RU2801254C1 - Method for determining temperature at turbine inlet for gas turbine engine using acoustics (options) and gas turbine engine - Google Patents
Method for determining temperature at turbine inlet for gas turbine engine using acoustics (options) and gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2801254C1 RU2801254C1 RU2022119516A RU2022119516A RU2801254C1 RU 2801254 C1 RU2801254 C1 RU 2801254C1 RU 2022119516 A RU2022119516 A RU 2022119516A RU 2022119516 A RU2022119516 A RU 2022119516A RU 2801254 C1 RU2801254 C1 RU 2801254C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine inlet
- inlet temperature
- temperature
- resonant frequency
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
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
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
[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,
[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]
[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
[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
[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
[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
[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]
[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]
[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]
[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
[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
[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
[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
[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
[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]
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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
[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 (36)
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2801254C1 true RU2801254C1 (en) | 2023-08-04 |
Family
ID=
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1602904A1 (en) * | 2004-06-01 | 2005-12-07 | General Electric Company | Process for estimating combustor flame temperature |
RU2665142C1 (en) * | 2017-08-22 | 2018-08-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of flight diagnostics of units of turbofan engine with flow mixing |
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1602904A1 (en) * | 2004-06-01 | 2005-12-07 | General Electric Company | Process for estimating combustor flame temperature |
RU2665142C1 (en) * | 2017-08-22 | 2018-08-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of flight diagnostics of units of turbofan engine with flow mixing |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
C1. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2342498B1 (en) | Combustion anomaly detection via wavelet analysis of dynamic sensor signals | |
US9568378B2 (en) | Multi functional sensor system for gas turbine combustion monitoring and control | |
KR20060046255A (en) | Process for estimating combustor flame temperature | |
US9976915B2 (en) | Temperature measurement in a gas turbine engine combustor | |
US9791150B2 (en) | Flame monitoring of a gas turbine combustor using a characteristic spectral pattern from a dynamic pressure sensor in the combustor | |
US20150168229A1 (en) | Active temperature monitoring in gas turbine combustors | |
EP1734354A2 (en) | Engine status detection with external microphone | |
US10677088B2 (en) | Wireless monitoring system for rotary machines | |
US20070261492A1 (en) | Turbine engine stall warning system | |
JP2002228509A (en) | System and method for direct non-intrusive type measurement of corrected air flow | |
US9228915B2 (en) | Method and system for detecting a flow blockage in a pipe | |
RU2801254C1 (en) | Method for determining temperature at turbine inlet for gas turbine engine using acoustics (options) and gas turbine engine | |
Niccolini Marmont Du Haut Champ et al. | Signal processing techniques to detect centrifugal compressors instabilities in large volume power plants | |
Mersinligil et al. | First unsteady pressure measurements with a fast response cooled total pressure probe in high temperature gas turbine environments | |
EP3810992B1 (en) | Acoustic flashback detection in a gas turbine combustion section | |
US20220381626A1 (en) | Turbine inlet temperature calculation using acoustics | |
WO2015138386A1 (en) | Flame monitoring of a gas turbine combustor using multiple dynamic pressure sensors in multiple combustors | |
Ponti et al. | Estimation methodology for automotive turbochargers speed fluctuations due to pulsating flows | |
US20150056077A1 (en) | Detection system for identifying blockages in guide vanes of a turbine engine | |
US12123313B2 (en) | In-flight measured propulsion mass flow and thrust on aircraft | |
US20230013891A1 (en) | In-flight measured propulsion mass flow and thrust on aircraft | |
RU2451922C1 (en) | Diagnostic technique for aeroelastic oscillation mode of rotor blades of axial flow turbomachine | |
KR102165881B1 (en) | Apparatus for detecting combustor instability and method thereof) | |
RU2324161C2 (en) | Device for diagnostics of self-vibrations of turbo machine engine disk | |
KR100543674B1 (en) | Apparatus and Method of Rotating Stall Warning in Compressor using Traveling Wave Energy |