JP2015121222A

JP2015121222A - ガスタービン燃焼器内を含め、ガス流速度を能動的に測定する方法または速度と温度を同時に測定する方法

Info

Publication number: JP2015121222A
Application number: JP2014256598A
Authority: JP
Inventors: ピー．ダシルヴァユーパル; P Desilva Upul; クラウセンハイコ; Claussen Heiko
Original assignee: Siemens Energy Inc
Current assignee: Siemens Energy Inc
Priority date: 2013-12-18
Filing date: 2014-12-18
Publication date: 2015-07-02
Anticipated expiration: 2034-12-18
Also published as: EP2887027A1; US9556791B2; KR20150071678A; US20150168190A1; JP6548388B2; CN104727952A; EP2887027B1; CN104727952B; CA2875081A1

Abstract

【課題】能動的な音響速度および高温測定に基づくガス流速度およびガス流温度の測定を、燃焼監視制御システムに組み込む。【解決手段】複数の音響センサによるラインオブサイト内に、音波を送信する音響送波器または音響送受波器が追加される。速度測定のために、一般にガス流経路に沿った方向の音響送信飛行時間が、コントローラによって測定され、ラインオブサイトに沿ったガス流速度と相関づけられる。同様に音響送信飛行時間が、ラインオブサイトに沿った温度と相関づけられる。音響送信経路は、速度または速度／絶対温度の測定の役割を果たす。熱音響式の圧力ベースのセンサと監視制御システムとが統合された実施形態によれば、コントローラは音響送信および飛行時間解析技術によって、速度の相関づけを行い、望まれるのであれば、能動的な絶対経路温度の相関づけも行う。【選択図】図３

Description

関連出願の参照
本願は、２０１３年１２月１８日に出願された同時継続中のアメリカ合衆国特許出願第14/132,001号 " Active Temperature Monitoring In Gas Turbine Combustors"の一部継続出願である。

ここで以下の同時係属中のアメリカ合衆国実用特許出願を参照したことにより、それらの開示内容全体が本願にすべて組み込まれたものとする：
・"Active Measurement Of Gas Flow Temperature, Including In Gas Turbine Combustors" 同日に同時出願、出願番号不明、整理番号：2014P05241US
・"Multi Functional Sensor System For Gas Turbine Combustion Monitoring And Control" ２０１３年１２月１８日出願、出願番号：14/109,992
・"Temperature Measurement In A Gas Turbine Engine Combustor" ２０１３年３月１４日出願、出願番号：13/804,132
・"Gas Turbine Engine Control Using Acoustic Pyrometry" ２０１０年１２月１４日出願、出願番号：12/967,148、公開番号：US2012/0150413
さらにここでアメリカ合衆国特許第7,853,433号、"Combustion Anomaly Detection Via Wavelet Analysis of Dynamic Sensor Signals"、２０１０年１２月１４日発行、を参照したことにより、それらの開示内容全体も本願にすべて組み込まれたものとする。

発明の背景
１．発明の技術分野
本発明は、ガスタービンエンジンの燃焼器内における燃焼ガス流などのようなガス流の速度の能動的測定、または速度と温度の同時測定に関する。この種のエンジンにはたとえば、工業用ガスタービン（ＩＧＴ）エンジン、他のタイプの定置配備型ガスタービン、船舶用、航空機用および他の乗物用のガスタービンエンジンが含まれる。さらに詳細には、本願で開示する速度測定または速度および温度の同時測定のための方法および装置の実施形態では、燃焼器において速度と温度を求めるために１つの共通の検出および制御システムが利用される。さらに本願で開示する実施形態によれば、１つまたは複数の能動的なリアルタイムの燃焼器ガス流速度測定または速度および温度の同時測定のために、音響送波器および／または音響送受波器が利用される。ガス流の速度および温度のデータは、エンジン燃焼の監視および制御のために用いられる。

２．従来技術の説明
何らかの最終用途のためのガスタービンエンジンなどの燃焼タービンは一般に、圧縮機セクションと、燃焼器セクションと、タービンセクションと、排気セクションとによって構成されている。動作中、圧縮機セクションは、周囲の空気を取り込んで圧縮する。燃焼器セクションには一般に、圧縮された空気を収容し、燃料と混合して燃料空気混合物を生成するために、複数の燃焼器を設けることができる。燃料空気混合物は、燃焼器各々によって燃焼されて高温動作ガスが生成され、このガスをタービンセクションへ案内することができる。そしてタービンセクションにおいて高温動作ガスが膨張して静翼と回転翼が交互に設けられた列を通過し、このガスがロータを駆動可能なパワーの発生に利用される。タービンセクションから出た膨張ガスを、排気セクションを介してエンジンから排出させることができる。

ガスタービンエンジンの燃焼セクションにおいて、火炎のフラッシュバックといった燃焼異常が発生することが知られている。火炎のフラッシュバックは局所的な現象であり、空気と燃料の混合物の乱流燃焼速度が、燃焼器アセンブリ内の軸流速度を超えたときに発生する可能性があり、これによって火炎が燃焼器アセンブリ中または燃焼器アセンブリ周囲の１つまたは複数のコンポーネントたとえば燃焼室周囲に配置されたライナなどに滞留してしまう。フラッシュバックに対し改善措置がとられず、継続的な期間にわたりフラッシュバック状態が続くと、滞留した火炎がコンポーネントを溶かしてしまうおそれがある。したがって、火炎のフラッシュバックおよび／または他の燃焼異常が、燃焼エンジンコンポーネントに望ましくないダメージを与えるおそれがあり、場合によっては、それらのコンポーネントを修繕または交換しなければならなくなるような破壊を発生させるおそれすらある。

個々の燃焼器における燃焼空気混合物は、エンジン動作中、１つまたは複数の動作特性が予め定められた範囲内に保持されるように制御され、たとえば、要求された効率および／またはパワー出力の維持、汚染レベルのコントロール、圧力振動防止、およびフレームアウト回避のために制御される。１つの公知の形式の制御装置によれば、パラメータとしてタービンのバルク排気温度を監視することもでき、これをエンジンの動作コンディションを監視するために利用できる。たとえばコントローラによって、測定されたタービン排気温度を監視することができ、排気において温度の変化が測定されたときに、コントローラがエンジンの動作コンディションを変更することができる。他の種類の公知の制御装置において、特定の個所でガス流速度を測定するために、個別部品としてピトー静圧プローブまたは多孔式プローブが用いられるが、この種のプローブのグリッドアレイによってガス流が妨害され、測定誤差が引き起こされる。このようにガス流を妨害することから、グリッドアレイを用いる場合には、個数を制限し広く間隔をあけてプローブを配置することになり、ガス流速度の分布とプロファイル情報がかなり大雑把になる。

エンジン保護の目的で、燃焼を監視し、燃焼プロセスの安定性を維持するために産業上利用されているセンサおよびセンシングシステムとして、目下のところ複数の異なる種類が存在する。たとえば、燃焼安定性および共振制御のために、ダイナミック圧力センサが用いられる。燃焼器内の火炎のオン／オフを検出するためには、受動的なビジュアルセンサ（可視光および／または赤外線スペクトルのための光学センサ）、イオンセンサ、およびガイガー・ミュラー検出器が用いられる一方、フラッシュバックを検出するためには熱電対が用いられている。公知の燃焼ガス流速度監視方法に関して、ピトー静圧および多孔式の圧力プローブは様々な圧力技術を利用しており、ガス流速度を表すために、高温ワイヤプローブは熱測風技術を利用している一方、レーザドップラー速度測定システムおよび粒子画像速度測定システムは、光学技術を利用している。差分圧力および熱測風による機器は、侵入点のある測定デバイスであって、機器周囲の局所的なガス流を乱すデバイスである。レーザドップラー速度測定機器および粒子画像速度測定機器はそれぞれ、双方ともに流れに粒子を注入する必要があるとはいえ、侵入点がない二次元または三次元の非侵入型のガス流速度測定である。これらに加え、洗練されたレーザベースの測定たとえばフィルタリングされたレイリー散乱（Filtered Rayleigh Scattering FRS）およびその他のこの種のレーザ分光ベースの技術が、ガス流速度測定のために開発されてきた。しかしながらこれらの技術は、侵入型の差分圧力機器または熱測風機器よりも複雑であり、監視システムで実行するためには、いっそう特別なトレーニングが必要である。しかも速度のためのたいていの光学的な技術は、発電所の現場で動作するエンジン向けではなく、むしろ実験室環境を対象としている。温度（Ｔ）監視技術に関して、公知のラマン分光法、（ｕおよびＴの双方を監視するための）レーザ誘起蛍光法、ならびに（ｕおよびＴの双方を監視するための）コヒーレント反ストークスラマン分光法（CARS）による計測機器システムは、やはり化石エネルギー発電所内の現場での利用ではなく、むしろ実験室環境向けを意図している。いくつかの工業用発電所の現場の用途として、たとえばボイラーの温度測定などのために、チューナブルダイオードレーザ吸収分光法（TDLAS）による計測機器が用いられているが、この計測機器は極端に高価であり、システムあたり約５００，０００ＵＳドルである。発電所産業の現場の用途としてはこれまで、他の種類の温度測定および燃焼異常検出のシステムの方が多いに受け入れられてきた。

詳しくは、アメリカ合衆国特許第7,853,433号によれば、燃焼コンディションを表す燃焼器の熱音響振動を、ダイナミック圧力センサ、加速度計、高温マイクロフォン、光学センサおよび／またはイオンセンサといったセンサによりサンプリングし、ついでウェーブレット解析することにより、燃焼異常が検出および分類される。アメリカ合衆国特許出願公開第2012/0150413号によれば、１つまたは複数のエンジン燃焼器内で上流側のバルク温度を求めるために、工業用ガスタービン（ＩＧＴ）排気システムにおいて音響式高温測定が用いられる。この場合、音響送波器から音響信号が送信され、複数の音響受波器により受信される。その際、各音響信号によって、対応する送波器と受波器のペア間でそれぞれ別個のラインオブサウンド（line-of-sound）経路が規定される。送信された信号の飛行時間が求められ、経路温度を求めるために処理される。複数の経路温度を組み合わせて、測定場所におけるバルク温度を求めるために処理することができる。求められた経路温度またはバルク温度あるいはそれら両方の温度を、燃焼器内の上流温度と相関させるために用いることができる。同時係属中のアメリカ合衆国特許出願第13/804,132号によれば、いわゆる卓越モード（dominant mode）のアプローチを利用して、燃焼器内のバルク温度が計算される。この場合、タービンよりも上流のエンジン内（たとえば燃焼器内）の第１の測定個所において音響周波数が識別され、音響周波数に正比例する第１のバルク温度値と、計算された定数値とを求めるために、この周波数が用いられる。エンジン排気部内などエンジン内の第２の測定個所で、動作ガスについて較正用の第２の温度が測定される。第１の測定個所における動作ガスの温度値を求めるために、較正用の第２の温度を用いて逆算が行われる。第１の温度値が逆算された温度値と比較され、計算された定数値を変更して、再計算された定数値を形成する。再計算された定数値に基づき、燃焼器における以降の第１の温度値を求めることができる。

このように、燃焼ガス流の温度、異常および速度に関して様々な不都合なコンディションがあり、これらのコンディションを検出するためには目下、別個のセンサ設計および／または別個のセンシングシステムが必要とされる。公知の組み合わせ型の工業用ガスタービン（ＩＧＴ）および他のタイプのガスタービンエンジンの監視制御システムのセンサおよび検出アプローチは、発生する可能性のあるすべての不都合な燃焼不良の検出をカバーしたものではない。それぞれ異なるタイプの異種のセンサとセンシングシステムを単一の燃焼タービンエンジンに組み込むと、取り付けコストならびに保守費用が増大してしまう。また、異種のセンサおよびセンシングシステムそれぞれによって固有に応答ラグが引き起こされ、ガスタービン制御システム全体において遅延が発生してしまう。

したがってこの分野においては、共通のセンサおよび、望まれるのであれば、１つの共通のコントローラを共用して、ガス流の速度および温度を測定し、燃焼中に広い範囲の想定可能な燃焼器障害を検出するための、いっそう望ましくは障害の前兆を検出するための、組み込み型のガスタービンエンジン監視制御システムに対するニーズがある。

さらにこの分野において別のニーズとして挙げられるのは、エンジン排気システムで取得された温度測定に基づき燃焼器温度を逆算する公知のバルク温度システムのように、エンジン内の別の個所で参照温度を取得する必要なく、リアルタイムで実際の燃焼器温度を測定する、ガスタービンエンジンの能動的な速度および温度監視システムである。

さらに付加的なニーズとして挙げられるのは、能動的な速度および温度監視を燃焼タービン監視制御システムに統合できるよう、この監視制御システムにより共通に使用されるセンサを共用する、ガス流の能動的な速度および温度監視システムである。

本発明の課題は、能動的なガス流速度監視をガスタービン監視制御システムに統合できるよう、この監視制御システムにより共通に使用されるセンサを共用する能動的ガス流速度監視システムを提供することにある。

これに加え本発明の課題は、ガス流の速度および温度の能動的な同時監視をガスタービン監視制御システムに統合できるよう、この監視制御システムにより共通に使用されるセンサを共用する、ガス流の速度および温度の能動的同時監視システムを提供することにある。

さらに本発明の別の課題は、共通のセンサおよび、望まれるのであれば、速度測定システムまたは速度／温度測定システムを備えた１つの共通のコントローラを共用して、燃焼中に広い範囲の想定可能な燃焼器障害を検出するための、いっそう望ましくは障害の前兆を検出するための、組み込み型のガスタービン監視制御システムを提供することである。

さらに本発明の別の課題は、エンジン排気システムで取得された温度測定に基づき燃焼器温度を逆算する公知のバルク温度システムのように、エンジン内の別の個所で基準温度を取得する必要なく、リアルタイムで１つまたは複数の燃焼器内の実際の燃焼器温度を測定するガスタービンの能動的温度監視システムを提供することにある。

上記の課題ならびにその他の課題は、本発明の１つまたは複数の実施形態において、以下で説明する能動的な音響速度および高温測定に基づくガス流速度と温度を測定するシステムおよび方法によって解決される。速度または速度／温度を監視するシステムおよび方法の実施形態は、工業用ガスタービン（ＩＧＴ）の燃焼器を含むガスタービン燃焼器内で燃焼ガスを監視するために利用される。これらの速度または速度／温度を監視するシステムおよび方法は、ダイナミック圧力センサなどのような少なくとも１つまたは複数の音響センサのラインオブサイト内に音波を送信する少なくとも１つの音響送波器または音響送受波器を追加することによって、タービン燃焼監視制御システムに組み込まれる。速度測定のために、一般にガス流経路を横切る方向の音響送信飛行時間が、コントローラによって測定され、ラインオブサイトに沿ったガス流速度と相関づけられる。同様に音響送信飛行時間が、ラインオブサイトに沿った温度と相関づけられる。音響送信経路は、速度または速度／絶対温度の測定の役割を果たす。音響圧力ベースのセンサと監視制御システムが統合された実施形態によれば、コントローラは音響送信および飛行時間解析技術によって、速度の相関づけを行い、望まれるのであれば、能動的な絶対経路温度の相関づけも行う。このようにすれば、本発明の実施形態を組み込んだ燃焼監視制御システムは、燃焼異常を識別および分類することができ、エンジン燃焼器内のガスタービン燃焼プロセスを能動的に制御することができる。

オプションとして、音響式高温測定に基づく能動的な温度監視が監視制御システムに組み込まれ、これは単独で、あるいはここで説明する本発明の他の実施形態とともに実施され、この場合、少なくとも１つのペアを成す音響センサ、または複数の音響センサのラインオブサイト（line-of-sight）内に、音響波を送信する音響送波器または音響送受波器が追加される。その際、コントローラにより音響送信飛行時間が測定され、ラインオブサイトに沿った経路温度と相関づけられる。能動的な経路温度をコントローラにより処理して、燃焼器バルク温度を求めることができる。燃焼器のガス経路を横切る音響送信経路は、絶対温度測定の役割を果たす。いくつかの実施形態によれば、卓越モードのアプローチを利用した受動的なバルク温度測定を較正するために、燃焼器の音響式高温測定システムが用いられる。したがって、音響式高温測定法と音響周波数ベースのバルク温度監視システムの双方が、１つの共通の制御監視システム内に組み込まれていれば、音響式高温測定法により測定される能動的な経路温度を、音響周波数ベースのバルク温度監視システムの較正および検証のために、第２のまたは基準となる温度示度として用いることができる。

いくつかの実施形態によれば、統合された監視制御システムにおける監視機能のすべてを、共通に共用される音響センサアレイによって実施することができ、これらのセンサアレイは、燃焼器ダイナミック熱音響振動／波の受波器と音響送波器の両方として動作する。この種の統合型の熱音響圧力ベースのセンサおよび監視制御システムによれば、あとで説明するように、ウェーブレット解析技術またはフーリエ解析技術により燃焼異常を識別する目的で、または卓越モード周波数解析技術により燃焼器内のバルク温度特性を測定する目的で、あるいは音響送信と飛行時間解析技術とにより燃焼器内の相対速度または絶対速度および能動的な絶対経路温度を測定する目的で、コントローラにより燃焼の熱音響特性のパフォーマンスが相関づけられる。

多機能センサによるこの監視制御システムの実施形態は、燃焼ガスの正確な速度または速度／温度を継続的にリアルタイムで監視しながら、ダイナミック圧力センサのデータを燃焼異常について評価することにより動作する。監視制御システムは、障害となる異常の発生を検出するとただちに、障害の種類を分類または判定するために、監視されている燃焼器ガスの速度または速度／温度と関連させて、障害の評価を行う。このシステムは、発生した様々なタイプの燃焼異常を分類し、これによればフレームオン、フレームアウト、フラッシュバックの予測が可能である。本発明によるシステムのこれらの実施形態によれば、燃焼器バスケットの振動応答および共振（低周波ダイナミクス、中周波ダイナミクス、高周波ダイナミクス）も監視される。既述のように、監視制御システムの実施形態による正確かつリアルタイムの連続的な能動的ガス流速度または速度／絶対経路温度監視および／またはバルク平均温度監視を、エンジンの制御およびパフォーマンスの最適化に利用することができる。本発明によるシステムの実施形態は、カン型構造であろうと、カニュラ型構造またはアニュラ型構造であろうと、エンジン動作中のガスタービンの燃焼制御プロセスを開ループ制御および閉ループ制御する目的で、どのようなタイプの公知の燃焼器構造においても実現される。

本発明の実施形態は、ガス流速度を能動的に監視するための方法にも関する。この方法によれば、少なくとも１つの第１の音響送波器と、第１の熱音響振動を表す第１のセンサ出力信号を発生可能な少なくとも１つの第１の音響センサが、ガス流経路内の上流および下流の横断位置において互いに別個の第１のラインオブサウンド経路中に、それぞれ配向されて配置される。その際、少なくとも１つの第１の音響送波器および少なくとも１つの第１の音響センサがコントローラに接続され、このコントローラは、少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号をガス流経路内に送信させることができ、かつ第１のセンサ出力信号をガス流速度と相関づけることができる。この場合、少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号が送信される。少なくとも１つの第１の音響送波器から到来する第１の音響信号は、少なくとも１つの第１の音響センサにより受信され、ついでこのセンサは、受信した第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生する。コントローラは、第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する第１の音響信号について第１の飛行時間を測定し、第１のラインオブサウンド経路に沿って進行する第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、第１のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流速度を求める。いくつかの実施形態によれば、絶対ガス流速度を求める処理において、温度、ガス定数および音速が第１の飛行時間に及ぼす熱力学的影響が補償される。

さらにいくつかの実施形態によれば、第１の飛行時間に及ぼされる熱力学的な影響に対する温度補償が、ガス流中の温度の能動的監視によって行われる。その際、少なくとも１つの第２の音響送波器および少なくとも１つの第２の音響センサが、ガス流経路内の１つの共通の軸線方向平面において、互いに別個の第２のラインオブサウンド経路に、それぞれ配向されて配置され、これら第２の音響送波器と第２の音響センサの双方がコントローラに接続される。この場合、第２の音響センサは、第２の熱音響振動を表す第２のセンサ出力信号を発生させることができる。コントローラは、少なくとも１つの第２の音響送波器から第２の音響信号をガス流経路内に送信させることができ、かつ第２のセンサ出力信号飛行時間をガス流温度と相関づけることができる。ついでコントローラは、第２のラインオブサウンド経路に沿って進行する第２の音響信号の第２の飛行時間を処理して、第２のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流温度を求めることができる。

さらに別の実施形態によれば、第１の飛行時間に及ぼされる熱力学的な影響に対し、温度補償ではなくむしろ音速が補償される。これらの実施形態によれば、第１の送波器が、音響信号を送受信可能かつ出力信号を発生可能な第１のトランスデューサセットと置き換えられ、第１の音響センサが、音響信号を送受信可能かつ出力信号を発生可能な第２のトランスデューサセットと置き換えられることにより、速度監視における音速の補償が達成される。個々の第１のトランスデューサおよび第２のトランスデューサのそれぞれ少なくとも１つが、コントローラに接続される。この場合、コントローラは、ガス流経路内に第１の音響信号を送信させることができ、かつトランスデューサ出力信号の飛行時間をガス流速度と相関づけることができる。この実施形態によれば、第１の音響信号が少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから送信され、第２の送受波器／トランスデューサによって受信されて、受信された第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号が、少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサにより発せられる。さらに逆方向の第１の音響信号が、少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから送信され、第１の送受波器／トランスデューサにより受信され、受信された逆方向の第１の音響信号の寄与量を含む逆方向の第１のダイナミックセンサ出力信号が、第１の送受波器／トランスデューサによって発せられる。この場合、コントローラを用いて、第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する第１の音響信号および逆方向の第１の音響信号それぞれについて、第１の飛行時間が求められ、ついでコントローラは、第１のラインオブサウンド経路に沿って進行する第１の音響信号および逆方向の第１の音響信号それぞれの第１の飛行時間を処理して、音速ｃを求める。

本発明のさらに別の実施形態は、タービンエンジン内のガス流速度を監視するためのシステムに関する。このシステムには、タービンエンジンのガス流経路内の上流および下流の横断方向位置において、互いに別個の第１のラインオブサウンド経路中にそれぞれ配向された、少なくとも１つの第１の音響送波器および少なくとも１つの第１の音響センサが含まれている。この場合、第１の音響センサは、第１の熱音響振動を表す第１のセンサ出力信号を発生させることができる。さらにコントローラが、少なくとも１つの第１の音響送波器と、少なくとも１つの第１の音響センサとに接続されており、このコントローラは、少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号をガス流経路内に送信させることができ、かつ第１のセンサ出力信号の飛行時間をガス流速度と相関づけることができる。この相関づけは、コントローラにより以下のようにして実行される。すなわち、少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号が送信され、少なくとも１つの第１の音響センサにより、少なくとも１つの第１の音響送波器から到来する第１の音響信号が受信され、さらに少なくとも１つの第１の音響センサは、受信された第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生する。コントローラは、第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する第１の音響信号について第１の飛行時間を測定し、この第１の飛行時間を処理して、第１のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流速度を求める。別の実施形態によれば、システムは同時に能動的なガス流温度も監視し、その際、タービンガス流経路内の１つの共通の軸線平面において互いに別個の第２のライオンオブサウンド経路中にそれぞれ配向された、少なくとも１つの第２の音響送波器と少なくとも１つの第２の音響センサが加えられる。この場合、第２の音響センサは、第２の熱音響振動を表す第２のセンサ出力信号を発生させることができる。第２の音響送波器と第２の音響センサの双方に、コントローラが接続されている。このコントローラは、少なくとも１つの第２の音響送波器からガス流経路内に第２の音響信号を送信させることができ、第２のラインオブサウンド経路に沿って進行する第２の音響信号の第２の飛行時間を処理して、第２のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流温度を求めることができる。求められた個々のガス流温度を用いて、第１の飛行時間に対する温度作用が補償される。上述のように別の選択肢として、絶対ガス流速度を求めるために、ガス流速度に対する熱力学的な影響に対し音速の補償が利用される。

これらに加え本発明の実施形態はさらに、ガスタービンエンジン装置にも関する。このガスタービンエンジン装置には、圧縮機セクションと、燃料空気混合物を調整するための噴射システムをそれぞれ備えた複数の燃焼器を含む燃焼器セクションと、タービンセクションと、タービンエンジン内のガス流速度を監視するためのシステムが含まれている。このシステムには、ガス流経路内の上流および下流の横断方向位置において互いに別個の第１のラインオブサウンド経路中にそれぞれ配向された、少なくとも１つの第１の音響送波器および少なくとも１つの第１の音響センサが含まれている。この場合、第１の音響センサは、第１の熱音響振動を表す第１のセンサ出力信号を発生させることができる。さらにこの場合、少なくとも１つの第１の音響送波器と少なくとも１つの第１の音響センサとに、コントローラが接続されており、このコントローラは、少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号をガス流経路内に送信させることができ、かつ第１のセンサ出力信号をガス流速度と相関づけることができる。ガス流速度は、以下のようにして相関づけられる。すなわち、少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号が送信され、少なくとも１つの第１の音響センサにより、少なくとも１つの第１の音響送波器から到来する第１の音響信号が受信され、少なくとも１つの第１の音響センサは、受信された第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生する。この場合、第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する第１の音響信号の第１の飛行時間が求められる。さらに第１のラインオブサウンド経路に沿って進行する第１の音響信号の第１の飛行時間が処理されて、第１のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流速度が求められる。上述のようにいくつかの実施形態によれば、個々の絶対ガス流速度を求める処理において、温度、ガス定数および音速が第１の飛行時間に及ぼす熱力学的影響が補償される。

当業者であれば、本発明の個々の対象および特徴を、いかなる組み合わせであっても、またはいかなる部分的な組み合わせであっても、いっしょにまたは別々に適用することができる。

添付の図面を参照した以下の詳細な説明を読めば、本発明の教示内容を容易に理解することができる。

燃焼器ガス流の速度および温度の能動的測定による値を求めるためのシステムに関する実施形態を描いた、本発明によるガスタービンエンジン横断面の斜視図燃焼器ガス流の速度および温度の能動的測定による値を求めるための監視システムに関する実施形態を組み入れた、本発明によるガスタービン燃焼器の横断面図本発明の着想による図２のシステムを、図２の３−３のラインに沿って見た横断面図燃焼器ガス流の速度および温度の能動的測定による値を求めるための監視システムにおいて本発明を実現するための、本発明によるコントローラの１つの実施形態を示すブロック図ガスタービン燃焼器内のガス流速度を測定するためにガス流監視システムにより用いられる、本発明による音波センサアレイを略示した斜視図音響センサ３２Ｂと３４Ｃとの間のラインオブサイトにおける図５のタービン燃焼器内のガス流速度を例示した図図６に示したガス流速度を、音響センサ３２Ｂと３４Ｃとの間のラインオブサイトに対応する図６の７―７のラインに沿って見たスライス断面Ａを示す図本発明によるガス流速度監視システムによって測定された個々の速度のガス流速度合成プロフィルを示す図ガスタービン燃焼器内のガス流温度を測定するために用いられる、本発明による音波センサアレイの実施例を略示した斜視図ガスタービン燃焼器内のガス流の速度および温度の能動的測定による値を測定するための、本発明による方法の１つの実施形態を示すフローチャート能動的なガス流速度測定のための方法の１つの実施形態を示すフローチャート

理解しやすくするため、各図に共通する同じ要素は、可能なかぎり同じ参照符号を用いて表した。

詳細な説明
以下の説明を読めば当業者は、音速および高温測定に基づくガス流の速度および温度の能動的測定のために、本発明の教示内容をただちに利用できることを、明確に理解できるようになる。本発明の実施形態は、工業用ガスタービン（ＩＧＴ）燃焼器を含むガスタービン燃焼器の監視に用いられ、その際、ダイナミック圧力センサなどのような複数の音響センサによるラインオブサイトにおいて、ガス流中に音波を送信する音響送波器または音響送受波器を加えることによって、ガスタービン燃焼器が燃焼監視制御システムに組み込まれる。速度測定のために、一般的にガス流経路中を横切る方向の音響送信飛行時間が、コントローラによって測定され、ラインオブサイトに沿ったガス流速度と相関づけられる。その際、ガス流速度測定において、熱力学的に相互関係にある温度、ガス定数および音速の作用が第１の飛行時間に及ぼす影響が補償されて、絶対ガス流速度が求められる。

音響圧力ベースのセンサと監視制御システムが統合された実施形態によれば、コントローラは音響送信および飛行時間解析技術によって、速度の相関づけを行い、望まれるのであれば、能動的な絶対経路温度の相関づけも同時に行う。速度および温度を同時に測定する場合、ガス流絶対速度に及ぼされる上述の熱力学的作用を補償するために、能動的な絶対経路温度が利用される。他の選択肢として別の実施形態によれば、能動的な絶対経路温度ではなくガス流絶対速度を求めるために、第１の飛行時間に及ぼされる音速の作用が利用される。この種の実施形態によれば、第１の送波器を、音響信号を送受信可能かつ出力信号を発生可能な第１の送受波器／トランスデューサのセットと置き換え、第１の音響センサを、音響信号を送受信可能かつ出力信号を発生可能な第２のトランスデューサのセットと置き換えることにより、速度監視における音速の補償が達成される。第１のトランスデューサから第２のトランスデューサへ音響信号が送信されて受信され、飛行時間が測定される。さらに、第２のトランスデューサから第１のトランスデューサへ逆方向の音響信号が送信され、逆方向の飛行時間が測定される。第１の音響信号飛行時間と逆方向の第１の音響信号飛行時間が、音速ｃを求めるためにそれぞれ利用される。その後、実際のガス流速度を求めるために、測定された音速ｃが用いられる。

本発明の実施形態によれば、能動的な速度測定または能動的な速度／温度測定による値が、ガス流の異常（たとえば燃焼異常など）を識別および分類可能な燃焼監視制御システムにおいて、たとえばウェーブレット解析技術またはフーリエ解析技術の利用により、ガス流に対する監視パラメータとして用いられる。本発明による方法およびシステムのいくつかの実施形態には、燃焼器内で軸線方向に平面的な一連のポジションに、選択的に配向または配列される１つまたは複数の音響ダイナミック圧力送受波器／トランスデューサの組み合わせによる送波器／センサが組み込まれている。公知の送波器／トランスデューサのコンポーネント設計およびそれらに関連するコントローラのコンポーネントは、従来から発電所の現場業務において高い信頼性を伴い効果的なコストで利用されてきた。この種の公知のコンポーネントを、本発明によるガス流制御監視システムに組み入れてリコンフィギュレーションすることにより、燃焼タービンおよび他の燃焼発電施設を、いっそうシンプルな計器ハードウェア構成で監視および制御することができ、それによって精密な燃焼制御に役立つ、ガス流の速度と温度の分布に関する詳細な能動的情報が得られる。

監視制御システムの構造
図１および図２を参照すると、これらの図面には工業用ガスタービンエンジン１０が例示されている。例示したエンジン１０には、圧縮機セクション１２、燃焼器セクション１４、タービンセクション１６、排気セクションまたは排気システム１８が含まれている。燃焼器セクション１４には複数の燃焼器２０が含まれている。各燃焼器２０はそれぞれ、燃焼器シェル２２およびカバープレート２４を有している。燃焼器のライナまたはバスケット２６とトランジションダクト２７とによって、方向Ｆで流れる高温動作ガスをタービンセクション１６へ搬送するための通路が規定される。本発明によるシステムは、公知の燃焼器ジオメトリーのガスタービンエンジン設計で動作可能であり、これには陸上に定置配備する用途または乗物の用途におけるカン型構造、カニュラ型構造またはアニュラ型構造の燃焼器が含まれる。

エンジン１０の動作中、圧縮機セクション１２から燃焼器セクション１４へ圧縮空気が供給され、燃焼器セクション１４において燃焼器２０内の燃料噴射システム２８により供給された燃料と混合される。ついで燃料空気混合物が発火して、高温動作ガスを含む燃焼生成物が形成される。なお、自明のとおり、燃料および空気の燃焼は、燃焼器のライナまたはバスケット２６およびトランジションダクト２７を通ってタービンセクション１６の入口に至る通路に沿って、軸線方向の様々な位置で発生する可能性がある。高温動作ガスはタービンセクション１６を通過しながら膨張し、排気セクション／システム１８を介して排出される。

さらに図１および図２を参照しながら説明すると、本発明の１つの着想によれば燃焼監視制御システム２９が設けられており、このシステムによって、エンジン１０の燃焼器２０のうち１つまたは複数の燃焼器内において、燃焼異常を検出および分類することができ、ガスタービン燃焼プロセスを能動的に制御することができる。この点に関してエンジン１０には、１つまたは複数の監視制御システム２９を設けることができ、たとえば各燃焼器２０ごとに１つのシステム２９を設けてもよいし、あるいは単一のシステム２９がエンジン１０の各燃焼器２０のために用いられるようにしてもよい。同様に、１つのシステム２９が複数の燃焼器２０から成るクラスタのために用いられるようにすることもでき、この場合、別の（複数の）クラスタのためには別のシステムが用いられる。このようにすれば、タービン１０のために統合された監視システムによって、個々の燃焼器間の偏差を求めることができ、さらにそれらの相対的なパフォーマンスを比較することができ、陸上に定置配備されるタービンエンジンであれ、航空機、船舶または陸上車両の用途のための乗物用エンジンであれ、エンジン設計によりどのようなエンジン燃焼器の構造や配向が採用されようと、このことが可能である。

図２、図３、図５および図９に示されているようにシステム２９には、複数の公知の音響送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ｈおよび３４Ａ〜３４Ｈが含まれており、これらは図５および図９に破線で例示したラインオブサイト経路に沿って、音響振動波を送波および受波することができる。これらの送受波器／トランスデューサのアレイ３２，３４は、個々に監視制御される燃焼器２０各々における燃焼の熱音響振動を表すセンサ出力信号をそれぞれ発生させることができる。機能的に送受波器コンポーネントの一部であろうと、あるいはスタンドアローンのコンポーネントであろうと、少なくとも２つの音響センサによって、ただし有利であるのはそれよりも多くの音響センサによって、さらに別のシステムの実施形態を構成することができる。送受波器におけるこれら音響センサ部分によって検知される音響の周波数および振幅は、動作燃焼ガスにおいて燃焼が生じた結果として発せられるものであり、これにより燃焼器２０の高温ガス経路内で発生した音響源の特性が定まる。監視制御システム２９は検知された音響振動情報を、着目対象となる燃焼異常の発生を識別できるような形式に変換するように構成されている。このようにして、燃焼器２０の内部および／または燃焼器２０の周囲に配置された送受波器／トランスデューサ／センサによって監視される燃焼器２０において検知された熱音響振動から、火炎フラッシュバックの発生および着目対象とする他の種類の燃焼異常を、検出および抽出することができる。システム２９のコンフィギュレーションおよび用途に応じて、音響センサは、ダイナミック圧力センサ、マイクロフォン、光学センサまたはタービンインレットイオンセンサのうちの１つまたは複数の何らかの組み合わせを有する。圧力センサは、燃焼器２０内の熱音響振動の振幅ならびに脈動周波数を検知する。燃焼器２０内の音響波動を測定するには、高温マイクロフォンを利用することができる。燃焼器２０内部のダイナミックな光信号を測定するには、光学センサを利用することができる。燃焼器２０内部のダイナミックなイオンの動きを測定するには、イオンセンサを利用することができる。

図２、図３、図５および図９に概略的に例示されている音響センサアレイは、送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ｈおよび３４Ａ〜３４Ｈを有しており、これらは少なくとも１つの音響送波器として動作し、アレイ内の少なくとも１つのダイナミック圧力センサ有利には複数のダイナミック圧力センサに向けて送信を行う。送受波器／トランスデューサ３２，３４は、Ｊ型チューブ（J-tube）またはレーキ（rake）など公知の取り付け構造および取り付け手法によって、燃焼器２０内に軸線方向および半径方向に配列されており、燃焼器シェル２２内部で燃焼器バスケットまたはライナ２６近傍に、および／またはトランジションダクト２７とタービンセクション１６との接合部近傍に設けられている。図３によればセンサは、半径方向／周方向に配列された送受波器３４Ａ〜３４Ｈであり、これらの送受波器は、図９に破線で示された送受波器３２Ａ〜３２Ｈと同様のラインオブサイト経路に沿って、音響振動波を送波および受波することができる。固有の熱電対温度センサまたは熱電対アレイなど他の種類の公知のセンサを、ガスタービンエンジン内に設けることができる。たとえば図３によれば熱電対３６は、燃焼器２０内の燃焼温度を測定する。図面では、三次元の環状燃料流経路と、軸線方向に間隔をおいて配置された二次元の円環状の送受波器／トランスデューサアレイを例示したけれども、これとは別の燃焼流経路およびアレイ配向を使用してもよく、本発明の実践的な実施形態によれば、矩形または正方形のジオメトリを採用してもよい。

図３および図４に詳しく示されているように、監視制御システム２９は、送受波器／トランスデューサ３２，３４と接続された公知のコントローラ４０を有しており、このコントローラ４０は、監視セクション４２においてセンサ出力信号をガス流速度および燃焼温度と相関させ、分析セクション４４において燃焼プロセスの燃焼ダイナミクス分析を実施することができる。監視セクション４２およびダイナミック分析セクション４４の出力は、ガスタービン制御システム４６によって利用され、このシステムは、燃料噴射システム２８など工業用ガスタービン（ＩＧＴ）の制御サブシステムを含む他のガスタービン制御サブシステムへ制御信号を送信することができ、それにより燃焼器２０内で監視されている燃焼コンディションの変化に応答して、エンジン１０をアンロードまたはシャットダウンすることができる。

図４に例示されているコントローラ４０について説明すると、このコントローラ４０には、１つまたは複数のプロセッサ５０、システムメモリ５２、および入出力制御デバイス５４が含まれている。入出力制御デバイス５４は、燃料噴射制御システム２８、音響送受波器／トランスデューサ３２，３４、音響送波器およびセンサ３２（または同等の機能を実行する分離型の個別の送波器および受波器のセンサ）、ネットワーク、他の計算デバイス、オペレータ／ユーザ向けのマンマシンインタフェースなど、対応づけられたエンジン１０の制御部とのインタフェースを成すように設けられている。コントローラ４０には、１つまたは複数のアナログ／ディジタル変換器５６Ａ、および／または、コントローラ４０が送受波器３２，３４および／またはアナログセンサ情報を受信するための他のシステムコンポーネントとのやりとりを可能にするのに必要とされる他のコンポーネントを含めてもよい。別の選択肢として、および／またはこれに加えて、送受波器３２，３４（または同等の機能を実行する分離型の個別の送波器および受波器のセンサ）とコントローラ４０とのインタフェースを成す１つまたは複数のアナログ／ディジタル変換器５６Ｂを、システム２９に含めることができる。さらに１つの例を挙げると、いくつかの送受波器３２，３４は、それらと統合されたアナログ／ディジタル変換器５６Ｃを備えることができ、あるいはそのようにするのではなく、それらの送受波器３２，３４が、検知された情報をディジタル表現でコントローラ４０にダイレクトに伝達するようにしてもよい。

プロセッサ５０に、汎用のコンピュータ、マイクロコンピュータまたはマイクロコントローラなど１つまたは複数の処理デバイスを含めることができる。さらにプロセッサ５０は、中央処理ユニット、専用ディジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ）、プログラマブルおよび／またはリプログラマブルテクノロジーのコンポーネント、および／または特化されたコンポーネント、たとえば特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、プログラマブルゲートアレイ（たとえばＰＧＡ，ＦＰＧＡ）など、１つまたは複数の処理デバイスを有することができる。

メモリ５２には、プロセッサ５０により実行可能なコンピュータプログラムコードを格納するエリアと、処理に使用するデータを格納するエリアとを設けることができ、たとえばウェーブレット変換、フーリエ変換、または実行される他の数学的演算を計算するためのメモリエリアを設けることができ、これは以下で詳しく説明する監視制御システム２９を動作させるために使われる。したがって本発明の様々な着想をコンピュータプログラム製品として実現することができ、このようなコンピュータプログラム製品には、本願で詳しく説明するように、着目対象とする燃焼エンジン異常の検出、燃焼ダイナミクス、およびエンジン制御機能を実施するように構成されたコードが含まれている。

これに関連してプロセッサ５０および／またはメモリ５２は、指示された監視制御機能をコントローラ４０が実行するのに十分なコード、変数、コンフィギュレーションファイル等によってプログラミングされる。たとえば、コントローラ４０の動作を以下のようにコンフィギュレーションすることができる。すなわち熱音響コンディションを検知し、１つまたは複数の送受波器３２，３４から到来した入力に基づき熱音響コンディションを分析し、分析に応じてエンジン１０の特性を制御し、および／または、あとで詳しく説明するように、分析結果をオペレータ、ユーザ、他のコンピュータプロセス等に通知するように、コンフィギュレーションすることができる。このため、送受波器／トランスデューサ３２，３４から発せられるダイナミック出力信号すべてを、単一のプロセッサ５０へ伝達することができる。この実装形態では単一のプロセッサ５０が、あとで詳しく説明するデータ分析および制御機能を用いて、全体として結果がパラレルに計算されたかのように見えるよう、複数のダイナミックセンサ出力信号を処理する。これに対する代案として、複数のプロセッサ５０を使用することができ、たとえばプロセッサ各々の計算能力に応じて、プロセッサごとにそれぞれ１つまたは複数の送受波器／トランスデューサ３２，３４のダイナミック信号を処理する。

監視制御システムの動作
音響による温度および速度の測定というコンセプトは、音波の生成、ガスストリームを横切る音波のリスニング、および所定の経路にわたる平均音速の算出に基づくものであり、この平均音速がガスの速度または速度／温度を表すことになる。図１０および図１１は、本発明による監視制御システム２９の実施形態の動作を例示したフローチャートであり、これによれば音響測定手法を利用して、ガス流の速度と温度の双方が能動的に監視および測定される。太い実線および点線で囲まれた動作ブロックは、既述の燃焼ダイナミクス分析４２（実線のブロック）、温度監視測定４４、ならびにコントローラ４０において実行されるガスタービン制御４６の機能（一例としてＩＧＴ制御機能を含む）に関連するものである。ステップ１００において、送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ｈ，３４Ａ〜３４Ｈ内のセンサコンポーネントにより発せられたセンサ信号が読み出される。ステップ１１０において、１つまたは複数のセンサ信号の振幅が事前に定められた警告リミットと比較される。たとえばＩＧＴの用途であれば、ステップ１２０において１００Ｈｚよりも下の低周波ダイナミクス（ＬＦＤ）が重要であり、その理由は、５０Ｈｚまたは６０Ｈｚのエンジン回転速度では、共振作用が発生する場合があるからである。着目対象とする他の周波数帯域は、約１００〜５００Ｈｚの中間周波ダイナミクス（ＩＦＤ）、および５００Ｈｚよりも上の高周波ダイナミクス（ＨＦＤ）である。振幅が警告リミットを超えた場合、コントローラ４０は制御命令をたとえば燃料噴射システム２８に送信し、ステップ４００においてエンジン１０をアンロードまたはシャットダウンする。

ステップ１１０において、振幅が警告リミットを超えていないと判定されたならば、燃焼ダイナミクス分析サブシステムの異常検出部において、ダイナミクスの周波数解析が実行される。異常検出をどのように実行するのかについては、たとえばアメリカ合衆国特許第7,853,433号で説明されており、この文献をここで参照したことにより、その開示内容が本願に組み込まれたものとする。ステップ１３０において、サンプリングされた高速ダイナミック圧力信号がセンサから取得され、ステップ１４０において複数のセグメントに時間が分割される。ステップ１５０において、時間−周波数分割された複数のサンプルセグメントが、アメリカ合衆国特許第7,853,433号に記載されたウェーブレット解析技術を用いて分析される。別の選択肢として、時間セグメントを周波数空間に変換する公知のフーリエスペクトル解析が用いられ、ピーク周波数およびそれらの個々の振幅を識別することにより卓越周波数が分析され、規定の閾値を超えた振幅が識別される。ステップ１６０において、１つまたは複数の燃焼異常が発生したと判定されると、温度監視測定サブシステム４４において求められた燃焼器温度が、フーリエ解析技術またはウェーブレット解析技術あるいはそれら両方によって得られた異常情報と比較される。ステップ１８０において、温度監視測定サブシステム４４から得られた受動的な情報または経路温度情報と関連づけられて、フレームオン（flame on）、フレームアウト（flame out）またはフラッシュバック（flashback）として異常分類が行われる。たとえばガスタービンがフレームアウトして燃焼が停止した場合には、燃焼器温度が著しく低下する。逆にフラッシュバックの状況では、燃焼器２０内において上流で燃焼器温度が著しく上昇する。ステップ１８０において異常判定が下されると、エンジンをアンロードまたはシャットダウンさせる適切な制御信号が、エンジン制御システム４６において形成される。

温度監視測定サブシステム４４において、参照により組み込まれたアメリカ合衆国特許出願第13/804,132号、"Temperature Measurement in a Gas Turbine Engine Combustor"、２０１３年３月１４日出願、に記載された受動的な音響方式を利用して、受動的な温度測定を行うことができ、および／または、燃焼器２０内でリアルタイムの目下の経路温度測定を行うことができる。リアルタイムの目下の経路温度は、（やはり参照により組み込まれた）アメリカ合衆国特許出願第2012/0150413号に記載されたガスタービン排気システムの温度測定のための二次元の平面的な音響式高温測定技術を適合させることにより測定され、または、あとで詳しく説明するように、図５のセンサアレイ３２／３４間の１つまたは複数の経路温度を測定する三次元の技術によって測定される。

受動的な温度測定法の場合、ステップ１３０で取得されたような送受波器／トランスデューサ３２／３４から到来したサンプリングされた高速ダイナミック圧力信号が、ステップ２００において卓越モードのために分析される。ステップ２１０において、受動的な音響方式を用い周波数に基づき燃焼器温度が計算される。ステップ２２０において、燃焼器２０内部の能動的な温度値を得るために、受動的な値が基準温度値を用いて較正される。ステップ２２０において求められた較正された受動的な温度値は、ステップ２３０において、燃焼ガスのバルク平均温度を求めるために用いられる。ステップ２２０において用いられる基準温度値は、燃焼器内の１つまたは複数の熱電対３６あるいは（図示されていない）排気システム１８に配置された熱電対から得ることができる。基準温度値を、アメリカ合衆国特許出願公開第2012/0150413号に記載されているようにして、排気システム１８内で測定される目下の経路温度とすることができ、あるいは燃焼器１４内で測定されたリアルタイムの経路温度とすることができ、これはステップ３００〜３３０において求められる。

二次元のリアルタイム経路温度は、音響送受波器／トランスデューサ３２，３４または他の個別の送波器において、たとえば図９にｎ＝８＋個の送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ｈについて示されている二次元の平面的なパターンにおいて、１つまたは複数の音響信号を送信することによって測定される。たとえば、送受波器／トランスデューサ３２Ａにより送信された信号が、残りの（ｎ−１）個の送受波器／トランスデューサ３２Ｂ〜３２Ｈにより受信され、各ラインオブサイト経路ごとに飛行時間が測定される。ただしステップ３１０において、残りの送受波器／トランスデューサ３２Ｂ〜３２Ｈにおける少なくとも１つのセンサ素子有利には２つまたはそれよりも多くのセンサ素子が、音響信号を受波する。実施にあたり有利であるのは、すべての送受波器間の経路により所望の粗さのグリッドが形成されて、温度測定の空間分解能が生じるように、（音響信号を送信および受信する）複数の送受波器／トランスデューサが１つの平面を環状に取り囲むようにすることである。たとえば円筒状の燃焼器であれば、図３および図９に示されているように、周囲を巡り等間隔で送受波器を配置することができる。これらの送受波器を、順次（１つの時点で１つを）トリガすることができるし、あるいは、容易に弁別可能な互いに異なる音響パターンによって同時にトリガすることができる。順次トリガする場合、１つの送受波器が音響を発生させる一方、残りのすべての送受波器はその音響を記録して、個々の経路の進行時間を推定する。これらのラインオブサイト経路各々は、経路に沿った平均温度を表す。それぞれ異なる経路における平均温度が合成され、公知のコンピュータ断層撮影技術を利用して、図９に示したような二次元マップが形成される。

参照によりその開示内容が本願に組み込まれた前述のアメリカ合衆国特許出願公開第2012/0150413号に記載された方法を用いるなどして、ステップ３２０において能動的な音響方式を利用することにより、二次元の飛行時間音響データがガス温度に変換される。ステップ３３０において求められたリアルタイムの経路温度は、ラインオブサイトの伝達経路沿いに局所化された能動的な温度値である。ステップ３００〜３３０を実施することによりそれぞれ異なる音響経路に沿って測定された複数の能動的な温度値を、燃焼器２０のバルク温度を求めるために単独で、またはステップ２００〜２３０の卓越周波数の受動的な音響方式と並行して、利用することができる。単一の送波器３０と音響センサ３２との間の単一の経路の能動的な温度測定によって、有用な制御情報が得られる一方、複数の送受波器／トランスデューサ３２，３４を、１つの燃焼器２０内（たとえば図２、図３、図５または図９参照）または一連の複数の燃焼器２０内に、選択的に軸線方向、周方向および／または半径方向の何らかのパターンで、あるいはこれらのパターンを組み合わせて配列することによって、ガスタービンエンジン１０において二次元または三次元の能動的なリアルタイムの燃焼温度を監視することができる。

ステップ３００〜３３０において求められた二次元または三次元のリアルタイム経路温度を、本出願で例示した統合型の監視制御システム２９において挙げた燃焼ダイナミクス分析４２、受動的な温度監視測定４４、および制御４６の機能のうちの１つまたは複数を伴ってまたは伴わないで、他の監視制御機能の入力として利用することができる。たとえば燃焼器タービンインレット温度（ＴＩＴ）を、リアルタイムで能動的に監視することができ、燃焼プロセスに対する制御パラメータとして利用することができる。ステップ３００〜３３０において求められた燃焼の能動的な経路温度を、燃料噴射システム２８を介した燃焼器２０内の燃料空気混合物の制御に用いることができる。リアルタイムの能動的な経路温度を、工業用ガスタービン燃焼器または他の種類のガス流環境において、実際のガス流速度の能動的な測定のための入力として利用することができる。

本発明の実施形態によれば、三次元のガス流速度および／またはガス流温度が、軸線方向に間隔をおいて配置され横断方向に配向された音響送波器とセンサ（またはセンサおよび送波器を組み込んだ送受波器／トランスデューサ）との間のラインオブサイトの音響経路に沿った音響の飛行時間との相関づけによって測定される。このため経路に沿ったラインオブサイトは、ガス流経路に対し平行な方向と向き合うように、横断方向に配向される。ガス流の絶対速度を求める目的で、ガス温度、ガス定数および音速に及ぼされる熱力学的作用に対し、飛行時間データが補正または補償される。上述のように、リルタイムの能動的な経路温度または他の測定装置（たとえば熱電対３６）により別個に得られた温度を利用して、ラインオブサイトに沿ったガス温度を求めることができる。別の選択肢として、双方向の飛行時間（すなわち順方向／下流方向への送信および逆方向／上流方向への送信）を測定することにより、局所的な音速ｃを求めることができる。上述の熱力学的作用に対し既知の式が適用される：

ただし、
ｃ（ｘ，ｙ，ｚ）は等エントロピーの音速、
γは比熱比、
Ｒはガス定数、
Ｔはガス温度、
である。
ゆえに、経路に沿った音速が既知であれば、後述する本発明の実施形態を利用して、平均経路温度と絶対速度を求めることができる。

正確な絶対速度または温度を測定するために、送受波器／トランスデューサ３２，３４の２つの面が、図５に示されているように軸線方向に間隔をおいてガス流内で向き合う関係で配向される。有利であるのは、２つの送受波器／トランスデューサ３２，３４を、監視されるガス流ジオメトリの直径（円形の場合）または幅（矩形または正方形の場合）とほぼ同じオーダで離間させることである。つまり２つの面間の軸線方向距離は、測定対象とする環境のジオメトリおよびスケール、ならびにガス流のガス定数、温度および速度について考えられ得る予想範囲に従って、決定されることになる。

ガス流速度を推定するために、軸線方向で流れ方向を横切る方向で測定される。たとえば、送受波器／トランスデューサ３２Ａが面Ｚ_Iにおいて信号をトリガまたは送信するならば、信号をトリガしたセンサと平行に整列されていない面Ｚ_IIにおけるすべての送受波器／トランスデューサ３４Ｂ〜３４Ｈがリスニングを行うことになり、これによりガス流を横切る方向で複数の経路（ｎ個のセンサであればｎ−１個の経路）が形成される。信号送受信トリガプロセスは順次連続して行われ、面Ｚ_Iにおける第２の送受波器／トランスデューサ３２Ｂが残りの（ｎ−１）個の送受波器／トランスデューサ３４Ａおよび３４Ｃ〜３４Ｈに向けて信号をトリガし、これらの送受波器／トランスデューサは送信された信号を受信する。送信信号のトリガは、順次連続して送受波器のトリガが行われ、トリガごとにｎ−１個の経路が形成されることで、続けられていく。軸線方向に隔てられたそれぞれ２つのアレイとして、８個の送受波器／トランスデューサが設けられている図５の実施形態によれば、全部で６４個の経路が三次元で形成される。これに加え、方向に関する速度の曖昧さを解消するために（逆流および場合によっては逆方向の乱流波動を識別するために）、面Ｚ_IIにおける送受波器／トランスデューサ３４のトリガによって、同じプロセスが繰り返され、面Ｚ_Iにおける送受波器／トランスデューサが逆方向で送信された信号を受信する。この場合、ガス流温度は既知であるものとする。送受波器／トランスデューサ各々から音響信号を順次送信／トリガする代わりに、それぞれ僅かに異なる固有の音響特性をもつ音響パターンを、個々の送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ｈ、３４Ａ〜３４Ｈ各々から同時に送信させることができ、これによって時間が短縮される。図１１によるガス流速度測定方法のフローチャートにおけるステップ５００および５１０によれば、面Ｚ_IおよびＺ_IIにおけるすべての送受波器／トランスデューサがトリガを完了し、送信された音響信号が横断方向に整列された対向する面の送受波器／トランスデューサによって受信完了したならば、プロセスをリアルタイムで繰り返すのが有利であり、その間、医療用または工業用のコンピュータトモグラフィシステムで用いられているような既知の三次元断層撮影マッピング技術を利用して、空間的に分散されたラインオブサイトの音響経路から三次元の速度マップｕが構成される。図８に示されているように、速度情報が抽出されてマップに描かれる。同様に、あとで詳しく説明するように、飛行時間を用いて三次元の温度マップを構成することができる。

１つの平面的なアレイにおいて、送受波器／トランスデューサ３２，３４のすべてが音響信号のトリガを完了した後、あとで詳しく説明するように、温度とガス定数と音速の熱力学的作用に対し補正がなされると、ステップ５６０においてガス流経路中の絶対速度を導出するために、個々のラインオブサイトの流れの経路における飛行時間データが用いられる。速度測定においてガスの温度が一定であるとすれば、流速が音速に近づくと、場合によっては流速測定の精度が低下する可能性がある。マッハ数が約０．５よりも低い流速であれば、速度測定に重大な影響を及ぼすとは思われない。したがって有利であるのは、ただし必須ではないが、測定する流速が、測定された局所的な音速の半分よりも低くなるようにすることである。本発明による方法によれば、局所的な音速は温度とともに上昇することから、絶対速度が比較的高いにもかかわらず、タービンエンジンのガス流を含む高温を正確に測定することができる。

音響の飛行時間データが得られたならば、監視制御システム２９または他の遠隔監視システムはそれらのデータを利用して、図１１の残りのステップに従い個々の音響経路に沿った速度を求める。図６および図７を参照しながら説明すると、情報の音響伝播に対しガス流によって線形の作用が及ぼされる。所定の温度とガス定数と音速のときの相対的なガス流速度は、既知の式によって定まる：

ただし、
ｔ_BCは、第１の送波器Ｂから第１のセンサＣまでの飛行時間、
ｃは、温度とガス定数に対するガス流中の音速、

は、ＢとＣとの間の第１のラインオブサウンド経路Ａに沿った単位ベクトル、

は、ガス流中の速度ベクトル、
である。

ラインオブサウンド経路Ａに沿って例示した平面的なスライスは、単純化された流れのパターンを表している。再び図１１のフローチャートを参照しながら説明すると、ステップ５６０において絶対速度を導出する目的で、相対ガス速度が熱力学的な温度とガス流と音速の作用に対して補正される。経路温度を利用できるのであれば（ステップ５２０）、ラインオブサウンド経路に沿ったガス流絶対速度を導出する目的で、温度が音速に及ぼす作用が既知のトモグラフィ法により補正される。経路温度が利用できないのであれば、順方向（ステップ５００，５１０）および逆方向（ステップ５３０，５４０）の音響信号送信について飛行時間が取得され、以下の式に従いガス速度の作用のない音速を抽出するために用いられる。トランスデューサ／送受波器Ｃからトランスデューサ／送受波器Ｂへの逆方向の飛行時間は、上述の順方向または下流方向の飛行時間と同様、次式によって求められる：

順方向の飛行時間と逆方向の飛行時間とが次式に従い加算される：

音速ｃの二乗がガス流速度ｕの二乗よりも著しく大きいとすれば、この式は以下のとおりに縮約される：

ただし、
ｔ_BCは、第１の送受波器／トランスデューサＢから第２の送受波器／トランスデューサＣまでの飛行時間、
ｔ_CBは、第２の送受波器／トランスデューサＣから第１の送受波器／トランスデューサ
Ｂまでの飛行時間、
ｃは、温度とガス定数に対するガス流中の音速、

は、第１のラインオブサウンド経路に沿った単位ベクトル、

は、ガス流中の速度ベクトル、
である。

ついで、図１１のステップ５５０において求められた音速ｃは、ステップ５６０において音速に対する下流方向の飛行時間データを補正するために用いられる。補正された下流方向の飛行時間データは、ステップ５７０においてガス流絶対速度を求めるために用いられる。ラインオブフライトに沿った経路温度Ｔが既知でない場合、本発明のいくつかの実施形態によれば、ステップ５５０において求められた音速ｃがＴを求めるために用いられ、ここではγ、Ｒおよびｃ（ｘ，ｙ，ｚ）が既知であるため、上述の等エントロピーの音速の関係式ｃ（ｘ，ｙ，ｚ）＝（γ．Ｒ．Ｔ）^1/2が用いられる。既述の経路速度算出と同様の手法で、すべての経路温度Ｔが各受波器／送波器ユニットから逆方向および順方向で既知となったならば、（たとえば８個のセンサが設けられているケースであるとするならば）６４本の等温線が三次元で存在することになる。この場合、三次元のトモグラフィマッピング技術を利用して、三次元の温度分布のマップが作成される。

有利には、能動的な音響式の温度および速度の測定がリアルタイムで同時に実行され、したがってガス流温度（三次元マップまたは択一的に図９の二次元マップ）と、三次元のガス流速度（図８）の両方のマップが作成される。速度と温度の測定を同時に実行するための音響信号の送信および受信のタイムシーケンスの一例によれば、第１のアレイ平面における１つの送受波器／トランスデューサ（たとえばＺ_Iにおける３２Ａ）により音響信号を送信する。三次元の温度測定が利用されるのであれば、軸線方向に間隔をおいて配置された対向する第２の面において横断方向に配向された対応する送受波器／トランスデューサ（たとえばＺ_IIにおける３４Ｂ〜３４Ｈ）が、速度処理および／または温度処理のための信号を受信する。二次元の温度測定だけしか利用されないのであれば、第１のアレイ平面上の送受波器／トランスデューサ（たとえばＺ_Iにおける３２Ｂ〜３２ＢＨ）が、温度処理のための信号を受信する。すでに述べたように、送受波器／トランスデューサごとに独自の信号送信パターンを用いることで、送信および受信のプロセスを加速することができる。２次元の温度測定を利用するのか、または三次元の温度測定を利用するのか、に関しては、トレードオフがある。三次元の温度測定技術が利用される場合、式で示した近似のように、マッハ０．３またはそれよりも高いガス速度であると、温度と速度の双方のマップの精度が最も望ましいものとはならない可能性がある：

は、温度基準値が別個には測定されないことから、その速度範囲に関して精度が低くなる可能性がある。ただし、軸線方向に別個に得られた二次元の音響信号セットのペアと、個々の二次元の飛行時間信号セットにより求められた２つの固有の音響温度マップを用いれば、独立した温度Ｔの基準値を求めることができる。他方、二次元温度マップは、体積温度マップないしは三次元温度マップを作成するために補間される。この体積マップは、既知のガス定数Ｒおよび比熱比γとともに、等エントロピーの音速の式において使用される温度値Ｔを用意して、音速ｃを導出するために利用される。ついでこの音速が、速度ベクトルｕ（ｘ，ｙ，ｚ）を導出するために用いられる。速度ベクトルが導出されたならば、速度成分のマップを作成することができ、このマップによれば、既述のように三次元の速度および温度のマップ作成方法に本来存在するマッハ０．３のガス速度よりも低いガス速度とする制限が取り除かれる。

共通に使用される音響センサのアレイを用い、これまで説明してきたシステムおよび方法の実施形態を利用して、能動的なガス流の速度または速度／温度を監視することによって、公知の速度および温度のシステムよりも速く、速度と温度の変化に応答できるようになる。本発明の実施形態によれば、共通に利用される信頼性の高い音響送受波器／トランスデューサの複数のセンサ送波器から成る１つのアレイを、または別個に設けられた個別の音響センサと送波器のペアから成る複数のアレイを、現場の条件のもとで燃焼の流れの経路中に配置させることができ、能動的に速度と温度のデータをリアルタイムで同時に供給して異常を検出するために、それらのアレイを監視することができ、これらのことはすべて、工業用ガスタービンなどのような燃焼発電施設の監視および制御に役立つものである。

本発明の教示内容を組み入れた様々な実施形態について開示し、詳細に説明してきたが、当業者であれば、やはりこれらの教示内容を組み入れた数多くの他の様々な実施形態を容易に考え出すことができる。本発明はその適用にあたり、発明の詳細な説明で述べたまたは図面に示した構造およびコンポーネントの配置について詳細に例示した実施形態に限定されるものではない。また、実施例として挙げたエンジン１０および燃焼器１４は、これまで細部にわたり述べてきた本発明のいくつかの特徴および着想を明確に説明するために、例示目的で示したにすぎず、限定を意図したものではない。ただし、これまで十分に説明してきた本発明の種々の着想は、燃焼異常の発生を監視および／または検出する目的で、種々の燃焼エンジンに適用することができる。本発明は、他の実施形態でも可能であるし、多様な手法で実施または実行することができる。さらにここで理解しておきたいのは、本願で採用した表現や用語は、説明を目的としたものにすぎず、限定とみなされるものではないことである。本願で用いた「を含む」、「から成る」または「を有する」およびそれらの変形は、そこに挙げた項目およびそれらと同等の項目ならびに付加的な項目を包含するものである。他で明記または限定されていないかぎり、用語「取り付けられている」、「接続されている」、「支持されている」、「結合されている」およびそれらの変形は、広い意味で用いられるものであり、取り付け、接続、支持、結合という意味を直接的におよび間接的に包含している。さらに「接続されている」および「結合されている」は、物理的または機械的な接続または結合に限られるものではない。

Claims

ガス流速度を能動的に監視する方法において、
少なくとも１つの第１の音響送波器と、第１の熱音響振動を表す第１の音響センサセンサ出力信号を発生する少なくとも１つの第１の音響センサとを、ガス流経路内の上流と下流の横断方向位置において互いに別個の第１のラインオブサウンド経路中に、配向してそれぞれ配置するステップと、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器および、前記少なくとも１つの第１の音響センサを、コントローラに接続するステップと、ただし該コントローラは、前記少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号をガス流経路内に送信させ、かつ前記第１のセンサ出力信号をガス流速度と相関づけ、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号を送信するステップと、
前記少なくとも１つの第１の音響センサにより、前記少なくとも１つの第１の音響送波器から到来する前記第１の音響信号を受信し、受信した該第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させるステップと、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する前記第１の音響信号の第１の飛行時間を求めるステップと、
前記第１のラインオブサウンド経路に沿って進行する前記第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流速度を求めるステップと
を含むことを特徴とする、
ガス流速度を能動的に監視する方法。
個々の絶対ガス流速度を求める前記処理ステップは、ガス温度、ガス定数および音速が前記第１の飛行時間に及ぼす熱力学的影響を補償するステップを含む、
請求項１記載の方法。
前記ガス温度を補償するステップは、ガス流中の温度を能動的に監視するステップを含み、該監視ステップは以下のステップにより実行される、すなわち、
少なくとも１つの第２の音響送波器と、第２の熱音響振動を表す第２のセンサ出力信号を発生する少なくとも１つの第２の音響センサとを、ガス流経路内の１つの共通の軸線方向平面において互いに別個の第２のラインオブサウンド経路中に、それぞれ配向して配置するステップと、
前記少なくとも１つの第２の音響送波器と、前記少なくとも１つの第２の音響センサとを、前記コントローラに結合するステップと、ただし該コントローラは、前記少なくとも１つの第２の音響送波器から第２の音響信号をガス流経路中に送信させ、かつ前記第２のセンサ出力信号の飛行時間をガス流温度と相関づけ、
前記第２のラインオブサウンド経路に沿って進行する前記第２の音響信号の第２の飛行時間を処理して、前記第２のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流温度を求めるステップと
により実行される、
請求項２記載の方法。
前記温度を補償するステップは、ガス流中の温度を能動的に監視するステップをさらに含み、該監視するステップは以下のステップにより実行される、すなわち、
少なくとも１つの第３の音響送波器と、第３の熱音響振動を表す第３のセンサ出力信号を発生する少なくとも１つの第３の音響センサを、前記第２の音響送波器および前記前記第２の音響センサの下流のガス流経路内の１つの共通の軸線方向平面内において、互いに別個の第３のラインオブサウンド経路中に、それぞれ配向して配置するステップと、
前記少なくとも１つの第３の音響送波器と、前記少なくとも１つの第３の音響センサを、前記コントローラに接続するステップと、ただし該コントローラは、前記少なくとも１つの第３の音響送波器から第３の音響信号をガス流経路中に送信させ、かつ前記第３のセンサ出力信号の飛行時間をガス流温度と相関づけ、
前記第３のラインオブサウンド経路に沿って進行する前記第３の音響信号の第３の飛行時間を処理して、前記第３のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流温度を求めるステップと、
前記第２および前記第３のラインオブサウンド経路各々に沿って求められた個々のガス流温度を補間して、三次元の温度マップを作成するステップと
により実行される、
請求項３記載の方法。
前記第１の飛行時間を次式によって処理する：

ただし、
ｔ_BCは、前記第１の音響送波器から前記第１の音響センサまでの飛行時間、
ｃは、温度とガス定数に対するガス流中の音速、

は、前記第１のラインオブサウンド経路に沿った単位ベクトル、

は、ガス流中の速度ベクトル、
である、
請求項１記載の方法。
前記音速ｃを求めるステップは以下のステップにより実行される、すなわち、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器を、音響信号を送受信しかつ出力信号を発生する第１の送受波器／トランスデューサと置き換えるステップと、
前記少なくとも１つの第１の音響センサを、音響信号を送受信しかつ出力信号を発生する第２の送受波器／トランスデューサと置き換えるステップと、
前記第１の送受波器／トランスデューサおよび第２の送受波器／トランスデューサのそれぞれから少なくとも１つを、前記コントローラにそれぞれ接続するステップと、ただし前記コントローラは、前記第１の送受波器／トランスデューサおよび前記第２の送受波器／トランスデューサのいずれか一方から第１の音響信号をガス流経路内に送信し、かつ送受波器／トランスデューサ出力信号の飛行時間をガス流速度と相関づけ、
第１の音響信号を、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから送信するステップと、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサが、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから前記第１の音響信号を受信し、受信した該第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させるステップと、
逆方向の第１の音響信号を、前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから送信するステップと、
前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサが、前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから前記逆方向の第１の音響信号を受信し、受信した該逆方向の第１の音響信号の寄与量を含む逆方向の第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させるステップと、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号および前記逆方向の第１の音響信号の第１の飛行時間を求めるステップと、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号のおよび前記逆方向の第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、前記音速ｃを求めるステップと
により実行される、
請求項５記載の方法。
前記音速ｃを求めるための、前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号および前記逆方向の音響信号の個々の第１の飛行時間の前記処理は、式：

により記述される、
ただし、
ｔ_BCは、前記第１の送受波器／トランスデューサから前記第２の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間、
ｔ_CBは、前記第２の送受波器／トランスデューサから前記第１の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間、
ｃは、温度とガス定数に対するガス流中の音速、

は、前記第１のラインオブサウンド経路に沿った単位ベクトル、

は、ガス流中の速度ベクトル、
である、
請求項６記載の方法。
個々の絶対ガス流速度を求める前記処理ステップは、前記音速に及ぼす温度とガス定数の変動を補償するステップを含み、該補償するステップは以下のステップにより実行される、すなわち、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器を、音響信号を送受信しかつ出力信号を発生する第１の送受波器／トランスデューサと置き換えるステップと、
前記少なくとも１つの第１の音響センサを、音響信号を送受信しかつ出力信号を発生する第２の送受波器／トランスデューサと置き換えるステップと、
前記第１の送受波器／トランスデューサおよび第２の送受波器／トランスデューサのそれぞれから少なくとも１つを、前記コントローラにそれぞれ接続するステップと、ただし前記コントローラは、前記第１の送受波器／トランスデューサおよび前記第２の送受波器／トランスデューサのいずれか一方から第１の音響信号をガス流経路内に送信し、かつ送受波器／トランスデューサ出力信号の飛行時間をガス流速度と相関づけ、
第１の音響信号を前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから送信するステップと、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサが、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから前記第１の音響信号を受信し、受信した該第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させるステップと、
逆方向の第１の音響信号を、前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから送信するステップと、
前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサが、前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから前記逆方向の第１の音響信号を受信し、受信した該逆方向の第１の音響信号の寄与量を含む逆方向の第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させるステップと、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号および前記逆方向の第１の音響信号の第１の飛行時間を求めるステップと、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号および前記逆方向の第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して音速を求め、求められた該音速を用いて、前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿った個々の絶対ガス流速度を求めるステップと
により実行される、
請求項１記載の方法。
請求項１記載の方法により求められたガス流速度を用いて、工業用ガスタービン燃焼器内の燃焼を制御する方法。
タービンエンジン内のガス流速度を監視するシステムにおいて、
少なくとも１つの第１の音響送波器と、第１の熱音響振動を表す第１のセンサ出力信号を発生する少なくとも１つの第１の音響センサとが、タービンエンジンのガス流経路内の上流と下流の横断位置において互いに別個の第１のラインオブサウンド経路中に、それぞれ配向されて設けられており、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器と、前記少なくとも１つの第１の音響センサとに接続されたコントローラが設けられており、該コントローラは、前記少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号をガス流経路内に送信し、かつ前記第１のセンサ出力信号をガス流速度と相関づけ、
該相関づけは、以下のことにより行われる、すなわち、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号を送信し、
前記少なくとも１つの第１の音響センサにより、前記少なくとも１つの第１の音響送波器から到来する第１の音響信号を受信し、受信した該第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させ、
前記各第１のラインオブサウンド経路に沿って進行する前記第１の音響信号の第１の飛行時間を求め、
前記第１のラインオブサウンド経路に沿って進行する前記第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、前記各第１のラインオブサウンド経路に沿った個々のガス流速度を求める、
ことにより行われることを特徴とする、
タービンエンジン内のガス流速度を監視するシステム。
前記飛行時間に及ぼされる温度の熱力学的な影響を補償することにより、絶対ガス流速度が求められ、
少なくとも１つの第２の音響送波器と、第２の熱音響振動を表す第２のセンサ出力信号を発生する少なくとも１つの第２の音響センサとが、タービンガス流経路内の１つの共通の軸線方向平面内において互いに別個の第２のラインオブサウンド経路中に、それぞれ配向されて設けられており、
前記コントローラは、前記少なくとも１つの第２の音響送波器と、前記少なくとも１つの第２の音響センサと接続されており、
該コントローラは、
前記少なくとも１つの第２の送波器からガス流経路内に第２の音響信号を送信し、
前記第２のラインオブサウンド経路に沿って進行する前記第２の音響信号の第２の飛行時間を処理して、前記第２のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流温度を求め、
求められた個々のガス流温度を用いて、前記第１の飛行時間に対する温度の影響を補償する、
請求項１０記載のシステム。
個々の第１および第２の送波器およびセンサを組み込んだｎ個の送受波器／トランスデューサから成る、第１および第２の平面的なアレイが設けられており、
前記平面的なアレイは、互いに向き合った関係でガス流経路に対し全体として垂直に、かつ該ガス流経路に沿って相互に間隔をおいて配向されており、前記第１の平面的なアレイにおける各送受波器／トランスデューサは、
前記第２の平面的なアレイにおける（ｎ−１）個の送受波器／トランスデューサに向けて、前記第１の音響信号を送信し、
前記第１の平面的なアレイにおける（ｎ−１）個の送受波器／トランスデューサに向けて、第２の音響信号を送信する、
請求項１１記載のシステム。
前記コントローラによる前記第１の飛行時間の処理は式：

により記述され、
ただし、
ｔ_BCは、前記第１の音響送波器から前記第１の音響センサまでの飛行時間、
ｃは、温度とガス定数に対するガス流中の音速、

は、前記第１のラインオブサウンド経路に沿った単位ベクトル、

は、ガス流中の速度ベクトル、
である、
請求項１０記載のシステム。
前記コントローラは、以下のことにより前記音速ｃを求める、すなわち、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器を、音響信号を送受信しかつ出力信号を発生する第１の送受波器／トランスデューサと置き換え、
前記少なくとも１つの第１の音響センサを、音響信号を送受信しかつ出力信号を発生する第２の送受波器／トランスデューサと置き換え、
第１の送受波器／トランスデューサおよび第２の送受波器／トランスデューサのそれぞれから少なくとも１つを、前記コントローラにそれぞれ接続し、ただし前記コントローラは、前記第１の送受波器／トランスデューサおよび前記第２の送受波器／トランスデューサのいずれか一方から第１の音響信号をガス流経路内に送信し、かつ送受波器／トランスデューサ出力信号の飛行時間をガス流速度と相関づけ、
第１の音響信号を前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから送信し、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサにより、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから前記第１の音響信号を受信し、受信した該第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させ、
逆方向の第１の音響信号を、前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから送信し、
前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサにより、前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから前記逆方向の第１の音響信号を受信し、受信した該逆方向の第１の音響信号の寄与量を含む逆方向の第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させ、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号および前記逆方向の第１の音響信号の第１の飛行時間を求め、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号および前記逆方向の第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、前記音速ｃを求める、
請求項１３記載のシステム。
前記コントローラにより、前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号および前記逆方向の音響信号の個々の第１の飛行時間を処理して、前記音速ｃを求めることは式：

により記述され、
ただし、
ｔ_BCは、前記第１の送受波器／トランスデューサから前記第２の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間、
ｔ_CBは、前記第２の送受波器／トランスデューサから前記第１の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間、
ｃは、温度とガス定数に対するガス流中の音速、

は、前記第１のラインオブサウンド経路に沿った単位ベクトル、

は、ガス流中の速度ベクトル、
である、
請求項１４記載のシステム。
ガスタービンエンジン装置において、
圧縮機セクションと、
燃料空気混合物を調整するための噴射システムをそれぞれ備えた複数の燃焼器を含む燃焼器セクションと、
タービンセクションと、
タービンエンジン内のガス流速度を監視するためのシステムと
が設けられており、
前記タービンエンジン内のガス流速度を監視するためのシステムには、
少なくとも１つの第１の音響送波器と、第１の熱音響振動を表す第１のセンサ出力信号を発生する少なくとも１つの第１の音響センサとが、タービンエンジンのガス流経路内の上流と下流の横断位置において互いに別個の第１のラインオブサウンド経路中に、それぞれ配向されて設けられており、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器と、前記少なくとも１つの第１の音響センサとに接続されたコントローラが設けられており、該コントローラは、前記少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号をガス流経路内に送信させ、かつ前記第１のセンサ出力信号をガス流速度と相関づけ、
該相関づけは、以下のことにより行われる、すなわち、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号を送信し、
少なくとも１つの第１の熱音響センサにより、前記少なくとも１つの第１の音響送波器から到来する前記第１の音響信号を受信し、受信した該第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させ、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する前記第１の音響信号の第１の飛行時間を求め、
前記第１のラインオブサウンド経路に沿って進行する前記第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流速度を求める、
ことにより行われることを特徴とする、
ガスタービンエンジン装置。
前記飛行時間に対する温度の熱力学的影響を補償することにより、絶対ガス流速度が求められ、
少なくとも１つの第２の音響送波器と、第２の熱音響振動を表す第２のセンサ出力信号を発生する少なくとも１つの第２の音響センサとが、タービンガス流経路内の１つの共通の軸線方向平面内において互いに別個の第２のラインオブサウンド経路中に、それぞれ配向されて設けられており、
前記コントローラは、前記少なくとも１つの第２の音響送波器と、前記少なくとも１つの第２の音響センサとに接続されており、
該コントローラは、
前記少なくとも１つの第２の送波器からガス流経路内に第２の音響信号を送信させ、
前記第２のラインオブサウンド経路に沿って進行する前記第２の音響信号の第２の飛行時間を処理して、前記第２のラインオブサウンド経路各々に沿った個々のガス流温度を求め、
求められた個々のガス流温度を用いて、前記第１の飛行時間に対して温度を補償する、
請求項１６記載の装置。
個々の第１および第２の送波器およびセンサを組み込んだｎ個の送受波器／トランスデューサから成る、第１および第２の平面的なアレイが設けられており、
前記平面的なアレイは、互いに向き合った関係でガス流経路に対し全体として垂直に、かつ該ガス流経路に沿って相互に間隔をおいて配向されており、前記第１の平面的なアレイにおける各送受波器／トランスデューサは、
前記第２の平面的なアレイにおける（ｎ−１）個の送受波器／トランスデューサに向けて、前記第１の音響信号を送信し、
前記第１の平面的なアレイにおける（ｎ−１）個の送受波器／トランスデューサに向けて、第２の音響信号を送信する、
請求項１７記載の装置。
前記コントローラによる前記第１の飛行時間の処理は式：

により記述され、
ただし、
ｔ_BCは、前記第１の音響送波器から前記第１の音響センサまでの飛行時間、
ｃは、温度とガス定数に対するガス流中の音速、

は、前記第１のラインオブサウンド経路に沿った単位ベクトル、

は、ガス流中の速度ベクトル、
である、
請求項１６記載のシステム。
前記コントローラは、以下のことにより前記音速ｃを求める、すなわち、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器を、音響信号を送受信しかつ出力信号を発生する第１の送受波器／トランスデューサと置き換え、
前記少なくとも１つの第１の音響センサを、音響信号を送受信しかつ出力信号を発生する第２の送受波器／トランスデューサと置き換え、
前記第１の送受波器／トランスデューサおよび第２の送受波器／トランスデューサのそれぞれから少なくとも１つを、前記コントローラにそれぞれ接続し、ただし前記コントローラは、前記第１の送受波器／トランスデューサおよび前記第２の送受波器／トランスデューサのいずれか一方から第１の音響信号をガス流経路内に送信し、かつ送受波器／トランスデューサ出力信号の飛行時間をガス流速度と相関づけ、該相関づけを以下のことにより行う、すなわち、
第１の音響信号を前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから送信し、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサが、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから前記第１の音響信号を受信し、受信した該第１の音響信号の寄与量を含む第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させ、
逆方向の第１の音響信号を、前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから送信し、
前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサが、前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから前記逆方向の第１の音響信号を受信し、受信した該逆方向の第１の音響信号の寄与量を含む逆方向の第１のダイナミックセンサ出力信号を発生させ、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号および前記逆方向の第１の音響信号の第１の飛行時間を求め、
前記第１のラインオブサウンド経路各々に沿って進行する個々の前記第１の音響信号および前記逆方向の第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、前記音速ｃを求め、該処理は式：

で記述され、
ただし、
ｔ_BCは、前記第１の送受波器／トランスデューサから前記第２の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間、
ｔ_CBは、前記第２の送受波器／トランスデューサから前記第１の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間、
ｃは、温度とガス定数に対するガス流中の音速、

は、前記第１のラインオブサウンド経路に沿った単位ベクトル、

は、ガス流中の速度ベクトル、
である、
請求項１９記載の装置。