CN111771084A - 用于燃气涡轮的分析方法 - Google Patents

Abstract

燃气涡轮包括用于点燃气体的多个燃烧装置。该方法包括：接收针对第一多个探测点的第一温度测量值，第一多个探测点中的每个探测点与多个燃烧装置中的一个燃烧装置相关联(S0)。该方法包括接收针对第二多个探测点的第二温度测量值，第二多个探测点中的每个探测点位于多个燃烧装置的下游(S1)。该方法包括确定第一多个探测点和第二多个探测点之间的关联。确定包括：使用第一温度测量值和第二温度测量值以及针对第一多个探测点和第二多个探测点的位置信息来确定燃气涡轮的涡流特性。涡流特性表示在多个燃烧装置处的被点燃的气体和在第二多个探测点处的被点燃的气体之间的角位移(S2)。还提供了一种计算机可读介质和燃气涡轮。

Description

用于燃气涡轮的分析方法

技术领域

本公开涉及一种用于燃气涡轮的分析方法和一种燃气涡轮。特别地，本公开涉及一种包括用于点燃气体的多个燃烧装置的燃气涡轮以及一种用于燃气涡轮的分析方法。

背景技术

燃气涡轮广泛被用于发电和机械驱动应用。这些应用包括在航空和船舶推进系统、发电站以及油气运输等领域中。

需要监测燃气涡轮的性能，诸如用以标识潜在的或实际的故障。尽早而准确地标识此类问题有利于减少停机时间、使涡轮和环境效率最大化，并且确保人员的安全。

先前已经认识到，可以通过监测燃烧装置内的温度(例如，在燃烧装置的燃烧器尖端处的温度和燃烧装置下游的温度)来标识在燃气涡轮中的机械问题。

为了标识机械故障或者标识这种机械故障是否可能发生，可以监测燃烧装置下游的温度。这是因为在燃烧装置出口温度中的变化可以显著地缩短部件的蠕变寿命。

测量燃烧装置出口的温度通常是不可能的，这是因为燃烧装置出口的温度通常太高而无法用常规传感器直接测量。结果，通常通过测量排气温度或交互管温度来间接测量燃烧装置的出口温度。排气管和交互管位于燃气涡轮机中的燃烧装置的下游。通常使用位于排气管或交互管中的热电偶来测量该温度。

测量在交互管或排气管处的温度可以仅标识燃气涡轮内出现的故障，但是通常不能标识导致故障的燃烧装置。这是由于气体从燃烧装置穿过涡轮通向交互管和排气管下游位置的动态的、复杂的运动。因此，即使标识出故障，也可能需要大量的停机时间和调查工作，以标识出引起该故障的具体燃烧装置。

先前已经认识到，气体以螺旋簇的形式从燃烧装置行进通过燃气涡轮。每个燃烧装置的螺旋簇不倾向于与相邻簇混合。结果，在燃烧装置下游的位置处的气体可以被认为是由从燃烧装置的相应一个燃烧装置的出口处的气体的起始位置偏移了涡流角。因此，涡流特性已被标识为用于确定下游气体温度测量值与负责该下游气体温度测量值的燃烧装置之间关系的重要性质。

现有方法已经尝试通过在燃烧装置上激光成像的应用来确定涡流特性。

现有方法也已经尝试通过使用计算流体动力学来确定或解释涡流特性。

现有方法具有局限性。它们可能很昂贵，并且可能无法在燃气涡轮的正常运行期间使用。由于涉及到数值模拟，它们可能在计算上是昂贵的，并且可能无法以高确定性来确定涡流特性。

本发明的目的是提供一种用于确定燃气涡轮机中的涡流特性的改进方法，或者至少提供对现有方法的一种备选方案。

发明内容

根据本公开，提供了如所附权利要求中阐述的方法、计算机可读介质和燃气涡轮。根据从属权利要求以及随后的描述，本发明的其他特征将是清楚的。

根据本发明的第一方面，提供了一种用于燃气涡轮的分析方法。燃气涡轮包括用于点燃气体的多个燃烧装置。该分析方法包括接收针对第一多个探测点的第一温度测量值。第一多个探测点中的每个探测点与多个燃烧装置的一个燃烧装置相关联。该分析方法包括接收第二多个探测点的第二温度测量值。第二多个探测点中的每个探测点位于多个燃烧装置的下游。该分析方法包括确定第一多个探测点和第二多个探测点之间的关联。该确定包括：使用第一温度测量值和第二温度测量值以及针对第一多个探测点和第二多个探测点的位置信息来确定针对燃气涡轮的涡流特性。该涡流特性表示多个燃烧装置处的被点燃的气体和在第二多个探测点处的被点燃的气体之间的角位移。

这里，第一多个探测点中的每个探测点与多个燃烧装置中的一个燃烧装置相关联，这可以意味着多个燃烧装置中的每个燃烧装置具有第一多个探测点中的一个探测点。这可以意味着多个探测点中的每个探测点与多个燃烧装置中的相应一个燃烧装置相关联。也就是说，多个探测点中的每个探测点与不同的燃烧装置相关联。

涡流特性归因于气体通过涡轮的运动。特别地，涡流特性可以归因于气体围绕涡轮以螺旋簇行进，而非以直线路径行进。这些路径在旋转期间往往不会混合，并且因此，涡流特性引起在燃烧装置处的被点燃的气体和在第二多个探测点处的被点燃的气体之间的角位移。这意味着温度曲线从燃烧装置出口向第二探测点成角度地移位。通过确定涡流特性，因此有可能将温度数据追溯到燃烧装置，从而确定哪个燃烧装置对哪个下游气体温度负责。以这种方式，有可能基于下游气体温度测量值来确定哪些燃烧装置可能是有故障的。

重要的是，本发明使用第一温度测量值和第二温度测量值以及针对第一多个探测点和第二多个探测点的位置信息来确定燃气涡轮的涡流特性。因此，本发明不需要使用激光成像或计算上昂贵的流体动力学模拟来对燃气涡轮单独测量。相反地，有利地，连同位置信息的简单温度测量已经被确定为能够用于确定涡流特性。可以以这种方式使用温度测量和位置信息的认识有可能是违反直觉的，但是就简单性而言，该实现方式与现有的、更复杂的方法相比是有利的。

涡流特性可以表示在多个燃烧装置的出口处的被点燃的气体和在第二多个探测点处的被点燃的气体之间的角位移。在燃烧装置出口温度中的变化对于潜在地显著地缩短部件的蠕变寿命具有重要意义。由于通常不可能测量燃烧装置出口温度，因此本方法提供了一种计算上简单的方法，该方法用于将未测量的燃烧装置出口温度与第二温度测量值相关联。

方法可以进一步包括输出涡流特性。输出涡流特性可以包括显示涡流特性，和/或可以包括在随后的诊断应用中使用涡流特性。

第一多个探测点可以位于多个燃烧装置内。第一多个探测点可以各自与多个燃烧装置的燃烧器相关联，例如位于多个燃烧装置的燃烧器内。第一多个探测点可以各自与燃烧器尖端相关联，例如位于燃烧器尖端内。在燃烧装置或燃烧装置的燃烧器中的其他位置也是可能的，这些其他位置用于允许测量燃烧器中的温度或更通常地测量燃烧装置中的温度。

多个燃烧装置可以呈燃烧装置的环形阵列的形式。也就是说，燃烧装置距共用点全部具有相同的径向间距，但是被周向地彼此隔开。每个探测点可以与燃烧装置中的一个燃烧装置相关联，例如位于燃烧装置中的一个燃烧装置中，并且将因此相对于环形阵列的原点位置呈特别角度。也就是说，每个探测点可以与燃烧装置中的一个不同燃烧装置相关联。多个燃烧装置可以是环管燃烧装置。环管燃烧装置可以具有离散的燃烧区，燃烧区被包含在带有环管燃烧装置自己的燃料喷射器的单独的衬套中，但是所有燃烧区共享一个共用的环形壳体。

第二多个探测点可以与燃气涡轮的交互管相关联，例如位于燃气涡轮的交互管中。燃气涡轮可以包括位于多个燃烧装置的下游的交互管。第二多个探测点可以位于交互管内。第二多个探测点可以位于围绕交互管的周向。第二多个探测点可以与燃气涡轮的排气管相关联，例如位于燃气涡轮的排气管中。燃气涡轮的排气管可以位于交互管(如果存在的话)的下游。第二多个探测点可以位于围绕燃气涡轮的排气管的周向。

第一温度测量值和/或第二温度测量值可以由温度传感器测量。温度传感器可以是热电偶。

针对第一多个探测点和第二多个探测点的位置信息可以是以角度信息的形式，例如表示每个探测点相对于原点位置的角度。

涡流特性可以包括涡流角。

使用针对第一多个探测点和第二多个探测点的第一温度测量值和第二温度测量值和位置信息来确定燃气涡轮的涡流特性可以包括：将第一温度测量值和第二温度测量值和位置信息输入到模型中，并且接收涡流特性作为模型的输出。

使用第一温度测量值和第二温度测量值和位置信息来确定涡流特性可以包括：使用作为输入的第一温度测量值和第二温度测量值和位置信息和作为待确定的未知参数的涡流特性，来求解优化问题。求解优化问题可以包括使用模型。

模型可以具有形式：

dgt(θ)＝A+Bcgt(θ-θ₁) (1)

换句话说，求解优化问题包括求解以下等式：

dgt(θ)＝A+Bcgt(θ-θ₁) (1)

dgt(θ)可以是针对在位置θ处的第二探测点的第二温度测量值。位置θ可以表示角度。也就是说，第二多个探测点可以处于周向地围绕下游气体流动路径的不同位置，例如，第二多个探测点可以被布置为周向地围绕燃气涡轮的交互管。位置θ可以指这些第二多个探测点相对于原点位置的角位置。

A和B可以是可选的未知参数。B可以是可选的未知比例因子参数。在某些示例实施方式中，A可以具有为0的值。在一些示例实施方式中，B可以具有为1的值。

求解优化问题可以包括确定等式dgt(θ)＝A+Bcgt(θ-θ₁)的解。解的确定可以包括使用已知值dgt(θ)、cgt(θ)和θ来确定未知参数A、B和θ₁。

解的确定可以包括针对未知参数A、B和θ₁设置初始值。解的确定可以包括对参数A、B和θ₁应用优化技术来确定最优解。

求解优化问题可以包括求解顺序二次编程优化问题。

求解优化问题可以包括求解全局优化问题，以标识针对(多个)未知参数的全局最优范围。全局优化问题可以可选地使用遗传算法来求解。

求解优化问题的步骤还可以包括求解局部优化问题，以从针对未知参数的全局最优范围中确定局部最优解。局部优化问题可以可选地使用牛顿算法(优选为拟牛顿算法)来求解。在该示例实施方式中，求解优化问题可以被视为使用遗传算法(GA)-拟牛顿(QN)算法方法。

求解优化问题可以被执行，直到达到收敛准则或其他退出条件为止。其他退出条件可以例如基于在优化期间执行的迭代的时间或次数。

在上面的等式(1)中，A可以包括基线温度值C₁。基线温度值C₁可以是燃气涡轮中第二多个探测点所处的区域的基线温度值。C₁可以是针对燃气涡轮的交互管或排气管的基线温度值。求解优化问题还可以包括确定基线温度值C₁。

在上面的等式(1)中，B可以包括膨胀因子C₂。膨胀因子可以是在燃烧装置处的第一温度测量值的膨胀因子。膨胀因子可以是无量纲的比例参数。求解优化问题还可以包括确定膨胀因子C₂。

A可以单独地或附加地包括热点校正值。热点校正值可以用于考虑燃气涡轮内热点和/或冷点的存在。归因于燃烧装置的离散的位置，可以在气体内产生热点和冷点。求解优化问题还可以包括确定热点校正值。

热点校正值可以由等式C₃ cos(N(θ-θ₂))表示。C₃可以是热点和冷点之间的最大温度差。N可以是预定值，并且可以是热点的数目，并且可以基于燃烧室的数目来确定。θ₂可以是表示热点的位置与第二探测点中的所选择的一个第二探测点之间的差的位置信息。差可以是以角度的形式。

在最优选的实施方式中，N不是未知值，而相反地是预定值，该预定值是基于燃烧室的数目来设置的。例如，对于具有六个燃烧装置的燃气涡轮，可以期望有六个热点和十二个冷点。通常可以期望，冷点形成成对的相邻冷点，并且因此在每个对中的冷点之间的差异可以被忽略。因为这样，可以认为燃气涡轮具有六个热点和六个冷点，并且因此可以认为N具有N＝6的值。对于具有不同燃烧装置的数目的燃气涡轮，N可以以类似的方式被设置，或者可以基于技术人员的偏好被设置为不同的值。

在一个示例实施方式中，求解优化问题包括求解以下等式：

dgt(θ)＝C₁+C₂ cgt(θ-θ₁)+C₃ cos(N(θ-θ₂)) (2)

应当理解的是，上述特定的等式(2)不需要出现在本发明的所有实施方式中。特别地，可以基于技术人员的偏好和优化问题的期望精度来适当地设置不同的模型参数。例如，在计算速度优选于准确性的情况下，可以使用较少的模型参数，并且反之亦然。

在一个示例实施方式中，可以通过使用查找表确定涡流特性，以确定与所接收的第一温度测量值和所接收的第二温度测量值以及针对第一多个探测点和第二多个探测点的位置信息相关联的涡流特性。通过求解如上所述的等式，针对不同的第一温度测量值和第二温度测量值和位置信息的涡流特性可以已经预先地被确定。

第一温度测量值和第二温度测量值可以包括随时间的多个样本。

根据本发明的第二方面，提供了一种计算机可读介质，该计算机可读介质上记录有指令，该指令在由处理设备执行时，使处理设备执行如上所述的关于本发明的第一方面的方法。

根据本发明的第三方面，提供了一种燃气涡轮。燃气涡轮包括用于点燃气体的多个燃烧装置。燃气涡轮包括控制器。控制器可操作以接收针对第一多个探测点的第一温度测量值，第一多个探测点中的每个探测点与多个燃烧装置中的一个燃烧装置相关联。控制器可操作以接收针对第二多个探测点的第二温度测量值，第二多个探测点中的每个探测点位于多个燃烧装置的下游。控制器可操作以确定第一多个探测点和第二多个探测点之间的关联。确定包括：使用第一温度测量值和第二温度测量值以及针对第一多个探测点和第二多个探测点的位置信息来确定针对燃气涡轮的涡流特性。涡流特性表示在第一多个燃烧装置处的被点燃的气体和在第二多个探测点处的被点燃的气体之间的角位移。

燃气涡轮可操作地执行如上所述的有关本发明的第一方面的方法。

根据本发明的第四方面，提供了一种用于燃气涡轮的控制器，该燃气涡轮包括用于点燃气体的多个燃烧装置。该控制器可操作以接收针对第一多个探测点的第一温度测量值，该第一多个探测点中的每个探测点与多个燃烧装置中的一个燃烧装置相关联。该控制器可操作以接收针对第二多个探测点的第二温度测量值，第二多个探测点中的每个探测点位于多个燃烧装置的下游，该控制器可操作以确定第一多个探测点和第二多个探测点之间的关联，确定包括：使用第一温度测量值和第二温度测量值以及针对第一多个探测点和第二多个探测点的位置信息来确定针对燃气涡轮的涡流特性，涡流特性表示在多个燃烧装置处的被点燃的气体和在第二多个探测点处的被点燃的气体之间的角位移。

附图说明

现在将参考附图描述本公开的示例，其中：

图1示出了根据本发明的方面的燃气涡轮的简化截面图；

图2示出了根据本发明的方面的另一燃气涡轮的简化截面图；

图3示出了根据本发明的方面的另一燃气涡轮的简化截面图；

图4是被包含在图1至图3中的燃气涡轮的引燃燃烧器的剖视图；

图5是根据本发明的方面的燃气涡轮温度测量的曲线图；

图6是根据本发明的方面的燃气涡轮温度测量的极坐标图；

图7是根据本发明的方面的燃气涡轮温度测量的极坐标图；

图8示出了在燃气涡轮的交互管中的热电偶的示例布置；

图9A示出了根据本发明的方面的燃气涡轮温度测量的时间序列的极坐标图；

图9B示出了根据本发明的方面的燃气涡轮温度测量的时间序列的极坐标图；

图10A至图10F示出了根据本发明的方面的优化结果的直方图；以及

图11是根据本发明的第一方面的方法的流程图。

具体实施方式

参照图1至图4，描述了示例性的燃气涡轮发动机10，或者其被简称为燃气涡轮。本发明不限于任何特定类型的燃气涡轮发动机10，而是相反地，图1至图4旨在提供背景，并且有助于本发明的理解。

图1是燃气涡轮10的示例。燃气涡轮10包括压气机14、燃烧段22和交互管(interduct)54、动力涡轮16和排气管道26。气体管34从流入段20开始，经由压气机14、燃烧段22、动力涡轮16和排气管道26来引导推进气体通过燃气涡轮10。

更详细地，在根据图1的燃气涡轮10的左端处，形式为空气的推进气体18经由流入段20流动进入到压气机14中。压气机14随即压缩推进气体。推进气体随后进入燃气涡轮10的燃烧段22，在该燃烧段22中该推进气体与燃料混合并且在燃烧装置24中被点燃。燃烧段22包含环形阵列的燃烧装置24，在图1中示出该环形阵列的燃烧装置24中的两个燃烧装置，并且该环形阵列的燃烧装置24引导进入气体管34中。燃烧装置24的每个燃烧装置24都包括燃烧器36，用于将燃料引入相应的燃烧装置24的内部中并且点燃燃料/空气混合物。

图1的燃气涡轮10具有第一多个探测点。第一多个探测点中的每个探测点与多个燃烧装置24中的一个燃烧装置24相关联。在图1的示例实施方式中，第一多个探测点在多个燃烧装置24内，并且特别地在多个燃烧装置24的燃烧器36内。也就是说，第一多个探测点的每个探测点位于多个燃烧装置24的相应的一个燃烧装置24中，使得多个燃烧装置24的每个燃烧装置24的温度由单独的探测点测量。在该示例中，温度传感器被提供用于测量第一多个探测点处的温度。温度传感器可以是热电偶。

图1的燃气涡轮10具有第二多个探测点。第二多个探测点中的每个探测点位于多个燃烧装置24的下游。第二多个探测点可以与交互管54或排气管道26相关联。在该示例中，温度传感器被提供用于测量在第二多个探测点处的温度。温度传感器可以是热电偶。

图1的燃气涡轮10还包括控制器(未示出)。控制器被布置为接收针对第一多个探测点的第一温度测量值和针对第二多个探测点的第二温度测量值。

图2是形式为单轴燃气涡轮发动机的燃气涡轮发动机10的另一示例。燃气涡轮发动机10包括单个转子轴12，该转子轴12承载压气机14和动力涡轮16两者。气体管34从流入段20开始，经由压气机14、燃烧段22、动力涡轮16和排气管道26引导推进气体通过燃气涡轮10。

在根据图2的发动机10的左端，形式为空气的推进气体18经由流入段20流动进入到压气机14中。压气机14随即压缩推进气体18。推进气体18随后进入发动机10的燃烧段22，在该燃烧段22中该推进气体与燃料混合该并且在燃烧装置24中被点燃。燃烧段22包含环形阵列的燃烧装置24，在图2中示出该环形阵列的燃烧装置24中的仅一个燃烧装置，并且该环形阵列的燃烧装置24引导进入气体管34中。

燃烧装置24中的每个燃烧装置24都包括燃烧器36，用于将燃料引入相应的燃烧装置24的内部中并且点燃燃料/空气混合物。燃烧器36包括引燃燃烧器37。这种引燃燃烧器37在图4中详细示出。引燃燃烧器37包含用于将燃料引入引燃燃烧器37中的燃料入口38。燃料随后被引导至引燃燃烧器37的燃烧器尖端。此外，每个引燃燃烧器37均包含形式为所谓的燃烧器尖端热电偶的第一温度传感器42，该第一温度传感器42被布置为用于测量在燃烧器尖端40处的温度(图4)。应当注意的是，热电偶并非需要位于引燃燃烧器中。在燃烧器36中的允许测量燃烧器中的温度(或者更一般地在燃烧装置中的温度)的其他位置也是可能的。

燃烧的推进气体18流动通过动力涡轮16，从而膨胀并且驱动转子轴12。膨胀的推进气体18随后进入排气管道26。在动力涡轮16的进入排气管道26的出口28处，形式为所谓的动力涡轮出口热电偶的若干第二温度传感器30a被定位在不同的探测点32a中。通过将第二温度传感器30a放置在动力涡轮出口28处，探测点32a被定位在燃烧装置24的下游。

图2的燃气涡轮10具有多个第一温度传感器42，该多个第一温度传感器42在图2的示例中是热电偶，用于测量在第一多个探测点40处的温度，该第一多个探测点40在图2的示例中是在燃烧器尖端位置处。图1的燃气涡轮10具有多个第二温度传感器30a，该多个第二温度传感器30a在图1的示例中是热电偶，用于测量在第二多个探测点32a处的温度，该第二多个探测点32a位于燃烧装置24的下游。

由第一温度传感器42和第二温度传感器30a测量的温度由控制器44接收。

图3示出了根据本发明的形式为所谓的双轴发动机的燃气涡轮发动机10的又一示例。根据图3的燃气涡轮发动机10与根据图2的燃气涡轮10的不同之处在于，在其中包含两个机械上独立的转子轴46和48，而不是根据图2的单个转子轴12。根据图3的动力涡轮16被分为高压涡轮50和低压涡轮52。

与压气机14一样，高压涡轮50被附接到第一转子轴46。低压涡轮52被安装在第二转子轴48上。气体管34包含交互管54，交互管54用于引导推进气体18从高压涡轮50通向低压涡轮52。与根据图2的第二温度传感器30a在动力涡轮出口28处的布置不同，根据图3，第二温度传感器30b被布置在燃气涡轮10的交互管54中的不同探测点32b处。如在根据图2的实施例中那样，第一温度传感器42被布置在引燃燃烧器37的相应的燃烧器面40中。而且，根据图3的燃气涡轮发动机10包含控制器44。

尽管上述示例燃气涡轮10被描述为使用热电偶来测量温度，然而应当理解的是，测量温度的其他方法在本发明的范围内。例如，温度传感器可以是基于电阻的温度传感器。此外，温度传感器可以间接地测量温度。例如，可以从对燃气涡轮10的性质的另一测量值中推断出该温度。

如上描述的用于燃气涡轮10的控制器44可以远离控制器44的相应燃气涡轮10，并且可以被操作为通过有线或无线网络从燃气涡轮10接收数据和/或向燃气涡轮10发送数据。在一些实施方式中，控制器44也可以是燃气涡轮10的组成部分。

在上述示例燃气涡轮10中，控制器44接收针对第一多个探测点40的第一温度测量值和针对第二多个探测点32a、32b的第二温度测量值。控制器44还操作以确定在第一多个探测点40和第二多个探测点32a、32b之间的关联。该确定包括使用第一温度测量值和第二温度测量值以及针对第一多个探测点40和第二多个探测点32a、32b的位置信息来确定燃气涡轮10的涡流特性。

更详细地，可以将涡流特性视为表示用于多个燃烧装置的燃烧装置出口处的被点燃的气体与在第二多个探测点32a、32b处的被点燃的气体之间的角位移。涡流特性是由于被点燃的气体以复杂的、螺旋形的轨迹而不是直线的轨迹行进穿过涡轮10。来自每个燃烧装置24的被点燃的气体将遵循单独的螺旋轨迹，即螺旋簇，该螺旋轨迹通常不会与来自其他燃烧装置24的气体的轨迹混合。这种情况的效果是，在第二多个探测点32a、32b处，可以认为被点燃的气体相对于燃烧装置出口已经经历了角位移。

重要的是，控制器44使用第一温度测量值和第二温度测量值以及针对第一多个探测点40和第二多个探测点32a、32b的位置信息，来确定燃气涡轮10的涡流特性。因此，连同位置信息的简单温度测量有利地用于确定涡流特性。可以以这种方式使用温度测量和位置信息的认识有可能是违反直觉的，但是就简单性而言，该实现方式与现有的、更复杂的方法相比是有利的。

在一个示例实施方式中，模型被定义为表示第二温度测量值与第一温度测量值之间的关系。该模型表示涡流特性对气体剖面(gas profile)的影响。求解该模型涉及确定第一温度测量值和第二温度测量值之间的关系，并且因此确定涡流特性。涡流特性随后可以被输出，并且可以被应用于随后产生的温度测量数据，以确定第一温度测量值和第二温度测量值之间的关系。以这种方式，可以确定哪个燃烧装置24负责于哪个第二温度测量值。

在该示例中，确定涡流特性包括求解由模型定义的优化问题。第一和第二温度测量值和位置信息用作针对模型的输入，以及涡流特性用作待确定的未知参数。

模型可以由以下等式表示：

dgt(θ)＝A+Bcgt(θ-θ₁) (1)

因此，控制器操作以求解由等式(1)表示的优化问题。

在该示例中，dgt(θ)是针对在位置θ处的第二探测点的第二温度测量值。第二温度测量值可以是以摄氏度(℃)为单位，但是测量温度的其他单位在本发明的范围内。位置可以是以度(°)为单位给出的角位置，但是测量角的其他单位在本发明的范围内。

在该示例中，cgt(θ-θ₁)是用于第一探测点在位置(θ-θ₁)处的第一温度测量值。第一温度测量值可以以摄氏度(℃)为单位，但是测量温度的其他单位在本发明的范围内。

在该示例中，θ₁是未知的涡流特性，该涡流特性通过求解优化问题来确定。涡流特性可以是以度(°)为单位给出的涡流角，但是测量角的其他单位在本发明的范围内。

在该示例中，A和B是未知参数。A可以以摄氏度(℃)给出，但是其他测量温度单位在本发明的范围内。B可以是无量纲参数。

在操作中，控制器44使用dgt(θ)、cgt(θ)和θ的已知值，来找到未知值A、B和θ₁。以这种方式，通过求解上面的等式(1)，控制器能够确定涡流特性θ₁。

控制器44可以使用优化技术来确定未知值。特别地，控制器44可以使用已知的优化技术来求解优化问题。例如，可以使用顺序二次编程(SQP)技术。

在优选的实施方式中，不使用SQP技术。这是因为，SQP是受限的优化，因此已经发现SQP仅对本地搜索有效。这样，为了使SQP技术有效，算法需要准确的约束范围和接近最优的起始部分，来获得最优解。

相反地，本发明的优选实施方式通过求解全局优化问题以标识针对未知参数的全局最优范围，来求解优化问题。全局优化问题可以可选地使用遗传算法(GA)来求解。已经发现的是，全局优化技术(并且特别是Gas)非常适合于以下问题：其中对目标函数的特性的先验知识是有限的。例如是在问题的参数范围、连续性、可微性以及线性或非线性的知识是有限的情况下。这有助于减少算法陷入不满意的局部极值的可能性。

使用诸如GA的全局优化技术可以成功地标识全局最优的范围。然而，除非考虑到大量的世代和/或大量的人口数量，否则这些技术可能无法在被标识的局部范围内标识确切的解。因此并且有利地，控制器44可以应用全局-局部优化方案。特别地，求解优化问题还可以包括求解局部优化问题的控制器44，以从全局最优范围中为(多个)未知参数确定局部最优解。这意味着，在通过使用全局优化方法在较宽范围内搜索优化参数之后，可以将所获得的参数范围作为起始点输入局部无约束最小化方法中，以准确定位模型参数的最优估计值。可以使用牛顿算法(优选是拟牛顿算法)可选地求解局部优化问题。对于局部无约束最小化，拟牛顿是优选的示例。拟牛顿法在每次迭代时都使用曲率信息来用公式表达二次的模型问题。与传统的牛顿型方法相比，这有助于避免大量的计算。

本发明不限于参数A和B的任何特定形式。而且，参数A和B可以进而包括多个未知参数。应当理解的是，被给予本发明的教导的技术人员将能够选择给定的适当参数A和B，例如，诸如燃气涡轮的类型的因子。

在一个示例实施方式中，未知参数A可以包括基线温度值C₁。基线温度值C₁可以是燃气涡轮10的第二多个探测点32a、32b所位于的区域的基线温度值。也就是说，基线温度值可以是用于燃气涡轮10的交互管54或排气管26的基线温度值。求解优化问题因此还可以包括确定基线温度值C₁。以此方式，由优化问题求解的等式可以表示为：dgt(θ)＝C₁+Bcgt(θ-θ₁)。

在一个示例实施方式中，A可以单独地或附加地包括热点校正值。热点校正值可以用于考虑燃气涡轮内的热点和/或冷点的存在。求解优化问题还包括确定热点校正值。

热点校正值可以由等式C₃ cos(N(θ-θ₂))表示。C3可以是在热点和冷点之间的最大温度差。该最大温度差可以被认为是热-冷运动幅度。N可以是热点的数目，并且可以基于燃烧室的数目来确定。θ₂可以表示热点的位置与第二探测点中的所选择的一个第二探测点之间的差的位置信息。例如，è₂可以是热点与第二探测点中的所选择的一个第二探测点之间的角间隔。可以将θ₂视为热点旋转角。也就是说，该差可以是以角的形式。以此方式，由优化问题求解的等式可以表示为：dgt(θ)＝C₁+Bcgt(θ-θ₁)+C₃ cos(N(θ-θ₂))。

在一个示例实施方式中，B可以是可选的未知比例因子参数。B可以包括膨胀因子C₂。膨胀因子可以是燃烧装置处的第一温度测量值的膨胀因子。膨胀因子可以是无量纲的比率参数。因此，求解优化问题因此还可以包括确定膨胀因子C₂。以此方式，由优化问题求解的等式可以表示为：dgt(θ)＝A+C₂ cgt(θ-θ₁)。

在一个示例实施方式中，由优化问题求解的等式因此可以表示为：

dgt(θ)＝C₁+C₂ cgt(θ-θ₁)+C₃ cos(N(θ-θ₂)) (2)

应当理解的是，求解等式并不需要意味着找到完美的数学解。相反地，求解可以只是意味着基于诸如计算资源和所期望的执行时间的条件找到明显的最优解。一旦在算法运行期间达到收敛或退出标准，就可以将解视为结果。

现在将结合关于图1的燃气涡轮10来描述本发明的示例性实施方式。该燃气涡轮机包括六个环管燃烧装置22。提供六个燃烧器尖端热电偶用于测量在六个燃烧装置22的燃烧器尖端处的温度。也就是说，每个燃烧器尖端有一个热电偶。围绕交互管54周向间隔地提供十三个交互管热电偶。燃烧器尖端热电偶位于六个燃烧装置中的每个燃烧装置上，并且十三个热电偶围绕交互管的周向被均匀分布，该交互管位于气体发生器和动力涡轮之间。在图8中示出了十三个交互管热电偶的示例布置，在图8中十三个交互管热电偶被标记为1到13。可以看到，第一交互管热电偶以角度

与可以被视为12点钟位置的位置间隔开。

图5示出了六个燃烧器尖端热电偶(BTT)和十三个交互管热电偶(IDT)在一个时间步长的温度读数。确定十三个IDT测量值和六个BTT测量值之间的关联是期望的。BTT图可以被认为是表示BTT曲线关于位置的函数，即cgt(θ)。IDT图可以被认为是表示IDT曲线关于位置的函数，即dgt(θ)。

在一个示例实施方式中，BTT曲线和IDT曲线之间的关系可以由如上定义的等式(2)表示。控制器可操作来求解以上定义的等式，以确定五个未知参数的值。

将描述等式(2)的使用示例优化技术的解。在这些示例中，参数的范围被初始化为具有较宽的值。也就是说，以下参数值被初始化为C₁：[0，1000]；C₂：[0，2]；C₃：[0，200]；θ₁：[0，360]；θ₂：[0，60]。这意味着温度值C₁有100摄氏度的最大值，膨胀因子C₂具有为2的最大比例值，热-冷点温度差C₃具有200摄氏度的最大值，涡流角具有360度的最大值，并且热点的位置与第二探测点中的所选择的一个第二探测点之间的差θ₂具有60度的最大值。

下表1中示出了来自本发明的范围内的不同优化算法的结果。

[表1]

在此，GA^a是执行一次的遗传算法(GA)；GA^b是执行20次的遗传算法，其结果具有选定的最低均方根误差(RMSE)；SQP^c是在起始点为[0，0，0，0，0]的情况下执行的SQP算法；SQP^d是在起始点为[500，1，100，180，30]的情况下执行的SQP算法；SQP^e是在起始点为[600，0.3，40，50，30]的情况下执行的SQP算法；并且GA-QN是优选的GA-拟牛顿法。

表1的结果表明，GA的一个性能可以标识参数的全局解。通过多次执行GA，该解可以更精确，然而，从计算方面上讲更昂贵。另一方面，如果参数的起始点更接近最优解，则SQP将提供更准确的解。然而，如果对确切的参数范围和起始点知之甚少，则在实践中可能很难实现。因此表1示出，尽管本发明范围内的所有算法方法都能够求解优化问题，而由GA-QN方法所体现的全局-局部优化方案因该方案的鲁棒性和有效性是优选的。在准确性和时间成本方面，GA-QN可以比单独GA更好，并且可以克服SQP或其他类似优化方法中出现的困难，这些困难需要更精确的参数范围和起始点来获得准确的解。

为了方便，图6以极坐标示出了图5的BTT图。图6还示出了当应用于BTT测量时，使用GA-QN方法如上所确定的五个参数的效果。

图6中的原始BTT曲线(profile)被示出为虚线(dashed line)。燃烧器尖端温度(BTT)测量值的每个测量值被标记为BTT1至BTT6。在此，BTT1是六个燃烧装置中的第一燃烧装置的燃烧器尖端温度，BTT2是六个燃烧装置中的第二燃烧装置的燃烧器尖端温度，依此类推。BTT1被认为是位置θ＝0°。也就是说，上面关于图8提到的12点钟位置。BTT2至BTT6与BTT1成角度地间隔开。将理解的是，不需要知道在各个BTT测量值(例如，BTT1和BTT2之间的温度)之间的曲线中的值。如有必要，可以使用曲线拟合或插值方法估算这些值。通常，可以使用简单的线性插值法来估计在所测得的温度之间的温度。基于技术人员的偏好，也可以使用更复杂的曲线拟合方法。

图6还示出了点虚线(dot-dashed line)，该点虚线反映了旋转了所确定的涡流角θ₁的原始BTT曲线。这样，点虚线示出了旋转的曲线cgt(θ-θ₁)。

图6还示出了点线(dotted line)，该点线表示在旋转BTT曲线上所确定的温度值C₁和所确定的膨胀因子C₂的结果。以这种方式，点线示出了膨胀的旋转的曲线C₁+C₂ cgt(θ-θ₁)。

为了方便起见，图7以极坐标系示出了图5的IDT图。图7示出了标有IDT 1至IDT 13的原始IDT温度测量值。IDT温度测量值IDT 1至IDT 13相对于原点移位了角度

因为在此示例中，探测点IDT 1的位置没有在BTT1的12点钟位置处。这在图8中示出并且在上文进行了解释。

图7以点虚线的形式示出了旋转的BTT曲线cgt(θ-θ₁)。可以看出，BTT在旋转的BTT曲线中的位置对应于拟合的IDT曲线中的六个热点。也就是说，BTT1对应于临近IDT2的热点；BTT2对应于临近IDT 4热点；BTT3对应于临近IDT6的热点；BTT4对应于临近IDT 9的热点；BTT5对应于临近IDT11的热点；BTT6对应于临近IDT13的热点。结果示出了涡流角大约等于

因此，涡流角独立于IDT位置，即角度

同时从IDT1到最近的热点的旋转角θ₂将根据

进行调整。

图7还以点线示出了旋转的BTT曲线C₁+C₂ cgt(θ-θ₁)的膨胀版本。

图7还以实线的形式示出了大致在这些原始IDT温度测量值之间的拟合的IDT图。拟合的IDT线使用等式C₁+C₂ cgt(θ-θ₁)+C₃ cos(N(θ-θ₂))产生，由于求解了优化问题，该等式的所有参数现在是已知的。

图9A和图9B示出了作为燃气涡轮10的一天操作的结果的数据，并且表示1440个时间步长。图9A以圆圈示出了原始的BTT读数，以及关联的BTT曲线。图9B示出了表示选择了涡流角θ₁的原始的BTT读数的点虚线、以及原始的IDT读数，以及拟合的IDT读数，拟合的IDT读数使用等式C₁+C₂ cgt(θ-θ₁)+C₃ cos(N(θ-θ₂))产生，该等式的所有参数现在是已知的。图9B示出了拟合方法的可靠性，并且在每种情况下，六个燃烧器尖端热电偶清楚地与在拟合的交互管热电偶曲线上的六个热点相关联。

图10A至图10D示出了优化的五个参数的直方图。如图10(f)中的均方根误差(RMSE)所示，平均拟合误差是＜1％。从图10(a)至图10(e)可以看出，除了涡流角θ₁(图10(b))之外，所有其他参数都遵循一般正态分布。这表明，对于在工作负载条件下的燃气涡轮，涡流角是相对恒定的，该涡流角可以是用于燃烧系统监测的相关健康指示器。因此，在θ₁中的变化可以因此指示燃气涡轮中存在严重的健康问题。参数C₁、C₂，C₃、θ₂还可以为燃气涡轮提供有用的诊断信息。

本发明的特征还可以与其他燃烧监测方法结合使用，该燃烧监测方法仅使用下游气体温度曲线，以链接下游气体温度曲线的特征，来对有问题的燃烧室溯源，这将使燃气涡轮燃烧系统的诊断更有效并且具有更高的确定性。

图11示出了根据本发明的第一方面的示例方法。

步骤S0包括接收针对第一多个探测点的第一温度测量值，第一多个探测点中的每个探测点与多个燃烧装置中的一个燃烧装置相关联。

步骤S1包括接收针对第二多个探测点的第二温度测量值，第二多个探测点中的每个探测点位于多个燃烧装置的下游。

步骤S2包括确定第一多个探测点和第二多个探测点之间的关联。该确定包括使用第一测量值和第二温度测量值以及针对第一多个探测点和第二多个探测点的位置信息来确定燃气涡轮的涡流特性。涡流特性表示在多个燃烧装置处的被点燃的气体与在第二多个探测点处的被点燃的气体之间的角位移。

可以使用专用的特殊目的的硬件来部分或全部地构造本文描述的示例实施例中的至少一些实施例。本文使用的诸如“部件”、“模块”或“单元”的术语包括但不限于硬件设备，诸如以分立或集成组件形式的电路、现场可编程门阵列(FPGA)或专用集成电路(ASIC)，该“部件”、“模块”或“单元”执行某些任务或提供相关功能。在一些实施例中，所描述的元件可以被配置为驻留在有形的、永久的、可寻址的存储介质上，并且可以被配置为在一个或多个处理器上执行。在一些实施例中，这些功能元件可以包括例如部件(诸如软件部件)、面向对象的软件部件、类部件和任务部件、过程、功能、属性、进程、子例程、程序代码段、驱动器、固件、微码、电路、数据、数据库、数据结构、表、阵列和变量。尽管已经参考本文讨论的部件、模块和单元描述了示例实施例，而这样的功能元件可以被组合成更少的元件或被分离成另外的元件。本文已经描述了可选特征的各种组合，并且将理解的是，所描述的特征可以以任何合适的组合来组合。特别地，任何一个示例实施例的特征可以与任何其他实施例的特征适当地组合，除非这样的组合是互斥的。在整个说明书中，术语“包括”是指包括指定的(多个)部件，但不排除其他部件的存在。

尽管已经示出和描述了一些优选的实施例，但是本领域技术人员将理解的是，在不偏离如所附权利要求所限定的本发明的范围的情况下，可以进行各种改变和修改。

注意与本申请同时或在本说明书之前提交的所有论文和文件，并且随本说明书向公众开放，并且所有这些论文和文件的内容通过引用并入本文。

除了以下组合之外，在本说明书中公开的所有特征(包括任何所附权利要求、摘要和附图)和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤可以以任何组合方式被组合：在这些组合中，至少一些这样的特征的组合和/或步骤是互斥的。

除非另有明确说明，否则本说明书中公开的每个特征(包括任何所附权利要求，摘要和附图)可以由具有相同、等同或相似目的的替代特征代替。因此，除非另有明确说明，否则所公开的每个特征仅是一系列等同或相似特征的示例。

本发明不限于前述(多个)实施例的细节。本发明扩展到本说明书中公开的特征的任何新颖的特征或任何新颖的组合(包括任何所附权利要求、摘要和附图)，或扩展为如此披露的任何方法或过程的步骤的任何新颖的步骤或任何新颖的组合。

Claims (15)

1.一种用于燃气轮机的分析方法，所述燃气涡轮包括用于点燃气体的多个燃烧装置，所述分析方法包括：

接收针对第一多个探测点的第一多个温度测量值，所述第一多个探测点中的每个探测点与所述多个燃烧装置中的一个燃烧装置相关联；

接收针对第二多个探测点的第二多个温度测量值，所述第二多个探测点中的每个探测点位于所述多个燃烧装置的下游；以及

确定所述第一多个探测点和所述第二多个探测点之间的一个关联，所述确定包括：使用所述第一多个温度测量值和所述第二多个温度测量值以及针对所述第一多个探测点和所述第二多个探测点的位置信息，来确定针对所述燃气涡轮的涡流特性，所述涡流特性表示在所述多个燃烧装置处的被点燃的所述气体和在所述第二多个探测点处的被点燃的所述气体之间的角位移。

2.根据权利要求1所述的方法，还包括输出所述涡流特性。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中使用所述第一多个温度测量值和所述第二多个温度测量值以及所述位置信息来确定所述涡流特性包括：使用作为多个输入的所述第一多个温度测量值和所述第二多个温度测量值以及位置信息、以及作为一个待确定的未知参数的所述涡流特性，来求解一个优化问题。

4.根据权利要求3所述的方法，其中求解所述优化问题包括求解等式dgt(θ)＝A+Bcgt(θ-θ₁)，

其中dgt(θ)是针对在位置θ处的所述第二探测点的所述第二温度测量值，

其中cgt(θ-θ₁)是针对在位置(θ-θ₁)处的所述第一探测点的所述第一温度测量值，

其中θ₁是所述涡流特性，

其中A和B是可选的未知参数。

5.根据权利要求4所述的方法，其中A包括一个基线温度值C₁，并且其中求解所述优化问题还包括确定所述基线温度值C₁。

6.根据权利要求4或5所述的方法，其中B包括一个膨胀因子C₂，并且其中求解所述优化问题还包括确定所述膨胀因子C₂。

7.根据权利要求4至6中任一项所述的方法，其中A包括一个热点校正值，所述热点校正值用于考虑燃气涡轮内的多个热点和多个冷点的存在，并且其中求解所述优化问题还包括确定所述热点校正值。

8.根据权利要求7所述的方法，其中所述热点校正值由等式C₃ cos(N(θ-θ₂))表示，其中C₃是一个热点和一个冷点之间的最大温度差，N是一个预定值，并且θ₂是一个位置信息，所述位置信息表示一个热点的一个位置与所述多个第二检测点中的所选择的一个第二探测点之间的差。

9.根据权利要求3至8中任一项所述的方法，其中求解所述优化问题包括求解一个全局优化问题，以标识针对一个或多个所述未知参数的一个全局最优范围，所述全局优化问题可选地使用遗传算法来求解。

10.根据权利要求9所述的方法，其中求解所述优化问题还包括求解一个局部优化问题，以从针对一个或多个所述未知参数的所述全局最优范围中确定一个局部最优解方案，所述局部优化问题可选地使用拟牛顿算法来求解。

11.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中所述燃气涡轮包括位于所述多个燃烧装置的下游的一个交互管，并且其中所述第二多个探测点位于所述交互管内。

12.根据权利要求11所述的方法，其中所述第二多个探测点围绕所述交互管的周向定位。

13.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其中所述燃气涡轮包括位于所述多个燃烧装置的下游的排气管，并且其中所述第二多个探测点位于所述排气管内。

14.一种计算机可读介质，所述计算机可读介质上记录有指令，所述指令在由一个处理设备执行时，使所述处理设备执行根据前述权利要求中任一项所述的方法。

15.一种燃气涡轮，包括：

用于点燃气体的多个燃烧装置；

一个控制器，可操作以：

接收针对第一多个探测点的第一多个温度测量值，所述第一多个探测点中的每个探测点与所述多个燃烧装置中的一个燃烧装置相关联；

接收针对第二多个探测点的第二多个温度测量值，所述第二多个探测点中的每个探测点位于所述多个燃烧装置的下游；以及

确定所述第一多个探测点和所述第二多个探测点之间的一个关联，所述确定包括：使用所述第一多个温度测量值和所述第二多个温度测量值以及针对所述第一多个探测点和所述第二多个探测点的位置信息，来确定针对所述燃气涡轮的涡流特性，所述涡流特性表示在所述多个燃烧装置处的被点燃的所述气体和在所述第二多个探测点处的被点燃的所述气体之间的角位移。

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