模数转换器56B在收发器32、34（或者执行相同功能的分开的离散发射器和接收器传感器）和控制器40之间交互。作为又一个实例，某些收发器32、34可具有与之集成的模数转换器56C，或以其他方式能够将感测的信息的数字表示直接传送到控制器40。
[0040] 处理器50可包括一个或多个处理设备，例如通用计算机、微型计算机或者微型控制器。处理器50可还包括一个或多个处理设备，例如中央处理单元、专用
数字信号处理器（DSP）、可编程和/或可改编程序技术和/或专门的部件，例如专用集成
电路（ASIC）、可编程门阵列（例如，PGA、FPGA）。
[0041] 存储器52可包括用于存储可被处理器50执行的
计算机程序代码的区域，以及存储被用于处理的数据的区域，例如用于计算
小波变换、
傅立叶变换或者用于操作监测和控制系统29的其它执行的数学运算的存储区域，这将在本文的以下部分更全面地描述。这样，本发明的各方面可作为计算机程序产品实施，该计算机程序产品具有代码，该代码被配置为执行感兴趣的如在本文中更详细地列出的燃烧发动机异常、燃烧动力学和发动机控制功能的检测。
[0042] 在这方面，使用足够的代码、变型、配置文件等对处理器50和/或存储器52进行编程，使得控制器40执行它
指定的监测和控制功能。例如，控制器40可运行地配置为感测热声状况、基于来自一个或多个收发器/换能器32、34的输入分析热声状况、响应它的分析控制发动机10的特征和/或将它的分析结果报告给操作者、用户、其它计算机处理等，如在本文更详细地列出的。因此，源自收发器/换能器32、34的所有动态输出信号都可被传送到单个处理器50。在这个实施方案中，单个处理器50将会使用在本文中更详细描述的数据分析和控制功能来处理传感器动态输出信号，使得它看起来好像是以大体并行的方式计算结果。替代地，可使用更多的处理器50，并且根据例如每个处理器的计算能力，每个处理器都可被用于处理一个或多个收发器/换能器32、34的动态信号。
[0043] 监测和控制系统的操作声温度和速度测量的构思两者均基于产生声波、监听它通过气流且找出声音通过给定路径的平均速率，该平均速率接下来描述气体速度或者速度/温度。图10和11是图示本发明的监测和控制系统29的实施例的示例性操作的流程图，该监测和控制系统29使用声测量方法学主动监测和测量气流速度和温度两者。粗的实线和虚线操作框涉及前述的在控制器40内执行的燃烧动态分析42（实线框）、温度监测和确定44以及燃气涡轮控制46功能（包括例如IGT控制功能）。在步骤100中，读取收发器/换能器32A-H、34A-H中的传感器部件生成的传感器信号。在步骤110中，将一个或多个传感器信号的振幅与之前建立的报警极限相比较。例如在IGT应用中，步骤120中，低于100 Hz的低频动态（LFD）是重要的，因为在50Hz或60Hz的发动机旋转速率处存在潜在谐振影响。感兴趣的其它频带是介于大约100-500Hz之间的中频动态（IFD）以及高于500Hz的高频动态（HFD）。如果超过报警极限，控制器400将会发送控制命令，例如至燃料喷射系统28，以在步骤400中卸载或关闭发动机。
[0044] 如果在步骤110中没有超出报警极限，则在燃烧动态分析子系统的异常检测部分中执行动力学的频率分析。如何执行异常监测的示例性描述在美国专利No. 7,853,433中公开，该美国专利通过引用合并在本文中。在步骤130中，从传感器获得被采样的高速率动态压力信号，且在步骤140中，时间被分割为多个区段。在步骤150中，使用在美国专利No.7,853,433中描述的小波分析技术来分析时间-频率分割的采样区段。替代地，将时间区段转换为频率空间的已知傅立叶
频谱分析通过识别峰值频率和它们各自的振幅来分析主频率，并识别超过定义
阈值的振幅。如果在步骤160中确定已经发生了燃烧异常或多种燃烧异常，则将在温度监测和确
定子系统44中确定的燃烧器温度与通过傅立叶或小波分析技术或两者获得的异常信息进行比较。在步骤180中，结合从温度监测和确定子系统44中获得的被动或者路径温度信息，将异常分类为喷火、突然冒出火焰或反闪。例如在燃气涡轮突然冒出火焰时，燃烧器温度显著下降。相反在反闪情形中，燃烧器14内上游的燃烧器温度显著上升。当在步骤180中做出异常确定时，发动机控制系统46中发出卸载或者关闭发动机的合适控制信号。
[0045] 温度监测和确定子系统44可包括利用在2013年3月14日申请的序列号为No. 13/804,132的美国专利申请“燃气涡轮发动机燃烧器中的温度测量（Temperature Measurement in a Gas Turbine Engine Combustor）”中描述的被动声方法的被动温度确定，以及/或者燃烧器14内的实时实际路径温度确定，该美国专利申请通过引用合并在本文中。通过使用在美国专利公开No. US2012/0150413（也通过引用合并在本文中）中描述的用于燃气涡轮排气系统温度确定的2-D平面声测高温技术或者通过确定图5中的传感器阵列32/34之间的一个或多个路径温度的3-D技术，来确定实时实际路径温度，这将在本文中进一步更详细地描述。
[0046] 在被动温度确定方法中，在步骤200中，为主模分析例如在步骤130中获得的来自收发器/换能器32/34的被采样高速率动态压力信号。在步骤210中，使用被动声方法基于频率计算燃烧器温度。在步骤220中，使用基准温度值校准被动值，从而获得燃烧器14内的主动温度值。在步骤230中，利用在步骤220中确定的被校准的被动温度值来确定燃烧气体的整体平均温度。步骤220中使用的基准温度值可以从燃烧器中的一个或多个热电偶36或者位于排气系统18中热电偶（未图示）获得。该基准温度值可以是在排气系统18中测量的实际路径温度，如在美国专利公开No. US2012/0150413中所描述的，或者是在步骤300-330中确定的燃烧器14中测量的实时路径温度。
[0047] 通过在声收发器/换能器32、34或者其它离散发射器中发射一个或多个声信号，测量2-D实时路径温度，例如图9中所示的n=8+的收发器/换能器32A-H的2-D平面模式（pattern）。例如，收发器/换能器32A发射信号，该信号被剩余的（n-1）个收发器/换能器32B-H接收，每个视线路径的渡越时间被确定。但是，在步骤310中，剩余的收发器/换能器32B-H中的至少一个优选地两个或者更多传感器元件接收声信号。优选地，在实际中，几个收发器/换能器（发射和接收声信号）环绕一个平面，使得所有收发器之间的路径形成具有期望粗细的栅格，这导致温度测量的空间
分辨率。例如，对于圆柱形燃烧器，收发器可以绕外周等距间隔，如图3和9所示。这些可以被断开的声音模式依序（一次一个）或者同时启动（fired），断开的声音模式可以被很容易地区分。对于依序启动，一个收发器产生声音，而所有剩余的收发器记录它以估算各路径的行进时间。这些视线路径的每一个都表示沿着路径的平均温度。使用已知的计算机
断层照相技术，将不同路径的平均温度合并为二维映射图，如图9所示。
[0048] 在步骤320中，例如通过利用在上述的美国专利公开No. US2012/0150413中描述的方法，使用主动声将2-D渡越时间声音数据转换为气体温度，该美国公开专利申请通过引用合并在本文中。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300-330沿着不同的声路径测量的多个主动温度值可被单独或者与步骤200-230中的主频率被动声方法并行用来确定燃烧器14整体温度。虽然单个发射器30和声传感器32之间的单个路径主动温度测量提供了有用的控制信息，但将多个收发器/换能器32、34选择性地在任何轴向、周向和/或径向模式或者其组合上排列在燃烧器14内（参见例如图2、3、5或者9）或者排列在一系列燃烧器14内有利于燃气涡轮发动机10内的主动实时二或三维燃烧温度监测。
[0049] 在步骤300-330中确定的2-D或者3-D实时路径温度可被用作其它监测和控制功能的输入，该其它监测和控制功能具有或者不具有在本文中描述的示例性集成监测和控制系统29中描述的燃烧动态分析42、被动温度监测和确定44以及控制46功能中的一个或多个。例如，燃烧器涡轮入口温度（TIT）可被实时主动监测，并用作燃烧过程的控制参数。在步骤300-330中确定的燃烧主动路径温度可被用于控制经燃料喷射系统28进入燃烧器14内的燃料/空气混和物。实时路径主动温度可被用作工业燃气涡轮燃烧器或者其它类型的气流环境的主动实际气流速度测量的输入。
[0050] 本发明的实施例通过与沿着视线声波路径的声波渡越时间相关，来测量3-D气流速度和/或气流温度，其中视线声波路径位于轴向分开的横向取向的声波发射器和传感器（或者合并了传感器和发射器的收发器/换能器）之间，使得沿着路径的视线取向为横向，与平行于气流路径相反。为了确定气流绝对速度，为气体温度、气体常数和声音速率上的热力学影响校正或者补偿渡越时间数据。如上所提到的，可使用实时主动路径温度或者从另一个测量设备（例如，热电偶36）独立获得的温度，确定沿着视线的气体温度。替代地，可通过测量双向渡越时间（即，向前/下游传输和反向/上游传输），来确定局部的声音速率c。前述的热力学影响由已知的方程式决定：其中：
c(x,y,z)是等熵的声音速率；
γ是特定的比热比；
R是气体常数；以及
T是气体温度。
[0051] 因此，一旦沿着路径的声音速率是已知的，就可以利用本发明的实施例来确定平均路径温度和绝对速度，本发明的实施例会进一步在本文描述。
[0052] 对于精确的绝对速度或者温度测量，收发器/换能器32、34的两个平面在气流中取向为轴向分开、相对的关系，如图5所示。两个收发器/换能器平面32、34优选地分开大约与被监测的气流几何形状的直径（圆形）或者宽度（正方形或者矩形）相同的数量级。也就是，应该根据所测定的环境的几何形状和尺寸以及气流气体常数、温度和速度的预测或者可能范围，来确定的两个平面之间的轴向距离。
[0053] 对于气流速度估算，轴向和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启动或者发射信号时，没有与信号启动传感器平行排列的平面ZII内的所有收发器/换能器34B-H都会被监听，从而产生穿过气流的几个路径（对于n个传感器来说，n-1个路径）。信号发射/接收启动过程依序继续，平面ZI上的第二收发器/换能器32B对剩余的（n-1）个收发器/换能器34A和34C-H启动，剩余的（n-1）个收发器/换能器34A和34C-H接收所发射的信号。发射信号启动将会继续，连续的收发器启动，且每次启动产生n-1个路径。在图5的实施例中，两个轴向分开的阵列中的每一个都有8个收发器/换能器，在三维中共有64个路径。此外，为了减轻速度的方向不清楚程度（以识别反向流和反向上的可能紊流波动），相同的过程将会被重复，平面ZII内的换能器/收发器34启动，且平面ZI中的收发器/换能器接收反向发射的声信号，假定气流温度是已知的。代替从每个收发器/换能器依序发射/启动声信号，具有稍微不同的声识别标志（signature）的声音模式可以同时从每个各收发器/换能器32A-H、34A-H发射，这缩短了测量时间。参照图11中的气流速度测量方法流程图的步骤500和510，一旦平面ZI和 ZII内的所有收发器/换能器都已经启动，且发射的声信号已经被横向排列的收发器/换能器的相对平面接收，则该过程优选地不断实时重复，同时使用已知的3-D断层照相映射技术，例如在医学或者工业计算断层照相系统中使用的那些，从空间分布的视线声路径构造3-D速度映射u。速度信息被提取和映射图，如图8所示。类似地，可利用渡越时间数据，构造3-D温度映射图T，如将在本文中更详细描述的。
[0054] 在平面阵列中的所有收发器/换能器32、34已经启动声信号后，一旦为温度、气体常数和声音速率的热力学影响而校正各视线流路径渡越时间数据，则在步骤560中各视线流路径渡越时间数据被用于得到气流路径中的绝对速度，如以下更详细地描述。流速度测量精确度潜在地随着流速度接近声音速率而降低，假定速度测量中的气体温度为常数。低于大约为0.5的
马赫数的流速度不会被认为显著影响速度测量。因此优选地但是不必须地，测量的流速度应该小于被测量的局部声音速率的一半。这种方法可以精确地测量高温气流，包括涡轮发动机气流，而不管相对较高的绝对速度，因为局部声音速率随着温度而增加。
[0055] 根据图11的步骤的剩余部分，一旦声渡越时间数据是可利用的，它们就被监测和控制系统29或者其它远程监测系统用来确定沿着它们各自的声路径的速度。参照图6和7，信息声音传播被气
流线性影响。对于给定温度的相对气流速度，由已知方程式来确定气体常数和声音速率：
其中：
tBC是从第一发射器B到第一传感器C的渡越时间；
c是用于温度和气体常数的气流中的声音速率；
是沿着B和C之间的第一声线路径A的单位矢量；以及
是气流中的速度矢量。
[0056] 沿着声线路径A的示例性平面切片示出了简化的流模式。再次参照图11中的流程图，在步骤560中，为热力学温度、气流和声音速率的影响而校正相对气流速度，以便得到绝对速度。如果路径温度是不可利用的（步骤520），则其对声音速率的影响可以由已知断层照相方法校正，以便得到沿着声线路径的气流绝对速度。如果路径温度是不可利用的，则根据以下方程式获取向前（步骤500、510）和反向（步骤530、540）声
信号传输的渡越时间，且该渡越时间被用于抽取声音速率，而不受气体速度的影响。通过以下方程式确定从换能器/收发器C到换能器/收发器B的反向渡越时间，以下方程式与上面所列出的用于向前或者下游方向的方程式类似：根据以下方程式将向前和反向渡越时间相加：
假设声音速率c的平方远大于气流速度u的平方，方程式被简化为：
其中：
tBC是从第一收发器/换能器B到第二收发器/换能器C的渡越时间；
tCB是从第二收发器/换能器C到第一收发器/换能器B的渡越时间；
c是用于温度和气体常数的气流中的声音速率；
是沿着第一声线路径的单位矢量；以及
是气流中的速度矢量。
[0057] 在步骤560中，在图11的步骤550中确定的声音速率c接下来被用于校正该声音速率的下游渡越时间数据。在步骤570中，被校正的下游渡越时间数据被用于确定气流绝对速度。其中沿着渡越的路径温度T是未知的，使用之前描述的等熵的声音速率关系，由于现在 和 是已知的，在步骤550中确定的相同的声音速率c用于本发明的一些实施例以确定T。以与之前描述的路径速度确定类似的方式，一旦从每个接收器/发射器单元的往返得知所有的路径温度T，则将会有3维中的64个（假定示例性8个传感器的情况）等温线。接下来使用已知的3-D断层照相映射技术，3维温度分布被映射。
[0058] 有利地，主动声温度和速度测量同时实时执行，因此映射气流温度（3-D或者替代地图9中的2-D映射）和3-D气流速度（图8）两者。同时执行速度和温度测量的示例性声信号传输和接收时序使用第一阵列平面上的收发器/换能器（例如ZI中的32A）发射声信号。如果3-D温度测量被使用，则轴向分开的相对第二平面上的对应横向取向的收发器/换能器（例如ZII中的34B-H ）接收信号以用于速度处理和/或温度处理。如果只有2-D温度测量被使用，则第一阵列平面上的剩余收发器/换能器（例如ZI中的32B-H）接收用于温度处理的信号。如前所述，通过利用每个收发器/换能器的独特信号传送模式，发射和接收过程也可以被加速。这是与使用2-D或3-D温度测量相关的权衡。3-D温度测量技术被使用时，在气体速度为0.3马赫或者以上的情况下，温度和速度两者的映射图的精确度都可能不是最期望的，因为方程式： 中表示的近似值在这些速度范围内精确度较低，这是由于没有独立确定的温度基准值。但是使用一对轴向分开的2-D声信号组，以及使用各2-D渡越时间信号组确定的两个单独声温度映射图，可确定独立的温度T基准值。2-D温度映射图转而被插值，以生成体积温度映射图。这个体积映射图将会被用于提供温度值T，温度值T与已知的气体常数R和比热比γ一起被用于等熵的声音速率方程式，以抽取声音速率c。接下来声音速率被用于抽取速度矢量u(x,y,z)。一旦速度矢量被抽取，就可以映射速度分量，从而消除了前述的期望3-D速度和温度映射方法中固有的低于0.3马赫的气流速度的限制。
[0059] 利用在本文描述的具有共用的声传感器阵列的系统和方法实施例，燃烧器主动气流速度或速度/温度监测被相信能提供比已知的速度和温度监测系统更快的速度和温度变化响应。根据本发明的实施例，共同使用的可靠的声收发器/换能器的一个阵列、传感器-发射器或者分开的离散声传感器和发射器对的阵列可以被放置在现场条件下的燃烧流路径中，且可被监测以提供主动实时的同时的速度和温度数据和异常监测，该速度和温度数据和异常监测对于燃烧发电设备（例如，工业燃气涡轮）的监测和控制来说都是有用的。
[0060] 虽然本文已经图示和详细描述了各实施例，其中各实施例合并了本发明的教导，但本领域的技术人员可以轻易地想出仍然合并了这些教导的许多其他变化的实施例。本发明在其应用中并不限于在描述中列出或者在附图中阐述的部件的构造和设置的示例性实施例细节。通过阐述的方式而不是限制的方式示出了示例性发动机10和示例性燃烧器14，以清楚描述在本文更详细地列出的本发明的某些特征和方面。但是，在本文中更全面描述的本发明的各方面可应用于各种燃烧发动机，以监测和/或检测燃烧异常的发生。本发明能够有其他实施例。能够以各种方式实施或者执行。并且，应该理解，本文使用的措词和术语用于描述的目的，不应被认为是限制。本文中“包括”、“包含”或者“具有”的使用及其变型意味着包括其后列出的项目及其等同物和附加项目。除非指定或者限定，否则术语“安装”、“连接”、“
支撑”和“联接”及其各种变型被宽泛地使用，且包含直接和间接的安装、连接、支撑和联接。此外，“连接”和“联接”不限于物理或机械的连接或联接。
