RU2801254C1

RU2801254C1 - Method for determining temperature at turbine inlet for gas turbine engine using acoustics (options) and gas turbine engine

Info

Publication number: RU2801254C1
Application number: RU2022119516A
Authority: RU
Inventors: Джошуа С. МАККОНКИ; Тао ЦУЙ; Зайнул МОМИН
Original assignee: Сименс Энерджи, Инк.
Filing date: 2019-12-19
Publication date: 2023-08-04

Abstract

FIELD: gas turbine engine.

SUBSTANCE: method for determining a turbine inlet temperature for a gas turbine engine includes measuring pressure changes in the combustion section of the gas turbine engine during operation to obtain pressure versus time data, extracting a resonant frequency from the pressure versus time data, and calculating the turbine inlet temperature solely based on resonant frequency. In addition, a gas turbine engine and a method option are also provided.

EFFECT: enhancement of the production.

20 cl, 9 dwg

Description

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИBACKGROUND OF THE INVENTION

[0001] Газотурбинные двигатели работают при высоких температурах, чтобы улучшить тепловую эффективность и уменьшить нежелательные выбросы. Одной из самых высокотемпературных зон газотурбинного двигателя является область у входа в турбину. Типичные температуры в этой области настолько высоки, что большинство датчиков температуры не могут работать в течение длительного периода времени. [0001] Gas turbine engines operate at high temperatures to improve thermal efficiency and reduce unwanted emissions. One of the hottest areas of a gas turbine engine is the region at the turbine inlet. Typical temperatures in this area are so high that most temperature sensors cannot operate for long periods of time.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION

[0002] Способ определения температуры на входе в турбину для газотурбинного двигателя включает в себя измерение изменений давления в секции сгорания газотурбинного двигателя во время его работы для получения данных зависимости давления от времени, извлечение резонансной частоты из данных зависимости давления от времени и расчет температуры на входе в турбину исключительно на основе резонансной частоты.[0002] A method for determining a turbine inlet temperature for a gas turbine engine includes measuring pressure changes in the combustion section of the gas turbine engine during operation to obtain pressure versus time data, extracting a resonant frequency from the pressure versus time data, and calculating an inlet temperature into the turbine based solely on the resonant frequency.

[0003] В другой конструкции способ определения температуры на входе в турбину для газотурбинного двигателя включает в себя размещение датчика динамического давления в секции сгорания, размещение датчика температуры в положении, подходящем для измерения температуры на входе в турбину, и измерение изменений давления датчиком динамического давления для получения данных зависимости давления от времени. Способ также включает в себя измерение температуры на входе в турбину с использованием датчика температуры для получения данных зависимости температуры от времени, определение резонансной частоты на основе данных зависимости давления от времени, использование резонансной частоты и данных зависимости температуры от времени для определения значения по меньшей мере одной константы в полиномиальном уравнении, и расчет температуры на входе в турбину с использованием полиномиального уравнения исключительно на основе резонансной частоты.[0003] In another design, a method for detecting a turbine inlet temperature for a gas turbine engine includes placing a dynamic pressure sensor in a combustion section, placing the temperature sensor in a position suitable for measuring turbine inlet temperature, and measuring changes in pressure with the dynamic pressure sensor to obtaining data on the dependence of pressure on time. The method also includes measuring a turbine inlet temperature using a temperature sensor to obtain temperature versus time data, determining a resonant frequency based on pressure versus time data, using the resonant frequency and temperature versus time data to determine a value of at least one constants in the polynomial equation, and calculating the turbine inlet temperature using the polynomial equation solely on the basis of the resonant frequency.

[0004] В еще одной конструкции газотурбинный двигатель включает в себя секцию сгорания, предназначенную для сжигания топлива с образованием выхлопного газа, секцию турбины, соединенную с секцией сгорания и предназначенную для приема выхлопных газов, при этом секция турбины образует впускное отверстие турбины с датчиком температуры на входе в турбину и датчиком динамического давления, расположенным в секции сгорания и способным измерять колебания давления. Двигатель также включает в себя компьютерную систему, соединенную с датчиком динамического давления для получения данных о давлении в зависимости от времени. Компьютерная система включает в себя процессор и память, в которой хранятся инструкции, которые при выполнении процессором конфигурируют устройство для извлечения резонансной частоты из данных зависимости давления от времени и расчета температуры на входе в турбину исключительно на основе резонансной частоты.[0004] In yet another design, a gas turbine engine includes a combustion section for combusting fuel to form exhaust gas, a turbine section connected to the combustion section and for receiving exhaust gases, the turbine section forming a turbine inlet with a temperature sensor at turbine inlet and a dynamic pressure sensor located in the combustion section and capable of measuring pressure fluctuations. The engine also includes a computer system coupled to a dynamic pressure sensor to provide pressure versus time data. The computer system includes a processor and a memory that stores instructions that, when executed by the processor, configure an apparatus to extract a resonant frequency from pressure versus time data and calculate a turbine inlet temperature based solely on the resonant frequency.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

[0005] Для того, чтобы легко идентифицировать обсуждение любого конкретного элемента или действия, старшая значащая цифра или цифры в ссылочном номере относятся к номеру чертежа, в котором этот элемент представлен впервые.[0005] In order to easily identify discussion of any particular element or action, the most significant digit or digits in the reference number refer to the drawing number in which that element is first introduced.

[0006] Фиг. 1 представляет собой продольный разрез газотурбинного двигателя.[0006] FIG. 1 is a longitudinal section of a gas turbine engine.

[0007] Фиг. 2 представляет собой поперечное сечение камеры сгорания газотурбинного двигателя, показанного на Фиг. 1.[0007] FIG. 2 is a cross-sectional view of the combustion chamber of the gas turbine engine shown in FIG. 1.

[0008] Фиг. 3 представляет собой схематическую иллюстрацию системы управления, предназначенной для управления работой газотурбинного двигателя, показанного на Фиг. 1.[0008] FIG. 3 is a schematic illustration of a control system for controlling the operation of the gas turbine engine shown in FIG. 1.

[0009] Фиг. 4 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую работу модуля расчета температуры на входе в турбину, работающего с системой управления, показанной на Фиг. 3, для определения температуры на входе в турбину для газотурбинного двигателя, показанного на Фиг. 1.[0009] FIG. 4 is a block diagram illustrating the operation of a turbine inlet temperature calculation module operating with the control system shown in FIG. 3 to determine the turbine inlet temperature for the gas turbine engine shown in FIG. 1.

[0010] Фиг. 5 представляет собой серию графиков, иллюстрирующих стадию обнаружения пика в модуле расчета температуры на входе в турбину.[0010] FIG. 5 is a series of graphs illustrating the stage of peak detection in the turbine inlet temperature calculation module.

[0011] Фиг. 6 включает в себя два графика, иллюстрирующие два результата, полученные с использованием двух разных способов определения спектра.[0011] FIG. 6 includes two graphs illustrating two results obtained using two different methods for determining the spectrum.

[0012] Фиг. 7 представляет собой график, показывающий зависимость резонансной частоты от времени, рассчитанную модулем расчета температуры на входе в турбину.[0012] FIG. 7 is a graph showing the resonant frequency versus time calculated by the turbine inlet temperature calculation module.

[0013] Фиг. 8 представляет собой график, сравнивающий результаты температуры на входе в турбину, рассчитанные модулем расчета температуры на входе в турбину, с фактическими измеренными температурами на входе в турбину.[0013] FIG. 8 is a graph comparing turbine inlet temperature results calculated by the turbine inlet temperature calculation module with actual measured turbine inlet temperatures.

[0014] Фиг. 9 представляет собой график, показывающий выбранную область 900 графика на Фиг. 8.[0014] FIG. 9 is a graph showing a selected area 900 of the graph in FIG. 8.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕDETAILED DESCRIPTION

[0015] Прежде, чем любые варианты осуществления настоящего изобретения будут объяснены подробно, следует понять, что настоящее изобретение не ограничено в его применении к деталям конструкции и компоновке компонентов, перечисленных в данном описании или проиллюстрированных в последующих чертежах. Настоящее изобретение может иметь другие варианты осуществления, а также может быть реализовано или выполнено различными способами. Кроме того, следует понимать, что фразеология и терминология, используемые в настоящем документе, предназначены для целей описания и не должны рассматриваться как ограничивающие.[0015] Before any embodiments of the present invention are explained in detail, it should be understood that the present invention is not limited in its application to the details of construction and arrangement of components listed in this description or illustrated in the following drawings. The present invention may have other embodiments, and may also be implemented or carried out in various ways. In addition, it should be understood that the phraseology and terminology used herein is for purposes of description and should not be construed as limiting.

[0016] Далее будут описаны различные технологии, относящиеся к системам и способам, со ссылкой на чертежи, на которых одинаковые ссылочные цифры обозначают одинаковые элементы. Чертежи, обсуждаемые ниже, и различные варианты осуществления, используемые для описания принципов настоящего раскрытия в этом патентном документе, приведены только в качестве иллюстрации и никоим образом не должны толковаться как ограничивающие объем раскрытия. Специалистам в данной области техники будет понятно, что принципы настоящего раскрытия могут быть реализованы в любом подходящем устройстве. [0016] Various technologies related to systems and methods will now be described with reference to the drawings, in which like reference numerals denote like elements. The drawings discussed below and the various embodiments used to describe the principles of the present disclosure in this patent document are for illustrative purposes only and should not be construed as limiting the scope of the disclosure in any way. Those skilled in the art will appreciate that the principles of the present disclosure may be implemented in any suitable device.

[0017] Следует понимать, что функциональность, описанная как выполняемая некоторыми элементами системы, может выполняться несколькими элементами. Аналогичным образом, например, элемент может быть сконфигурирован для выполнения функций, которые описываются как выполняемые несколькими элементами. Многочисленные новаторские принципы настоящей заявки будут описаны со ссылкой на примерные неограничивающие варианты осуществления.[0017] It should be understood that functionality described as being performed by some elements of the system may be performed by multiple elements. Similarly, for example, an element may be configured to perform functions that are described as being performed by multiple elements. Numerous innovative principles of the present application will be described with reference to exemplary non-limiting embodiments.

[0018] Кроме того, следует понимать, что слова или фразы, используемые в настоящем документе, должны толковаться широко, если только они явно не ограничены в некоторых примерах. Например, термины «включающий», «имеющий» и «содержащий», а также их производные означают включение без ограничения. Формы единственного числа включают в себя также и множественное число, если контекст явно не указывает иное. Кроме того, использующийся в настоящем документе термин «и/или» охватывает любые и все возможные комбинации одного или более связанных перечисленных объектов. Термин «или» является включающим, означающим и/или, если из контекста явно не следует иное. Фразы «связанный с» и «связанный с этим», а также их производные могут означать включение, вхождение в состав, взаимосвязь, содержание, содержание в составе, соединение, сопряжение, сообщение, кооперацию, чередование, сопоставление, нахождение рядом, связанность, обладание, наличие свойства и т.п. Кроме того, несмотря на то, что в настоящем документе может быть описано несколько вариантов осуществления или конструкций, любые особенности, способы, стадии, компоненты и т. д., описанные в отношении одного варианта осуществления, в равной степени применимы к другим вариантам осуществления, если явно не указано обратное.[0018] In addition, it should be understood that words or phrases used herein are to be construed broadly, unless they are expressly limited in some examples. For example, the terms "including", "having" and "comprising", as well as their derivatives, mean inclusion without limitation. The singular also includes the plural, unless the context clearly indicates otherwise. In addition, as used herein, the term "and/or" encompasses any and all possible combinations of one or more related listed entities. The term "or" is inclusive, meaning and/or, unless the context clearly implies otherwise. The phrases “associated with” and “associated with this”, as well as their derivatives, can mean inclusion, inclusion in, interconnection, content, content in composition, connection, conjugation, communication, cooperation, alternation, comparison, being nearby, connectedness, possession , the presence of a property, etc. In addition, although several embodiments or designs may be described herein, any features, methods, steps, components, etc. described in relation to one embodiment are equally applicable to other embodiments, unless explicitly stated otherwise.

[0019] Кроме того, хотя термины «первый», «второй», «третий» и т.д., могут использоваться в настоящем документе для обозначения различных элементов, информации, функций или действий, эти элементы, информация, функции или действия не должны ограничиваться этими терминами. Скорее эти числовые прилагательные используются для того, чтобы отличить друг от друга различные элементы, информацию, функции или действия. Например, первый элемент, информация, функция или действие могут быть названы вторым элементом, информацией, функцией или действием, и аналогичным образом второй элемент, информация, функция или действие могут быть названы первым элементом, информацией, функцией или действием без выхода из области охвата настоящего раскрытия.[0019] In addition, although the terms "first", "second", "third", etc., may be used herein to refer to various elements, information, functions or actions, these elements, information, functions or actions are not should be limited to these terms. Rather, these numerical adjectives are used to distinguish different items, information, functions, or activities from each other. For example, a first element, information, function, or action may be referred to as a second element, information, function, or action, and similarly, a second element, information, function, or action may be referred to as a first element, information, function, or action without departing from the scope of this disclosure.

[0020] В дополнение к этому, термин «смежный» может означать: что элемент находится относительно близко, но не в контакте с другим элементом; или что элемент находится в контакте с дополнительной частью, если в контексте явно не указано иное. Кроме того, фраза «основанный на» означает «основанный по меньшей мере частично на», если явно не указано иное. Термины «примерно» или «по существу» или аналогичные термины предназначены для охвата вариаций значений, которые находятся в пределах обычных производственных допусков для данного размера. Если промышленный стандарт отсутствует, эти термины соответствуют отклонению в 20 процентов, если явно не указано иное.[0020] In addition, the term "adjacent" can mean: that an element is relatively close to, but not in contact with, another element; or that the element is in contact with an additional part, unless the context explicitly states otherwise. In addition, the phrase "based on" means "based at least in part on", unless expressly stated otherwise. The terms "about" or "substantially" or similar terms are intended to cover variations in values that are within normal manufacturing tolerances for a given size. If there is no industry standard, these terms correspond to a 20 percent deviation, unless explicitly stated otherwise.

[0021] Фиг. 1 иллюстрирует один пример газотурбинного двигателя 100, включающего в себя секцию 102 компрессора, секцию 104 сгорания и секцию 106 турбины. Секция 102 компрессора включает в себя множество ступеней 108 компрессора, причем каждая ступень включает в себя набор вращающихся лопаток и набор стационарных или регулируемых направляющих лопаток. Секция 102 компрессора сообщается по текучей среде с впускной секцией 114, что позволяет газотурбинному двигателю 100 втягивать атмосферный воздух в компрессорную секцию 102. Во время работы газотурбинного двигателя 100 секция 102 компрессора всасывает атмосферный воздух и сжимает его для подачи в секцию 104 сгорания.[0021] FIG. 1 illustrates one example of a gas turbine engine 100 including a compressor section 102, a combustion section 104, and a turbine section 106. The compressor section 102 includes a plurality of compressor stages 108, each stage including a set of rotating vanes and a set of fixed or adjustable guide vanes. Compressor section 102 is in fluid communication with inlet section 114 to allow gas turbine engine 100 to draw atmospheric air into compressor section 102. During operation of gas turbine engine 100, compressor section 102 draws in atmospheric air and compresses it for supply to combustion section 104.

[0022] В проиллюстрированной конструкции секция 104 сгорания включает в себя множество отдельных камер 200 сгорания, каждая из которых работает для смешивания потока топлива со сжатым воздухом из секции 102 компрессора и для сжигания этой воздушно-топливной смеси для получения потока продуктов сгорания или выхлопного газа 116 с высокой температурой и высоким давлением. Конечно же, возможно множество других компоновок секции 104 сгорания.[0022] In the illustrated design, combustion section 104 includes a plurality of individual combustion chambers 200, each of which operates to mix a fuel stream with compressed air from compressor section 102 and to combust this air/fuel mixture to produce a combustion product stream or exhaust gas 116 with high temperature and high pressure. Of course, many other arrangements of the combustion section 104 are possible.

[0023] Секция 106 турбины включает в себя множество ступеней 110 турбины, причем каждая ступень включает в себя ряд вращающихся лопастей и ряд неподвижных лопастей или лопаток. Ступени 110 турбины предназначены для приема выхлопных газов 116 из секции 104 сгорания на входе 112 турбины и расширения этого газа для преобразования тепловой энергии и энергии давления во вращательную или механическую работу. Секция 106 турбины соединена с секцией 102 компрессора для привода секции 102 компрессора. Для газотурбинных двигателей, используемых для выработки электроэнергии или в качестве первичных двигателей, секция 106 турбины также соединяется с генератором, насосом или другим ведомым устройством. [0023] Turbine section 106 includes a plurality of turbine stages 110, each stage including a number of rotating blades and a number of fixed blades or vanes. Turbine stages 110 are designed to receive exhaust gases 116 from combustion section 104 at turbine inlet 112 and expand this gas to convert thermal and pressure energy into rotational or mechanical work. Turbine section 106 is coupled to compressor section 102 to drive compressor section 102. For gas turbine engines used for power generation or as prime movers, turbine section 106 is also coupled to a generator, pump, or other driven device.

[0024] Система 300 управления связана с газотурбинным двигателем 100 и предназначена для контроля различных рабочих параметров и управления различными операциями газотурбинного двигателя 100. В предпочтительных конструкциях система 300 управления обычно основана на микропроцессоре и включает в себя запоминающие устройства и устройства хранения данных для сбора, анализа и хранения данных. В дополнение к этому, система 300 управления обеспечивает выходные данные для различных устройств, включая мониторы, принтеры, индикаторы и т.п., которые позволяют пользователям взаимодействовать с системой 300 управления для предоставления входных данных или настроек. В примере системы выработки электроэнергии пользователь может вводить заданное значение выходной мощности, и система 300 управления регулирует различные управляющие входные данные для достижения этой выходной мощности эффективным образом.[0024] The control system 300 is in communication with the gas turbine engine 100 and is designed to monitor various operating parameters and control various operations of the gas turbine engine 100. In preferred designs, the control system 300 is typically microprocessor-based and includes memory and storage devices for collecting, analyzing and data storage. In addition, the control system 300 provides output to various devices, including monitors, printers, indicators, and the like, which allow users to interact with the control system 300 to provide input or settings. In an example of a power generation system, a user may enter a target output power, and the control system 300 adjusts various control inputs to achieve that output power in an efficient manner.

[0025] Система 300 управления может управлять различными рабочими параметрами, включая, но не ограничиваясь этим, изменяемые положения впускных направляющих лопаток, расход и давление топлива, частоту вращения двигателя, положения клапанов и нагрузку генератора. Конечно же, в других приложениях может быть меньше или больше управляемых устройств. Система 300 управления также отслеживает различные параметры, чтобы гарантировать правильную работу газотурбинного двигателя 100. Некоторые отслеживаемые параметры могут включать в себя температуру воздуха на входе, температуру и давление на выходе из компрессора, температуру на выходе из камеры сгорания, расход топлива, выходную мощность генератора и т.п. Многие из этих измерений отображаются для пользователя и регистрируются для последующего просмотра, если такой просмотр будет необходим. Также желательно определять температуру на входе в турбину. Однако, как будет рассмотрено более подробно, эту температуру трудно измерить напрямую.[0025] The control system 300 can control various operating parameters including, but not limited to, variable intake vane positions, fuel flow and pressure, engine speed, valve positions, and generator load. Of course, other applications may have fewer or more managed devices. The control system 300 also monitors various parameters to ensure proper operation of the gas turbine engine 100. Some monitored parameters may include inlet air temperature, compressor outlet temperature and pressure, combustion chamber outlet temperature, fuel consumption, generator output, and etc. Many of these measurements are displayed to the user and logged for later review should such a review be required. It is also desirable to determine the turbine inlet temperature. However, as will be discussed in more detail, this temperature is difficult to measure directly.

[0026] Фиг. 2 представляет собой увеличенный вид в разрезе одной из камер 200 сгорания газотурбинного двигателя 100, показанного на Фиг. 1. Каждая камера 200 сгорания включает в себя цилиндрическую секцию 202, по меньшей мере одну жаровую трубу 208, корзину 204 камеры сгорания и переходную деталь 212. Цилиндрическая секция 202 крепится к газотурбинному двигателю 100 и поддерживает любые трубопроводы и клапаны, необходимые для направления топлива в камеру 200 сгорания. Корзина 204 камеры сгорания проходит от цилиндрической секции 202 к секции 106 турбины и определяет длинную ось 206, которая расположена под косым углом по отношению к центральной оси 118 газотурбинного двигателя 100. Корзина 204 камеры сгорания работает как вкладыш для отделения зоны сгорания камеры 200 сгорания от наружных стенок газотурбинного двигателя 100. По меньшей мере одна жаровая труба 208, а во многих случаях несколько жаровых труб 208 расположены внутри корзины 204 камеры сгорания. Жаровые трубы 208 выбрасывают поток топлива и воздуха, который воспламеняется с образованием одного или нескольких языков пламени 210 внутри корзины 204 камеры сгорания. Корзина 204 камеры сгорания включает в себя множество отверстий (не показаны), которые позволяют дополнительному воздуху поступать в зону сгорания для обеспечения полного сгорания и охлаждения продуктов сгорания перед их выпуском в секцию 106 турбины. Переходная деталь 212 располагается рядом с корзиной 204 камеры сгорания, чтобы принимать газообразные продукты сгорания и эффективно направлять их на вход 112 турбины.[0026] FIG. 2 is an enlarged sectional view of one of the combustion chambers 200 of the gas turbine engine 100 shown in FIG. 1. Each combustion chamber 200 includes a cylindrical section 202, at least one flame tube 208, a combustor basket 204, and an adapter 212. The cylindrical section 202 is attached to the gas turbine engine 100 and supports any piping and valves necessary to direct fuel to the combustion chamber 200. The combustor basket 204 extends from the cylindrical section 202 to the turbine section 106 and defines a long axis 206 that is located at an oblique angle with respect to the central axis 118 of the gas turbine engine 100. The combustor basket 204 functions as a liner to separate the combustion zone of the combustion chamber 200 from the outer walls of the gas turbine engine 100. At least one flame tube 208, and in many cases several flame tubes 208 are located within the basket 204 of the combustion chamber. The flame tubes 208 eject a stream of fuel and air which ignites to form one or more flames 210 within the combustor basket 204. The combustor basket 204 includes a plurality of openings (not shown) that allow additional air to enter the combustion zone to ensure complete combustion and cool the combustion products before they are released into the turbine section 106. The transition piece 212 is positioned adjacent to the combustor basket 204 to receive the combustion gases and efficiently direct them to the turbine inlet 112.

[0027] Как показано на Фиг. 2, первый датчик 214 динамического давления расположен на выпускном конце корзины 204 камеры сгорания, а второй датчик 216 динамического давления расположен в переходной детали 212 ниже по потоку от первого датчика 214 динамического давления. Датчики 214, 216 динамического давления способны обнаруживать небольшие и быстрые изменения давления, связанные со слуховыми изменениями в камере 200 сгорания. Хотя показаны два датчика 214, 216, для обнаружения желаемых колебаний давления требуется только один. В других конструкциях эти датчики 214, 216 могут быть расположены в цилиндрической части 202 или в других областях камеры 200 сгорания. Фактическое положение и количество необходимых датчиков могут варьироваться в зависимости от конструкции камеры сгорания, поскольку небольшие изменения конструкции могут иметь большое влияние на акустическую среду.[0027] As shown in FIG. 2, the first dynamic pressure sensor 214 is located at the outlet end of the combustor basket 204, and the second dynamic pressure sensor 216 is located in the adapter 212 downstream of the first dynamic pressure sensor 214. Dynamic pressure sensors 214, 216 are capable of detecting small and rapid pressure changes associated with auditory changes in combustion chamber 200. Although two sensors 214, 216 are shown, only one is required to detect the desired pressure fluctuations. In other designs, these sensors 214, 216 may be located in the cylindrical portion 202 or in other areas of the combustion chamber 200. The actual position and number of sensors required may vary depending on the design of the combustion chamber, since small design changes can have a large impact on the acoustic environment.

[0028] Другие датчики 222, такие как другие акустические датчики, низкочастотные датчики давления, датчики 218 температуры, оптические датчики или датчики ионизации, по отдельности или в некоторой комбинации, могут быть выполнены с возможностью обнаружения физических явлений по меньшей мере в части потока газа. В некоторых вариантах осуществления имеется несколько исполнительных механизмов или датчиков, или того и другого, совокупно называемых преобразователями. [0028] Other sensors 222, such as other acoustic sensors, low frequency pressure sensors, temperature sensors 218, optical sensors, or ionization sensors, individually or in some combination, can be configured to detect physical phenomena in at least a portion of the gas flow. In some embodiments, there are multiple actuators or sensors, or both, collectively referred to as transducers.

[0029] Датчики 214, 216 динамического давления принимают акустические колебания, генерируемые в корзине 204 камеры сгорания, и преобразуют эти колебания в сигналы, которые могут быть проанализированы системой 300 управления или другой системой. В других вариантах осуществления используются разные акустические преобразователи в одном или нескольких местах, чувствительных к акустическим явлениям в корзине 204 камеры сгорания. В некоторых конструкциях датчики 214, 216 давления расположены выше по потоку от пламени 210. Это положение является более холодным, чем положение датчика, показанное на Фиг. 2. [0029] Dynamic pressure sensors 214, 216 receive the acoustic vibrations generated in the combustor basket 204 and convert these vibrations into signals that can be analyzed by the control system 300 or other system. In other embodiments, different acoustic transducers are used at one or more acoustic sensitive locations in the combustor basket 204. In some designs, pressure sensors 214, 216 are located upstream of flame 210. This position is cooler than the sensor position shown in FIG. 2.

[0030] Датчики 214, 216 динамического давления устанавливаются на каждой корзине 204 камеры сгорания в системе с трубчато-кольцевой камерой сгорания или несколько в кольце в случае кольцевой камеры. Судя по результатам, полученным с помощью продвинутых систем сбора данных, эти датчики 214, 216 достаточно чувствительны, чтобы улавливать звук, создаваемый многочисленными событиями и эксплуатационными изменениями в газотурбинном двигателе 100.[0030] Dynamic pressure sensors 214, 216 are mounted on each combustor basket 204 in a tubular annular combustor system, or multiple in an annulus in the case of an annular combustor. Based on the results obtained with advanced data acquisition systems, these sensors 214, 216 are sensitive enough to pick up the sound generated by numerous events and operational changes in the gas turbine engine 100.

[0031] Следует отметить, что первый датчик 214 динамического давления и второй датчик 216 динамического давления обычно располагаются, как показано на Фиг. 2. Однако в зависимости от того, что именно анализируется, могут использоваться другие места или дополнительные датчики. Эти датчики 214, 216 обычно устанавливаются для контроля рабочих характеристик, не обязательно связанных с температурой на входе в турбину. [0031] It should be noted that the first dynamic pressure sensor 214 and the second dynamic pressure sensor 216 are typically located as shown in FIG. 2. However, depending on what is being analyzed, other locations or additional sensors may be used. These sensors 214, 216 are typically installed to monitor performance not necessarily related to turbine inlet temperature.

[0032] Фиг. 2 также показывает датчик 220 температуры, расположенный рядом с впускным отверстием 112 турбины. Хотя датчик 220 температуры способен непосредственно измерять температуру на входе в турбину, температура в этой области (часто составляющая 1600 градусов по Цельсию или больше) во время работы быстро повреждает и разрушает датчик 220 температуры. Таким образом, длительное использование этого датчика 220 для измерения температуры на входе в турбину обычно невозможно или экономически невыгодно.[0032] FIG. 2 also shows a temperature sensor 220 adjacent to the turbine inlet 112. Although the temperature sensor 220 is capable of directly measuring the turbine inlet temperature, the temperature in this region (often 1600 degrees Celsius or more) during operation quickly damages and destroys the temperature sensor 220. Thus, long-term use of this sensor 220 to measure turbine inlet temperature is generally not possible or economically viable.

[0033] Фиг. 3 иллюстрирует часть системы 300 управления, предназначенную для управления работой газотурбинного двигателя 100, а также для определения, оценки или вычисления температуры на входе в турбину. Как это обычно имеет место в современном газотурбинном двигателе 100, Фиг. 3 иллюстрирует первый датчик 214 динамического давления, второй датчик 216 динамического давления, блок 310 управления двигателем и блок 312 хранения рабочих данных двигателя или другое запоминающее устройство, подходящее для хранения рабочих данных. [0033] FIG. 3 illustrates a portion of the control system 300 for controlling the operation of the gas turbine engine 100 and for determining, estimating, or calculating the turbine inlet temperature. As is typically the case with today's gas turbine engine 100, FIG. 3 illustrates a first dynamic pressure sensor 214, a second dynamic pressure sensor 216, an engine control unit 310, and an engine operating data storage unit 312 or other storage device suitable for storing operating data.

[0034] Как уже обсуждалось, каждый из первого датчика 214 динамического давления и второго датчика 216 динамического давления расположен внутри секции 104 сгорания и предназначен для измерения быстрых изменений давления, которые являются изменениями акустического давления. Первый датчик 214 динамического давления измеряет изменения давления во время работы и генерирует сигнал, указывающий на измеренные изменения давления. Затем сигнал направляется на усилитель 304 или другие схемы обработки, которые обрабатывают сигнал, чтобы сделать его пригодным для использования. В случае Фиг. 3 сигнал усиливается для получения усиленного сигнала. Затем усиленный сигнал направляется на изолятор 306, который изолирует чувствительный усилитель 304 и первый датчик 214 динамического давления от паразитных напряжений или токов, которые могут вызвать повреждение. Один подходящий изолятор 306 представляет собой гальванический разделитель. В других конструкциях для использования в качестве изолятора 306 могут подойти трансформатор, оптическая изоляция, конденсаторы, устройства на эффекте Холла и т.п.[0034] As already discussed, each of the first dynamic pressure sensor 214 and the second dynamic pressure sensor 216 is located within the combustion section 104 and is designed to measure rapid pressure changes, which are acoustic pressure changes. The first dynamic pressure sensor 214 measures pressure changes during operation and generates a signal indicative of the measured pressure changes. The signal is then sent to an amplifier 304 or other processing circuitry which processes the signal to make it usable. In the case of FIG. 3, the signal is amplified to obtain an amplified signal. The amplified signal is then sent to an isolator 306 which isolates the sensing amplifier 304 and the first dynamic pressure sensor 214 from stray voltages or currents that could cause damage. One suitable insulator 306 is a galvanic isolator. In other designs, a transformer, optical isolation, capacitors, Hall effect devices, and the like may be suitable for use as isolator 306.

[0035] После прохождения через изолятор 306 сигнал поступает на монитор 308 датчика для дальнейшего анализа, хранения или передачи в блок 310 управления двигателем. Второй датчик 216 динамического давления вырабатывает сигнал, который проходит через компоненты, аналогичные только что описанным для первого датчика 214 динамического давления. [0035] After passing through the isolator 306, the signal is sent to the sensor monitor 308 for further analysis, storage, or transmission to the engine control unit 310. The second dynamic pressure sensor 216 generates a signal that passes through components similar to those just described for the first dynamic pressure sensor 214.

[0036] Блок 310 управления двигателем собирает рабочие данные, включая давление, температуру, скорость, расход топлива и т.п., чтобы обеспечить точное и эффективное управление и работу газотурбинного двигателя 100. Некоторые или все собранные рабочие данные направляются в модуль 312 хранения рабочих данных, где они могут быть сохранены для последующего использования, доступны для других систем, архивированы, переданы или использованы иным образом.[0036] Engine control unit 310 collects operating data, including pressure, temperature, speed, fuel consumption, and the like, to ensure accurate and efficient control and operation of gas turbine engine 100. Some or all of the collected operating data is sent to operating data storage module 312. data, where it can be stored for later use, made available to other systems, archived, transferred or otherwise used.

[0037] Компоненты, описанные со ссылкой на Фиг. 3 до этого момента, входят в состав большинства действующих газотурбинных двигателей. Конечно же, дополнительные датчики, элементы управления или другие устройства могут быть включены, и обычно также включаются. Фиг. 3 также иллюстрирует систему 314 расчета температуры на входе в турбину, которая включает в себя компьютерную систему 302. Компьютерная система 302 включает в себя интерфейс 320, вычислительный сервер 318 и хранилище 316 данных, которые вместе способны работать для расчета температуры на входе в турбину для газотурбинного двигателя 100, показанного на Фиг. 1. [0037] The components described with reference to FIG. 3 up to this point, are part of most of the existing gas turbine engines. Of course, additional sensors, controls, or other devices may be included, and usually are included as well. Fig. 3 also illustrates a turbine inlet temperature calculation system 314 that includes a computer system 302. The computer system 302 includes an interface 320, a computing server 318, and a data store 316 that together are capable of operating to calculate the turbine inlet temperature for a gas turbine. engine 100 shown in FIG. 1.

[0038] Для расчета температуры на входе в турбину сигнал от каждого изолятора 306 передается в компьютерную систему 302. Предпочтительно, чтобы сигнал дискретизировался с частотой не менее 5 кГц для обеспечения необходимой точности, а в некоторых конструкциях - с частотой более 20 кГц. [0038] To calculate the turbine inlet temperature, the signal from each insulator 306 is transmitted to the computer system 302. Preferably, the signal is sampled at a frequency of at least 5 kHz to ensure the required accuracy, and in some designs more than 20 kHz.

[0039] Фиг. 4 иллюстрирует модуль 400 расчета температуры на входе в турбину, который включает в себя различные стадии, выполняемые компьютерной системой 302 для расчета температуры на входе в турбину с использованием только данных, предоставленных одним или обоими датчиками 214, 216 динамического давления. Эти стадии включают в себя стадию 402 извлечения резонансной частоты, стадию 404 отслеживания и стадию 406 преобразования частоты в температуру. Данные 408 датчика от одного или нескольких датчиков 214, 216 динамического давления подаются на стадию 402 извлечения резонансной частоты, а результат 410 температуры на входе в турбину выводится на стадии 406 преобразования частоты в температуру. В предпочтительных конструкциях результат 410 температуры на входе в турбину представляет собой кривую зависимости температуры от времени или может просто включать показания текущей температуры на входе в турбину.[0039] FIG. 4 illustrates a turbine inlet temperature calculation module 400 that includes various steps performed by the computer system 302 to calculate the turbine inlet temperature using only the data provided by one or both of the dynamic pressure sensors 214, 216. These steps include a resonant frequency extraction step 402, a tracking step 404, and a frequency to temperature conversion step 406. Sensor data 408 from one or more dynamic pressure sensors 214, 216 is provided to a resonant frequency extraction step 402 and a turbine inlet temperature result 410 is output to a frequency to temperature conversion step 406 . In preferred designs, the turbine inlet temperature result 410 is a temperature versus time curve, or may simply include a reading of the current turbine inlet temperature.

[0040] В некоторых конструкциях стадия 412 проверки работоспособности может выполняться перед запуском модуля 400 расчета температуры на входе в турбину. Стадия 412 проверки работоспособности может определить, работает ли газотурбинный двигатель 100, находится ли он под определенной нагрузкой или перегружен, работает ли на определенной скорости, или может проверить любые другие параметры перед запуском модуля 400 расчета температуры на входе в турбину. В некоторых режимах работы точность результата 410 температуры на входе в турбину может быть не такой высокой, как хотелось бы. Стадия 412 проверки работоспособности может использоваться для отключения модуля 400 расчета температуры на входе в турбину при работе в этих режимах.[0040] In some designs, the sanity check step 412 may be performed before starting the turbine inlet temperature calculation module 400. The health check step 412 may determine if the gas turbine engine 100 is running, under a certain load or overload, running at a certain speed, or may check any other parameters before starting the turbine inlet temperature calculation module 400. In some modes of operation, the accuracy of the turbine inlet temperature result 410 may not be as high as desired. The health check step 412 may be used to disable turbine inlet temperature calculation module 400 when operating in these modes.

[0041] Стадия 402 извлечения резонансной частоты включает в себя стадию 600 определения спектра, стадию 500 определения местоположения пика и стадию 414 анализа плотности пика. На стадии 600 определения спектра модуль 400 расчета температуры на входе в турбину получает данные 408 датчика в виде данных зависимости амплитуды от времени. Данные зависимости амплитуды от времени преобразуются в частотную область, так что данные зависимости частоты от амплитуды доступны для анализа. Предпочтительные системы используют авторегрессионный анализ спектральной плотности мощности (PSD) на стадии 600 определения спектра, который преобразует данные 408 датчика в частотную область и дает авторегрессионные результаты 602 PSD, как показано на Фиг. 6. Конечно же, другие системы могут использовать другие методы или способы, включая быстрые преобразования Фурье (FFT) и т.п. Как проиллюстрировано на Фиг. 6, авторегрессионные результаты 602 PSD превосходят результаты 604 FFT, полученные с использованием стандартного FFT.[0041] The resonant frequency extraction step 402 includes a spectrum determination step 600, a peak location step 500, and a peak density analysis step 414. In spectrum determination step 600, turbine inlet temperature calculation module 400 obtains sensor data 408 in the form of amplitude versus time data. The amplitude versus time data is converted to the frequency domain so that the frequency versus amplitude data is available for analysis. Preferred systems use autoregressive power spectral density (PSD) analysis in spectrum determination step 600, which transforms sensor data 408 into the frequency domain and produces autoregressive PSD results 602 as shown in FIG. 6. Of course, other systems may use other methods or techniques, including Fast Fourier Transforms (FFTs) and the like. As illustrated in FIG. 6, the autoregressive PSD results 602 are superior to the FFT results 604 obtained using the standard FFT.

[0042] Стадия 500 локализации пика и стадия 404 отслеживания, показанные на Фиг. 5, используются для определения частоты любых резонансных частот, содержащихся в данных 508 зависимости частоты от амплитуды, и для отслеживания этих частот. На первом графике 502 на Фиг. 5 стадия 500 обнаружения пика использует метод обучения без учителя для определения местоположения резонансных частот в данных 508 зависимости частоты от амплитуды и для определения корзин 510 вокруг каждой из резонансных частот. Средство оценки плотности ядра использует определенные корзины 510 в качестве входных данных для вычисления местоположения этих резонансных частот. Каждый пик 512 на втором графике 504 на Фиг. 5 представляет собой результат оценки плотности ядра, при этом ширина каждого пика 512 представляет собой распределение или разброс значений вокруг центра пика 512.[0042] The peak localization step 500 and tracking step 404 shown in FIG. 5 are used to determine the frequency of any resonant frequencies contained in the frequency versus amplitude data 508 and to track those frequencies. In the first graph 502 in FIG. 5, the peak detection stage 500 uses an unsupervised learning technique to locate resonant frequencies in frequency versus amplitude data 508 and to locate bins 510 around each of the resonant frequencies. The core density estimator uses certain baskets 510 as input to calculate the location of these resonant frequencies. Each peak 512 in the second plot 504 in FIG. 5 is the result of the kernel density estimation, with the width of each peak 512 being the distribution or spread of values around the center of the peak 512.

[0043] Как только частоты идентифицированы, стадия 404 отслеживания отслеживает местоположение каждого пика 512, как показано на третьем графике 506. Результатом стадии 404 отслеживания может быть кривая резонансной частоты в зависимости от времени 700 для каждого пика 512, идентифицированного на стадии 500 определения местоположения пика. Для отслеживания каждого пика 512 и завершения требуемой кривой зависимости резонансной частоты от времени 700 применяется фильтр 416. В проиллюстрированной конструкции в качестве фильтра используется фильтр Калмана 416. Преимущество фильтра Калмана 416 состоит в том, что он всегда обеспечивает такое значение, которое позволяет фильтру 416 восполнять недостающие данные или удалять неверные данные, если имеются прерывания или другие проблемы, которые могут создавать пробелы в данных. Конечно же, для достижения желаемых результатов можно использовать и другие фильтры и методы фильтрации.[0043] Once the frequencies are identified, the tracking stage 404 tracks the location of each peak 512, as shown in the third graph 506. The result of the tracking stage 404 may be a resonant frequency versus time curve 700 for each peak 512 identified in the peak location stage 500 . Filter 416 is applied to track each peak 512 and complete the desired resonant frequency versus time curve 700. In the illustrated design, a Kalman filter 416 is used as a filter. The advantage of Kalman filter 416 is that it always provides a value that allows filter 416 to compensate missing data or delete invalid data if there are interruptions or other problems that could create data gaps. Of course, other filters and filtering methods can be used to achieve the desired results.

[0044] Теперь, когда доступна кривая резонансной частоты в зависимости от времени 700, как показано на Фиг. 7, компьютерная система 302 может выполнить стадию 406 преобразования частоты в температуру. Следующее уравнение используется для расчета температуры на входе в турбину на каждом временном шаге с использованием только одной из резонансных частот 702.[0044] Now that the resonant frequency versus time curve 700 is available, as shown in FIG. 7, computer system 302 may perform a frequency to temperature conversion step 406 . The following equation is used to calculate the turbine inlet temperature at each time step using only one of the resonant frequencies 702.

[0045] В приведенном выше уравнении T представляет собой температуру на входе в турбину, f представляет собой резонансную частоту, а a, b и c представляют собой константы, которые должны быть определены до выполнения модуля 400 вычисления температуры на входе в турбину. Один способ, подходящий для использования при определении констант, включает использование датчика 220 температуры, расположенного рядом с впускным отверстием 112 турбины. Датчик 220 температуры измеряет фактическую температуру на входе в турбину во время работы, в то время как первый датчик 214 динамического давления измеряет значения давления. Зная температуру и резонансную частоту, можно решить приведенное выше уравнение, чтобы определить оптимальные значения для a, b и c. Не все газотурбинные двигатели 100 включают в себя датчик 220 температуры вблизи входного отверстия 112 турбины, а те, у которых он есть, часто испытывают отказ датчика 220 температуры после короткого периода работы из-за очень высокой температуры в этом месте. Таким образом, этот процесс используется, когда датчик 220 температуры доступен для определения значений a, b и c. [0045] In the equation above, T is the turbine inlet temperature, f is the resonant frequency, and a, b, and c are constants that must be determined prior to execution of the turbine inlet temperature calculation module 400. One method suitable for use in determining the constants involves the use of a temperature sensor 220 adjacent to the turbine inlet 112. The temperature sensor 220 measures the actual turbine inlet temperature during operation, while the first dynamic pressure sensor 214 measures pressure values. Knowing the temperature and resonant frequency, the above equation can be solved to determine the optimal values for a, b, and c. Not all turbine engines 100 include a temperature sensor 220 near turbine inlet 112, and those that do often experience temperature sensor 220 failure after a short period of operation due to very high temperatures at that location. Thus, this process is used when the temperature sensor 220 is available to determine the values of a, b, and c.

[0046] Следует отметить, что каждый газотурбинный двигатель отличается, так что значения для одной турбины могут не подходить для другого газотурбинного двигателя. В дополнение к этому, многие газотурбинные двигатели включают в себя несколько камер 200 сгорания, и каждая из камер 200 сгорания имеет небольшие отличия, которые могут потребовать разных значений a, b и c для каждой из камер 200 сгорания. В дополнение к этому, в некоторых приложениях для конкретного газотурбинного двигателя или одной или нескольких камер 200 сгорания может больше подходить другое уравнение, включая полиномы более высокого порядка или уравнения в других формах.[0046] It should be noted that each gas turbine engine is different, so values for one turbine may not be appropriate for another gas turbine engine. In addition, many gas turbine engines include multiple combustors 200, and each of the combustors 200 has slight differences that may require different values of a, b, and c for each of the combustors 200. In addition, in some applications, a different equation, including higher order polynomials or equations in other forms, may be more appropriate for a particular gas turbine engine or one or more combustors 200.

[0047] Для газотурбинных двигателей 100, которые не имеют подходящего датчика 220 температуры вблизи входного отверстия 112 турбины, для определения значений констант а, b и с можно использовать тепловой баланс. Тепловой баланс прогнозирует ожидаемые значения температуры на входе в турбину при различных условиях эксплуатации. Таким образом, можно эксплуатировать газотурбинный двигатель 100 в этих условиях и измерять данные давления с использованием первого датчика 214 динамического давления. Тогда было бы достаточно данных, чтобы решить уравнение для a, b и c. Хотя это не так точно, как использование фактических данных о температуре на входе в турбину, использование теплового баланса для расчета констант является достаточно точным, чтобы обеспечить полезные результаты расчета температуры на входе в турбину 410.[0047] For gas turbine engines 100 that do not have a suitable temperature sensor 220 near the turbine inlet 112, a heat balance can be used to determine the constants a, b, and c. The thermal balance predicts expected turbine inlet temperatures under various operating conditions. Thus, it is possible to operate the gas turbine engine 100 under these conditions and measure pressure data using the first dynamic pressure sensor 214. Then there would be enough data to solve the equation for a, b and c. While not as accurate as using actual turbine inlet temperature data, using the heat balance to calculate constants is accurate enough to provide useful turbine 410 inlet temperature calculations.

[0048] Как будет понятно специалисту в данной области техники, другие способы и системы могут использоваться для определения значений констант a, b и c, и при желании также может быть использована комбинация этих двух способов. Как было отмечено выше, некоторые газотурбинные двигатели могут быть более точно представлены другими уравнениями, включая полиномы более высокого порядка или уравнения в других формах.[0048] As one of skill in the art will appreciate, other methods and systems may be used to determine the values of the constants a, b, and c, and a combination of the two may also be used if desired. As noted above, some gas turbine engines may be more accurately represented by other equations, including higher order polynomials or equations in other forms.

[0049] Следует также отметить, что хотя система 314 вычисления была описана как определяющая температуру на входе в турбину с использованием только одной из резонансных частот, другие конструкции могут использовать несколько резонансных частот. В этих системах в одном уравнении могут использоваться две или более резонансные частоты, или каждая резонансная частота 702 может использоваться в своем собственном уравнении, при этом результаты объединяются (например, усредняются) для получения одного значения температуры. [0049] It should also be noted that while calculation system 314 has been described as determining turbine inlet temperature using only one of the resonant frequencies, other designs may use multiple resonant frequencies. In these systems, two or more resonant frequencies may be used in a single equation, or each resonant frequency 702 may be used in its own equation, with the results combined (eg, averaged) to produce a single temperature value.

[0050] Фиг. 8 представляет собой график, сравнивающий результаты 410 вычисления температуры на входе в турбину с фактическими измеренными температурами 802 на входе в турбину. Как можно заметить, ошибка между фактически измеренными температурами 802 на входе в турбину и результатами 410 вычисления температуры на входе в турбину, полученными системой 314 вычисления, является значительной при более низком значении температуры. Как правило, это более низкое значение температуры соответствует более низкой нагрузке. Стадия 412 проверки может использоваться для отключения модуля 400 расчета температуры на входе в турбину при этих более низких нагрузках, чтобы гарантировать, что модуль 400 расчета температуры на входе в турбину сообщает только точные результаты 410 расчета температуры на входе в турбину. [0050] FIG. 8 is a graph comparing turbine inlet temperature calculation results 410 with actual measured turbine inlet temperatures 802. As can be seen, the error between the actually measured turbine inlet temperatures 802 and the turbine inlet temperature calculation results 410 obtained by the calculation system 314 is significant at a lower temperature value. As a rule, this lower temperature value corresponds to a lower load. Check step 412 can be used to disable turbine inlet temperature calculation module 400 at these lower loads to ensure that turbine inlet temperature calculation module 400 only reports accurate turbine inlet temperature calculation results 410 .

[0051] На Фиг. 8 можно заметить, что по мере увеличения температуры и нагрузки точность вычисленных результатов 410 температуры на входе в турбину повышается. Например, в одной конструкции стадия 412 проверки проверяет, работает ли газотурбинный двигатель 100 на восемьдесят процентов или выше, прежде чем запускать модуль 400 расчета температуры на входе в турбину. Поскольку работа при этих более высоких температурах вызывает большее беспокойство, допустимо ограничение работы модуля 400 расчета температуры на входе турбины только этими более высокими температурами и нагрузками.[0051] In FIG. 8, it can be seen that as temperature and load increase, the accuracy of the computed turbine inlet temperature results 410 improves. For example, in one design, the check stage 412 checks if the gas turbine engine 100 is running at eighty percent or higher before starting the turbine inlet temperature calculation module 400. Since operation at these higher temperatures is more of a concern, it is acceptable to limit operation of the turbine inlet temperature calculation module 400 to only these higher temperatures and loads.

[0052] Фиг. 9 представляет собой график выбранной области 900 диаграммы на Фиг. 8 и лучше иллюстрирует точность системы 314 вычисления. Как можно заметить, результаты 410 расчета температуры на входе в турбину обычно находятся в пределах нескольких градусов от фактической измеренной температуры 802 на входе в турбину. Фактически, даже во время переходного режима, такого как внезапное изменение нагрузки, результаты 410 расчета температуры на входе в турбину остаются в пределах нескольких градусов от фактической измеренной температуры 802 на входе в турбину. Фиг. 9 иллюстрирует резкое снижение нагрузки примерно с момента времени 1,625 до момента времени 1,7 с последующим внезапным увеличением примерно до момента времени 1,75. Как можно заметить, результаты 410 расчета температуры на входе в турбину остаются в пределах нескольких градусов от фактически измеренных температур 802 на входе в турбину (например, в пределах 5 градусов по Цельсию или в пределах одного процента от фактического значения).[0052] FIG. 9 is a plot of a selected area 900 of the chart in FIG. 8 and better illustrates the accuracy of the calculation system 314. As can be seen, the results 410 of the turbine inlet temperature calculation are typically within a few degrees of the actual measured turbine inlet temperature 802. In fact, even during a transient, such as a sudden load change, the turbine inlet temperature calculation results 410 remain within a few degrees of the actual measured turbine inlet temperature 802. Fig. 9 illustrates a sharp drop in load from about time 1.625 to time 1.7 followed by a sudden increase until about time 1.75. As can be seen, the turbine inlet temperature calculation results 410 remain within a few degrees of the actually measured turbine inlet temperatures 802 (eg, within 5 degrees Celsius or within one percent of the actual value).

[0053] В процессе эксплуатации один газотурбинный двигатель 100 работает с датчиками 220 рабочей температуры на входе 112 турбины для каждой камеры 200 сгорания. Собираются рабочие данные, включая данные о частоте и фактические измеренные температуры 802 на входе в турбину. Данные о частоте направляются в компьютерную систему 314 и анализируются модулем 400 расчета температуры на входе в турбину. Значения констант a, b и c корректируются до тех пор, пока расчетные данные 410 температуры на входе в турбину не совпадут или станут близкими с фактически измеренными температурами 802 на входе в турбину. Как только a, b и c определены для каждой камеры 200 сгорания, модуль 400 расчета температуры на входе в турбину становится доступным для использования.[0053] In operation, one gas turbine engine 100 operates with operating temperature sensors 220 at turbine inlet 112 for each combustion chamber 200. Operational data is collected, including frequency data and actual measured turbine inlet temperatures 802. The frequency data is sent to the computer system 314 and analyzed by the turbine inlet temperature calculation module 400 . The constants a, b, and c are adjusted until the calculated turbine inlet temperature data 410 matches or is close to the actually measured turbine inlet temperatures 802. Once a, b, and c are defined for each combustion chamber 200, the turbine inlet temperature calculation module 400 becomes available for use.

[0054] Во время работы при отсутствии датчиков 220 температуры на стадии 412 проверки определяется, работает ли газотурбинный двигатель 100 в режиме, в котором должна быть рассчитана температура на входе в турбину. Если это так, то данные о давлении, полученные от изолятора 306, анализируются с использованием модуля 400 вычисления температуры на входе в турбину для определения температуры на входе в турбину. Как уже обсуждалось, каждая камера 200 сгорания может иметь собственное уравнение, позволяющее определять температуру на входе в турбину для каждой камеры сгорания.[0054] During operation in the absence of temperature sensors 220, it is determined at step 412 whether the gas turbine engine 100 is operating in the mode in which the turbine inlet temperature is to be calculated. If so, the pressure data received from the isolator 306 is analyzed using the turbine inlet temperature calculation module 400 to determine the turbine inlet temperature. As already discussed, each combustor 200 may have its own equation to determine the turbine inlet temperature for each combustor.

[0055] Хотя примерный вариант осуществления настоящего раскрытия был описан подробно, специалисты в данной области техники поймут, что различные изменения, замены, вариации и усовершенствования, раскрытые в настоящем документе, могут быть сделаны без отклонения от сущности и объема раскрытия в самой широкой его форме.[0055] While an exemplary embodiment of the present disclosure has been described in detail, those skilled in the art will appreciate that various changes, substitutions, variations, and improvements disclosed herein may be made without departing from the spirit and scope of the disclosure in its broadest form. .

[0056] Ни одно из описаний в настоящей заявке не следует понимать как подразумевающее, что какой-либо конкретный элемент, шаг, действие или функция является существенным элементом, который должен быть включен в объем формулы изобретения: объем патентуемого предмета определяется только формулой изобретения. Более того, ни один из пунктов формулы изобретения не предназначен для использования конструкции «средство плюс функция», если только за точными словами «средства для» не следует причастие.[0056] None of the descriptions in this application should be understood as implying that any particular element, step, act, or function is an essential element that should be included in the scope of the claims: the scope of patentable subject matter is determined only by the claims. Moreover, none of the claims is intended to be used in the "means plus function" construction, unless the exact words "means for" are followed by a participle.

Claims

1. A method for determining the temperature at the turbine inlet for a gas turbine engine, comprising:

measuring pressure changes in the combustion section of the gas turbine engine during operation of the gas turbine engine to obtain pressure versus time data;

extracting a resonant frequency from pressure versus time data; And

calculation of the turbine inlet temperature solely on the basis of the resonant frequency.

2. The method of claim 1, wherein the step of extracting comprises converting the pressure versus time data into the frequency domain to obtain frequency versus amplitude data.

3. The method of claim 2, wherein the step of converting comprises calculating an autoregressive power spectral density based on pressure versus time data.

4. The method of claim 2, wherein the step of extracting comprises identifying a resonant frequency set, which includes a resonant frequency, from the frequency versus amplitude data, and tracking the resonant frequency set over time to generate a resonant frequency versus time curve.

5. The method of claim 4, wherein the resonant frequency versus time curve is generated using a Kalman filter that fills in missing data and removes bad data.

6. The method of claim 1, wherein the step of calculating comprises using a resonant frequency in a polynomial equation to calculate the turbine inlet temperature.

7. The method of claim 6, wherein the polynomial equation is a second order polynomial equation of the form where T is the turbine inlet temperature, f is the resonant frequency, and a, b, and c are constants.

8. The method of claim 7, further comprising measuring the actual turbine inlet temperature during operation of the gas turbine engine to obtain actual turbine inlet temperature data as a function of time, and determining values for a, b, and c by comparing the inlet temperature to turbine, calculated using a polynomial equation, with data on the actual temperature at the turbine inlet as a function of time.

9. The method of claim 7, further comprising calculating the actual turbine inlet temperature using the turbine heat balance to obtain actual turbine inlet temperature data versus time, and determining values for a, b, and c by comparing the inlet temperature to turbine, calculated using a polynomial equation, with data on the actual temperature at the turbine inlet as a function of time.

10. The method of claim 1, wherein the gas turbine engine includes a plurality of combustion chambers, and wherein the turbine inlet temperature is calculated separately for each of the plurality of combustion chambers.

11. A method for determining the temperature at the turbine inlet for a gas turbine engine, comprising:

placing a dynamic pressure sensor inside the combustion section;

placing the temperature sensor in a position suitable for measuring the turbine inlet temperature;

measuring pressure changes with a dynamic pressure sensor to obtain pressure versus time data;

measuring the turbine inlet temperature using a temperature sensor to obtain temperature versus time data;

determining a resonant frequency based on pressure versus time data;

using the resonant frequency and temperature versus time data to determine the value of at least one constant in the polynomial equation; And

calculation of the turbine inlet temperature using a polynomial equation and based solely on the resonant frequency.

12. The method of claim 11, wherein the polynomial equation is a second order polynomial equation of the form where T is the turbine inlet temperature, f is the resonant frequency, and a, b, and c are constants.

13. The method of claim. 12, further comprising determining the values of a, b and c by comparing the temperature at the inlet to the turbine, calculated according to the polynomial equation, with data on temperature versus time.

14. The method of claim 11, wherein the gas turbine engine includes a plurality of combustion chambers, and wherein the turbine inlet temperature is calculated separately for each of the plurality of combustion chambers.

15. The method of claim 14, wherein the polynomial equation is different for each of the plurality of combustion chambers.

16. Gas turbine engine, containing:

a combustion section for combusting the fuel to form exhaust gas;

a turbine section connected to the combustion section for receiving exhaust gases, the turbine section forming a turbine inlet having a turbine inlet temperature;

a dynamic pressure sensor located in the combustion section and designed to measure pressure fluctuations;

a computer system connected to a dynamic pressure sensor for receiving pressure data as a function of time, comprising:

CPU; And

a memory that stores instructions that, when executed by the processor, configure the device to extract the resonant frequency from the pressure versus time data and calculate the turbine inlet temperature solely from the resonant frequency.

17. The gas turbine engine of claim 16, wherein the processor calculates the turbine inlet gas temperature using a resonant frequency in a polynomial equation.

18. The gas turbine engine of claim 17, wherein the polynomial equation is a second-order polynomial equation in the form where T is the turbine inlet temperature, f is the resonant frequency, and a, b, and c are constants.

19. The gas turbine engine of claim 16, wherein the combustion section includes a plurality of combustion chambers, and wherein the turbine inlet temperature is calculated separately for each of the plurality of combustion chambers.

20. The gas turbine engine of claim 19, wherein the polynomial equation is different for each of the plurality of combustion chambers.