实时检测燃气轮机或飞机发动机叶片问题的系统和方法技术方案

本发明专利技术公开了一种实时检测燃气轮机或飞机发动机叶片问题的系统和方法。实现了一种方法和系统（１０），用来实时检测燃气轮机叶片问题，以及由于采用了基于物理学的修正和温度建模方法的原因而提供了比已有技术更准确的预测能力，可提高热气路部件的寿命。所述系统和方法（１０）使用高温计数据（１２）、（２４）和运行数据（１４）、（２６）来生成高温计数据的基于物理学的修正（１８）、（３０）和基于物理学的叶片温度估计（２０）和故障特征（３２）。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术总体上涉及燃气轮机(gasturbine)和飞机发动机，并特 别涉及用于实时检测燃气轮机叶片(blade)和飞机发动机问题的方法和系统。
技术介绍
燃气涡轮发动机运行在相对高的温度下。这样的发动机的性能 (capacity)在很大程度上受涡轮叶片材料承受热应力的能力的限制，所述 热应力出现(develop)在这样的相对高的工作温度下。在工业燃气涡轮发 动机中，由于涡轮叶片尺寸相对大的原因，此问题尤为严重。空心对流冷却涡轮叶片频繁地#:用来适应4支高工作温度和增加 发动机效能，且又不会导致叶片故障。这样的叶片通常都带有提供流动通 道(flow passage)的内部通路(passageway)，以确保高效冷却，其中， 叶片的所有部分都可以保持在相对均匀的温度。燃气轮才几叶片(bucket)上的热障涂层(thermal barrier coating) 可保护叶片基材(base material)免受非常高的温度，由于涡轮热气路(hot gas path)中的高温扩展气体的原因叶片会经受非常高的温度。由于涡轮的 热气路中的严酷的环境，叶片会经受各种故障，诸如涡轮叶片前缘和后缘 上的热障涂层散裂裂紋(spallation crack)以及平台裂缝等。其它不希望的 叶片故障包括-但不限于-冷却通道堵塞。如果这些故障模式造成诸如叶 片断裂之类的灾难性故障，则这些故障模式都有可能致使非计划性维修。 另外，它们还可能由于损失不再可修复的故障部分的原因而致使相当大损 害。由于装置不能提供动力而造成的间接损害和收入损失对动力装置运营 商(power plant operator)来"i井是相当大的。鉴于如上情况，提供一种用来实现可靠地实时检测燃气轮机 叶片和飞机发动机问题的系统和方法既是有利的又是有益的。
技术实现思路
简而言之，才艮据一个实施例，燃气4仑才几或飞才几发动才几叶片故障;^莫式检测系统^^皮配置成用来标识所测相对或绝对叶片温度和基线温度之 间的变化。根据另 一实施例，用于检测燃气轮机或飞机发动机叶片故障模 式的系统包括第一高温计和至少一个现场监测器，其一起净皮配置成用来生成燃气轮 机或飞机发动机运行参数；第一基于模型的滤波器，被配置成基于运行参数变化减少高温计信号 变化，以及从其生成第一经修正的高温计信号；第一基于物理学的信号处理器，被配置成响应于所述经修正的高温计 信号生成标准化燃气轮机或飞机发动机叶片的温度特征；叶片故障模式特征数据库；以及笫一比较器，被配置成将所述标准化燃气轮机或飞机发动机叶片温度 特征与该数据库内的叶片故障模式特征数据进行比较，以标识与故障叶片 相关联的故障才莫式。根据再一实施例，用于检测燃气轮机或飞机发动机叶片故障模 式的方法包括经由高温计和至少 一 个现场监测器来实时监测燃气轮机或飞机发动 机运行参数；根据运行参数的变化对高温计信号进行滤波，并从其生成经修正的高 温计信号；响应于该经修正的高温计信号，生成标准化燃气轮机或飞机发动机叶 片温度特征；离线生成叶片故障冲莫式特征数据库；将该标准化燃气轮机或飞机发动机叶片温度特征与该数据库内的 叶片故障模式特征数据进行比较，以标识与故障叶片相关联的故障模式。附图说明当参照附图阅读如下详细说明时，将更好理解本专利技术的上述及 其它特征、方面和优点，附图中的相同字符代表相同部分，其中图1为根据一个实施例的实时检测燃气轮机或飞机发动机叶片 问题的方法和系统的图；图2为图示根据本专利技术另一方面的检测燃气轮机或飞机发动机 叶片问题的方法和系统的示意图；图3为图示原始运行数据变化较大的示意图，所示数据通常与 燃气轮机或飞机发动机实时运行高温计(pyrometer)信号相关联；图4为图示图3中所描绘的原始数据的示意图，该数据已由图 1所示监测系统进行了修正；图5为图示燃气轮机或飞机发动机高温计测量值的示意图，该 测量值与由图1所示监测系统实时生成的多个叶片相关联。尽管上述附图阐述了可替代实施例，但正如文中所指出的， 也可以想到本专利技术的其它实施例。在所有情况中，为了表示而非限制， 本公开内容给出了所图示的本专利技术的实施例。本领域技术人员能够设计 落入本专利技术原理的范围和精神之内的众多其它改变和实施例。具体实施例方式图1为才艮据一个实施例的实时冲全测燃气4仑才几或飞才几发动才几叶片 问题的方法和系统10的流程图。在涡轮机或飞机发动机使用燃气轮机或 飞机发动机运行数据和光学(optical)高温计数据工作时，系统IO可提供一 种实时检测燃气轮机或飞机发动机叶片问题的装置，包括但不限于燃气轮 机或飞机发动机叶片的热障涂层散裂、裂缝以及冷却通道堵塞。根据一个方面，系统10使用了至少一个光学高温计12来生成 光学高温计数据。然而，由于需要知道叶片的绝对温度值，所以很难开发 一种基于光学高温计数据的监测系统。例如，由于光路内发射率 (emissivity)变化和/或堵塞，4艮难相对于绝对温度来以光学高温计12所 采集的信号为基础。上述困难可以通过实时检测燃气轮机或飞机发动机叶片问题的 系统10来去除。系统IO使用相对温度变化来实施所希望的诊断。从叶片 是新的时候生成基线(baseline),并将该基线与较新高温计读数进行实时 比较，以标识可以表示叶片故障的偏差。系统10可解决两个与相对温度方法相关的问题。净皮解决的这两 个问题包括1)标识异常偏差的困难性，这是由于诸如环境温度、负载 等工作条件的原因引起正常叶片基线读数出现相当大变化；2)开发故障叶片特征(signature)库的困难性，这种数据库可用来将已知特征值与具 体故障模式互相关联。上述两个问题可以通过系统10来解决，该系统10 4吏用基于物 理学的(physics-based)信号处理器18提供了一种可在存在运行条件下降 低高温计读数变化的过程，以生成故障叶片的特征。下面参考图l更详细 地描述系统10。再看图1,实时检测燃气轮机或飞机发动机叶片问题的系统10 包括至少一个高温计12,用来实时监测和生成高温计温度信号。另外，系 统10还使用了至少一个现场(on-site)监测器14。这个至少一个现场监 测器14 一方面用来监测和生成附加温度数据、压力数据、负载、燃烧动 态数据，以及其它所希望的运行参数。上述高温计温度数据和现场监测器数据一起经由滤波器(filter) 16来予以处理，在滤波器16对高温计数据进行基于模型的修正，减小因 运行条件变化而出现的高温计信号的变化。本专利技术人发现，与使用标准偏 差作为变化量相比，这个方法可减小叶片特征变化的大约70%到大约80 %。滤波器16然后生成经修正的高温计温度特征，该特征用作作为基于 物理学标准化才莫型(normalization model) 18使用的信号处理器的边界条 件。然后，使用经修正的高温计温度特征作为边界条件的基于物理 学标准化;溪型18,执行外推(extrapolation)以获得必需的全部( 一个或 多个)叶片温度。叶片故障模式特征数据库使用相应的滤波器28和相应的基于 物理学的标准化才莫型30独立地离线生成。滤波器28生成对高温计数据24 的基于沖莫型的修正，并可减小因引起的运行条件变化而出现的相关联的高 温计信号的变化。滤波器28于本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种燃气轮机或飞机发动机叶片故障模式检测系统，其特征在于，其被配置成用来标识确定所测相对或绝对叶片温度和基线温度之间的变化。

【技术特征摘要】
...

【专利技术属性】
技术研发人员：VB贾穆，S赖，S巴拉苏布拉马尼安，MK查蒂，O韦拉甘杜拉，NV尼尔马兰，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]