CN106233110B - 用于通过确定声信号的交点来优化涡轮热气流路径的温度映射中所使用的基点的方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于优化分别用在相应基函数中的基点的方法，所述基函数用于生成由边界约束的热气流路径的参数映射。该方法包括设置多个收发器，其中每个收发器生成穿过热气流路径中的测量空间进行传播的声信号，并且其中每个声信号限定声路径。该方法还包括定位收发器，使得声路径穿过测量空间中的关注的区域进行传播。此外，确定每个声路径的平均温度。接着，确定测量空间中的至少一个基点。此外，该方法包括为每个基点设置基函数并且生成每个基函数的权重。

Description

用于通过确定声信号的交点来优化涡轮热气流路径的温度映 射中所使用的基点的方法
相关申请的交叉引用
本申请是于2015年4月9日提交的标题为“PARAMETER DISTRIBUTION MAPPING INA GAS TURBINE ENGINE”的共同未决美国专利申请(美国申请号为14/682,393)的部分继续申请，其全部内容通过引用合并到本文中并且本申请要求其优先权的权益。根据35U.S.C§119(e)，本申请要求于2014年4月23日提交的标题为“TEMPERATURE DISTRIBUTION MAPPINGIN A GAS TURBINE COMBUSTOR”的美国临时申请专利号为61/938,044的权益，其全部内容通过引用合并到本文中并且本申请要求其优先权的权益。
本申请通过引用合并以下共同未决美国实用专利申请的全部内容，就如同在本文中进行了全面阐述：
于2014年7月28日提交的序列号为14/341,950的“Nonintrusive PerformanceMeasurement of a Gas Turbine Engine in Real Time”；
于2014年7月28日提交的序列号为14/341,924的“Nonintrusive Transceiverand Method for Characterizing Temperature and Velocity Fields in a GasTurbine Combustor”；
于2014年3月13日提交的序列号为14/207,741的“Active Measurement Of GasFlow Temperature,Including In Gas Turbine Combustors”；
于2013年12月18日提交的序列号为14/132,001的“Active TemperatureMonitoring In Gas Turbine Combustors”；
于2013年12月18日提交的序列号为14/109,992的“Multi-Functional SensorSystem For Gas Turbine Combustion Monitoring And Control”；
于2013年3月14日提交的序列号为13/804,132的“Temperature Measurement InA Gas Turbine Engine Combustor”；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的“GasTurbine Engine Control Using Acoustic Pyrometry”。
此外，本申请通过引用合并2010年12月14日公布的美国专利号为7,853,433的“Combustion Anomaly Detection Via Wavelet Analysis Of Dynamic Sensor Signals”的全部内容，就如同在本文中进行了全面阐述。
联邦政府资助的研究或开发的声明
本发明的温度映射部分是在美国能源部资助的合同DE-FC26-05NT42644下在政府支持下进行的。美国政府可以拥有本发明的某些权利。
背景技术
1.技术领域
本发明涉及二维空间中的参数映射以及燃气涡轮发动机的流动区域中的气流参数例如气流温度或速度的有源测量。这样的发动机包括例如工业燃气涡轮(IGT)发动机、其他类型的固定式燃气涡轮、航海、航空和其他车辆的燃气涡轮发动机。更具体地，本文所公开的实施方式公开用于通过确定测量空间中的基点，然后在参数映射的基函数中使用所述基点来优化涡轮热气流路径的参数映射中所使用的基点的方法。
2.现有技术的描述
燃气轮机例如用于任何终端应用的燃气涡轮发动机通常包括压气机部件、燃烧室部件、涡轮部件和排气部件。在操作中，压气机部件引入并且压缩环境空气。燃烧室部件通常可以包括多个燃烧室以用于接收压缩空气并且将其与燃料混合以形成燃料/空气混合物。通过燃烧室中的每个燃烧室来燃烧燃料/空气混合物以形成可以被引导至涡轮部件的热工质气体，在涡轮部件中，热工质气体穿过交替排列的静叶片和动叶片而被膨胀并且用于生成能够驱动转子的电能。排出涡轮部件的膨胀气体可以经由排气部件从发动机中排出。
已知在燃气涡轮发动机的燃烧部件中发生燃烧异常例如火焰逆燃(flameflashback)。火焰逆燃是当空气和燃料混合物的湍流燃烧速度超过燃烧室装置中的轴向流速时可能产生的局部现象，从而使火焰锚定在燃烧室装置中/周围的一个或多个组件例如环绕燃烧室布置的火焰筒(liner)上。如果逆燃状况保持较长的时间段而不对其进行修正，则锚定的火焰可能会烧穿组件。因此，火焰逆燃和/或其他的燃烧异常可能造成不期望的损坏并且甚至可能损毁燃烧发动机的组件，使得可能必须维修或者替换这样的组件。
在发动机的运转期间控制各个燃烧室处的燃料/空气混合物以将一个或多个运转特征保持在预定范围内，例如，保持期望的效率和/或功率输出、控制污染物水平、防止压力振荡和防止熄火。在已知类型的控制布置中，整体涡轮排气温度也可以作为可以用于监测发动机的运转状况的参数而被监测。例如，控制器可以监测所测量的涡轮排气温度，并且在排气部件处所测量的温度变化可以导致控制器改变发动机的运转状况。在其他已知类型的控制布置中，利用离散的皮托静压探针或多孔压力探针来确定特定位置处的气流速度，但是这样的探针的网格阵列会扰乱气流并且引入测量误差。由于这样的气流扰乱，因此当采用网格阵列时，网格阵列具有有限数量的广泛分布的探针，这提供了相对粗略的气流速度分布和概况信息。
目前，存在若干不同类型的工业中正在使用的用于监测燃烧和保持燃烧过程稳定性以保护发动机的传感器和感测系统。例如，动态压力传感器正被用于燃烧稳定性和谐振控制。无源视觉(可见光和/或红外光谱)传感器、离子传感器和Geiger Mueller探测器用于检测燃烧室中的火焰着火/熄火，而热电偶正被用于逆燃检测。关于已知的燃烧气流速度(u)监测方法，皮托静压探针和多孔压力探针利用压差技术，热线探针利用热力式风速测定技术，而激光多普勒系统和粒子图像测速系统利用光学技术来表征气流速度。压差仪和热力式风速测定仪是扰乱仪器周围的局部气流的侵入式点测量装置。虽然激光多普勒仪和粒子图像测速仪二者都需要流体的粒子(particle seeding)，但是激光多普勒仪和粒子图像测速仪分别提供非侵入式点气流速度测量和二维或三维非侵入式气流速度测量。此外，基于精密激光的测量例如滤波瑞利散射(FRS)和其他这样的基于激光光谱学的技术已经被用于测量气体速度。然而，与侵入式压差仪或热力式风速测定仪相比，这些技术更复杂并且需要更专业的训练来实现监测系统。此外，关于速度的大部分光学技术适用于实验室环境而不适用于发电厂现场处的运转着的发动机。关于温度(T)监测技术，已知的拉曼光谱、激光诱导荧光(用于监测u和T二者)和相干反斯托克斯拉曼光谱(CARS)(用于监测u和T二者)的仪器系统也旨在用于实验室环境，而不是用于化石发电设备的现场使用。在一些工业发电厂应用中使用可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)仪器，例如用于锅炉中的温度测量，但是该仪器极其昂贵：每个系统约500,000美元。其他类型的温度测量和燃烧异常检测系统在发电工业现场应用中已经具有较大的认可。
特别地，美国专利第7,853,433号通过用诸如动态压力传感器、加速度计、高温麦克风、光学传感器和/或离子传感器等传感器对表示燃烧状况的燃烧室热声振荡进行采样以及随后的小波分析来对燃烧异常进行检测和分类。美国公开第US2012/0150413号在IGT排放系统中利用声学测温来确定发动机燃烧室的一个或多个燃烧室内的逆流整体温度。从声发送器发送声信号并且通过多个声接收器接收声信号。每个声信号限定对应的发送器与接收器对之间的不同声线路径。确定并且处理所发送信号的飞行时间以确定路径温度。可以对多个路径温度进行组合和处理以确定测量现场处的整体温度。可以利用所确定的路径温度或整体温度或二者来关联燃烧室中的逆流温度。共同未决美国实用专利申请序列号13/804,132使用所谓的主模方法，通过识别来自涡轮(例如燃烧室中)的发动机逆流中的第一位置处的声波频率并且使用该频率确定直接与声波频率和计算的常数值成比例的第一整体温度值来计算燃烧室内的整体温度。在发动机的第二位置例如发动机排气部件中确定工质气体的校准的第二温度。用校准的第二温度来执行反计算以确定第一位置处的工质气体的温度值。将第一温度值与反计算的温度值进行比较以将所计算的常数值变为重新计算的常数值。随后，可以基于重新计算的常数值来确定燃烧室处的第一温度值。
需要用于构建燃气涡轮发动机的流动区域中的温度分布的实时二维映射的技术，其中通过确定声信号的交点并且指定所述交点为接下来被用于温度映射的基函数中的基点来优化涡轮热气流路径的温度映射中所使用的基点。
此外，本领域中还需要集成的燃气涡轮发动机监测和控制系统，该系统用于在燃烧期间测量气流速度、温度并且检测广泛的可能的燃烧室故障，或者更令人满意地，检测发生故障的前兆，该系统共享共同的传感器，并且如果需要的话，共享共同的控制器。
另外，本领域中还需要燃气涡轮发动机有源速度和温度监测系统，该系统对实际的燃烧室速度和温度进行实时地映射而不需要从发动机内的其他位置例如已知的整体温度系统来获取参考温度，所述整体温度系统基于在发动机排气系统中获得的温度测量结果来反计算燃烧室温度。
另外，还需要有源气流速度和温度监测系统，该系统共享与燃气轮机监测和控制系统共同使用的传感器，以便可以将有源速度和温度监测集成在监测和控制系统内。
此外，还需要用于提供与涡轮发动机中的气流垂直的平面内的实时温度信息的技术以用于控制发动机。
另外，还需要用于基于沿与燃烧室的流体垂直的平面内的线的平均温度测量结果来控制燃气涡轮燃烧室的技术。
发明内容
在一个实施方式中，公开了用于优化分别用在相应基函数中的基点的数量的方法，所述基函数用于生成由边界约束的热气流路径的参数映射。该方法包括设置多个收发器，其中每个收发器生成穿过热气流路径中的测量空间进行传播的声信号，并且其中每个声信号限定声路径。该方法还包括定位收发器，使得声路径穿过测量空间中的关注的区域进行传播。此外，确定每个声路径的平均温度。接着，确定测量空间中的至少一个基点。该方法包括为每个基点设置基函数并且生成每个基函数的权重。此外，收发器的位置对应于测量空间的形状，并且关注的区域可以包括至少一个热部件或至少一个冷部件。
在另一实施方式中，公开了用于优化分别用在对应基函数中的基点的数量的方法，所述基函数用于生成由边界约束的热气流路径的参数映射。在该方法中，设置多个收发器，其中每个收发器生成穿过热气流路径中的测量空间进行传播的声信号，并且其中每个声信号限定声路径。该方法还包括定位收发器，使得声路径穿过测量空间中的关注的区域进行传播。此外，确定每个声路径的平均温度。接着，确定每个声路径的交点，其中每个交点对应基点。该方法还包括基于先验信息来生成附加基点。此外，该方法包括为每个基点设置基函数并且生成每个基函数的权重。
本领域技术人员可以以任何组合或子组合的方式共同或分别应用本发明的各个对象和特征。
附图说明
通过结合附图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：
图1是例示根据本发明的实施方式的用于确定燃烧室气流有源速度和温度测量的系统的实现方式的燃气涡轮发动机的透视剖视图；
图2是合并了根据本发明的实施方式的用于确定燃烧室气流有源速度和温度测量的监测系统的实施方式的燃气涡轮燃烧室的剖视图；
图3是根据本发明的方面的沿图2的3-3截取的图2的系统的剖视图；
图4是根据本发明的实施方式的用于实现本发明在监测系统中的实施方式的控制器的实施方式的方框图，所述监测系统用于确定燃烧室气流的有源速度和温度测量；
图5是根据本发明的实施方式的气流监测系统所使用的用来测量燃气涡轮燃烧室中的气流速度的示例性声传感器阵列的示意性透视图；
图6是图5的涡轮燃烧室中的气流速度在声传感器32B与34C之间的视线中的示例性示意性表示；
图7是沿图6的7-7截取的图6的气流速度的横截面A，其对应于声传感器32B与34C之间的视线；
图8是根据本发明的实施方式的气流速度监测系统所测量的各个速度的合成气流速度概图；
图9是根据本发明的实施方式的用于测量燃气涡轮燃烧室中的气流温度的示例性声传感器阵列的示意性透视图；
图10是例示根据本发明的实施方式的用于测量燃气涡轮燃烧室中的气流速度和温度有源测量的方法的实施例的实现方式的流程图；以及
图11是例示根据本发明的实施方式的用于测量有源气流速度的方法的实施例的实现方式的流程图。
图12是示出根据本发明的实施方式的若干可替选区域中的传感器安装的燃气涡轮发动机的示意图。
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区域中的流动参数的系统的示意图。
图14A是根据本发明的实施方式的沿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两个路径轮廓的双线性表示的二维空间的示意性表示。
图15是示出根据本发明的实施方式的用于基于平均路径值来映射参数的技术的流程图。
图16是示出根据本发明的实施方式的单个路径的参数概况的图。
图17是示出根据本发明的实施方式的用于基于平均路径值来映射参数的技术的流程图。
图18是示出根据本发明的实施方式的测量路径和网格片段的二维空间的示意图。
图19是示出根据本发明的实施方式的用于基于平均路径值来映射参数的技术的流程图。
图20是位于热气流路径的测量空间中的多个声路径或声线的示例性剖视图。
图21描绘了用于生成温度映射的随机基点，其中所述基点是基函数的中心点(seat point)。
图22描绘了根据本发明的与声路径的交点重合的基点，其中所述基点是基函数的中心点。
图23描绘了被布置以增加所关注的期望区域中的用于温度映射的交点的数量的换能器。
图24是示例性温度映射的视图，其中映射是在没有使加权函数的差值最小的约束条件的情况下生成的。
图25是示例性温度映射的视图，其中利用了用于使加权函数的差值最小的约束条件。
图26是描述根据本发明的用于优化在温度映射中所使用的基点数量的方法的流程图。
为便于理解，已经尽可能地使用了相同的附图标记来表示图中共有的相同元件。
具体实施方式
在考虑以下描述之后，本领域技术人员将会清楚地认识到，可以容易地利用本发明的教示以用于有源声速和基于测温的气流速度和温度测量。本发明的实施方式用于通过添加声发送器或声收发器将包括工业燃气涡轮(IGT)燃烧室的燃气涡轮燃烧室合并到燃烧监测和控制系统中来监测包括工业燃气涡轮(IGT)燃烧室的燃气涡轮燃烧室，所述声发送器或声收发器用多个声传感器例如动态压力传感器通过视线中的气流来发送声波。对于速度测量，通过控制器来测量通常直接横穿气流路径的声传送的飞行时间并且将其与沿视线的气流速度相关联。气流速度确定包括补偿热力学上相互关联的温度、气体常数的影响以及声速对第一飞行时间的影响以确定绝对气流速度。
在集成的基于声压的传感器和监测/控制系统的实施方式中，控制器用声传送和飞行时间分析技术同时关联速度以及(如果需要的话)绝对有源路径温度。在同时测量速度和温度的情况下，利用绝对有源路径温度来补偿对气流绝对速度的上述热力学影响。可替选地，在其他实施方式中，利用声速对第一飞行时间的影响来确定绝对气流速度而不是绝对有源路径温度。在这样的实施方式中，通过用一组能够发送和接收声信号并且生成输出信号的第一收发器/换能器代替第一发送器，并且用一组能够发送和接收声信号并且生成输出信号的第二换能器代替第一传感器来实现在速度监测中对声速的补偿。从第一换能器至第二换能器发送和接收声信号并且确定飞行时间。从第二换能器至第一换能器发送反向声信号并且确定反向飞行时间。使用相应的第一声信号和第一反向声信号的飞行时间来确定声速c。然后利用所确定的声速c来确定实际的气流速度。
在本发明的实施方式中，使用有源速度或有源速度/温度测量结果作为燃烧监测和控制系统中气流的监测参数，所述燃烧监测和控制系统可以例如通过使用小波或傅里叶分析技术对气流异常(例如，燃烧异常)进行识别和分类。所述方法和系统的一些实施方式包括一个或多个声动态压力收发器/换能器(发送器/传感器的组合)，其选择性地定位或布置在燃烧室内的连续的轴向平面位置中。在以前的发电厂服务中已经可靠地并且经济地使用了已知的收发器/换能器组件设计及其有关的控制器组件。通过将那些类型的已知组件重新装配在本发明的气流控制和监测系统中，可以用较简单的仪器硬件配置来监测和控制燃气涡轮机和其他燃烧发电设备，所述仪器硬件配置提供详细的对精确燃烧控制有用的有源气流速度和温度分布信息。
监测和控制系统结构
参照图1和图2，示出了示例性工业燃气涡轮发动机10。示例性发动机10包括压气机部件12、燃烧室部件14、涡轮部件16和排气部件或系统18。燃烧室部件14包括多个燃烧器20。每个燃烧室20具有燃烧外壳22和盖板24。燃烧室火焰筒(combustor liner or basket)26和过渡管道27限定了用于输送沿方向F流向涡轮部件16的热工质气体的通道。本发明的系统可以用已知燃烧室几何结构的燃气涡轮发动机设计来操作，所述燃烧室包括固定在地面上的应用或车辆应用中的管形、环管形或环形结构的燃烧室。
在发动机10的运转期间，来自压气机部件12的压缩空气被供应至燃烧室部件14，压缩空气与由燃烧室14中的燃料喷射系统28供应的燃料在燃烧室部件14中混合。将燃料/空气混合物点燃以形成包括热工质气体的燃烧产物。可以理解的是，燃料和空气的燃烧可以在沿穿过燃烧室火焰筒26和过渡管道27至涡轮部件16入口的通道的不同轴向位置处发生。热工质气体通过涡轮部件16而膨胀并且通过排气部件/系统18而被排出。
参照图1和图2，根据本发明的一个方面，设置燃烧监测和控制系统29，燃烧监测和控制系统29可以对燃烧异常进行识别和分类，并且有效控制发动机10的燃烧室20中的一个或多个燃烧室内的燃气涡轮燃烧过程。就这一点而言，发动机10可以包括一个或多个监测和控制系统29：例如，一个系统29对应每个燃烧室20，或者单个系统29可以服务发动机10的每个燃烧室14。类似地，可以由一个系统29服务一组燃烧室20，而由其他的系统来服务其他的组。因此，发动机10的统一监测系统可以确定各个燃烧室之间的差异并且比较它们的相应性能，而不论发动机设计采用了何种发动机燃烧室结构或方位：不论是固定在地面上的涡轮发动机还是用于航空、航海或陆地车辆应用的车辆发动机。
如图2、图3、图5和图9中所示，系统29包括多个已知的声收发器/换能器32A至32H和34A至34H阵列，其能够沿图5和图9中用虚线所示的示例性视线路径发送和接收声振荡波。收发器/换能器阵列32、34能够生成各自的指示每个各自所监测和控制的燃烧室20中的燃烧热声振荡的传感器输出信号。其他的系统实施方式可以被构建有至少两个但是优选地更多个声传感器，而不论是收发器组件的功能部分还是作为独立组件。由于工质燃烧气体中的燃烧事件，生成了由收发器的那些声传感器部分所感测的声频和声幅，其定义了在燃烧室20的热气体路径内出现的声源。监测和控制系统29被配置成将所感测的热声振荡信息转变为使关注的燃烧异常的发生能够被察觉的形式。如此，可以从所感测的燃烧室14中的热声振荡中检测并提取火焰逆燃事件和其他类型的关注的燃烧异常，所述燃烧室14中的热声振荡由位于燃烧室14中和/或燃烧室14周围的收发器/换能器/传感器来监测。取决于系统29的构造和应用，声传感器包括动态压力传感器、麦克风、光学传感器或离子涡轮进气传感器中的一个或多个的任意组合。压力传感器感测燃烧室20中的热声振荡的幅值以及脉动频率。可以利用高温麦克风来测量燃烧室14中的声波动。可以利用光学传感器来测量燃烧室20内的动态光学信号。可以利用离子传感器来测量燃烧室20内的动态离子活动。
在图2、图3、图5和图9中示意性所示的示例性声传感器阵列包括作为至少一个声发送器的收发器/换能器32A至32H和34A至34H，所述声发送器依次将声音发送至阵列中的至少一个并且优选地多个动态压力传感器。通过已知的安装结构和方法，例如燃烧室外壳22内最接近燃烧室火焰筒26和/或最接近与涡轮部件16连接的过渡管道27的J形管或耙，将收发器/换能器32、34轴向和径向地布置在燃烧室20内。在图3中，传感器是径向/周向布置的收发器34A至34H，其能够沿与图9中用虚线所示的收发器32A至32H类似的视线路径发送和接收声振荡波。在燃气涡轮发动机中可以采用其他类型的已知传感器，例如单独的热电偶温度传感器或热电偶阵列。例如，在图3中，热电偶36测量燃烧室20中的燃烧温度。虽然在图中示出了示例性的三维环形燃烧流动路径和轴向分布的二维圆环形收发器/换能器阵列，但是在本发明的实施方式中可以利用其他的燃烧流动路径和阵列方位，包括方形或矩形的几何排列。
如图3和图4中更详细地示出的，监测和控制系统29包括耦接至收发器/换能器32、34的已知控制器40，所述控制器40能够在监测部件42中将传感器输出信号与气流速度和燃烧温度相关联并且在分析部件44中进行燃烧过程的燃烧动态分析。燃气涡轮控制系统46利用监测部件42和动态分析部件44的输出，燃气涡轮控制系统46可以将控制信号发送至包括工业燃气涡轮(IGT)控制子系统例如燃料喷射系统28的其他燃气涡轮控制子系统，以响应于所监测的燃烧室20内的燃烧状况的变化而卸载或关闭发动机10。
参照图4中所示的示例性控制器40的实施方式，其包括一个或多个处理器50、系统存储器52和输入/输出控制装置54，所述输入/输出控制装置54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的声发送器和传感器32(或功能上等效于执行单独分离的发送器和接收传感器)、网络、其他计算装置、操作员/用户的人机界面等接口连接。控制器40还可以包括一个或多个模数转换器56A和/或使控制器40能够与收发器32、34和/或其他的系统组件接口连接以接收模拟传感器信息所必需的其他组件。可替选地和/或另外地，系统29可以包括在收发器32、34(或功能上等效于执行单独分离的发送器和接收传感器)与控制器40之间接口连接的一个或多个模数转换器56B。作为又一示例，某些收发器32、34可以具有与其集成的模数转换器56C，或者另外地能够将所感测的信息的数字表示直接传送至控制器40。
一个或多个处理器50可以包括一个或多个处理装置例如通用计算机、微型计算机或微控制器。处理器50还可以包括一个或多个处理装置例如中央处理器、专用数字信号处理器(DSP)、可编程和/或可再编程的技术和/或专用组件例如专用集成电路(ASIC)、可编程门阵列(例如，PGA、FPGA)。
存储器52可以包括用于存储一个或多个处理器50可执行的计算机程序代码的区域，和用于存储用于处理的数据的区域，例如，用于计算小波变换、傅里叶变换或用于操作监测和控制系统29所执行的其他数学运算的存储区域，如下文中更全面地描述的。如此，本发明的各个方面可以被实现为具有代码的计算机程序产品，所述代码被配置成执行关注的燃烧发动机异常、燃烧动态和发动机控制功能的检测，如本文中更详细地陈述的。
就这一点而言，用充足的代码、变量和配置文件等对一个或多个处理器50和/或存储器52进行编程，以使控制器40能够执行其指定的监测和控制功能。例如，控制器40可以有效地被配置成感测热声状况、基于来自一个或多个收发器/换能器32、34的输入来分析热声状况、响应于其分析来控制发动机10的特性、和/或向操作员、用户、其他计算机进程等报告其分析结果，如本文中更详细地陈述的。因此，可以将来自收发器/换能器32、34的所有动态输出信号传送至单个处理器50。在该实现方式中，单个处理器50将使用本文中更详细地描述的数据分析和控制功能来处理传感器动态输出信号，使得就好像以通常并行的方式来计算结果。可替选地，可以使用更多的处理器50并且可以例如取决于例如每个处理器的计算能力而利用每个处理器来处理一个或多个收发器/换能器32、34的动态信号。
监测和控制系统操作
声温和声速测量二者的构思均基于产生声波、穿过气流对其进行收听并且找到穿过给定路径的平均声速，然后其用于描述气体速度或速度/温度。图10和图11是图示本发明的监测和控制系统29的实施方式的示例性操作的流程图，所述监测和控制系统29使用声测量方法来有效地监测和测量气流速度和温度二者。粗实线操作块和虚线操作块涉及前述在控制器40内所执行的燃烧动态分析42(实线块)、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，读取由收发器/换能器32A至32H、34A至34H内的传感器组件生成的传感器信号。在步骤110中，将传感器信号中的一个或多个传感器信号的幅值与事先制定的报警限进行比较。例如，在IGT应用中，由于50Hz或60Hz的发动机转速的潜在谐振影响，因此，在步骤120中100Hz以下的低频动态(LFD)是重要的。其他关注的频带是约100至500Hz之间的中频动态(IFD)和500Hz以上的高频动态(HFD)。如果超过报警限，则在步骤400中控制器40向例如燃料喷射系统28发送控制命令以卸载或关闭发动机10。
如果在步骤110中未超过报警限，则在燃烧动态分析子系统的异常检测部分中执行动态的频率分析。在美国专利第7,853,433号中有如何执行异常检测的示例性描述，其通过引用合并到本文中。在步骤130中从传感器获取采样高速动态压力信号，并且在步骤140中将其按时间划分成片段。在步骤150中，使用美国专利第7,853,433号中所描述的小波分析技术来分析按时频划分的采样片段。可替选地，已知的将时间片段转换至频率空间的傅里叶谱分析通过识别峰值频率及其相应的幅值来分析主频，并且识别超过限定阙值的幅值。如果在步骤160中确定已经发生一个或多个燃烧异常，则将在温度监测和确定子系统44中所确定的燃烧室温度与通过傅里叶或小波分析技术或二者所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获得的无源或路径温度信息进行关于着火、熄火或逆燃的异常分类。例如，在燃气涡轮熄火时，燃烧室温度急剧下降。相反，在逆燃情况下，在燃烧室14内，燃烧室温度沿逆流方向急剧上升。当在步骤180中进行异常确定时，在发动机控制系统46中做出用于卸载或关闭发动机的适当的控制信号。
温度监测和确定子系统44可以包括燃烧室14内的无源温度确定和/或实时实际路径温度确定，所述无源温度确定利用于2013年3月14日提交的序列号为13/804,132的美国专利申请“Temperature Measurement In A Gas Turbine Engine Combustor”中所描述的无源声方法，所述专利申请通过引用合并到本文中。通过美国专利公开第US2012/0150413号(也通过引用合并到本文中)中所描述的用于燃气涡轮排气系统温度确定的二维平面声学测温技术的修正或者通过三维技术来确定实时实际路径温度，所述三维技术确定图5的传感器阵列32/34之间的一个或多个路径温度，本文中较详细地进一步描述了该三维技术。
在无源温度确定方法中，在步骤200中分析例如在步骤130中获得的来自收发器/换能器32/34的采样高速动态压力信号的主模。在步骤210中使用无源声方法基于频率来计算燃烧室温度。在步骤220中，用参考温度值对无源值进行校正以获得燃烧室14内的有源温度值。在步骤230中利用在步骤220中所确定的经校正的无源温度值来在步骤230中确定燃烧气体的整体平均温度。可以从燃烧室中的一个或多个热电偶36或者位于排气系统18中的热电偶(未示出)来获取在步骤220所使用的参考温度值。参考温度值可以是如在美国专利公开第US2012/0150413号中所描述的在排气系统18中所测量的实际路径温度或者是在步骤300至330中确定的在燃烧室14中所测量的实时路径温度。
通过在声收发器/换能器32、34或者其他分离的发送器中(例如在图9中针对n＝8+的收发器/换能器32A至32H所示的二维平面图案中)发送一个或多个声信号来测量二维实时路径温度。例如，收发器/换能器32A发送由其余(n-1)个收发器/换能器32B至32H接收的信号并且确定每个视线路径的飞行时间。然而，在步骤310中，其余收发器/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接收一个或多个声信号。优选地，在实践中，若干个收发器/换能器(发送和接收声信号)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糙度的网格，所述网格导致温度测量的空间分辨率。例如，对于圆柱形燃烧室，如图3和图9中所示，可以环绕圆柱体表面将收发器等间距地分隔开。这些收发器可以连续(一次一个)或者同时发射可以容易区分的不相交的声音模式。在连续发射的一个收发器正在生成声音时，所有其余的收发器对其进行录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代表沿该路径的平均温度。使用已知的计算机断层扫描技术将不同路径间的平均温度组合成图9中所示的二维映射。
在步骤320中，使用有源声学，例如利用在上述美国专利公开第US2012/0150413号(其通过引用合并到本文中)中所描述的方法将二维飞行时间声音数据转换成气体温度。在步骤330中所确定的实时路径温度是沿视线发送路径的局部有源温度值。可以单独利用通过执行步骤300至330沿不同声路径所测量的多个有源温度值，或者与步骤200至230的主频无源声方法并行来确定燃烧室14的整体温度。虽然单个收发器30与声传感器32之间的单个路径有源温度测量结果提供了有用的控制信息，但是选择性地以任意轴向、周向和/或径向的模式或其组合在燃烧室14内(参见，例如图2、图3、图5或图9)或在一系列燃烧室14中布置多个收发器/换能器32、34便于燃气涡轮发动机10内的有源实时二维或三维燃烧温度监测。
在具有本文所描述的示例性集成监测和控制系统29中所描述的燃烧动态分析42、无源温度监测和确定44和控制46功能中的一个或多个功能或者在不具有所述一个或多个功能的情况下，在步骤300至330中所确定的二维或三维实时路径温度可以被用作其他监测和控制功能的输入。例如，可以有效地实时监测燃烧室涡轮进气温度(TIT)并且将其用作燃烧过程的控制参数。可以利用在步骤300至330中所确定的燃烧有源路径温度以经由燃料喷射系统28来控制燃烧室14中的燃料/空气混合物。实时路径有源温度可以被用作工业燃气涡轮燃烧室中或其他类型的气流环境中的有源实际气流速度测量的输入。
本发明的实施方式通过与沿轴向分隔、横向定位的声发送器与传感器(或者合并了传感器和发送器的收发器/换能器)之间的视线声路径的声波飞行时间的相关性来测量三维气流速度和/或气流温度，使得沿路径的视线被定位成与气流路径相反并且平行的横向。为了确定气流的绝对速度，针对对气体温度、气体常数和声速的热力学影响，对飞行时间数据进行校正或补偿。如上所述，可以使用实时有源路径温度或从另一测量装置(例如，热电偶36)独立获得的温度来确定沿视线的气体温度。可替选地，可以通过测量双向的飞行时间(即，向前/顺流发送和向后/逆流发送)来确定当地声速c。通过以下已知的等式来控制上述热力学影响：
c(x,y,z)＝(γ.R.T)1/2
其中：
c(x,y,z)是等熵声速；
γ是比热比；
R是气体常数；以及
T是气体温度。
因此，如果已知沿路径的声速，则可以利用本文中进一步描述的本发明的实施方式来确定平均路径温度和绝对速度。
针对精确的绝对速度或温度测量，如图5中所示，收发器/换能器32、34的两个平面被定位成在气流中轴向分隔、相对的关系。两个收发器/换能器平面32、34优选地被分隔开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。也就是说，应该根据所考察环境的几何形状和尺寸以及气流气体常数、温度和速度的预期或可能范围来确定两个平面之间的轴向距离。
针对气流速度估计，轴向地并且与流动方向垂直地测量气流。例如，当平面ZI中的收发器/换能器32A发射或发送信号时，平面ZII中的与信号发射传感器不平行对准的所有收发器/换能器34B至34H将收听信号，从而产生若干个穿过气流的路径(n个传感器的n-1个路径)。信号发送/接收的发射过程按顺序持续进行，其中平面ZI上的第二收发器/换能器32B向接收该发送信号的其余(n-1)个收发器/换能器34A和34C至34H发射信号。伴随着连续的收发器发射和产生每个发射的n-1个路径，所发送信号的发射将持续进行。在图5的实施方式中，在两个轴向分隔阵列的每个阵列中具有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模糊(为了识别反向流动和可能的沿反向的湍流脉动)，相同的过程将被重复，其中，假设气流温度是已知的，平面ZII中的收发器/换能器34发射信号而平面ZI中的收发器/换能器接收反向发送的声信号。可以从每个相应的收发器/换能器32A至32H、34A至34H同时发送具有略微不同的声信号的声音模式而不是按顺序从每个收发器/换能器发送/发射声信号，这缩短了测量时间。参照图11的气流速度测量方法的流程图的步骤500和510，如果平面ZI和ZII中的所有收发器/换能器已经发射信号并且所发送的声信号已经被横向对准的收发器/换能器的相对平面接收，则优选地实时持续地重复该过程，同时使用已知的三维断层映射技术例如在医疗或工业计算机断层扫描系统中利用的那些技术，根据空间分布的视线声路径来构建三维速度映射u。如图8中所示，对速度信息进行提取和映射。类似地，如将在本文中更详细地描述的，可以利用飞行时间数据来构建三维温度映射T。
在平面阵列中的所有收发器/换能器32、34已经发射声信号之后，在步骤560中使用相应视线流动路径的飞行时间数据来推导出气流路径中的绝对速度，并且针对温度、气体常数和声速的热力学影响进行校正，如下文中更详细地描述的。假设速度测量中的气体温度恒定，当流速接近声速时，流速测量的准确性可能降低。认为马赫数在约0.5以下的流速不会显著影响速度测量。因此，优选地但不是必需的，所测量的流速应该小于所测量的当地声速的一半。该方法可以精确地测量包括涡轮发动机气流的高温气流，而不管其相对高的绝对速度，因为当地声速随着温度的增加而增加。
如果声波飞行时间数据可用，则根据图11的步骤中的其余步骤，监测和控制系统29或者其他远程监测系统使用声波飞行时间数据来确定沿其相应声路径的速度。参照图6和图7，气流线性地影响声音信息的传播。通过以下已知的公式来确定给定温度、气体常数和声速的相对气流速度：
Figure BDA0001135917730000161
其中：
tBC是从第一发送器B至第一传感器C的飞行时间；
c是关于温度和气体常数的气流中的声速；
Figure BDA0001135917730000162
是沿B与C之间的第一声线路径A的单位矢量；以及
Figure BDA0001135917730000163
是气流中的速度矢量。
沿声线路径A的示例性平面示出了简化的流动模式。再次参照图11的流程图，在步骤560中，针对热力学温度、气流和声速的影响对相对气流速度进行校正以推导出绝对速度。如果可以得到路径温度(步骤520)，则可以通过已知的断层扫描方法对路径温度对声速的影响进行校正，以推导出沿声线路径的气流绝对速度。如果得不到路径温度，则获取向前(步骤500、510)和向后(步骤530、540)的声信号传送的飞行时间，并且在没有气体速度的影响的情况下，根据以下公式，使用飞行时间来推导声速。通过以下与上述针对向前或顺流方向的公式类似的公式来确定从换能器/收发器C至换能器/收发器B的向后飞行时间：
Figure BDA0001135917730000164
根据以下公式来计算向前和向后的飞行时间的和：
Figure BDA0001135917730000165
假设声速c的平方远大于气流速度u的平方，则所述公式简化为：
Figure BDA0001135917730000166
其中：
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；
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；
c是关于温度和气体常数的气流中的声速；
Figure BDA0001135917730000171
是沿第一声线路径的单位矢量；以及
Figure BDA0001135917730000172
是气流中的速度矢量。
然后，在步骤560中，使用在图11的步骤550中确定的声速c来校正该声速的顺流飞行时间数据。在步骤570中，使用经校正的顺流飞行时间数据来确定气流绝对速度。在不知道沿飞行路线的路径温度T的情况下，在本发明的一些实施方式中，利用在步骤550中所确定的相同声速c，使用前述等熵声速关系c(x，y，z)＝(γ.R.T)1/2来确定T，因为此时γ、R和c(x,y,z)是已知的。与前述路径速度的确定类似，如果从每个接收器/发送器单元来回的所有路径温度T是已知的，则在三维中将存在64条(假设示例性的8个传感器的情况)等温线。然后，使用已知的三维断层扫描映射技术来映射三维温度分布。
有利地，同时实时地执行有源声学温度和速度的测量，从而映射气流温度(三维或者可替选地图9的二维映射)和三维气流速度(图8)二者。同时执行速度和温度测量的示例性声信号发送和接收时序是用第一阵列平面上的收发器/换能器(例如，ZI处的32A)来发射声信号。如果利用三维温度测量，则轴向分隔相对的第二平面上的相应横向定位的收发器/换能器(例如，ZII处的34B至34H)接收用于速度处理和/或温度处理的信号。如果仅利用二维温度测量，则第一阵列平面上的其余收发器/换能器(例如，ZI处的32B至32H)接收用于温度处理的信号。如前所述，还可以通过针对每个收发器/换能器利用相同的信号发送模式来加快发送和接收过程。存在与使用二维或三维温度测量相关联的权衡。在利用三维温度测量技术时，在气体速度的马赫数为0.3或0.3以上的情况下，温度和速度映射二者的准确性可能不是最理想的，因为在以下公式
Figure BDA0001135917730000173
中所示的近似值在那些速度范围内可能较不准确，这是因为没有独立确定的温度参考值。然而，可以使用一对轴向分隔的二维声信号组和用相应的二维飞行时间信号组所确定的两个单独的声学温度映射来确定独立的温度T参考值。依次对二维温度映射进行内插以创建体积温度映射。该体积映射将被用于提供在等熵声速公式中所利用的、与已知的气体常数R和比热比γ一起来推导声速c的温度值T。然后，使用声速来推导速度矢量u(x,y,z)。如果推导出速度矢量，则可以对速度分量进行映射，从而消除前述三维速度和温度映射方法中固有的对马赫数0.3以下的气体速度的限制。
与已知的速度和温度监测系统相比，利用本文所描述的具有通常利用的声传感器阵列的系统和方法实施方式的燃烧室有源气流速度或速度/温度监测被认为提供了较快的速度和温度变化响应。根据本发明的实施方式，可以将通常利用的、可靠的声收发器/换能器传感器式发送器的一个阵列或者单独分离的声传感器和发送器对的多个阵列放置在现场条件下的燃烧流动路径中并且对其进行监测以提供有源实时同步的速度和温度数据以及异常检测，所述有源实时同步的速度和温度数据以及异常检测对于监测和控制燃烧发电设备例如工业燃气涡轮都是有用的。
映射参数分布
二维或三维空间中的参数映射在机器的设计、诊断和控制中具有许多用处。例如，气体路径区域的温度或速度映射在诊断和精确测量燃气涡轮发动机的性能中是有用的。例如，该映射可以是燃烧室火焰附近的温度映射或者可以是燃烧室出口区域中的涡轮入口温度映射。目前，使用安装在第一排叶片上的热电偶温度耙和温度探针来创建简单的温度映射以获取测量结果，根据测量结果可以拟合粗略线性的温度概图。那些短期的、侵入式的方法基于传感器的位置提供粗略的概图，但是不实时地提供温度的空间分辨映射，其可以用来控制燃气涡轮或者用来理解新发动机设计确认过程期间的温度分布。
目前所描述的是使用在燃气涡轮发动机的区域中发送和接收的声信号或其他信号的技术。燃气涡轮发动机的许多流动区域在目前所描述的技术的使用中可能被关注，并且在图12所示的燃气涡轮发动机1200的示意图中描绘了若干个示例性区域。可以使用所描述的技术并且使用环绕入口的平面区域周向布置的声传感器1212来创建燃气涡轮入口1210的入口温度映射1211。可以创建燃烧室温度映射1221来示出在燃烧室1220的区域中的温度分布。取决于关注的区域，可以环绕穿过主燃烧室火焰区域或涡轮入口(燃烧室出口)的平面来布置传感器1222。可以使用来自环绕扩散器中的多个平面区域周向布置的传感器1232的信息来构建穿过涡轮扩散器1230的气流的三维速度映射1231。可以使用传感器1242来创建排气温度映射1241以示出涡轮排气1240的二维区域中的温度分布。本领域技术人员将认识到，可以用其他的传感器布置和其他的燃气涡轮发动机区域来实现所描述的技术以产生另外有用的参数映射。
使用信号的若干个独立路径，利用断层扫描原理的先进方法来实时地提取空间分辨的映射。如上所述，传感器可以是声传感器并且处理关于每个路径的声速信息以估计该路径长度内的平均温度。在每个时间间隔内,将包含平均温度信息的每个路径的表示断层扫描地映射到测量时刻的温度空间分布中,并且然后在后续的测量时刻对其进行更新。来自最终温度映射的信息可以用在发动机控制算法中或者用于保持发动机运转的安全和较低的排放水平。
在如上所述以及如图13所示的实施方式中，环绕一个或多个涡轮区域1305的热气体路径的横截面来周向地分布发送器和传感器1310。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室的平面中的声收发器(发送器/接收器的组合)，那些收发器将在燃烧室中实时地发送和捕获声信号。虽然本公开内容参照声学感测技术讨论了传感器和接收器，但是本领域技术人员将要理解的是，传感器和接收器可以替选地利用基于激光的可调谐二极管激光吸收光谱技术或者另外的测量技术来确定沿燃烧室中的直线路径的平均温度。在利用声收发器的情况下，使用所发送的信号来确定平均声速，使用平均声速来估计平均温度。
在利用基于激光的可调谐二极管激光吸收光谱学的情况下，用于温度测量的若干个技术是可能的。可以通过在吸收光谱内扫描激光的同时针对相同的物种探测两个不同的吸收线来测量路径平均温度。穿过平面的气体在某些红外波长波段中的激光吸收与物种浓度和温度成比例并且可以对其进行求解以提供沿每条线的平均路径温度。可替选地，可以使所探测的吸收线的半高宽(FWHM)与物种的多普勒线宽相关联。在不偏离本公开内容的范围的情况下，可以使用其他基于激光的或其他的温度测量技术。
在温度映射的情况下，断层扫描映射模块1315在对温度进行采样的每个时间间隔内将多个平均路径温度转换成温度映射1320。二维或三维映射包括高空间分辨率等温法，并且与分离的平均路径温度估计相比，其对解释发动机健康以及发动机控制算法的输入提供更有价值的信息。将温度映射1320与所推导出的燃烧质量信息1325一起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室和/或燃气涡轮发动机。
虽然参照根据平均路径温度估计的温度映射的构建进行了描述，但是本文所描述的技术可以用于根据路径的平均值来构建其他的二维或三维映射。例如，可以使用类似的方法，使用沿发送器接收器路径所估计的平均速度来构建局部速度的二维或三维映射。
本文所描述的是用于映射和提取空间信息的若干个不同技术，所述空间信息关于来自区域中的一组路径平均线的参数。那些技术包括多项式近似方法、基函数方法和网格优化方法。下面依次描述那些技术中的每个技术。虽然实施方式中的若干个实施方式涉及测量气流温度的示例性实施方式，但是本领域技术人员将认识到，在可以获得沿线性路径的平均值的情况下，所描述的技术适用于映射其他的参数。
多项式近似技术：实现将多个平均路径温度转换成温度映射的目标的一种方式是用多项式来近似沿每个路径的温度概况，并且然后通过如图15的流程图1500中所示的迭代过程来调节每个多项式的参数以使误差最小。为此，在操作1510(图15)中，为每个路径例如图14A中所示的路径1405分配初始温度函数，该温度函数包括比例因子并且反映所估计的沿路径的平均温度。在双线性概图1400中，温度从端点1415、1420(即，燃烧室壁面处的发送点和接收点)线性地增加以形成峰点1425，从而产生与帐篷的横截面类似的轮廓。初始最大温度在峰点处并且最小(壁面)温度在任一端处。通过中点刻度参数来确定从发送端点1415至峰点1425的距离1430。可以将初始中点刻度参数默认地设置为路径长度的50％。
峰高1410在峰点1425处限定了沿路径1405的初始最大温度。最初，可以将峰高比例因子设置为平均路径温度的两倍的值。
可以假设端点1415、1420恒定并且通过与壁面温度变量有关的算法将端点1415、1420保持在恒定的水平上。可以通过若干种方式来选择壁面温度变量。在一个示例中，手动输入固定值。在另一示例中，使用平均路径温度的百分数或者最小的路径温度。在其他实施方式中，使用实际传感器例如高温热电偶将壁面温度信号直接输入至算法中。
从发送点1415(壁面温度)至中点1425(所测量的路径温度的迭代计算的比例因子)以及回到接收点1420(壁面温度)执行双线性积分。
然后，在操作1520中，将所估计的路径概图1400绘制在表示如图14B中所示的燃烧室1401的平面区域的二维网格中。针对每个路径例如示例性第二路径1450重复该过程。当所有温度已经绘制在网格上时，该网格包括温度映射的稀疏表示。因此，路径之间的开口区域在网格上存在遗漏点。在那些开口区域中，使用曲线光滑技术例如Bezier函数在网格上的离散点处将已知点的集合变换成实际温度曲线的多项式近似。对网格进行光滑之后，在操作1530中沿直线路径执行线积分，并且在操作1540中将线积分与所测量的数据进行比较。在块1570中使用该比较的结果为下一次迭代调节比例因子以使所测量的温度与所估计的温度之间的误差最小。可以根据决定操作1550来重复3至20次迭代过程以产生具有当与最初测量的平均路径温度进行比较时的最小误差的表面。
当误差在预设的最大值以下时，在操作1560中结束迭代。虽然对于绝对误差或所生成的等温映射的精确性没有具体要求，但是可以针对任何给出的映射来计算平均路径误差值以提供置信因数。对于正常操作中的典型系统，平均路径误差将在从0至3-4％的范围内变化。如果已经对映射平面和物理因数进行了最优的选择，则可以根据路径平均温度信息使用映射平面和物理因数进行非常精确的空间映射。
基函数技术：用于将多个平均路径温度转换成二维温度映射的另一技术是使用基函数。一般而言，函数空间中的每个连续函数可以由基函数的线性组合来表示。在图17的流程图1700中描绘的当前所描述的技术中，温度映射由从热电偶测量结果推导出的二维基函数的线性组合来表示。
如操作1710中所示，使用统计程序例如主成分分析(PCA)从热电偶温度测量结果或其他参数测量结果的大数据库中提取二维基函数。基于手动输入的固定值或者基于所测量的壁面温度来使二维基函数的边界条件固定/恒定。该技术找出使所测量的飞行时间的误差最小的基函数的权重。在实施方式中，迭代地找出所述权重。
在一个实施方式中，存在从热电偶测量结果推导出的二维基函数K。此外，还存在I、声路径i和根据沿声路径的每个飞行时间测量结果估计的平均温度ti。对于每个基函数和路径，将路径温度采样(操作1720)成沿路径的长度D的矢量。对于每个路径i，将所采样的温度采集在如图16的矩阵1600所示的D×K矩阵Xi中，其示出了针对单个路径的六个基函数K1至K6的六个温度概况，每个基函数均在五个位置D1至D5处进行采样。例如，对于矩阵1600中所示的基函数K1，针对沿路径的五个采样点D1至D5例示了五个温度样本。针对其他路径中的每个路径创建类似的矩阵。目标是找到(操作1730)最佳地表示通过飞行时间所测量的平均温度的基函数的组合。通过加权矢量a给出了基函数的加权组合，其可以表示为：
Figure BDA0001135917730000221
网格优化技术：在利用声信号的实施方式中，可以使用图19的流程图1900中所示的网格优化技术将所估计的平均路径温度转换成二维温度映射，其中二维映射被分割成多个网格片段(操作1910)，例如图18中所示的网格片段1820。目标是估计每个网格片段中的值(温度或速度)。网格片段被定义为由网格的水平线和竖直线所限制的区域。假设在每个网格片段内的声信号的速度是均匀的。
在操作1920处，首先计算被穿越每个网格片段的每个声路径覆盖的距离。在图18所示的示例中，确定网格片段内被路径1831、1833、1835和1837穿越的距离。由于每个路径的总飞行时间和该路径穿过每个网格片段所穿越的距离是已知的，因此可以通过求解以下方程组来计算沿路径穿越每个网格片段所花费的时间：
Figure BDA0001135917730000222
其中n是路径的索引，m是网格片段的索引，t是针对给定路径的飞行时间，x是每个网格片段的与该网格片段中的声速的倒数
Figure BDA0001135917730000223
对应的系数，以及d是路径n穿过每个网格片段m所穿越的距离。
对对应于边界的网格片段系数应用边界条件
xw＝c
其中w是对应于壁面的网格片段索引，以及c是根据壁面温度推导出的常数。
为了减小搜索空间并且将所求解的结果限制在可接受的范围内，基于物理事实来施加系数的上限和下限。例如，可以将每个网格片段的温度限定为大于室温且小于1000℃的值。
要求解的网格片段的数量可能大大超过路径方程的数量，使得许多解法是可能的。在那种情况下，施加附加的优化准则例如使相邻网格片段中的声速之间的差值最小以获得也接近事实的光滑映射。
在计算每个网格片段的声速的值(操作1930)后，估计每个网格片段的温度值，并且可以使用那些值来构建温度映射(操作1940)。
在实施方式中，可以采用以上技术，使用温度数据来控制燃气涡轮发动机。如果计算出二维温度映射，则可以用于实时地计算在控制发动机中有用的信息。例如，参照图13，断层扫描映射模块1315可以计算整体平均温度(映射的平均温度)、温度在平面中的分布(作为精确函数或者作为概图)以及在燃烧系统是管形或环管形燃烧系统的情况下不同火焰筒之间的温度差。然后将该信息提供至发动机控制单元1330，对其进行智能化编程以控制发动机参数，从而实现最优的发动机性能(安全、性能和排放)。
收发器/换能器32A至32H和34A至34H(参见图5)发送和接收限定声路径的声信号。然后，使用沿对应声路径的飞行时间测量结果来生成温度映射例如图13中所示的温度映射1320。通过收发器/换能器32A至32H和34A至34H经由与收发器/换能器相关联的波导来发送和接收每个声信号。虽然下面的描述涉及温度映射的生成，但是要理解的是，本发明适用于利用所测量的线平均值例如收发器/换能器32A至32H与34A至34H之间的声路径上的平均温度的任何映射方法。具体地，例如本发明适用于热气流路径的参数例如燃气涡轮发动机的流动区域中的气流温度或速度的映射。
参照图20，示出了针对热气流路径的位于测量空间2010中的多个声路径或声线2000的示例性剖视图。虽然要理解的是，热气流路径可以位于涡轮扩散器1230(参见图12)或者排气管道中，但是为了说明的目的，由例如燃烧室20中的壁面或边界2015来限制热气流路径。图20描绘了多个收发器/换能器(即，收发器)例如收发器2030A至2030F，其生成形成声路径2000的声信号。此外，声路径2000在测量空间2010中的交点2050处相交。在图20至图22中，“宽度”指的是测量空间的直径。虽然要理解的是，测量空间2010可以具有非圆形的形状，但是如图所示，沿x轴和y轴的宽度是相同的，从而描绘了测量空间2010的圆形横截面。
期望提高热气流路径参数映射例如温度映射的空间分辨率。用于提高温度映射的空间分辨率的技术是增加所利用的收发器的数量。然而，这需要额外的若干对收发器，这从硬件和安装角度都增加了系统成本。此外，增加收发器的数量需要昂贵的数据获取和处理方案，从而增加了计算成本。此外，在燃气涡轮的期望的测量区域附近存在有限的可用空间，因此限制了可以安装的收发器的数量。
如前所述，可以通过利用基函数技术来生成温度映射，其中使用主成分分析来从热电偶温度测量结果的数据库中提取二维基函数。在另一实施方式中，可以使用以测量空间2010中的基点为中心的二维高斯基函数来生成二维温度映射。具体地，基点充当基函数的中心点。然后，使用优化技术来求解高斯函数的权重，使得相对于沿直线所测量的平均温度的拟合误差最小。参照图21，在一种方法中，可以选择测量空间2010中的随机基点2040(如图21中的正方形所描绘的)作为中心点。然而，使用随机基点2040会不利地增加计算时间。
根据本发明的一个实施方式，选择与由图21中所示的收发器生成的声路径的交点2050重合的基点2060(参见图22)。因此，收发器2030A至2030F的位置的几何结构例如燃气涡轮的一部分的周围的收发器布置限定了基点2060(在二维或三维坐标空间中)的位置。使用基点2060作为基函数的中心点。此外，还使用每个声路径2000的起点和终点作为中心点。基点2060的位置和起点/终点(即，边界点2065)继而限定了高斯(或者修正高斯)基函数的位置和形状。具体地，具有相对近的相邻中心点的中心点将具有窄的基函数。相反地，具有相对远的相邻中心点的中心点将具有较宽的基函数。目标是基于该映射位置中的中心点的密度来控制温度映射的特定位置中的基点的影响。
参照图23，可以布置换能器2070A至2070F以针对温度映射增加关注的期望区域2090中的交点2080的数量。例如，收发器2070A至2070F可以布置在燃气涡轮10的周围以基于现有的信息来聚焦和/或优化区域的分辨率。现有的信息可以包括以下信息：测量空间2010本身的形状(即，圆形或非圆形)或至少一个关注的区域例如测量空间2010中的至少一个热部件或至少一个冷部位或部件的位置。然后，将收发器2070A至2070F布置在燃气涡轮10的周围以增加关注的区域2090中的交点2080的数量，从而增加关注的区域2090中的交点和基点的密度并且形成另外的基点。在实施方式中，可以重新布置现有的收发器2030A至2030F和/或可以使用另外的收发器来增加关注的区域2090中的交点的密度。
现在将描述用于选择稀疏基点的方法。该方法利用具有目标和多个约束条件的优化技术。基函数的权重是要求解的值并且其取决于声路径2000的平均温度。例如，如果热气流路径的中心是最热的点，则与位于热气流路径的中心的中心点对应的基函数的权重具有较大的权重。目标是最大限度地使基点权重与线平均温度相适应。在实施方式中，约束条件是可以使用基于热气流路径的物理特征的上限和下限对基函数进行加权。例如，可以使用在热气流路径中生成的最大温度和最小温度作为约束条件。另一约束条件可以是使相对近的中心点的基函数的加权的差值最小以使得能够实现光滑映射。可替选地，也可以将所述另一约束条件添加至目标本身中，其中目标是使相对近的中心点的基函数的加权的差值最小。
参照图24，示出了示例性温度映射2100，其中在没有使加权函数的差值最小的约束条件的情况下生成映射2100。具体地，映射2100描绘了彼此分离的温度区域2110、2120和2130，从而描绘了映射2100中的温度的显著变化。参照图25，示出了示例性温度映射2140，其中利用了用于使加权函数的差值最小的约束条件。如图25中所示，现在布置温度区域2110、2120、2130，使得减小映射中温度的显著变化。
在本发明的方法中，识别包括交点2050和边界点2065的K估计点。求解估计点处的值并且将该方法作为约束最小二乘问题。目标是使相对于所测量的平均值的直线拟合误差最小。此外，通过平等准则施加边界条件。通过公式(1)给出基函数的权重：
Figure BDA0001135917730000251
其中hl给出了每条直线l的所测量的直线温度平均值。此外，在直线l上存在Tl估计点，yk是温度点xk处的温度，以及lb和ub分别为yk的下限和上限。
然后，针对每个估计点构建高斯径向基函数(即，高斯RBF)。通过公式(2)给出高斯RBF：
Figure BDA0001135917730000252
其中r是从映射点至高斯REB中心的距离，以及λ是高斯RBF的比例因子。基于最近的估计点，使用比例因子λ来调节高斯RBF的平坦度，其中最近的相邻点越远，则高斯RBF越平坦。具体地，最近的相邻基点越远，则高斯RBF越平坦(即，较小的λ)，并且最近的相邻基点越近，则高斯RBF越窄(即，较大的λ)。然后，使用所有高斯RBF的加权和来生成温度映射。
可以经由公式(1)，通过使hl等于零来获得用于使相对近的中心点的基函数的加权的差值最小的约束条件，并且其中yk上的总和作为相邻点之间的差值。可替选地，通过公式(3)给出约束条件：
Figure BDA0001135917730000261
其中存在P个相近点对，以及yp对应于与yk较近的点，要使yp和yk的差值最小。
参照图26，示出了描述根据本发明的用于优化基点数量的方法的流程图2150。在步骤2160处，计算每个声路径2000的平均温度。接着，在步骤2170处计算所有声路径2000的交点2050。可以使用已知的用于计算两条线段的交点的几何运算来计算交点2050。在步骤2180处，生成附加基点以应用先验信息。附加基点独立于由于收发器位置所生成的基点2060并且生成的附加基点包括先验信息。例如，如果已知热气流路径中的位置处的温度，则添加对应于该位置的基点。然后，设置以所添加的基点为中心的高斯RBF的权重等于该已知温度。在另一示例中，可以添加基点以包括与已知的边界条件信息例如燃烧室20的边界2015附近的已知温度和/或速度有关的先验信息。具体地，当生成温度映射时，考虑边界2015附近的温度。然后在边界2015附近生成均匀分布的基点。然后，设置以所生成的基点中的每个基点为中心的高斯RBF的权重等于已知的壁面温度。然后，在步骤2190处针对每个基点构建高斯基函数。然后，该方法包括在步骤2200处求解满足约束条件并且满足目标的高斯RBF的权重。在可替选的实施方式中，可以使用其他类型的基函数例如次高斯、超高斯、样条和其他基函数。此外，可以使用不同类型的基函数的组合。例如，第一类型的基函数可以用于边界点，而另一类型的基函数可以用于交点。
本发明提供用于生成稀疏基点的方法，该方法在使收发器的数量最小的同时提高了计算速度并且提高了热气流路径的温度映射的质量和分辨率。此外，本发明使得收发器的构造能够用于除了燃气涡轮以外的应用例如气化器中。
虽然本文已经示出并且详细描述了合并了本发明的教示的不同实施方式，但是本领域技术人员可以容易地想出许多其他不同的也合并了这些教示的实施方式。在本申请中，本发明不限于在说明书中所阐述的或在附图中所示出的组件的构造和布置的示例性实施方式的细节。然而，本文中更全面地描述的本发明的不同方面可以应用于其他的示例，在这些示例中，基于沿穿过区域的线性路径的平均值来确定区域中的值的概况映射。本发明能够实现其他实施方式并且能够以不同的方式来实施或者执行。虽然讨论了声传感器和激光传感器，但是可以使用其他测量技术。此外，要理解的是，本文所使用的措辞和术语是出于描述的目的而不应该被认为是限制性的。本文中“包括”、“包含”或“具有”及其变型的使用意指包括其后所列出的项目及其等同物以及另外的项目。除非另有规定或限制，术语“安装”、“连接”、“支撑”和“耦接”及其变型被广义地使用并且包括直接和间接的安装、连接、支撑和耦接。此外，“连接”和“耦接”不限于物理或机械的连接或耦接。

Claims (11)

1.一种用于使用针对基点的基函数生成由边界约束的热气流路径的参数映射的方法，所述方法包括：
设置多个收发器，其中，每个收发器生成穿过所述热气流路径中的测量空间进行传播的声信号，并且其中，每个声信号限定声路径；
确定每个声路径的平均温度；
确定每个声路径的交点，并且与每个交点对应地确定所述测量空间中的基点，以便优化生成所述参数映射所使用的基点；
生成附加基点以应用先验信息，其中所述先验信息是关于所述热气流路径中的温度已知的位置的先验信息以及/或者关于与温度和/或速度有关的已知边界条件的信息的先验信息；
为所确定的基点和所述附加基点中的每个基点设置基函数；以及
生成每个基函数的权重，以使相对于每个平均温度的直线拟合误差最小。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，用于所述方法的约束条件包括针对每个权重设置最大温度和最小温度。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，用于所述方法的约束条件包括使相对近的中心点的基函数的加权的差值最小。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，添加均匀间隔的基点以限定所述已知边界条件。
5.根据权利要求1所述的方法，还包括定位所述收发器以增加所述测量空间的关注的区域中的声路径密度，从而增加所述测量空间中的基点的数量。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，所述基函数选自高斯、次高斯、超高斯和样条基函数。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述已知边界条件的信息包括所述边界附近的已知温度和/或速度。
8.一种用于使用针对基点的基函数生成由边界约束的热气流路径的参数映射的方法，所述方法包括：
设置多个收发器，其中，每个收发器生成穿过所述热气流路径中的测量空间进行传播的声信号，并且其中，每个声信号限定声路径；
定位所述收发器，使得所述声路径穿过所述测量空间中的关注的区域进行传播；
确定每个声路径的平均温度；
确定每个声路径的交点，并且与每个交点对应地确定所述测量空间中的基点，以便优化生成所述参数映射所使用的基点；
生成附加基点以应用先验信息，其中所述先验信息是关于所述热气流路径中的温度已知的位置的先验信息以及/或者关于与温度和/或速度有关的已知边界条件的信息的先验信息；
为所确定的基点和所述附加基点中的每个基点设置基函数；以及
生成每个基函数的权重，以使相对于每个平均温度的直线拟合误差最小。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，所述已知边界条件的信息包括所述边界附近的已知温度和/或速度。
10.一种用于使用针对基点的基函数生成由边界约束的热气流路径的参数映射的方法，所述方法包括：
设置多个收发器，其中，每个收发器生成穿过所述热气流路径中的测量空间进行传播的声信号，并且其中，每个声信号限定声路径；
定位所述收发器，使得所述声路径穿过所述测量空间中的关注的区域进行传播；
确定每个声路径的平均温度；
确定每个声路径的交点，并且与每个交点对应地确定所述测量空间中的基点，以便优化生成所述参数映射所使用的基点；
基于先验信息来生成附加基点，其中所述先验信息是关于所述热气流路径中的温度已知的位置的先验信息以及/或者关于与温度和/或速度有关的已知边界条件的信息的先验信息；
为所确定的基点和所述附加基点中的每个基点设置基函数；以及
生成每个基函数的权重，以使相对于每个平均温度的直线拟合误差最小。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述已知边界条件的信息包括所述边界附近的已知温度和/或速度。
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