Способ анализа для газовой турбины - RU2745051C1

Чертежи

Описание

Область техники

Настоящее раскрытие относится к способу анализа для газовой турбины и газовой турбине. В частности, раскрытие относится к газовой турбине, содержащей множество камер сгорания для сжигания, а также к способу анализа для нее.

Уровень техники

Газовые турбины широко используются для производства электроэнергии и применений с механическим приводом. Применения включают в себя авиационные и судовые силовые установки, электростанции, транспортировку нефти и газа в числе многих других.

Существует необходимость контролировать работу газовых турбин, например, выявлять потенциальные или фактические неисправности. Раннее и точное выявление таких проблем полезно для сокращения простоев, обеспечения максимально возможной эффективности турбины и эффективности с точки зрения сохранения окружающей среды, а также для обеспечения безопасности персонала.

Ранее было установлено, что механические проблемы в газовых турбинах могут быть выявлены путем контроля температуры внутри камер сгорания, например, температуры в наконечнике горелки камер сгорания, а также температуры ниже по потоку от камер сгорания.

Температура ниже по потоку от камер сгорания может контролироваться с целью выявления механических отказов или вероятности возникновения таких механических отказов. Это связано с тем, что изменения температур на выходе из камеры сгорания может резко сократить для компонентов срок усталостной долговечности при ползучести.

Как правило, невозможно измерить температуру на выходе из камеры сгорания, поскольку температура на выходах из камер сгорания обычно слишком высока, чтобы ее можно было непосредственно измерить обычными датчиками. В результате температура на выходе из камеры сгорания обычно измеряется косвенно путем измерения температуры выхлопных газов или температуры промежуточного патрубка. Выхлопная труба и промежуточный патрубок располагаются ниже по потоку от камеры сгорания в газовой турбине. Температуры обычно измеряются с помощью термопар, размещенных в выхлопной трубе или промежуточном патрубке.

Измерение температуры в промежуточном патрубке или выхлопной трубе может только определить, что произошел отказ внутри газовой турбины, но обычно не дает возможности определить камеру сгорания, которая ответственна за отказ. Это происходит из-за динамического, сложного движения газа из камеры сгорания через турбину в нижние по потоку места промежуточного патрубка и выхлопной трубы. Таким образом, даже если неисправность выявлена, могут потребоваться длительные простои и исследовательская работа для выявления конкретной камеры сгорания, ответственной за неисправность.

Ранее было установлено, что газ движется спиральными кластерами из камеры сгорания через газовую турбину. Спиральные кластеры для каждой камеры сгорания не имеют тенденции смешиваться с соседними кластерами. В результате газ в местах ниже по потоку от камер сгорания может рассматриваться как смещенный на угол закрутки от начального положения газа на выходе из соответствующей одной из камер сгорания. Таким образом, вихревые характеристики были определены как важное свойство для определения взаимосвязи между измерениями температуры газа ниже по потоку и в камере сгорания, ответственной за измерения температуры газа ниже по потоку.

Существующими подходами пытались определить вихревые характеристики с помощью применения лазерной визуализации на камерах сгорания.

Существующими подходами также пытались определить или учесть вихревые характеристики с помощью вычислительной гидродинамики.

Существующие подходы имеют ограничения. Они могут быть дорогостоящими и не пригодными для использования при нормальной работе газовой турбины. Они могут быть вычислительно-трудоемкими из-за вовлеченного численного моделирования и могут быть не в состоянии определить вихревые характеристики с высокой точностью.

Целью настоящего изобретения является предложить усовершенствованный подход для определения вихревых характеристик в газовых турбинах или, по меньшей мере, обеспечение альтернативы существующим подходам.

Сущность изобретения

В соответствии с настоящим раскрытием предложен способ, машиночитаемый носитель и газовая турбина, как указано в прилагаемой формуле изобретения. Другие признаки изобретения будут очевидны из зависимых пунктов формулы изобретения и последующего описания.

В соответствии с первым аспектом изобретения предложен способ анализа для газовой турбины. Газовая турбина содержит множество камер сгорания для воспламенения газа. Способ анализа включает в себя получение измерений первых температур для первого множества точек зондирования. Каждая из первого множества точек зондирования связана с одной из множества камер сгорания. Способ анализа включает в себя получение измерений вторых температур для второго множества точек зондирования. Каждая из второго множества точек зондирования располагается ниже по потоку от множества камер сгорания. Способ анализа, включает в себя определение связи между первым множеством точек зондирования и вторым множеством точек зондирования. Определение включает в себя использование измерений первых и вторых температур и информации о положении для первого и второго множеств точек зондирования с целью определения вихревых характеристик для газовой турбины. Вихревые характеристики, представляют собой угловой сдвиг между воспламененным газом во множестве камер сгорания и воспламененным газом во втором множестве точек зондирования.

Здесь каждая из первых множества точек зондирования, связанная с одной из множества камер сгорания, может означать, что каждая из множества камер сгорания имеет одну из первого множества точек зондирования. Это может означать, что каждая из множества точек зондирования связана с соответствующей одной из множества камер сгорания. То есть каждая из множества точек зондирования связана с разной камерой сгорания.

В настоящем документе каждая из первого множества точек зондирования связанная с одной из множества камер сгорания, может означать, что каждая из множества камер сгорания имеет одну из первого множества точек зондирования. Это может означать, что каждая из множества точек зондирования связана с соответствующей одной из множества камер сгорания. То есть каждая из множества точек зондирования связана с различной камерой сгорания.

Вихревые характеристики обусловлены движением газа через турбину. В частности, вихревые характеристики могут быть обусловлены тем, что газ движется спиральными скоплениями вокруг турбины вместо прямого пути. Эти траектории стремятся не смешиваться во время вращения, и таким образом вихревые характеристики приводят к угловому сдвигу между воспламененным газом в камерах сгорания и воспламененным газом во втором множестве точек зондирования. Это означает, что температурный профиль смещается под углом от выхода камеры сгорания ко вторым точкам зондирования. При определении вихревых характеристик таким образом можно отследить данные о температуре до камеры сгорания, чтобы определить, какие камеры сгорания ответственны за те или иные температуры газа ниже по потоку. Таким способом возможно определить, какие камеры сгорания потенциально неисправны, основываясь на измерениях температуры газа ниже по потоку.

Существенно, что настоящее изобретение использует измерения первых и вторых температур и информацию о положении для первого и второго множества точек зондирования с целью определить вихревые характеристики для газовой турбины. Таким образом, настоящее изобретение не требует отдельных измерений для газовой турбины с использованием лазерной визуализации или дорогостоящего вычислительного гидродинамического моделирования. Вместе с тем было установлено, что простые измерения температуры наряду с информацией о положении могут быть использованы преимущественно для возможности определения вихревых характеристик. Понимание того, что измерения температуры и информация о положении могут быть использованы таким способом, возможно, противоречит здравому смыслу, но реализация выгодна с точки зрения ее простоты по сравнению с существующими, более сложными подходами.

Вихревые характеристики могут представлять собой угловой сдвиг между воспламененным газом на выходах из множества камер сгорания и воспламененным газом во втором множестве точек зондирования. Изменения в температурах на выходе из камеры сгорания имеют существенное значение, вероятно резко снижая усталостную долговечность компонентов при ползучести. Поскольку обычно невозможно измерить температуру на выходе из камеры сгорания, настоящий способ обеспечивает вычислительно простой способ для связывания неизмеренных температур на выходе из камеры сгорания с измерениями вторых температур.

Этот способ может дополнительно включать в себя вывод вихревых характеристик. Вывод вихревых характеристик может включать в себя отображение вихревых характеристик и/или может включать использование вихревых характеристик в последующих диагностических приложениях.

Первое множество точек зондирования может располагаться внутри множества камер сгорания. Каждая из первого множества точек зондирования может быть связана, например, располагаться внутри, с горелкой из множества камер сгорания. Каждая из первого множества точек зондирования может быть связана, например, с расположенным внутри горелок наконечником горелки. Возможны также другие местоположения в камере сгорания или горелке камеры сгорания, позволяющие измерять температуру в горелке или, в более широком смысле, в камере сгорания.

Множество камер сгорания может быть выполнено в виде кольцевого массива камер сгорания. То есть все камеры сгорания имеют одинаковое радиальное расстояние от общей точки, но расположены на расстоянии по окружности друг от друга. Каждая точка зондирования может быть связана, например, с одной из камер сгорания или располагаться внутри нее и, таким образом, будет находиться под определенным углом относительно исходного положения кольцевого массива. То есть каждая точка зондирования может быть связана с другой точкой зондирования в камерах сгорания. Множество камер сгорания может быть трубчато-кольцевыми камерами сгорания. Трубчато-кольцевые камеры сгорания могут иметь отдельные зоны горения, содержащиеся в отдельных трубах с собственными топливными форсунками, но все зоны горения совместно используют общий кольцевой корпус.

Второе множество точек зондирования может быть связано, например, с расположенным внутри газовой турбины промежуточным патрубком. Газовая турбина может содержать промежуточный патрубок, расположенный ниже по потоку от множества камер сгорания. Второе множество точек зондирования может быть расположено в пределах промежуточного патрубка. Второе множество точек зондирования может располагаться по окружности промежуточного патрубка. Второе множество точек зондирования может быть связано, например, с выхлопной трубой газовой турбины. Выхлопная труба газовой турбины может располагаться ниже по потоку от промежуточного патрубка, если имеется. Второе множество точек зондирования может быть расположено по окружности выхлопной трубы газовой турбины.

Измерения первых и/или вторых температур могут быть измерены датчиками температуры. Датчиками температуры могут быть термопары.

Информация о положении для первого и второго множества точек зондирования может быть в виде данных об угловых размерах, обозначающих, например, угол каждой точки зондирования относительно исходного местоположения.

Вихревые характеристики могут включать в себя угол закрутки.

Использование измерений первых и вторых температур и информации о положении для первого и второго множества точек зондирования для определения вихревых характеристик для газовой турбины может включать в себя ввод в модель измерений первых и вторых температур и информации о положении и получение вихревых характеристик в качестве выходного сигнала модели.

Использование измерений первых и вторых температур и информации о положении для определения вихревых характеристик может включать в себя решение задачи оптимизации с использованием измерений первых и вторых температур и информации о положении в качестве входных данных, а также вихревые характеристики в качестве неизвестного параметра, подлежащего определению. Решение задачи оптимизации может включать в себя использование модели.

Модель может быть в виде:

(1)

Другими словами, решение задачи оптимизации содержит решение уравнения:

(1)

может быть измерением второй температуры для второй точки зондирования в положении . Положение может относиться к углу. То есть второе множество точек зондирования может быть в разных положениях по окружности вокруг пути газового потока вниз по потоку, например, второе множество точек зондирования может располагаться по окружности вокруг промежуточного патрубка газовой турбины. Положение может относиться к угловому положению этих точек зондирования второго множества относительно исходного местоположения.

и могут быть необязательными неизвестными параметрами. может быть необязательным неизвестным параметром - коэффициент масштабирования. В некоторых примерах воплощения может иметь значение 0 в некоторых примерах воплощения. В некоторых примерах воплощения может иметь значение 1.

Решение задачи оптимизации может включать в себя определение решения уравнения

. Определение решения может включать в себя использование известных значений , и для определения неизвестных параметров и .

Решение задачи оптимизации может включать в себя решение задачи оптимизации последовательного квадратичного программирования.

Решение задачи оптимизации может включать в себя решение задачи глобальной оптимизации для определения глобального оптимального диапазона для неизвестного (неизвестных) параметра (параметров). Задача глобальной оптимизации решается с использованием генетического алгоритма.

Решение задачи оптимизации может дополнительно включать в себя решение задачи локальной оптимизации для определения локального оптимального решения из глобального оптимального диапазона для неизвестного (неизвестных) параметра (параметров). Задача локальная оптимизации необязательно решается с использованием Ньютоновского алгоритма, предпочтительно квазиньютоновского алгоритма. В этом примере воплощения решение задачи оптимизации можно рассматривать как использование подхода генетический алгоритм(GA)-квазиньютоновский (QN) алгоритм.

Решение задачи оптимизации может выполняться до тех пор, пока не будет достигнут критерий сходимости или другое условие выхода. Другое условие выхода может основываться, например, на времени или числе итераций, выполненных во время оптимизации.

В уравнении (1), выше,

может содержать базовое значение температуры . Базовое значение температуры может быть базовым значением температуры для области газовой турбины, где располагаются точки зондирования второго множества. может быть базовым значением температуры для промежуточного патрубка или выхлопной трубы газовой турбины. Решение задачи оптимизации может дополнительно включать в себя определение базового значения температуры .

В уравнении (1), выше,

может содержать коэффициент расширения . Коэффициент расширения может быть коэффициентом расширения измерений первых температур в камерах сгорания. Коэффициент расширения может быть параметром безразмерного отношения. Решение задачи оптимизации может дополнительно включать в себя определение коэффициента расширения .

может отдельно или дополнительно содержать значение коррекции горячих точек. Значение коррекции горячих точек может быть для учета наличия горячих точек и/или холодных точек внутри газовой турбины. Горячие и холодные точки могут быть созданы внутри газа из-за дискретных положений камер сгорания. Решение задачи оптимизации может дополнительно включать в себя определение значения коррекции горячей точки.

Значение коррекции горячей точки может быть представлено уравнением

. может быть максимальной разницей температур между горячей точкой и холодной точкой. может быть заданным значением и может быть числом горячих точек и может быть определено исходя из числа камер сгорания. может быть информацией о положении, представляющей собой разницу между положением горячей точки от выбранной одной из вторых точек зондирования. Разница может быть в виде угла.

В наиболее предпочтительных воплощениях

является не неизвестным значением, а скорее заранее заданным значением, которое устанавливается на основе числа камер сгорания. Например, для газовой турбины с шестью камерами сгорания можно ожидать наличия шести горячих и двенадцати холодных точек. Обычно можно ожидать, что холодные точки образуют пары соседних холодных точек, и поэтому разницей между холодными точками в каждой паре можно пренебречь. Из-за этого газовая турбина может рассматриваться как имеющая шесть горячих и шесть холодных точек, и таким образом может рассматриваться как имеющая значение N=6. Для газовых турбин с различным числом камер сгорания, может быть установлено аналогичным образом, или может быть установлено другое значение, основанное на предпочтениях специалиста.

В одном примере воплощения решение задачи оптимизации включает в себя решение уравнение:

(2)

Следует иметь в виду, что приведенное выше конкретное уравнение (2) не требуется во всех воплощениях настоящего изобретения. В частности, различные параметры модели могут быть установлены соответствующим образом на основании предпочтений специалиста и желаемой точности задачи оптимизации. Например, в ситуациях, когда скорость вычислений предпочтительнее точности, можно использовать меньшее количество параметров модели и наоборот.

В одном примере воплощения вихревые характеристики могут быть определены с использованием справочной таблицы для определения вихревых характеристик, связанных с полученными измерениями первых и вторых температур, и информации о положении для точек зондирования первого и второго множества. Вихревые характеристики для различных измерений первых и вторых температур и информация о положении могут быть предварительно определены путем решения уравнения, описанного выше.

Измерения первых температур и измерения вторых температур могут включать в себя множество образцов в течение некоторого времени.

Согласно второму аспекту изобретения предложен машиночитаемый носитель, содержащий записанные на нем инструкции, которые при выполнении обрабатывающим устройством вынуждают обрабатывающее устройство осуществлять способ, описанный выше в отношении первого аспекта изобретения.

Согласно третьему аспекту изобретения предложена газовая турбина. Газовая турбина содержит множество камер сгорания для воспламенения газа. Газовая турбина содержит контроллер. Контроллер выполнен с возможностью принимать измерения первых температур для первого множества точек зондирования, причем каждая из точек зондирования первого множества связана с одной из множества камер сгорания. Контроллер выполнен с возможностью принимать измерения вторых температур для точек зондирования второго множества, причем каждая из точек зондирования второго множества располагается ниже по потоку от множества камер сгорания. Контроллер выполнен с возможностью определять связь между первым множеством точек зондирования и вторым множеством точек зондирования. Определение включает в себя использование измерений первых и вторых температур и информации о положении для первого и второго множества точек зондирования с целью определения вихревых характеристик для газовой турбины. Вихревые характеристики, представляющие собой угловой сдвиг между воспламененным газом в первом множестве камер сгорания и воспламененным газом во втором множестве точек зондирования

Газовая турбина может быть выполнена с возможностью осуществлять способ, описанный выше, в отношении первого аспекта изобретения.

Согласно четвертому аспекту изобретения предложен контроллер для газовой турбины, содержащей множество камер сгорания для воспламенения газа. Контроллер выполнен с возможностью принимать измерения первых температур для точек зондирования первого множества, причем каждая из точек зондирования первого множества связана с одной из множества камер сгорания. Контроллер выполнен с возможностью принимать измерения вторых температур для второго множества точек зондирования, причем каждая из точек зондирования второго множества располагается ниже по потоку от множества камер сгорания. Контроллер выполнен с возможностью определять связь между первым множеством точек зондирования и вторым множеством точек зондирования, причем определение включает в себя использование измерений первых и вторых температур и информации о положении для первого и второго множества точек зондирования с целью определения вихревых характеристик для газовой турбины, причем вихревые характеристики представляют собой угловой сдвиг между воспламененным газом во множестве камер сгорания и воспламененным газом во втором множестве точек зондирования.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Теперь будут описаны примеры настоящего раскрытия со ссылкой на прилагающиеся чертежи, в которых:

на фиг. 1 показан упрощенный вид сечения газовой турбины в соответствии с аспектами настоящего изобретения;

на фиг. 2 показан упрощенный вид сечения другой газовой турбины в соответствии с аспектами настоящего изобретения;

на фиг. 3 показан упрощенный вид сечения другой газовой турбины в соответствии с аспектами настоящего изобретения;

фиг. 4 представляет собой вид в разрезе пилотной горелки, содержащейся в газовых турбинах из фиг. 1-3.

фиг. 5 представляет собой график измерений температуры газовой турбины в соответствии с аспектами настоящего изобретения;

фиг. 6 представляет собой график в полярной системе координат измерений температуры газовой турбины в соответствии с аспектами настоящего изобретения;

фиг. 7 представляет собой график в полярной системе координат измерений температуры газовой турбины в соответствии с аспектами настоящего изобретения;

на фиг. 8 показан пример размещения термопар в промежуточном патрубке газовой турбины;

на фиг. 9A показан график в полярной системе координат временного ряда измерений температуры газовой турбины в соответствии с аспектами настоящего изобретения;

на фиг. 9B показан график в полярной системе координат временного ряда измерений температуры газовой турбины в соответствии с аспектами настоящего изобретения;

на фиг. 10A-10F показаны гистограммы результатов оптимизации в соответствии с аспектами настоящего изобретения; и

фиг. 11 представляет собой технологическую схему способа в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Пример газотурбинных двигателей 10, иначе известных просто как газовые турбины, описан со ссылкой на фиг. 1-4. Настоящее изобретение не ограничивается каким-либо конкретным типом газотурбинного двигателя 10, и вместе с тем фиг. 1-4 предназначены для обеспечения контекста и помощи в понимании настоящего изобретения.

Рис. 1 представляет собой пример газовой турбины 10. Газовая турбина 10 содержит компрессор 14, секцию сгорания 22, промежуточный патрубок 54, силовую турбину 16 и выхлопной патрубок 26. Газопровод 34 направляет двигательный газ через газовую турбину 10, начиная с приточной секции 20, через компрессор 14, секцию сгорания 22, силовую турбину 16 и выхлопной патрубок 26.

Более подробно, на левом конце газовой турбины 10 согласно фиг. 1 двигательный газ 18 в виде воздуха поступает через приточную секцию 20 в компрессор 14. Компрессор 14 после этого сжимает двигательный газ. Затем двигательный газ поступает в секцию сгорания 22 газовой турбины 10, в которой он смешивается с топливом и воспламеняется в камерах сгорания 24. Секция сгорания 22 содержит кольцевой массив камер сгорания 24, две из которых показаны на фиг. 1, и которые ведут в газопровод 34. Каждая из камер сгорания 24 содержит горелку 36 для ввода топлива внутрь соответствующей камеры сгорания 24 и воспламенения топливовоздушной смеси.

Газовая турбина 10 из фиг. 1 имеет первое множество точек зондирования. Каждая из первого множества точек зондирования связана с одной из множества камер 24. В примере воплощения из фиг. 1 первое множество точек зондирования находится внутри множества камер сгорания 24 и находится, в частности, внутри горелок 36 камер сгорания 24. То есть, каждая из точек зондирования первого множества находится в соответствующей одной из множества камер сгорания 24, так что температура каждой из камер сгорания 24 измеряется с помощью отдельной точки зондирования. В этом примере датчики температуры предназначены для измерения температуры в первом множестве точек зондирования. Датчиками температуры могут быть термопары.

Газовая турбина 10 из фиг. 1 имеет второе множество точек зондирования. Каждая из точек зондирования второго множества располагается ниже по потоку от множества камер сгорания 24. Второе множество точек зондирования может быть связано с промежуточным патрубком 54 или выхлопным патрубком 26. В этом примере датчики температуры предназначены для измерения температуры во втором множестве точек зондирования. Датчиками температуры могут быть термопары.

Газовая турбина 10 из фиг. 1 дополнительно содержит контроллер (не показан). Контроллер устроен так, чтобы принимать измерения первых температур для первого множества точек зондирования и измерения второй температуры для второго множества точек зондирования.

Фиг. 2 представляет собой другой пример газотурбинного двигателя 10 в виде одновального газотурбинного двигателя. Газотурбинный двигатель 10 содержит один вал 12 ротора, несущий как компрессор 14, так и силовую турбину 16. Газопровод 34 направляет двигательный газ 18 через газовую турбину 10, начиная с приточной секции 20 через компрессор 14, секцию сгорания 22, силовую турбину 16 и выхлопной патрубок 26.

В левом конце двигателя 10, согласно фиг. 2, двигательный газ 18 в виде воздуха поступает через приточную секцию 20 в компрессор 14. После этого компрессор 14 сжимает двигательный газ 18. Затем двигательный газ 18 поступает в секцию сгорания 22 двигателя 10, в которой он смешивается с топливом и воспламеняется в камерах сгорания 24. Секция сгорания 22 содержит кольцевой массив камер сгорания 24, из которых только одна показана на фиг. 2, и которая ведет в газопровод 34.

Каждая из камер сгорания 24 содержит горелку 36 для ввода топлива во внутреннюю часть соответствующей камеры сгорания 24 и воспламенения топливовоздушной смеси. Горелка 36 содержит пилотную горелку 37. Такая пилотная горелка 37 подробно показана на фиг. 4. Пилотная горелка 37 содержит впускное отверстие 38 для подачи топлива в пилотную горелку 37. Топливо затем направляется к наконечнику горелки пилотной горелки 37. Кроме того, каждая пилотная горелка 37 содержит датчик 42 первой температуры в виде так называемой термопары наконечника горелки, предназначенной для измерения температуры в наконечнике горелки 40 (фиг. 4). Следует отметить, что термопара необязательно должна располагаться в пилотной горелке. Возможны также другие местоположения в горелке 36, позволяющие измерять температуру в горелке или, в более широком смысле, в камере сгорания.

Сгоревший двигательный газ 18 проходит через силовую турбину 16, тем самым расширяясь и приводя в движение вал 12 ротора. Затем расширенный двигательный газ 18 поступает в выпускной патрубок 26. На выходе 28 из силовой турбины 16 в выпускной патрубок 26 несколько датчиков второй температуры 30а в виде так называемых термопар выхода силовой турбины располагаются в различных точках зондирования 32а. При размещении датчиков второй температуры 30а на выходе силовой турбины 28 точки зондирования 32а располагаются ниже по потоку от камер сгорания 24.

Газовая турбина 10 на фиг. 2 имеет множество датчиков первых температур 42, которые в примере из фиг. 2 являются термопарами для измерения температуры в первом множестве 40 точек зондирования, которые в примере из фиг. 2 находятся в положениях наконечников горелок. Газовая турбина 10 на фиг. 1 имеет множество датчиков вторых температур 30а, которые в примере из фиг. 1 являются термопарами для измерения температуры в точках зондирования второго множества 32а, которые расположены ниже по потоку от камер сгорания 24.

Температуры, измеренные датчиками 42 первых температур и датчиками 30а вторых температур, принимаются контроллером 44.

На фиг. 3 показан другой пример газотурбинного двигателя 10 согласно изобретению в виде так называемого двухвального двигателя. Газотурбинный двигатель 10 согласно фиг. 3 отличается от газовой турбины 10 согласно фиг. 2 тем, что в нем вместо одиночного вала 12 ротора согласно фиг. 2 содержатся два механически независимых вала 46 и 48 ротора. Силовая турбина 16 согласно фиг. 3 разделяется на турбину 50 высокого давления и турбину 52 низкого давления.

Турбина 50 высокого давления присоединена к первому валу 46 ротора, как и компрессор 14. Турбина 52 низкого давления установлена на втором валу 48 ротора. Газопровод 34 содержит промежуточный патрубок 54 для направления двигательного газа 18 от турбины 50 высокого давления к турбине 52 низкого давления. Вместо размещения датчиков вторых температур 30а на выходе 28 силовой турбины согласно фиг. 2, датчики вторых температур 30b располагаются в различных точках зондирования 32В в промежуточном патрубке 54 газовой турбины 10 согласно фиг.3. Датчики первых температур 42 располагаются, как и в варианте осуществления согласно фиг. 2, в соответствующих верхних поверхностях 40 пилотных горелок 37. Кроме того, газотурбинный двигатель 10 согласно фиг. 3 содержит контроллер 44.

Хотя приведенный выше пример газовых турбин 10 описан как измерение температуры с использованием термопар, следует иметь в виду, что другие подходы к измерению температуры находятся в рамках объема настоящего изобретения. Например, датчики температуры могут быть резистивными датчиками температуры. Более того, датчики температуры могут измерять температуру косвенно. Например, температура может быть выведена из другого измерения свойства газовой турбины 10.

В приведенном выше примере газовых турбин 10 контроллер 44 принимает измерения первых температур для первого множества точек зондирования 40 и измерения второй температуры для второго множества точек зондирования 32a, 32b. Контроллер 44 дополнительно работает для определения связи между первым множеством точек зондирования 40 и вторым множеством точек зондирования 32a, 32b. Это определение включает в себя использование измерений первых и вторых температур и информации о положении для первого и второго множества точек зондирования 40, 32a, 32b с целью определения вихревых характеристик для газовой турбины 10.

Более подробно вихревые характеристики можно рассматривать как представляющие собой угловой сдвиг между воспламененным газом на выходах из камер сгорания для множества камер сгорания и воспламененным газом во втором множестве точек зондирования 32а, 32в. Вихревые характеристики обусловлены тем, что воспламененный газ проходит через турбину 10 по сложной спиральной траектории, а не по прямой траектории. Воспламененный газ из каждой камеры сгорания 24 будет следовать по индивидуальной спиральной траектории, спиральное скопление, которое обычно не будет смешиваться с траекториями газа, вытекающего из других камер сгорания 24. Следствием этого является то, что во втором множестве точек зондирования 32а, 32в воспламененный газ может рассматриваться как прошедший через угловое смещение относительно выхода из камеры сгорания.

Важно отметить, что контроллер 44 использует измерения первых и вторых температур и информацию о положении для первого и второго множества точек зондирования 40, 32а, 32b с целью определения вихревых характеристик для газовой турбины 10. Таким образом, простые измерения температур наряду с информацией о положении предпочтительно используются с целью определения вихревых характеристик. Понимание того, что измерения температур и информация о положении могут быть использованы таким образом, возможно, противоречит здравому смыслу, но воплощение выгодно с точки зрения его простоты по сравнению с существующими более сложными подходами.

В одном примере воплощения модель определяют для представления взаимосвязи между измерениями вторых температур и измерениями первых температур. Модель отражает влияние вихревых характеристик на газовый профиль. Расчет модели включает в себя определение зависимости между измерениями первых и вторых температур и, таким образом, приводит к определению вихревых характеристик. Тогда вихревые характеристики могут быть выведены и могут быть применены к полученным впоследствии данным измерения температур для определения взаимосвязи между измерениями первых и вторых температур. Таким способом можно определить, какая камера сгорания 24 отвечает за какое измерение второй температуры.

В этом примере определение вихревых характеристик включает в себя решение задачи оптимизации, определенной моделью. Измерения первых и вторых температур и информация о положении используются в качестве входных данных для модели, а вихревые характеристики - в качестве неизвестного параметра, подлежащего определению.

Модель можно представить уравнением:

(1)

Таким образом, контроллер работает для решения задачи оптимизации, представленной уравнением (1).

В этом примере,

представляет собой измерение второй температуры для второй точки зондирования в положении . Измерение второй температуры может быть в градусах Цельсия , но и другие единицы измерения температуры находятся в рамках объема настоящего изобретения. Положение может быть угловым положением, заданным в градусах , но и другие единицы измерения угла находятся в рамках объема настоящего изобретения.

В этом примере

представляет собой измерение первой температуры для первой точки зондирования в положении . Измерение первой температуры может быть в градусах Цельсия , но и другие единицы измерения температуры находятся в рамках объема настоящего изобретения.

В данном примере

представляет собой неизвестную вихревую характеристику, которая определяется путем решения задачи оптимизации. Вихревой характеристикой может быть угол закрутки, заданный в градусах , но и другие единицы измерения угла находятся в рамках объема настоящего изобретения.

В данном примере

и являются неизвестными параметрами. может быть приведен в градусах Цельсия , но другие единицы измерения температуры находятся в рамках объема настоящего изобретения. может быть безразмерным параметром.

В процессе работы контроллер 44 использует известные значения

, и для нахождения неизвестных значений A, B и . Таким способом, при решении вышеприведенного уравнения (1), контроллер может определить вихревые характеристики .

Контроллер 44 может использовать методы оптимизации для определения неизвестных значений. В частности, контроллер 44 может решать задачу оптимизации, используя известные методы оптимизации. Например, можно использовать методы последовательного квадратичного программирования (SQP).

В предпочтительных воплощениях методы SQP не используются. Это связано с тем, что SQP представляет собой ограниченную оптимизацию, и таким образом оказалось, что она эффективна только для локальных поисков. Таким образом, для того чтобы методы SQP были эффективными, алгоритм требует точных ограниченных диапазонов и почти оптимальной пусковой смеси, чтобы прийти к оптимальному решению.

Вместо этого, предпочтительные воплощения настоящего изобретения решают задачу оптимизации путем решения задачи глобальной оптимизации для определения оптимального глобального диапазона для неизвестного (неизвестных) параметра (параметров). Задача глобальной оптимизации необязательно решается с использованием генетического алгоритма (GA). Было обнаружено, что методы глобальной оптимизации и конкретные методы оптимизации GAs хорошо подходят для задач, в которых имеется ограниченное предварительное знание характеристик целевой функции. Например, там, где имеются ограниченные знания о диапазоне параметров, непрерывности, дифференцируемости и линейности или нелинейности задачи. Это помогает уменьшить вероятность попадания алгоритма в ловушку неудовлетворительных локальных экстремумов.

Использование методов глобальной оптимизации, таких как GAs, может успешно определить диапазон для глобальных оптимумов. Однако они могут быть не в состоянии идентифицировать точное решение в идентифицированном локальном диапазоне, если не учитывать большое число генераций и/или большой размер совокупности. Поэтому и предпочтительно, контроллер 44 может применять схему глобально-локальной оптимизации. В частности, решение задачи оптимизации может дополнительно включать в себя контроллер 44, решающий задачу локальной оптимизации для определения оптимального локального решения из оптимального глобального диапазона для неизвестного (неизвестных) параметра (параметров). Это означает, что после поиска оптимизированных параметров в более широком диапазоне путем использования метода глобальной оптимизации, полученные диапазоны параметров могут быть введены в метод неограниченной локальной минимизации в качестве отправной точки для точного определения оптимальных оценок параметров модели. Задача локальной оптимизации необязательно решается с использованием алгоритма Ньютона, предпочтительно квазиньютоновского алгоритма. Для неограниченной локальной минимизации предпочтительным примером является квазиньютоновский алгоритм. Квазиньютоновские методы используют информацию о кривизне на каждой итерации для формулировки задачи квадратичной модели. Это помогает избежать большого объема вычислений по сравнению с традиционными методами типа алгоритма Ньютона.

Настоящее изобретение не ограничивается какой-либо конкретной формой параметров

и . Более того, параметры и могут, в свою очередь, содержать множество неизвестных параметров. Следует иметь в виду, что специалист, учитывая идею настоящего изобретения, сможет выбрать соответствующие параметры и учитывая, например, такие факторы, как тип газовой турбины.

В одном примере воплощения неизвестный параметр

может содержать базовое значение температуры . Базовое значение температуры может быть базовым значением температуры для области газовой турбины 10, где расположено второе множество точек зондирования 32а, 32в. То есть базовое значение температуры может быть базовым значением температуры для промежуточного патрубка 54 или выхлопной трубы 26 газовой турбины 10. Таким образом, решение задачи оптимизации может дополнительно включать в себя определение базового значения температуры . Таким образом, уравнение, решаемое задачей оптимизации, может быть выражено как: .

В одном примере воплощения

может отдельно или дополнительно содержать значение коррекции горячей точки. Значение коррекции горячей точки может быть для того, чтобы учесть наличие горячих точек и/или холодных точек внутри газовой турбины. Решение задачи оптимизации дополнительно включает в себя определение значения коррекции горячей точки.

Значение коррекции горячей точки может быть представлено уравнением

. может быть максимальной разницей температур между горячей точкой и холодной точкой. Это можно рассматривать как амплитуду горячая-холодная точка. может быть числом горячих точек и может быть определено исходя из числа камер сгорания. может быть информацией о положении, представляющей собой разницу между положением горячей точки от выбранной одной из вторых точек зондирования. Например, может быть угловым разделением между горячей точкой и выбранной одной из вторых зондирующих точек. можно считать как поворотный угол горячей точки. То есть разница может быть в виде угла. Таким образом, уравнение, решаемое задачей оптимизации, может быть выражено следующим образом: .

В одном примере воплощения

может быть необязательным неизвестным параметром, коэффициентом масштабирования. может включать в себя коэффициент расширения . Коэффициент расширения может быть коэффициентом расширения измерений первых температур в камерах сгорания. Коэффициент расширения может быть безразмерным относительным параметром. Таким образом, решение задачи оптимизации может дополнительно включать в себя определение коэффициента расширения . Таким образом, уравнение, решаемое задачей оптимизации, может быть выражено следующим образом: .

В одном примере воплощения уравнение, решаемое задачей оптимизации, следовательно, может быть выражено следующим образом:

(2)

Следует иметь в виду, что решение уравнения необязательно означает нахождение идеального математического решения. Вместо этого, решение может просто означать поиск очевидного оптимального решения, основанного на таких условиях, как вычислительные ресурсы и желаемое время выполнения. Решение может быть рассмотрено как результат, как только будет достигнут критерий сходимости или выхода во время выполнения алгоритма.

Пример воплощения настоящего изобретения теперь будет описан применительно к газовой турбине 10 из фиг. 1. Эта газовая турбина содержит шесть трубчато-кольцевых камер сгорания 22. Для измерения температуры в наконечниках горелок шести камер сгорания 22 предусмотрены шесть термопар наконечников горелок. То есть по одной термопаре для каждого наконечника горелки. Тринадцать термопар промежуточного патрубка располагаются на расстоянии по окружности вокруг промежуточного патрубка 54. Термопары наконечников горелок расположены на каждой из шести камер сгорания, а тринадцать термопар равномерно распределены по окружности промежуточного патрубка, расположенного между газогенератором и силовой турбиной. Пример размещения тринадцати термопар промежуточного патрубка показан на фиг. 8, где тринадцать термопар промежуточного патрубка обозначены от 1 до 13. Видно, что первая термопара промежуточного патрубка расположена на расстоянии угла ϕ от того положения, которое может считаться положением для 12 часов.

На фиг. 5 представлены температурные показания для шести термопар наконечников горелок (BTT, burner tip thermocouples) и тринадцати термопар промежуточного патрубка (IDT, interduct thermocouples) за один временной интервал. Желательно определить связь между тринадцатью измерениями IDT и шестью измерениями BTT. График БТТ можно рассматривать как представляющий функцию профиля BТТ относительно положения, т.е.

. График IDT можно рассматривать как представляющий функцию профиля IDT относительно позиции, т.е. .

В одном примере воплощения связь между профилем BTT и профилем IDT может быть выражена уравнением (2), как определено выше. Контроллер выполнен с возможностью решать уравнение, определенное выше, чтобы определить значения для пяти неизвестных параметров.

Будут известны и описаны решения уравнения (2) с использованием примера методов оптимизации. В этих примерах диапазоны параметров инициализируются, чтобы иметь широкие значения. То есть, инициализируются следующие значения параметров

. Это означает, что величина температуры имеет максимальное значение 100 градусов Цельсия, коэффициент расширения имеет максимальное значение отношения 2, разница температур горячей-холодной точек имеет максимальное значение 200 градусов Цельсия, угол закрутки имеет максимальное значение 360 градусов, а разница между положением горячей точки от выбранной одной из вторых точек зондирования имеет максимальное значение 60 градусов.

Результаты различных алгоритмов оптимизации в рамках объема настоящего изобретения показаны в нижеприведенной таблице 1.

Таблица 1

МетодПодобранные параметрыСреднеквадратическая ошибка
(RMSE)

GA^a528,920,40338,6055,3829,437,52GA^b574,890,33538,3455,3829,417,28SQP^c732,500,0980059,5328,87SQP^d801,59036,43151,7229,3511,65SQP^e577,220,33238,2256,5829,427,29GA-QN572,490,33838,2655,3829,427,27

В этом документе GA^a является генетическим алгоритмом (GA), выполняемым один раз; GA^b является генетическим алгоритмом, выполняемым 20 раз, причем результат имеет выбранную наименьшую среднеквадратичную ошибку (RMSE); SQP^c является алгоритмом SQP, выполняемым с начальными точками [0, 0, 0, 0, 0]; SQP^d является алгоритмом SQP, выполняемым с начальными точками [500, 1, 100, 180, 30]; SQP^e является алгоритмом SQP, выполняемым с начальными точками [600, 0,3, 40, 50, 30]; и GA-QN является предпочтительным GA-квазиньютоновским подходом.

Результаты таблицы 1 показывают, что одно выполнение GA может распознать глобальное решение параметров. При выполнении GA большее количество раз решения могут быть более точными, однако это более дорого с вычислительной точки зрения. С другой стороны, SQP даст более точные решения, если начальные точки параметров будут ближе к оптимальным решениям. Однако, когда мало что известно о точных диапазонах параметров и начальных точках, этого может быть трудно достичь на практике. Таким образом, таблица 1 показывает, что, хотя все алгоритмические подходы в рамках объема настоящего изобретения способны решить задачу оптимизации, схема глобально-локальной оптимизации, воплощенная в методе GA-QN, является предпочтительной по своей надежности и эффективности. GA-QN может работать лучше, чем GA в одиночку, с точки зрения точности и временных затрат, а также он может преодолеть трудности, возникшие в SQP или других подобных методах оптимизации, которые требуют более точных диапазонов параметров и начальных точек для получения точных решений.

На фиг. 6 показан график БТТ из фиг. 5 в полярной системе для удобства. На фиг. 6 дополнительно показано влияние пяти параметров, определенных выше, с использованием метода GA-QN, примененных к измерениям BTT.

Исходный профиль BTT на фиг. 6 показан пунктирной линией. Каждое из измерений температуры наконечника горелки (BTT) имеет маркировку BTT1-BTT6. В данном документе BTT1 представляет собой температуру наконечника горелки первой из шести камер сгорания, BTT2 представляет собой температуру наконечника горелки второй из шести камер сгорания и так далее. BTT1 считается позицией

. То есть 12-часовое положение, упомянутое выше по отношению к фиг. 8. BТТ2-БТТ6 располагаются под углом друг к другу на расстоянии от BТТ1. Следует иметь в виду, что не нужно знать значения в профиле между отдельными измерениями BТТ, например, температуры между BTT1 и BTT2. При необходимости они могут быть оценены с использованием метода подбора кривой или метода интерполяции. Как правило, для оценки температур между измеряемыми температурами можно использовать простую линейную интерполяцию. Более усложненные подходы к подбору кривых также могут быть использованы на основе предпочтений специалистов.

На фиг. 6 дополнительно показана точечно-штриховая линия, которая отражает исходный профиль BTT, повернутый на определенный угол закрутки

. Таким образом, точечно-штриховая линия показывает повернутый профиль .

На фиг. 6 дополнительно показана точечная линия, которая представляет определенное значение температуры

и определенный коэффициент расширения на повернутом профиле BTT. Таким образом, точечная линия показывает расширенный, повернутый профиль .

На фиг. 7 показан график IDT из фиг. 5 в полярной системе координат для удобства. На фиг. 7 показаны исходные измерения температуры IDT, отмеченные IDT 1-IDT 13. Измерения температуры IDT IDT1-IDT 13 смещены на угол ϕ относительно начала координат, поскольку положение точки зондирования IDT1 в этом примере находится не в том же 12-часовом положении BTT1. Это показано на фиг. 8 и объяснено выше.

На фиг. 7 показан повернутый профиль BTT

в виде точечно-штриховой линии. Видно, что положения BTT в повернутом профиле BTT соответствуют шести горячим точкам в подобранном IDT-профиле. То есть BTT1 соответствует горячей точке вблизи IDT2; BTT2 соответствует горячей точке вблизи IDT4; BTT3 соответствует горячей точке вблизи IDT6; BTT4 соответствует горячей точке вблизи IDT9; BTT5 соответствует горячей точке вблизи IDT11; и BTT6 соответствует горячей точке вблизи IDT13. Результаты показывают, что угол закрутки приблизительно равняется . Поэтому угол закрутки не зависит от положений IDT, то есть угол ϕ при угле поворота от IDT1 до ближайшей горячей точки, будет регулироваться в соответствии с ϕ.

На фиг. 7 дополнительно показана расширенная версия повернутого профиля BTT

в виде точечной линии.

На фиг. 7 дополнительно показан подобранный график IDT в виде непрерывной линии, обычно проходящей между этими исходными измерениями температуры IDT. Подобранная линия IDT создается с использованием уравнения

, все параметры которого теперь известны в результате решения задачи оптимизации.

На фиг. 9А и 9Б показаны данные в результате односуточной работы газовой турбины 10 и представлены 1440 временных интервала. На фиг. 9А показаны исходные показания BTT в виде кругов вместе со связанным профилем BTT. На фиг. 9B показана точечно-пунктирная линия, представляющая исходные показания BTT, повернутые на угол закрутки

, вместе с исходными показаниями BTT, а также подобранные показания IDT, полученные с использованием уравнения , все параметры которого теперь известны. На фиг. 9B показана надежность подобранного подхода, и в каждом случае шесть термопар наконечника горелки четко связаны с шестью горячими точками на подобранных профилях термопар промежуточного патрубка.

На фиг. 10A-10D показаны гистограммы оптимизированных пяти параметров. Средняя подобранная ошибка составляет <1%, показанная среднеквадратической ошибкой (RMSE) на фиг. 10(f). Из фиг. 10(а)-10(е) видно, что все остальные параметры следуют общему нормальному распределению, за исключением угла завихрения

(фиг. 10(b)). Это свидетельствует о том, что угол закрутки относительно постоянен для газовой турбины в режиме рабочей нагрузки, что может быть релевантным индикатором работоспособности для мониторинга системы сгорания. Таким образом, изменение в может указывать на значительную проблему с работоспособностью газовой турбины. Эти параметры также могут предоставить полезную диагностическую информацию для газовой турбины.

Признаки настоящего изобретения также могут применяться в сочетании с другими подходами мониторинга горения, которые используют только профили температуры газа ниже по потоку, чтобы связать признаки профилей температуры газа ниже по потоку с источником проблемных камер сгорания, что сделает диагностику систем сгорания газовой турбины более эффективной и с большей достоверностью.

На фиг. 11 показан пример способа в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения.

Этап S0 включает в себя получение измерений первых температур для первого множества точек зондирования, причем каждая из первого множества точек зондирования связана с одной из множества камер сгорания.

Этап S1 включает в себя получение измерений вторых температур для множества вторых точек зондирования, причем каждая из второго множества точек зондирования располагается ниже по потоку от множества камер сгорания.

Этап S2 включает в себя определение связи между первым множеством точек зондирования и вторым множеством точек зондирования. Определение включает в себя использование измерений первых и вторых температур и информации о положении для первого и второго множества точек зондирования с целью определения вихревых характеристик для газовой турбины. Вихревые характеристики, представляющие собой угловой сдвиг между воспламененным газом во множестве камер сгорания и воспламененным газом во втором множестве точек зондирования.

По меньшей мере, некоторые из примеров вариантов воплощения, описанных в данном документе, могут быть составлены, частично или полностью, с использованием предназначенного оборудования специального назначения. Термины, такие как "компонент", "модуль" или "блок", используемые в настоящем документе, могут включать, но не ограничиваться ими, электронное устройство, такое как компоновка схемы в виде отдельных или интегрированных компонентов, программируемую пользователем вентильную матрицу (ППВМ) (FPGA) или прикладную интегральную схему (ASIC), которая выполняет определенные задачи или обеспечивает соответствующую функциональность. В некоторых вариантах воплощения описанные элементы могут быть сконфигурированы для размещения на материальном, постоянном адресном запоминающем устройстве, и могут быть сконфигурированы для выполнения на одном или более процессорах. В некоторых вариантах воплощения эти функциональные элементы могут содержать, например, компоненты, такие как программные компоненты, объектно-ориентированные программные компоненты, компоненты классов и компоненты задач, процессы, функции, атрибуты, процедуры, подпрограммы, сегменты программного кода, драйверы, блоки постоянных программ, микрокод, схемы, данные, базы данных, структуры данных, таблицы, массивы и переменные. Хотя примеры вариантов воплощений были описаны со ссылкой на компоненты, модули и блоки, обсуждаемые в настоящем документе, такие функциональные элементы могут быть объединены в меньшее количество элементов или разделены на дополнительные элементы. Различные комбинации необязательных функций были описаны в настоящем документе, и следует принимать во внимание, что описанные функции могут быть объединены в любую подходящую комбинацию. В частности, признаки любого примера варианта воплощения могут быть объединены с признаками любого другого варианта воплощения, если это уместно, за исключением случаев, когда такие сочетания являются взаимоисключающими. Во всем этом описании термин "содержащий" или "включает в себя" означает включение указанного компонента (компонентов), но не исключение присутствия других компонентов.

Хотя было показано и описано несколько предпочтительных вариантов воплощения, специалистами в данной области техники могут вноситься различные изменения и модификации без отступления от объема изобретения, как определено в прилагаемой формуле изобретения.

Обращается внимание на все статьи и документы, поданные одновременно с настоящим описанием или предшествующие ему в связи с настоящей заявкой, и которые открыты для публичного ознакомления с настоящим описанием, при этом содержание всех таких статей и документов включено в настоящий документ посредством ссылки.

Все признаки, раскрытые в настоящем описании (включая любые прилагающиеся формулу изобретения, реферат и чертежи), и/или все этапы любого способа или процесса, раскрытого таким образом, могут быть объединены в любую комбинацию, за исключением комбинаций, где, по меньшей мере, некоторые из таких признаков и/или этапов являются взаимоисключающими.

Каждый признак, раскрытый в настоящей спецификации (включая любые прилагающиеся формулу изобретения, аннотации и чертежи), может быть заменен альтернативными признаками, служащими той же, эквивалентной или сходной цели, если прямо не указано иное. Таким образом, если прямо не указано иное, каждый раскрытый признак является лишь одним примером генерического ряда эквивалентных или сходных признаков.

Изобретение не ограничивается подробностями вышеприведенного (вышеприведенных) варианта (вариантов) осуществления. Изобретение распространяется на любое новое изобретение или любую новую комбинацию признаков, раскрытых в настоящем описании (включая любые прилагающиеся формулы изобретения, реферат и чертежи), или на любое новое изобретение или любую новую комбинацию этапов любого способа или процесса, раскрытых таким образом.

Реферат

Изобретение может быть использовано в газовых турбинах. Способ анализа предназначен для газовой турбины, содержащей множество камер сгорания для воспламенения газа. Способ заключается в том, что получают измерения первых температур для первого множества точек зондирования. Каждая из первого множества точек зондирования связана с одной из множества камер сгорания. Получают измерения вторых температур для второго множества точек зондирования. Каждая из второго множества точек зондирования расположена ниже по потоку от множества камер сгорания. Определяют связи между первым множеством точек зондирования и вторым множеством точек зондирования. Определение включает использование измерений первых и вторых температур и информации о положении первого и второго множества точек зондирования с целью определения вихревых характеристик для газовой турбины. Вихревые характеристики представляют собой угловой сдвиг между воспламененным газом во множестве камер сгорания и воспламененным газом во втором множестве точек зондирования. Раскрыты машиночитаемый носитель информации, содержащий записанные на нем инструкции, которые при выполнении обрабатывающим устройством обеспечивают выполнение обрабатывающим устройством способа и газовая турбина. Техничеcкий результат заключается в повышении точности определения вихревых характеристик. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 табл., 17 ил.

Формула