CN107976318A - 对飞机燃烧室动力学的间接监测 - Google Patents

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Abstract

本发明公开用于对燃气涡轮发动机中的燃烧室动力学进行间接监测的系统及方法，所述系统及方法包括收集振动传感器获取的振动数据，所述振动传感器被安装成接近于相对于燃气涡轮发动机的燃烧室而定位的操作部件。可按周期性间隔将所述振动数据变换成频域表示。可在一个或多个经识别频带上确定所述振动数据的相对信号强度。可在所述一个或多个经识别频带中的每一个频带下滞后调整所述相对信号强度。可至少部分地基于相对于一个或多个事件检测阈值水平而对所述经调整相对信号强度进行的评估，确定在一个或多个特定共振频率下燃烧室动力学事件的发生。

Description

对飞机燃烧室动力学的间接监测
技术领域
本发明主题大体上涉及用于分析振动传感器输出以监测燃烧室动力学(dynamics)的发动机控制系统，且更确切地说，涉及用于分析振动传感器输出以用于对飞机燃气涡轮发动机中的燃烧室动力学进行间接监测的发动机控制系统。
背景技术
贫燃燃烧室(例如在现代飞机发动机上使用的贫燃燃烧室)易受燃烧动力学影响。在某些发动机操作条件下，确切地说，在环形燃烧室中可存在大量瞬变压力波(“声脉冲信号”)。这些压力波(在具有足够量值的情况下)可造成燃烧室部件的高周疲劳，这比在正常操作下需要替换硬件的时间要早得多。
一种已知的针对燃烧室动力学问题的方法可涉及使用具有多个燃烧室仪表压力传感器的测试发动机来谨慎规划问题方案。预计由此工艺开发且随后编程到发动机控制件中的飞机燃料计划能避免所有的问题领域。不管此规划如何，发动机的微小改变仍可不利地影响燃烧动力学特性。这些改变可归因于包括如下的参数：制造变化、发动机劣化、燃料成分或意料之外的飞行条件。
已在船用及工业涡轮发动机中采用其它已知的用于监测燃烧室动力学的方法。举例来说，已使用专用压力传感器来优化燃料消耗及最小化燃烧室声共振的发出及发生。有时添加硬件共振器以缓和船用及工业涡轮发动机的常用动力区的特定模式。此类压力传感器、硬件共振器及其它相关部件会引入航空发动机可能无法耐受的额外大小及重量。船用及工业发动机的燃烧室几何形状也明显不同，因此，模态振型(mode shapes)及相互作用不直接适用于航空应用。
常常将船用及工业应用中的燃烧室动力学建模的特定方面设计成具有不同于飞机应用的操作目标。举例来说，船用及工业涡轮发动机通常在稳态条件下在少数操作点处运行较长时间周期。因此，为了长期平均化及缓慢响应时间设置传感器及监测逻辑，对于飞机应用，这可能并不总是理想的。在一些实例中，传感器针对燃料控制改变使用控制逻辑来缓和共振，所述控制逻辑的响应时间介于约几秒到一分钟长或大于一分钟的范围内。监测可在一个或两个宽带区域中使用简单滤波来计算共振峰值，接着将共振峰值反馈到控制逻辑中。此方法并不试图确定被激发的共振模式的特定频率。
因此，需要用于监测飞机发动机中的燃烧动力学的特征。具体来说，需要用于在瞬变发动机操作期间实时观测发动机动力学以便识别特定共振频率的特征。
发明内容
本发明的各方面及优点将部分在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本发明的实施得知。
在本发明的一个示范性实施例中，一种用于对燃气涡轮发动机中的燃烧室动力学进行间接监测的方法包括由一个或多个处理器收集振动传感器获取的振动数据。可将所述振动传感器安装成接近于相对于燃气涡轮发动机的燃烧室而定位的操作部件。可由所述一个或多个处理器按周期性间隔将所述振动数据变换成频域表示。可由所述一个或多个处理器在一个或多个经识别频带上确定所述振动数据的相对信号强度。可至少部分地基于相对于一个或多个事件检测阈值水平而对所述相对信号强度进行的评估，由所述一个或多个处理器确定在一个或多个特定共振频率下燃烧室动力学事件的发生。
本发明的其它实例方面涉及用于间接地监测燃气涡轮机燃烧室动力学的系统、设备、有形的非暂时性计算机可读介质、存储器装置及电子装置。
技术方案1.一种用于对燃气涡轮发动机中的燃烧室动力学进行间接监测的方法，包括：
由一个或多个处理器收集振动传感器获取的振动数据，所述振动传感器接近于相对于燃气涡轮发动机的燃烧室而定位的操作部件；
使用所述一个或多个处理器在一个或多个经识别频带下处理所述振动数据以产生经处理振动数据；及
至少部分地基于相对于一个或多个事件检测阈值水平而对所述经处理振动数据进行的评估，使用所述一个或多个处理器根据所述经处理振动数据确定在一个或多个特定共振频率下一个或多个燃烧室动力学事件的发生。
技术方案2.根据技术方案1所述的方法，进一步包括至少部分地基于确定的在一个或多个特定共振频率下一个或多个燃烧室动力学事件的发生，由所述一个或多个处理器调整所述燃气涡轮发动机的燃料计划。
技术方案3.根据技术方案1所述的方法，进一步包括至少部分地基于在一个或多个特定共振频率下的所述一个或多个燃烧室动力学事件，由所述一个或多个处理器检测发动机动作触发器事件。
技术方案4.根据技术方案1所述的方法，其中：由所述一个或多个处理器处理所述振动数据进一步包括由所述一个或多个处理器按周期性间隔将所述振动数据变换成频域表示。
技术方案5.根据技术方案4所述的方法，其中：由所述一个或多个处理器在一个或多个经识别频带下处理所述振动数据进一步包括由所述一个或多个处理器在所述一个或多个经识别频带上确定所述振动数据的相对信号强度。
技术方案6.根据技术方案5所述的方法，其中：由所述一个或多个处理器在一个或多个经识别频带下处理所述振动数据进一步包括由所述一个或多个处理器滞后调整所述相对信号强度，其中针对所述一个或多个经识别频带中的每一个，单独对所述相对信号强度进行不同的滞后调整。
技术方案7.根据技术方案1所述的方法，其中：将所述振动传感器安装在燃气涡轮发动机的轴承上。
技术方案8.根据技术方案1所述的方法，其中：将所述振动传感器安装在燃气涡轮发动机的机架上。
技术方案9.根据技术方案1所述的方法，进一步包括由所述一个或多个处理器根据所述振动传感器获取的所述振动数据来确定与涡轮机不平衡相关的操作参数。
技术方案10.一种用于对燃气涡轮机燃烧室动力学进行间接监测的系统，包括：
振动传感器，定位成接近于相对于燃气涡轮发动机的燃烧室而定位的操作部件，所述振动传感器经配置成感测振动；
电子发动机控制单元，包括一个或多个处理器及一个或多个存储器装置，所述一个或多个存储器装置存储在由所述一个或多个处理器执行时使得所述一个或多个处理器执行操作的指令，所述操作包括以下各项：
收集所述振动传感器获取的振动数据；
按周期性间隔将所述振动数据变换成频域表示；
在一个或多个经识别频带上确定所述振动数据的相对信号强度；及
至少部分地基于相对于一个或多个事件检测阈值水平而对所述相对信号强度进行的评估，确定在一个或多个特定共振频率下燃烧室动力学事件的发生。
技术方案11.根据技术方案10所述的系统，其中：所述操作进一步包括至少部分地基于确定的在一个或多个特定共振频率下一个或多个燃烧室动力学事件的发生，调整所述燃气涡轮发动机的燃料计划。
技术方案12.根据技术方案10所述的系统，其中：所述操作进一步包括至少部分地基于确定的在一个或多个特定共振频率下一个或多个燃烧室动力学事件的发生，检测发动机动作触发器事件。
技术方案13.根据技术方案10所述的系统，其中：所述操作进一步包括在所述一个或多个经识别频带中的每一个频带下滞后调整所述相对信号强度，且其中针对所述一个或多个经识别频带中的每一个，单独对所述相对信号强度进行不同的滞后调整。
技术方案14.根据技术方案10所述的系统，其中：将所述振动传感器安装在燃气涡轮发动机的轴承或机架中的一个或多个上。
技术方案15.根据技术方案10所述的系统，其中：所述操作进一步包括根据所述振动传感器获取的所述振动数据来确定与涡轮机不平衡相关的操作参数。
技术方案16.一个或多个有形的非暂时性计算机可读介质，其存储计算机可读指令，所述计算机可读指令在由一个或多个处理器执行时使得所述一个或多个处理器执行操作，所述操作包括以下各项：
收集振动传感器获取的振动数据，所述振动传感器被提供成接近于相对于燃气涡轮发动机的燃烧室而定位的操作部件；
按周期性间隔将所述振动数据变换成频域表示；
在一个或多个经识别频带上确定所述振动数据的相对信号强度；及
至少部分地基于相对于一个或多个事件检测阈值水平而对所述相对信号强度进行的评估，确定在一个或多个特定共振频率下燃烧室动力学事件的发生。
技术方案17.根据技术方案16所述的计算机可读介质，其中：所述操作进一步包括至少部分地基于确定的在一个或多个特定共振频率下一个或多个燃烧室动力学事件的发生，调整所述燃气涡轮发动机的燃料计划。
技术方案18.根据技术方案16所述的计算机可读介质，其中：所述操作进一步包括至少部分地基于确定的在一个或多个特定共振频率下一个或多个燃烧室动力学事件的发生，检测发动机动作触发器事件。
技术方案19.根据技术方案16所述的计算机可读介质，其中：所述振动传感器包括安装在燃气涡轮发动机的轴承或机架中的一个或多个上的加速度计。
技术方案20.根据技术方案16所述的计算机可读介质，其中：所述操作进一步包括根据所述振动传感器获取的所述振动数据来确定与涡轮机不平衡相关的操作参数。
参考以下描述及所附权利要求书将更好地理解各种实施例的这些以及其它特征、方面及优点。并入在本说明书中且构成本说明书的部分的附图说明了本发明的实施例，且与所述描述一起用于解释相关原理。
附图说明
本发明的完整且可实施的公开内容，包括其对于所属领域的一般技术人员来说的最佳模式，在参考附图的说明书中被阐述，在所述附图中：
图1是根据本发明主题的各种实施例的示范性燃气涡轮发动机的示意性横截面图；
图2是根据本发明主题的各种实施例的图1的示范性燃气涡轮发动机的核心的前端的示意性横截面图；
图3是根据本发明主题的各种实施例的图1的示范性燃气涡轮发动机的核心的后端的示意性横截面图；
图4是根据本发明主题的各种实施例的用于实施间接燃烧室动力学监测技术的实例系统部件的示意性框图；
图5是根据本发明主题的各种实施例的间接燃烧室动力学监测应用的实例算法部件的示意性框图；
图6是根据本发明主题的各种实施例的用于实施间接燃烧室动力学监测技术的实例方法的流程图；
图7是根据本发明主题的各种实施例的用于实施间接燃烧室动力学监测技术的实例方法的更特定方面的流程图；
图8是根据本发明主题的各种实施例的使用间接燃烧室动力学监测应用的FFT计算器部件来处理的实例信号数据的图形描述；
图9是根据本发明主题的各种实施例的使用间接燃烧室动力学监测应用的RSS计算器、滞后计算器及事件检测器部件来处理的实例信号数据的图形描述；且
图10是根据本发明主题的各种实施例的振动数据相对于燃烧室动力学进行标绘的图形描述。
具体实施方式
现在将对本发明的实施例进行详细参考，在附图中说明本发明的实施例的一个或多个实例。每一实例是为了解释本发明而提供，而非限制本发明。实际上，所属领域的技术人员将清楚，在不脱离本发明的范围或精神的情况下可在本发明中进行各种修改及变化。举例来说，说明或描述为一个实施例的部分的特征可与另一实施例一起使用以产生再一实施例。因此，希望本发明涵盖此类修改及变化，所述修改及变化处于所附权利要求书及其等效物的范围内。
本发明的实例方面涉及用于使用振动数据来对燃烧室动力学事件进行间接监测的系统及方法。可从例如相对于燃气涡轮发动机内的燃烧室而定位的振动感测加速度计的振动传感器获取振动数据，在一些实例中，燃气涡轮发动机可对应于例如用于各种飞机应用中的涡轮风扇、涡轮螺旋桨、涡轮喷气或涡轮轴发动机。可处理振动数据以确定关于涡轮机不平衡的操作参数，同时还在所关注的一个或多个频带内处理振动数据以确定一个或多个燃烧室动力学事件的发生。可至少部分地基于相对于一个或多个事件检测阈值水平而对经处理振动数据进行的评估，在一个或多个特定共振频率下确定燃烧室动力学事件。所确定的燃烧室动力学事件可接着用来以一种或多种方式改进发动机操作，例如通过调整发动机的燃料计划及/或检测发动机动作触发器事件。
用于对燃烧室动力学进行间接监测的一些实例系统及方法可涉及用于处理所获取振动数据的更特定特征。举例来说，可将从振动传感器获得的振动数据数字化，且接着按周期性间隔将所述振动数据变换成频域表示。在对滞后效应作出任选调整的情况下，可在一个或多个频带上确定相对信号强度(RSS)。可相对于一个或多个事件检测阈值水平进一步评估RSS及滞后值，以确定燃烧室动力学事件发生。
本发明的实例方面可提供许多优点。举例来说，通过实时检测、监测及校正燃烧室动力学事件，根据实例实施例利用燃烧室动力学监测可具有在飞行时提供感测能力的技术效果。提供了对飞机运行期间可能至关重要的短期(例如，亚1秒)事件进行监测的能力。可提供用于识别与宽带能量含量(energy content)相反的特定共振频率的特征。代替对于船用及工业应用来说为典型的窄功率范围操作区，解决方案可面向飞机的全功率范围及全飞行包线操作条件。可对航空发动机的瞬变发动机操作进行改进，而非对船用及工业应用的稳态操作进行关注。
提供高效利用现有飞机硬件而不需要额外专用压力传感器、硬件共振器或其它部件的系统及方法。在整个全飞行周期中间接地使用现有发动机传感器来对燃烧动力学进行连续监测会提供用于感测多种燃烧动力学模式的足够保真度(fidelity)。对于机队安置，用于检测燃烧室模式的单个多用途传感器可提供成本、重量及检测灵活性增强的实质性益处。此提供对开环或闭环燃料计划的开发，所述燃料计划避免或最小化可能造成损害的操作方案中的操作。
现在参考附图，应了解，所公开技术的实施例涉及包括间接燃烧室动力学监测技术的燃气涡轮发动机。图1到3分别描绘此类燃气涡轮发动机的实例方面，包括用以获得根据所公开技术处理的信号数据的振动传感器的实例位置。可将用于感测振动数据的振动传感器(例如加速度计)放置成接近于燃气涡轮发动机的一个或多个机架部件，例如图1中所描绘。另外或替代地，可将用于感测振动数据的振动传感器放置成接近于燃气涡轮发动机的一个或多个轴承，例如图2及3中所描绘。
图1示出可并入所公开技术的各种方面的实例燃气涡轮发动机10的一个实施例。燃气涡轮发动机10具有纵向轴线11，且包括被统称作“低压系统”的风扇12、低压压缩机或“增压机”14及低压涡轮机(“LPT”)16。LPT 16经由内部轴18(其还被称作“LP轴”)驱动风扇12及增压机14。发动机10还包括被统称作“气体发生器”或“核心”的高压压缩机(“HPC”)20、燃烧室22及高压涡轮机(“HPT”)24。HPT 24经由外部轴26(其还被称作“HP轴”)驱动HPC 20。总之，高压系统及低压系统可按已知方式操作以产生主要或核心流以及风扇流或旁通流。将内部轴18及外部轴26安装成用于在若干滚动元件轴承中旋转。所述轴承位于发动机10的围封部分(被称作“集油槽(sumps)”)中。在图2及3中公开且参考图2及3论述实例轴承的额外方面。
可提供一个或多个机架结构以作为燃气涡轮发动机10的部分，从而容纳及紧固各种部件。举例来说，图1描绘风扇机架15、涡轮中心机架17及涡轮后部机架19。第一实例振动传感器100a位于风扇机架15外部。第二实例振动传感器100b位于涡轮中心机架17外部。第三实例振动传感器100c位于涡轮后部机架外部。将传感器提供在机架结构外部可适用于感测可处理及分析以直接地监测涡轮机不平衡以及间接地监测燃烧室动力学的振动。振动传感器100b接近于燃烧室22且在燃烧室22下游的机架结构上的位置对于检测到在燃烧室22内产生的压力脉动是有用的。
可提供可直接地监测涡轮机不平衡以及间接地监测燃烧室动力学的振动传感器相对于涡轮轴承的额外或替代性放置位置，所述涡轮轴承常常相当接近于转子及相对应的轴部件。图1的机架结构15、17、19常常具有在轴承下方的极具刚性的连接件，这使得其成为理想替代物。图2及3描绘振动传感器相对于轴承放置的特定实例。
图2描绘相对于滚动元件轴承定位在燃气涡轮发动机内的振动传感器的第一组实例位置。更确切地说，图2更详细地展示发动机10的前部集油槽28。外部轴26的前端是由分别标示位置及类型的按常见命名法被称作“3B轴承”及“3R轴承”的滚珠前轴承32及滚轮后轴承34承载。被称作风扇毂机架36的静态环形机架构件环绕前轴承32及后轴承34。前轴承32是通过前弹簧轴承罩38连接到风扇毂机架36，且后轴承34是通过后弹簧轴承罩40连接到风扇毂机架36。具有圆柱形内部表面44的静止阻尼器外壳42环绕后轴承34。在一些实例中(如所说明)，振动传感器100d可定位在接近于滚珠前轴承或3B轴承32的发动机10的前部集油槽28内。在其它实例中，(如所说明)，振动传感器100e可经定位成接近于滚轮后轴承或3R轴承34。
图3描绘相对于滚动元件轴承定位在燃气涡轮发动机内的振动传感器的第二组实例位置。更确切地说，图3更详细地展示发动机10的后集油槽58。外部轴26的后端60是由标示位置及类型的被称作“4R轴承”的轴承62承载。轴承62的外圈64附接到发动机10的静态环形机架构件66。机架构件66具有在大体径向方向上延伸的主体部分68。静止密封臂70从主体部分68轴向地向后延伸。静止密封臂70的远端包括径向地向外延伸的数个环形密封齿72，且在极端处包括环形密封表面74。内部轴18的后端76从外部轴26向后延伸，且经安装成用于通过滚动元件轴承80而在发动机的后部机架结构78中旋转。内部轴18具有轴盘82，所述轴盘82从内部轴18大体径向地向外延伸。轴盘82在内部轴18与LP涡轮机16(参见图1)之间延伸，且在LP涡轮机16与内部轴18之间传递扭矩。在一些实例中(如所说明)，振动传感器100f可定位在接近于4R轴承62的发动机10的后集油槽58内。在其它实例中，(如所说明)，振动传感器100g可经定位成接近于滚轮元件轴承80。
虽然图1到3中所描绘的所说明发动机10是高旁通涡轮风扇发动机，但所公开技术可同样适用于涡轮螺旋桨、涡轮喷气及涡轮轴发动机，以及用于其它车辆或用于静止应用中的涡轮发动机。其它商用发动机可具有按不同于图1到3中所说明的配置的配置进行布置的轴承及机架，但仍然针对根据所公开技术使用的振动传感器选择轴承及/或机架位置。还应了解，并有所公开的、并入间接燃烧室动力学监测技术的涡轮发动机可用于多种应用中，包括飞机中的涡轮发动机。当用于飞机应用中时，可实现包括如下的优点：对发动机事件进行实时增强型检测，包括涡轮机不平衡参数以及燃烧室动力学事件两者。利用专用传感器硬件及控制单元以实现多个目标可降低所需要部件的重量及成本。
图4描绘根据本发明的实例实施例的在飞机上或在另一燃气涡轮发动机应用内实施的实例系统部件。系统104可包括一个或多个振动传感器100及一个或多个电子发动机控制(EEC)单元106。
振动传感器100可为振动感测加速度计，例如压电式加速度计或用于测量及记录发动机操作部件102的机械变量的动力学改变(包括冲击、振动及其类似者)的其它传感器。振动传感器100可充当将感测到的振动从机械能转换成电信号的换能器，如本文中所公开对所述电信号进行测量及处理以识别各种涡轮机参数。在一些实例中，振动传感器100可包括用以在中继到EEC单元106之前增强所获取的信号数据的放大器。每一振动传感器100可相对于发动机操作部件102而定位，发动机操作部件102例如机架、轴承或在图1到3中以不同方式描绘或以其它特定燃气涡轮发动机配置形式描绘的其它操作部件。振动传感器100相对于发动机操作部件102的放置可经设计及配置成使得振动传感器100的振动感测部件可检测多个参数，包括涡轮机不平衡以及燃烧室动力学事件两者。
EEC单元106可充当用于执行本文中所公开的各种功能的计算装置，且可包括一个或多个存储器装置108及一个或多个处理器110。一个或多个处理器110可包括任何合适处理装置，例如微处理器、微控制器、集成电路、逻辑装置或其它合适处理装置。一个或多个存储器装置108可包括一个或多个计算机可读介质，包括(但不限于)非暂时性计算机可读介质、RAM、ROM、硬盘驱动器、闪存驱动器或其它存储器装置。
一个或多个存储器装置108可存储一个或多个处理器110可存取的信息，包括处理器110可存取的数据112。数据112可包括(例如)从振动传感器100获取的数据。计算机可读指令114可为任何指令集，所述指令集在由一个或多个处理器110执行时使得一个或多个处理器110执行操作。可以任何合适编程语言形式编写指令114，或可在硬件中实施指令114。在一些实施例中，指令114可由一个或多个处理器110执行以使得一个或多个处理器110执行操作，例如由间接燃烧室动力学监测应用116实施的操作。
仍参考图4，EEC单元106还可包括一个或多个通信接口118，其用于经由数据总线或有线及/或无线通信链路的组合以通信方式将EEC单元106网络连接到一个或多个本地或远程系统。实例网络连接系统可包括燃气涡轮发动机系统、燃料输送系统、飞行控制计算机、飞机推进系统、数字控制系统、油门系统、惯性参考系统、飞行仪表系统、发动机控制系统、辅助动力系统、燃料监测系统、发动机振动监测系统、通信系统、襟翼控制系统、飞行数据获取系统及其它系统。
EEC单元106还可包括一个或多个输入/输出(I/O)装置120。经配置成容纳输入控件的实例I/O装置120可包括键盘、触控屏、接口面板、麦克风、眼睛控制器，或能够从飞机操作者接收指令的其它装置。经配置成提供输出接口的实例I/O装置可包括显示器、扬声器或经配置成提供由EEC单元106产生或接收的信息的其它装置。在一些实例中，输出装置120可包括主飞行显示器、多用途控制显示单元或共同包括在飞机驾驶舱内的其它合适飞行显示器。作为非限制性实例，输出装置120可用于显示事件触发器，该事件触发器指示燃烧动力学事件发生及/或基于检测到的燃烧动力学事件的发动机维护或检测要求。
图5更详细地描绘实例燃烧室动力学监测应用116，包括用于实施图6及7中所描述的算法或其它特征的实例软件及/或硬件模块。在一个特定实例中，间接燃烧室动力学监测应用116包括振动传感器数据获取器122、信号数字化器124、快速傅里叶变换(FFT)计算器126、接收信号强度确定器128、滞后调整器130及事件检测器132。
图6及7描绘根据本发明的实例实施例的用于对燃气涡轮发动机中的燃烧室动力学进行间接监测的实例方法(140)的相应方面的流程图。图6及7可由专用控制器单元或计算装置(例如图4中描绘的EEC单元106)实施，其特定方面是在图5的间接燃烧室动力学监测应用116中进一步表示。另外，图6及7出于说明及论述的目的描绘以特定次序执行的步骤。所属领域的一般技术人员使用本文所提供的公开内容应理解，本文中所公开的方法中的任一个的各种步骤可以各种方式修改、调适、扩展、重新布置及/或省略，而不会偏离本发明的范围。
图6描绘用于对燃气涡轮发动机中的燃烧室动力学进行间接监测的实例方法(140)的流程图。方法(140)可包括在(144)处收集振动传感器获取的振动数据。振动传感器可接近于燃气涡轮发动机的操作部件。其上提供有振动传感器的操作部件可相对于燃气涡轮发动机的燃烧室部分而定位，使得可检测到与燃烧室动力学相关联的振动水平。在一些实例中，可出于检测涡轮机的额外操作参数的额外目的来安装振动传感器，额外操作参数包括涡轮机不平衡、未对准或涡轮机内的机器振动的其它来源。任选地，可使用用不同位置中的多个传感器进行的现有地面发动机测试来确定振动传感器在一个或多个增强型位置中的定位。通过考虑来自多个测试传感器的振动数据的质量，可识别优选的传感器放置位置以供未来安置在飞机或飞机队内。
仍参考图6，方法(140)可包括用于评估在(144)处收集的振动数据的一个或多个应用路径。在一些实例中，在(144)处收集的振动数据可用以在(146)处直接地确定与涡轮机不平衡相关的一个或多个操作参数以及(148)处的处理，及在(150)处间接地确定一个或多个燃烧室动力学事件的发生。当在(146)处确定涡轮机不平衡时，监测能力可帮助识别过度机械力何时存在于涡轮发动机的转子部件的轴承区域中。这些过度力可缩减整体涡轮机使用寿命，且因此在(146)处对相关联参数的确定可帮助描绘发动机部件的健康特性及识别何时需要实施维护任务。
现在参看图7，描述处理(148)在(144)处收集的振动数据的更特定方面。一般来说，处理(148)用以帮助将特定共振频率与由振动传感器获得的背景信号隔离。可在(156)处通过将振动传感器的模拟换能器输出转译成适合于后续信号处理的数字形式而将振动数据数字化。接着可在(158)处将数字化振动数据从时域表示变换成频域表示。在一个实例中，(158)处的信号变换可涉及按周期性间隔执行快速傅里叶变换(FFT)。图8的图形说明中描绘在(158)处进行变换之后的振动数据的实例表示，图8的图形说明提供信号频率相对于以毫秒为单位的时间进行标绘的实例频谱图170。
接着可在(160)处确定经变换振动数据的相对信号强度(RSS)。可在(160)处在一个或多个特定频带上确定RSS，例如在图8中所描绘的在所关注的第一频带172、所关注的第二频带174及所关注的第三频带174下。应了解，尽管图9描绘了所关注的三个频带，但可选择任何总数目个频带。另外，在(160)处确定RSS所在的位置及带宽可变化。在一些实例中，基于涡轮机燃烧室的已知共振模式来选择这些频带。在其它实例中，按预定间隔或按随机确定的频率选择来选择频带。
接着可在(162)处在一个或多个经识别频带(在(160)处确定其RSS)中的每一个频带下实施滞后调整。(162)处的滞后调整可涉及修改在(160)处确定的RSS信号，以在(164)处通过补偿存在的RSS信号中的噪音来防止不需要的事件检测在所获取的振动数据中发生接触弹跳(contact bounce)。可在(162)处针对每一所关注的单独频带(在(160)处确定其RSS)实施滞后计算及相对应的信号调整。如图9中所描绘，针对在所关注的第一频带172上获得的RSS值执行第一滞后调整178。针对在所关注的第二频带174上获得的RSS值确定第二滞后调整180，且针对在所关注的第三频带176上获得的RSS值确定第三滞后调整182。
在(148)处在所关注的一个或多个频带内进行信号处理之后，在(150)处评估经处理振动数据以确定一个或多个燃烧动力学事件的发生。通过相对于一个或多个事件检测阈值水平而评估在(160)处确定且任选地在(162)处进行滞后调整的RSS值，在(150)处可进行确定。(150)处的事件检测可包括仅跟踪燃烧室动力学事件的发生。另外或替代地，(150)处的事件检测还可识别此类事件发生的特定共振频率。可对归因于(例如)每次飞行(在此期间操作飞机燃气涡轮发动机)的特定动力学模式的最大压力或振动水平收集详细频率数据。对精确共振频率的识别可辅助识别在燃烧室内激发何种共振模式及识别后续发动机改进所需的适当响应。
在图9中在信号块184处描绘在(150)处确定的事件检测。可针对所关注的每一频带单独识别事件检测阈值水平。在图10中表示选择事件检测阈值水平的方式的实例方面。图10说明放置在涡轮机中心机架上的振动感测加速度计的振动数据是相对于直接在涡轮机燃烧室内获得的燃烧室科莱特(kulite)水平进行标绘的。燃烧室科莱特对应于使用差压传感器测量燃烧室内的流动不稳定性而对燃烧动力学的直接测量。实例数据点186标绘以加速度G为单位的振动振幅峰值相对于以磅/平方英寸(psi)为单位的燃烧室科莱特的峰-峰振幅。搜集数据点186可用以拟合表示事件检测的阈值水平的线188。接着当振动水平超过已确立的阈值水平时，可确定对应于燃烧室动力学事件的随后获得且处理的振动数据。在所公开的系统及方法中，通常不提供直接燃烧室科莱特测量传感器，而是仅用直接燃烧室科莱特测量传感器以帮助设置事件检测阈值水平，使得可使用仅具有振动数据的系统来间接地计算燃烧室动力学。
再次参看图6，接着可使用在(150)处确定发生的燃烧室动力学事件来以一种或多种方式改进燃气涡轮发动机操作。在一个实例中，可将所确定的在一个或多个特定共振频率下一个或多个燃烧室动力学事件的发生用于闭环方法中以在(152)处调整燃气涡轮发动机的燃料计划。在此实例中，在所分析振动数据指示在燃烧室内超出动压极限的情况下，控制软件可主动地修改燃料计划。对燃烧室燃料计划的此主动修改可提供在燃烧室燃料计划随着时间推移而改变时，对发动机进行个别化调节。在另一实例中，可将所确定的一个或多个燃烧室动力学事件的发生以及所收集的共振频率数据用于开环方法中以在(154)处检测一个或多个发动机动作触发器事件。发动机动作触发器事件可指示需要实施与发动机相关的某一未来动作，例如未来燃料计划改进及/或用以评估潜在危害的发动机检测。
本书面描述使用实例来公开包括最佳模式的本发明，且还使得所属领域的技术人员能够实施本发明，包括制造及使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例包括与所附权利要求书的字面语言没有不同的结构元件，或如果此类其它实例包括与所附权利要求书的字面语言无实质差别的等效结构元件，那么此类其它实例意图在所附权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于对燃气涡轮发动机中的燃烧室动力学进行间接监测的方法，包括：
由一个或多个处理器收集振动传感器获取的振动数据，所述振动传感器接近于相对于燃气涡轮发动机的燃烧室而定位的操作部件；
使用所述一个或多个处理器在一个或多个经识别频带下处理所述振动数据以产生经处理振动数据；及
至少部分地基于相对于一个或多个事件检测阈值水平而对所述经处理振动数据进行的评估，使用所述一个或多个处理器根据所述经处理振动数据确定在一个或多个特定共振频率下一个或多个燃烧室动力学事件的发生。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于进一步包括至少部分地基于确定的在一个或多个特定共振频率下一个或多个燃烧室动力学事件的发生，由所述一个或多个处理器调整所述燃气涡轮发动机的燃料计划。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于进一步包括至少部分地基于在一个或多个特定共振频率下的所述一个或多个燃烧室动力学事件，由所述一个或多个处理器检测发动机动作触发器事件。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：由所述一个或多个处理器处理所述振动数据进一步包括由所述一个或多个处理器按周期性间隔将所述振动数据变换成频域表示。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：由所述一个或多个处理器在一个或多个经识别频带下处理所述振动数据进一步包括由所述一个或多个处理器在所述一个或多个经识别频带上确定所述振动数据的相对信号强度。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：由所述一个或多个处理器在一个或多个经识别频带下处理所述振动数据进一步包括由所述一个或多个处理器滞后调整所述相对信号强度，其中针对所述一个或多个经识别频带中的每一个，单独对所述相对信号强度进行不同的滞后调整。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：将所述振动传感器安装在燃气涡轮发动机的轴承上。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：将所述振动传感器安装在燃气涡轮发动机的机架上。
9.一种用于对燃气涡轮机燃烧室动力学进行间接监测的系统，包括：
振动传感器，定位成接近于相对于燃气涡轮发动机的燃烧室而定位的操作部件，所述振动传感器经配置成感测振动；
电子发动机控制单元，包括一个或多个处理器及一个或多个存储器装置，所述一个或多个存储器装置存储在由所述一个或多个处理器执行时使得所述一个或多个处理器执行操作的指令，所述操作包括以下各项：
收集所述振动传感器获取的振动数据；
按周期性间隔将所述振动数据变换成频域表示；
在一个或多个经识别频带上确定所述振动数据的相对信号强度；及
至少部分地基于相对于一个或多个事件检测阈值水平而对所述相对信号强度进行的评估，确定在一个或多个特定共振频率下燃烧室动力学事件的发生。
10.一个或多个有形的非暂时性计算机可读介质，其存储计算机可读指令，所述计算机可读指令在由一个或多个处理器执行时使得所述一个或多个处理器执行操作，所述操作包括以下各项：
收集振动传感器获取的振动数据，所述振动传感器被提供成接近于相对于燃气涡轮发动机的燃烧室而定位的操作部件；
按周期性间隔将所述振动数据变换成频域表示；
在一个或多个经识别频带上确定所述振动数据的相对信号强度；及
至少部分地基于相对于一个或多个事件检测阈值水平而对所述相对信号强度进行的评估，确定在一个或多个特定共振频率下燃烧室动力学事件的发生。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110966100A (zh) * 2018-09-30 2020-04-07 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种燃烧振荡的监测装置及其方法
CN114562368A (zh) * 2022-02-15 2022-05-31 华瑞（江苏）燃机服务有限公司 燃机自动燃烧调整系统的燃烧脉动信号处理系统及方法

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109357748B (zh) * 2018-11-27 2023-02-03 吉林电力股份有限公司白城发电公司 汽轮机叶片颤振监测装置及装置安装方法和装置监测方法
US11867397B2 (en) * 2019-05-10 2024-01-09 Electric Power Research Institute, Inc. Gas turbine
JP7179682B2 (ja) * 2019-05-31 2022-11-29 株式会社東芝 振動検出装置
CN113825038B (zh) * 2021-07-26 2023-06-20 中国南方航空股份有限公司 一种飞机发动机高级振动监测装置

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020005037A1 (en) * 1998-09-25 2002-01-17 Daniel Robert Tegel Measurement method for detecting and quantifying combustor dynamic pressures
US20030066352A1 (en) * 2001-10-05 2003-04-10 Leamy Kevin Richard Method and system for monitoring bearings
CN101184980A (zh) * 2005-04-26 2008-05-21 丰田自动车株式会社 内燃机爆震判定设备
CN101189499A (zh) * 2005-04-27 2008-05-28 丰田自动车株式会社 内燃机爆震判定设备
US20090110541A1 (en) * 2007-10-25 2009-04-30 United Technologies Corp. Vibration Management for Gas Turbine Engines
CN101467017A (zh) * 2006-06-06 2009-06-24 丰田自动车株式会社 用于内燃机的爆震判定设备和方法
EP2199680A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-23 Rolls-Royce plc Combuster rumble
CN101796380A (zh) * 2007-09-03 2010-08-04 丰田自动车株式会社 用于内燃机的爆震判定装置和爆震判定方法
CN101855440A (zh) * 2007-11-07 2010-10-06 飞思卡尔半导体公司 汽车系统中的爆震信号检测
CN102282450A (zh) * 2009-01-13 2011-12-14 斯奈克玛 监控航空燃气涡轮发动机运行中产生的振动现象的方法和系统
CN104583570A (zh) * 2012-11-16 2015-04-29 丰田自动车株式会社 用于检测内燃机中的异常燃烧的装置
US20150362396A1 (en) * 2014-06-12 2015-12-17 Siemens Energy, Inc. Method and apparatus for turbine engine rotor automatic self balancing
WO2016147932A1 (ja) * 2015-03-13 2016-09-22 日立オートモティブシステムズ株式会社 内燃機関の制御装置及び異常燃焼検出方法

Family Cites Families (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4967550A (en) * 1987-04-28 1990-11-06 Rolls-Royce Plc Active control of unsteady motion phenomena in turbomachinery
FR2726603B1 (fr) 1994-11-09 1996-12-13 Snecma Dispositif de controle actif des instabilites de combustion et de decokefaction d'un injecteur de carburant
US5719791A (en) * 1995-03-17 1998-02-17 Georgia Tech Research Corporation Methods, apparatus and systems for real time identification and control of modes of oscillation
US5665916A (en) 1996-06-28 1997-09-09 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Fuel line based acoustic flame-out detection system
US6922612B2 (en) * 2001-01-30 2005-07-26 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustion vibration estimating apparatus, plant and gas turbine plant
US6530228B2 (en) * 2001-05-07 2003-03-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Method and device for modulation of a flame
US6839613B2 (en) 2001-07-17 2005-01-04 General Electric Company Remote tuning for gas turbines
JP4056232B2 (ja) * 2001-08-23 2008-03-05 三菱重工業株式会社 ガスタービン制御装置、ガスタービンシステム及びガスタービン遠隔監視システム
US6640549B1 (en) 2002-12-03 2003-11-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Method and device for modulation of a flame
US7200487B2 (en) 2003-06-30 2007-04-03 Westport Power Inc. System and method for processing an accelerometer signal to assist in combustion quality control in an internal combustion engine
US7409319B2 (en) * 2003-11-24 2008-08-05 General Electric Company Method and apparatus for detecting rub in a turbomachine
US6973791B2 (en) 2003-12-30 2005-12-13 General Electric Company Method and apparatus for reduction of combustor dynamic pressure during operation of gas turbine engines
US7334413B2 (en) 2004-05-07 2008-02-26 Rosemount Aerospace Inc. Apparatus, system and method for observing combustion conditions in a gas turbine engine
US7775052B2 (en) 2004-05-07 2010-08-17 Delavan Inc Active combustion control system for gas turbine engines
US8742944B2 (en) * 2004-06-21 2014-06-03 Siemens Energy, Inc. Apparatus and method of monitoring operating parameters of a gas turbine
US7075424B1 (en) * 2004-07-08 2006-07-11 North Carolina A&T State University System for damage location using a single channel continuous acoustic emission sensor
US7210297B2 (en) * 2004-11-04 2007-05-01 General Electric Company Method and apparatus for identification of hot and cold chambers in a gas turbine combustor
US7406820B2 (en) 2005-03-25 2008-08-05 Honeywell International Inc. System and method for turbine engine adaptive control for mitigation of instabilities
US7503177B2 (en) 2006-03-17 2009-03-17 Siemens Energy, Inc. Combustion dynamics monitoring
US7584617B2 (en) 2006-03-17 2009-09-08 Siemens Energy, Inc. Monitoring health of a combustion dynamics sensing system
US8818683B2 (en) * 2006-04-21 2014-08-26 General Electric Company Method and apparatus for operating a gas turbine engine
US7966801B2 (en) 2006-12-07 2011-06-28 General Electric Company Apparatus and method for gas turbine active combustion control system
DE102007032600A1 (de) 2007-07-11 2009-01-15 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Vorrichtung und Verfahren zur Verbesserung der Dämpfung von akustischen Wellen
US7997083B2 (en) * 2007-08-28 2011-08-16 General Electric Company Method and system for detection of gas turbine combustion blowouts utilizing fuel normalized power response
US8504276B2 (en) * 2008-02-28 2013-08-06 Power Systems Mfg., Llc Gas turbine engine controls for minimizing combustion dynamics and emissions
US8126629B2 (en) * 2008-04-25 2012-02-28 General Electric Company Method and system for operating gas turbine engine systems
US7853433B2 (en) 2008-09-24 2010-12-14 Siemens Energy, Inc. Combustion anomaly detection via wavelet analysis of dynamic sensor signals
US8437941B2 (en) 2009-05-08 2013-05-07 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of gas turbine combustion systems
US9097185B2 (en) * 2009-05-26 2015-08-04 Alstom Technology Ltd Stabilizing a gas turbine engine via incremental tuning
EP2259039A1 (en) 2009-06-05 2010-12-08 Simea Optic AB A fibre optical system and use thereof
US20110239621A1 (en) 2010-03-30 2011-10-06 Meneely Clinton T Fiber optic microphones for active combustion control
US8417433B2 (en) 2010-04-30 2013-04-09 Alstom Technology Ltd. Dynamically auto-tuning a gas turbine engine
EP2520863B1 (en) * 2011-05-05 2016-11-23 General Electric Technology GmbH Method for protecting a gas turbine engine against high dynamical process values and gas turbine engine for conducting said method
DE102011087599A1 (de) 2011-12-01 2013-06-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Druckmessvorrichtung und Druckmessverfahren für eine Strömungskraftmaschine
US20130291552A1 (en) 2012-05-03 2013-11-07 United Technologies Corporation Electrical control of combustion
US20130326383A1 (en) * 2012-06-04 2013-12-05 Roger Anthony Gatti Vibration data collection and processing for a gas turbine engine
US20140137564A1 (en) * 2012-11-19 2014-05-22 General Electric Company Mitigation of Hot Corrosion in Steam Injected Gas Turbines
CA2809291C (en) 2013-03-12 2014-11-25 Westport Power Inc. Fuel system diagnostics
US9404426B2 (en) * 2013-12-31 2016-08-02 General Electric Company Methods and systems for enhancing control of power plant generating units
DE102014205459A1 (de) 2014-03-24 2015-10-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Druckmessvorrichtung zur Messung dynamischer Drücke sowie Gasturbinenbrennkammer mit einer Druckmessvorrichtung
US9551283B2 (en) * 2014-06-26 2017-01-24 General Electric Company Systems and methods for a fuel pressure oscillation device for reduction of coherence

Patent Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020005037A1 (en) * 1998-09-25 2002-01-17 Daniel Robert Tegel Measurement method for detecting and quantifying combustor dynamic pressures
US6354071B2 (en) * 1998-09-25 2002-03-12 General Electric Company Measurement method for detecting and quantifying combustor dynamic pressures
US20030066352A1 (en) * 2001-10-05 2003-04-10 Leamy Kevin Richard Method and system for monitoring bearings
CN101184980A (zh) * 2005-04-26 2008-05-21 丰田自动车株式会社 内燃机爆震判定设备
CN101189499A (zh) * 2005-04-27 2008-05-28 丰田自动车株式会社 内燃机爆震判定设备
CN101467017A (zh) * 2006-06-06 2009-06-24 丰田自动车株式会社 用于内燃机的爆震判定设备和方法
CN101796380A (zh) * 2007-09-03 2010-08-04 丰田自动车株式会社 用于内燃机的爆震判定装置和爆震判定方法
US20090110541A1 (en) * 2007-10-25 2009-04-30 United Technologies Corp. Vibration Management for Gas Turbine Engines
US8240120B2 (en) * 2007-10-25 2012-08-14 United Technologies Corporation Vibration management for gas turbine engines
CN101855440A (zh) * 2007-11-07 2010-10-06 飞思卡尔半导体公司 汽车系统中的爆震信号检测
EP2199680A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-23 Rolls-Royce plc Combuster rumble
CN102282450A (zh) * 2009-01-13 2011-12-14 斯奈克玛 监控航空燃气涡轮发动机运行中产生的振动现象的方法和系统
CN104583570A (zh) * 2012-11-16 2015-04-29 丰田自动车株式会社 用于检测内燃机中的异常燃烧的装置
US20150362396A1 (en) * 2014-06-12 2015-12-17 Siemens Energy, Inc. Method and apparatus for turbine engine rotor automatic self balancing
WO2016147932A1 (ja) * 2015-03-13 2016-09-22 日立オートモティブシステムズ株式会社 内燃機関の制御装置及び異常燃焼検出方法

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110966100A (zh) * 2018-09-30 2020-04-07 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种燃烧振荡的监测装置及其方法
CN110966100B (zh) * 2018-09-30 2021-03-05 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种燃烧振荡的监测装置及其方法
CN114562368A (zh) * 2022-02-15 2022-05-31 华瑞（江苏）燃机服务有限公司 燃机自动燃烧调整系统的燃烧脉动信号处理系统及方法

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