(57)【要約】【課題】ガスタービンモニタリング制御システムと同じセンサを共用できることにより、当該モニタリング制御システム内に組み込むことができる、アクティブなガス流温度モニタリングシステムを実現すること。【解決手段】温度モニタリングシステムおよび温度モニタリング方法を、たとえば動圧センサ等の少なくとも１つまたは複数の音響センサとライン・オブ・サイトで音波を送信する少なくとも１つの音響送波器または音響送受波器を追加することにより、タービン燃焼モニタリング制御システムに組み込む。【選択図】図１０
2015121223.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガス流温度を能動的に監視する方法であって、
少なくとも１つの第１の音響送波器と、第１の熱音響振動を示す第１のセンサ出力信号を生成する少なくとも１つの第１の音響センサとを、ガス流路中の、それぞれ上流および下流の横断方向位置に、かつ、相互に別個の第１のライン・オブ・サウンド経路を成すような方向に配置し、
前記ガス流路において第１の音響信号の送信を前記少なくとも１つの第１の送波器に行わせるように、かつ、第１のセンサ出力信号をガス流温度に相関付けるように構成されたコントローラに、前記少なくとも１つの第１の送波器および前記少なくとも１つの第１のセンサを結合し、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器から前記第１の音響信号を送信し、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器からの第１の音響信号を前記少なくとも１つの第１の音響センサにより受信し、受信した当該第１の音響信号の寄与分を含む第１の力学的センサ出力信号を生成し、
各第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号の第１の飛行時間を求め、
前記第１の音響信号のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号の第１の飛行時間の処理を行って、各第１のライン・オブ・サウンド経路上の各ガス流温度を求める
ことを特徴とする方法。
【請求項２】
各第１のライン・オブ・サウンド経路上の各ガス流絶対温度を求めるために行う前記処理は、
前記処理は、前記第１の飛行時間に及ぼされる、ガスの比熱比、ガスの定数および音速の熱力学的影響の補償を含む、
請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記コントローラによる前記第１の飛行時間の処理は、以下の数式
【数１】
2015121223.tif 000014
により記述され、
同式中、
tBC は、前記第１の送波器から前記第１のセンサまでの飛行時間であり、
ｃは、前記温度および前記ガスの定数に対する、ガス流中における音速であり、
【数２】
2015121223.tif 000015
は、前記第１のライン・オブ・サウンド経路上の単位ベクトルであり、
【数３】
2015121223.tif 000016
は、前記ガス流中における速度ベクトルである、
請求項１記載の方法。
【請求項４】
さらに、音速ｃを求めるために、
前記第１の送波器に代えて、音響信号を送受信して出力信号を生成するように構成された第１の送受波器／トランスデューサを設け、
前記第１のセンサに代えて、音響信号を送受信して出力信号を生成するように構成された第２の送受波器／トランスデューサを設け、
前記第１、第２の送受波器／トランスデューサのうち少なくとも各１つを前記コントローラに結合し、ただし、当該コントローラは、前記ガス流路内にて第１の音響信号の送信を前記第１，第２の送受波器／トランスデューサのいずれかに行わせ、送受波器／トランスデューサ出力信号の飛行時間をガス流温度に相関付けるように構成されており、
少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから第１の音響信号を送信し、
少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサにより、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサからの第１の音響信号を受信し、受信した当該第１の音響信号の寄与分を含む第１の力学的センサ出力信号を生成し、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから第１の逆方向音響信号を送信し、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサからの前記第１の逆方向音響信号を、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサにより受信し、受信した当該第１の逆方向音響信号の寄与分を含む第１の逆方向力学的センサ出力信号を生成し、
各第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号および前記第１の逆方向音響信号についてそれぞれ、第１の飛行時間を求め、
前記音速ｃを求めるために、各ライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号および第１の逆方向音響信号の第１の飛行時間の処理を行う、
請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記音速ｃを求めるための、前記第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号および前記第１の逆方向音響信号の各第１の飛行時間の処理は、次式
【数４】
2015121223.tif 000017
により表され、
同式中、
tBC は、前記第１の送受波器／トランスデューサから前記第２の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間であり、
tCB は、前記第２の送受波器／トランスデューサから前記第１の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間であり、
ｃは、前記温度および前記ガスの定数に対する、前記ガス流中における音速であり、
【数５】
2015121223.tif 000018
は、前記第１のライン・オブ・サウンド経路上における単位ベクトルであり、
【数６】
2015121223.tif 000019
は、前記ガス流中における速度ベクトルである、
請求項４記載の方法。
【請求項６】
ガス流絶対温度を求めるために行われる前記処理は、前記音速に及ぼされる温度変動およびガスの定数の補償を含み、
前記第１の送波器に代えて、音響信号を送受信して出力信号を生成するように構成された第１の送受波器／トランスデューサを設け、
前記第１のセンサに代えて、音響信号を送受信して出力信号を生成するように構成された第２の送受波器／トランスデューサを設け、
前記第１、第２の各送受波器／トランスデューサを前記コントローラに結合し、ただし当該コントローラは、前記ガス流路内にて第１の音響信号の送信を前記第１，第２の送受波器／トランスデューサのいずれかに行わせ、送受波器／トランスデューサ出力信号の飛行時間をガス流温度に相関付けるように構成されており、
少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから第１の音響信号を送信し、
少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサにより、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサからの第１の音響信号を受信し、受信した当該第１の音響信号の寄与分を含む第１の力学的センサ出力信号を生成し、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから第１の逆方向音響信号を送信し、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサからの前記第１の逆方向音響信号を、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサにより受信し、受信した当該第１の逆方向音響信号の寄与分を含む第１の逆方向力学的センサ出力信号を生成し、
各第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号および前記第１の逆方向音響信号についてそれぞれ、第１の飛行時間を求め、
各ライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号および第１の逆方向音響信号の第１の飛行時間の処理を行うことにより、前記音速を求め、求めた前記音速を用いて、各第１のライン・オブ・サウンド経路上における各ガス流絶対温度を求める
ことを含む、
請求項２記載の方法。
【請求項７】
請求項１記載の方法により求めた、ライン・オブ・サウンド経路上におけるガス流温度を用いて、産業用ガスタービン燃焼器内の燃焼を制御する方法。
【請求項８】
産業用ガスタービン燃焼器内の温度をマッピングする方法であって、
請求項１に記載の方法により求めた、ライン・オブ・サウンド経路上におけるガス流温度を断層撮影法によりマッピングすることを特徴とする方法。
【請求項９】
請求項１記載の方法により求めた、ライン・オブ・サウンド経路上におけるガス流温度を用いて、産業用ガスタービン燃焼器内のガス流速を求める方法。
【請求項１０】
タービンエンジン内のガス流温度を監視するためのシステムであって、
少なくとも１つの第１の音響送波器と、
第１の熱音響振動を示す第１のセンサ出力信号を生成する少なくとも１つの第１の音響センサと、
前記少なくとも１つの第１の送波器および前記少なくとも１つの第１のセンサに結合されたコントローラと
を有し、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器と少なくとも１つの第１の音響センサとは、タービンエンジンのガス流路中に、それぞれ上流および下流の横断方向位置に配置され、かつ、相互に別個の第１のライン・オブ・サウンド経路を成すように方向調整されており、
前記コントローラは、前記ガス流路において第１の音響信号の送信を前記少なくとも１つの第１の送波器に行わせるように構成されており、
前記コントローラは、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号を送信し、
前記少なくとも１つの第１の音響送波器からの第１の音響信号を前記少なくとも１つの第１の音響センサにより受信し、受信した当該第１の音響信号の寄与分を含む第１の力学的センサ出力信号を生成し、
各第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号の第１の飛行時間を求め、
前記第１の音響信号のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、各第１のライン・オブ・サウンド経路上の各ガス流温度を求める
ことにより、前記第１のセンサ出力信号をガス流温度に相関付けるように構成されている
ことを特徴とするシステム。
【請求項１１】
前記コントローラによる前記第１の飛行時間の処理は、以下の数式
【数７】
2015121223.tif 000020
により記述され、
同式中、
tBC は、前記第１の送波器から前記第１のセンサまでの飛行時間であり、
ｃは、前記温度および前記ガスの定数に対する、ガス流中における音速であり、
【数８】
2015121223.tif 000021
は、前記第１のライン・オブ・サウンド経路上の単位ベクトルであり、
【数９】
2015121223.tif 000022
は、前記ガス流中における速度ベクトルである、
請求項１０記載のシステム。
【請求項１２】
前記コントローラは、さらに、
前記第１の送波器に代えて、音響信号を送受信して出力信号を生成するように構成された第１の送受波器／トランスデューサが設けられ、
前記第１のセンサに代えて、音響信号を送受信して出力信号を生成するように構成された第２の送受波器／トランスデューサが設けられ、
前記第１、第２の送受波器／トランスデューサのうち少なくとも各１つが前記コントローラに結合され、当該コントローラは、前記ガス流路内にて第１の音響信号の送信を前記第１，第２の送受波器／トランスデューサのいずれかに行わせ、送受波器／トランスデューサ出力飛行時間信号をガス流温度に相関付けるように構成されており、
少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから第１の音響信号を送信し、
少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサにより、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサからの第１の音響信号を受信し、受信した当該第１の音響信号の寄与分を含む第１の力学的センサ出力信号を生成し、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから第１の逆方向音響信号を送信し、
前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサからの前記第１の逆方向音響信号を、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサにより受信し、受信した当該第１の逆方向音響信号の寄与分を含む第１の逆方向力学的センサ出力信号を生成し、
各第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号および前記第１の逆方向音響信号についてそれぞれ、第１の飛行時間を求め、
前記音速ｃを求めるために、各ライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号および第１の逆方向音響信号の第１の飛行時間の処理を行う
ことにより、前記コントローラは前記音速ｃを求める、
請求項１１記載のシステム。
【請求項１３】
前記コントローラによる、前記音速ｃを求めるための、前記第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号および前記第１の逆方向音響信号の各第１の飛行時間の前記処理は、次式
【数１０】
2015121223.tif 000023
により表され、
同式中、
tBC は、前記第１の送受波器／トランスデューサから前記第２の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間であり、
tCB は、前記第２の送受波器／トランスデューサから前記第１の送受波器／トランスデューサまでの飛行時間であり、
ｃは、前記温度および前記ガスの定数に対する、前記ガス流中における音速であり、
【数１１】
2015121223.tif 000024
は、前記第１のライン・オブ・サウンド経路上における単位ベクトルであり、
【数１２】
2015121223.tif 000025
は、前記ガス流中における速度ベクトルである、
請求項１４記載のシステム。
【請求項１４】
前記コントローラはさらに、各第１のライン・オブ・サウンド経路上の、求めたガス流温度を用いて、産業用ガスタービン燃焼器内の燃焼を制御する、
請求項１０記載のシステム。
【請求項１５】
前記コントローラはさらに、各第１のライン・オブ・サウンド経路上におけるガス流温度を断層撮影法によりマッピングする、
請求項１０記載のシステム。
【請求項１６】
前記コントローラはさらに、各第１のライン・オブ・サウンド経路上における、求めたガス流温度を用いて、産業用ガスタービン燃焼器内のガス流速を求める、
請求項１０記載のシステム。
【請求項１７】
ガス流温度を能動的に監視する方法であって、
少なくとも１つの第１の音響送波器と、第１の熱音響振動を示す第１のセンサ出力信号を生成する少なくとも１つの第１の音響センサとを、ガス流路中において同一の軸方向平面内に、かつ、相互に別個の第１のライン・オブ・サウンド経路を成すように方向調整して配置し、
前記少なくとも１つの第１の送波器と前記少なくとも１つの第１のセンサとを、前記ガス流路において第１の音響信号の送信を前記少なくとも１つの第１の送波器に行わせるコントローラであって、第１のセンサ出力信号の飛行時間をガス流温度に相関付けるように構成されたコントローラに結合し、
前記第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第１の音響信号の第１の飛行時間を処理することにより、各第１のライン・オブ・サウンド経路上における各ガス流温度を求め、
少なくとも１つの第２の音響送波器と、第２の熱音響振動を表す第２のセンサ出力信号を生成するように構成された少なくとも１つの第２の音響センサとが、前記ガス流路において同一の軸方向平面内に、前記第１の音響送波器および第１の音響センサより下流に配置され、かつ、相互に別個の第２のライン・オブ・サウンド経路を成すように方向調整されており、
少なくとも１つの第２の送波器と少なくとも１つの第２のセンサとを前記コントローラに結合し、当該コントローラは、前記ガス流路において第２の音響信号の送信を前記少なくとも１つの第２の送波器に行わせ、前記第２のセンサ出力信号の飛行時間をガス流温度に相関付けることができ、
前記第２のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した前記第２の音響信号の第２の飛行時間を処理することにより、各第２のライン・オブ・サウンド経路上における各ガス流温度を求め、
前記第１のライン・オブ・サウンド経路および第２のライン・オブ・サウンド経路上の、求めた各ガス流温度を補間することにより、ボリューム温度マップを作成する
ことを特徴とする方法。
【請求項１８】
請求項１７記載の方法により求めた、補間したガス流温度を用いて、産業用ガスタービン燃焼器内の燃焼を制御する方法。
【請求項１９】
産業用ガスタービン燃焼器内の温度をマッピングする方法であって、
請求項１７に記載の方法により求めた、前記第１，第２の各ライン・オブ・サウンド経路上におけるガス流温度を、断層撮影法によりマッピングすることを特徴とする方法。
【請求項２０】
請求項１７記載の方法により求めた、補間したガス流温度を用いて、産業用ガスタービン燃焼器内のガス流速を求める方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、たとえばガスタービンエンジンの燃焼器内の燃焼ガス流等のガス流温度のアクティブ測定に関する。このエンジンはたとえば、工業用ガスタービン（ＩＧＴ）エンジン、他の形式の定置形ガスタービン、船舶用、航空用および他の車両用ガスタービンエンジンを含む。より具体的には、本願にて開示した温度測定方法および温度測定装置の実施形態は、燃焼器の速度および温度を測定するための通常のセンサ系および制御系を使用する。本願で開示した実施形態では、音響センサ、音響送波器および／または音響受波器を周方向および軸方向に離隔して配置したアレイを使用して、燃焼器ガス流のリアルタイムのアクティブ温度測定を行う。ガス流温度データは、エンジン燃焼のモニタリングおよび制御のために用いられる。
【背景技術】
【０００２】
関連出願の参照
本願は、２０１３年１２月１８日に提出した、発明の名称を「Active Temperature Monitoring In Gas Turbine Combustors」とする同時係属中の米国特許出願第１４／１３２，００１号の一部継続出願である。
【０００３】
本願は、以下の同時係属中の米国特許出願の記載内容全部を、引用により含むものとする：
前記米国特許出願と同時出願した、発明の名称を「Active Measurement Of Gas Flow Velocity Or Simultaneous Measurement Of Velocity And Temperature, Including In Gas Turbine Combustors」とする特許出願。出願番号は未付与、案件番号は 2013P10743US。
２０１３年１２月１８日に提出した、米国出願番号第１４／１０９，９９２号（発明の名称：「Multi-Functional Sensor System For Gas Turbine Combustion Monitoring And Control」）。
２０１３年３月１４日に提出した米国出願番号１３／８０４，１３２号（発明の名称：「Temperature Measurement in a Gas Turbine Engine Combustor」）。
２０１０年１２月１４日に提出した米国特許出願第１２／９６７，１４８号（出願公開番号：US2012/0150413、発明の名称「Gas Turbine Engine Control Using Acoustic Pyrometry」）。
【０００４】
本願はさらに、２０１０年１２月１４日に付与された米国特許第７，８５３，４３３号「Combustion Anomaly Detection Via Wavelet Analysis of Dynamic Sensor Signals」の記載内容全てを、引用により含む。
【０００５】
従来技術の説明
ガスタービンエンジン等の燃焼タービンは通常、どの末端用途のガスタービンエンジンでも、圧縮部と、燃焼部と、タービン部と、排気部とを含む。動作中、圧縮部は周辺空気を取り込んで圧縮する。前記燃焼部は通常、この圧縮された空気を受け取って燃料と混合することにより燃料空気混合気を形成するための複数の燃焼器を有することができる。前記燃料空気混合気は各燃焼器によって燃焼されることにより、高温の作動ガスを形成し、これはタービン部へ送ることができる。この高温作動ガスは、固定したエアフォイル列と回転エアフォイル列とを交互に配置したものによって膨張され、ロータを駆動するパワーを生成するのに用いられる。膨張してタービン部から出てきたガスは、前記排気部を通ってエンジンから排気することができる。
【０００６】
ガスタービンエンジンの燃焼部には、たとえば逆火等の燃焼異常が発生することが知られている。逆火は、前記燃焼器アセンブリにおける軸流速度を空気燃料混合気の乱流燃焼速度が超えるときに生じる局所的な現象であり、軸流速度が乱流燃焼速度を超えることにより、燃焼器アセンブリの内部／周辺の１つまたは複数の部品に火炎が固定する。この１つまたは複数の部品はたとえば、燃焼室の周面に配置されたライナである。是正することなく、逆火条件が維持される期間が延びると、この固定した火炎は当該部品全体を燃焼してしまう。それゆえ、逆火および／または他の燃焼異常は燃焼エンジンに不所望の損傷を引き起こし、場合によっては燃焼エンジン部品を破壊させる原因にもなることがあり、これにより、当該部品の修理または交換を行う必要が生じる。
【０００７】
エンジンの動作中、たとえば所望の効率および／または出力パワーを維持するため、汚染レベルを規制するため、圧力振動を防止するため、および、失火を防止するため、各燃焼器における燃料空気混合気は、１つまたは複数の動作特性を所定の範囲内に維持するように制御される。公知の形式の制御システムでは、エンジンの動作条件をモニタリングするために用いることができるパラメータとして、バルクタービン排気温度もモニタリングする場合がある。たとえば、コントローラは、測定されたタービン排気温度をモニタリングし、排気温度の変化が測定されると、コントローラはエンジンの動作条件を変化させることができる。他の公知の形式の制御システムでは、個別部品のピトー静圧プローブまたはマルチホール型圧力プローブを用いて特定の場所におけるガス流速を求めるが、この複数のプローブを格子状に配置したものはガス流を破裂させ、測定誤差を引き起こしてしまう。このようにガス流の破裂が生じるため、上述の格子状の配置を用いる際には、各プローブ間の距離が大きくなってプローブ数が制限されてしまい、これによって得られるガス流速の分布およびプロファイルの情報が比較的低精度になってしまう。
【０００８】
現在のところ、産業においてエンジン保護のために燃焼をモニタリングして燃焼プロセスの安定性を維持するために用いられているセンサおよびセンサシステムには、複数の異なる形式が存在する。たとえば、燃焼安定性および共振の制御のために、動圧センサが用いられている。受動型の視覚的センサ（光学的な可視光スペクトルセンサおよび／または赤外線スペクトルのセンサ）、イオンセンサおよびガイガーミュラー検出器は、燃焼器内における着火／失火を検出するために用いられ、それに対して熱電対は、逆火を検出するのに用いられている。公知の燃焼ガス流速（ｕ）モニタリング法に関しては、ピトー静圧プローブおよびマルチホール型プローブはガス流速を表現するために差圧技術を利用し、熱線プローブは熱線流速測定技術を利用し、これに対してレーザドップラ方式と粒子画像流速測定方式は光技術を利用する。差圧式および熱線流速測定式の測定装置は、当該装置周囲の局所的なガス流を妨害する、侵入点型の測定装置である。レーザドップラ方式および粒子画像流速測定方式の両装置は、流れに粒子の植え付けを行う必要があるものの、非侵入点型の２次元または３次元のガス流速測定を実現することができる。その上、ガス流速を測定するために、フィルタリングレイリー散乱（ＦＲＳ）等の精巧化したレーザ方式の測定や、他の同様のレーザ分光法の技術が開発されている。しかし、これらの技術は侵入型の差圧方式または熱線流速測定式の装置よりも複雑であり、モニタリングシステムにおいて実践するためには、より専門的な訓練を必要とする。さらに、速度用の光学技術の大部分は、発電プラントの現場において動作するエンジン用というよりは、実験環境用に設計されたものである。温度（Ｔ）モニタリング技術に関しては、公知のラマン分光方式、レーザ誘導蛍光方式（ｕおよびＴ双方のモニタリングを行える）、コヒーレントアンチストークスラマン分光方式（ＣＡＲＳ）（ｕおよびＴ双方のモニタリングを行える）の計測システムも、化石燃料発電設備の現場用というよりは実験環境用のために構成されたものである。可変波長ダイオードレーザ吸収分光（ＴＤＬＡＳ）計測装置は、幾つかの産業用発電分野において、たとえばボイラ内の温度測定用に用いられているが、この計測装置は極端に高コストであり、１システムあたり約５００，０００米国ドルになる。発電業分野での使用については、他の種類の温度測定燃焼異常検出システムの方が受け入れられている。
【０００９】
特に米国特許第７，８５３，４３３号では、動圧センサ、加速度計、高温マイクロフォン、光センサおよび／またはイオンセンサ等のセンサを用いて、燃焼器の燃焼状態を表す熱音響振動をサンプリングし、その後にウェーブレット解析することにより、燃焼異常を検出および分類する。ＵＳ２０１２／０１５０４１３では、ＩＧＴ排気システムにおいて音響高温計を用いることにより、エンジンの燃焼器のうち１つまたは複数の内部における上流のバルク温度を測定する。音響送波器から音響信号を送出し、これは複数の音響受波器によって受け取られる。各音響信号はそれぞれ、対応する送波器と受波器との各対の間の各ライン・オブ・サウンド経路を決定する。送信信号の飛行時間を求めて処理することにより、経路温度が求められる。複数の経路温度を組み合わせて処理することにより、測定箇所におけるバルク温度を求めることができる。求められた経路温度またはバルク温度または双方を用いて、燃焼器内における上流温度の相関を求めることができる。同時係属中の米国特許出願第１３／８０４，１３２号では、いわゆる卓越モード手法を用いて、タービンから上流におけるエンジン内部の第１の場所（たとえば燃焼器内部）における音響周波数を特定し、当該周波数を用いて、当該音響周波数と計算された定数値とに直接比例する第１のバルク温度値を求めることにより、燃焼器内部のバルク温度を計算する。たとえばエンジン排気等のエンジン内の第２の場所において、作動ガスの較正第２温度を求める。この較正第２温度を用いて逆算を行うことにより、前記第１の場所における作動ガスの温度値を求める。この逆算した温度値と前記第１の温度値とを比較することにより、前記計算された定数値を再計算された定数値に変える。このようにして、前記再計算された定数値に基づいて、燃焼器における第１温度を求めることができる。
【００１０】
したがって、燃焼ガス流温度、燃焼異常および燃焼速度に関連する複数の異なる問題的な状態を検出するためには、現在のところ、これら異なる条件ごとに別個のセンサ構成および／または別個のシステムを必要とする。公知のＩＧＴ形式および他の形式のガスタービンエンジンのモニタリング制御システムのセンサおよび検出手法を組み合わせたものは、可能性のある不都合な燃焼不具合すべての検出をカバーできるものではなかった。本質的に異なる種類のセンサおよびセンサシステムを１つの燃焼タービンエンジンに設置することは、設置コストおよび維持費用の増加になる。また、本質的に異なるセンサおよびセンサシステムは、エンジン制御システム全体における応答遅延の内因的原因となる。
【００１１】
したがって当該分野では、燃焼中に同じセンサを共用して、必要な場合には同じコントローラを共用して、ガス流の流速、温度を測定し、可能性のある広範囲の燃焼器不具合を検出し、不具合のより満足のいく前兆を検出できる、統合的なガスタービンエンジンモニタリング制御システムが必要である。
【００１２】
また当該分野では、たとえば、エンジン排気系統で求められた測定温度に基づいて燃焼器温度を逆算する公知のバルク温度システム等、エンジン内部の他の場所から参照温度を取得する必要なく、実際の燃焼器温度をリアルタイムで測定することができる、ガスタービンエンジンの速度および温度のアクティブモニタリングシステムも望まれている。
【００１３】
さらに、燃焼タービンモニタリング制御システムと同じセンサを共用できることにより当該モニタリング制御システム内に組み込むことができる、ガス流の流速および温度のアクティブなモニタリングシステムを実現する必要もある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１４】
【特許文献１】米国特許第７，８５３，４３３号
【特許文献２】ＵＳ２０１２／０１５０４１３
【特許文献３】米国特許出願第１３／８０４，１３２号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１５】
本発明の実施形態の課題は、ガスタービンモニタリング制御システムと同じセンサを共用できることにより、当該モニタリング制御システム内に組み込むことができる、アクティブなガス流温度モニタリングシステムを実現することである。
【００１６】
本発明の実施形態の課題はさらに、ガスタービンモニタリング制御システムと同じセンサを共用できることにより、当該モニタリング制御システム内に組み込むことができる、アクティブなガス流温度モニタリングシステムを実現することである。
【００１７】
さらに、本発明の実施形態の他の１つの課題として、燃焼中に、速度測定システムまたは速度／温度測定システムと同一のセンサを共用して、また、必要な場合には同一のコントローラを共用して、可能性のある広範囲の燃焼器不具合を検出できるか、または、不具合のより満足のいく前兆を検出できる、統合的なガスタービンモニタリング制御システムを実現するという課題もある。
【００１８】
さらに本発明の実施形態は、たとえば、エンジン排気系統で求められた測定温度に基づいて燃焼器温度を逆算する公知のバルク温度システム等、エンジン内部の他の場所から参照温度を取得する必要なく、１つまたは複数の燃焼器内部の実際の燃焼器温度をリアルタイムで測定することができる、ガスタービン温度のアクティブモニタリングシステムを実現することも課題とする。
【課題を解決するための手段】
【００１９】
前記課題および他の課題は、本発明の１つまたは複数の実施形態では、本発明の音響高温測定方式のアクティブなガス温度測定システムおよびガス温度測定方法により解決される。温度モニタリングシステムおよび温度モニタリング方法の実施形態は、ガスタービン燃焼器内の燃焼ガスをモニタリングするために用いられ、このガスタービン燃焼器にはたとえば産業用ガスタービン（ＩＧＴ）燃焼器が含まれる。この温度モニタリングシステムおよび温度モニタリング方法は、たとえば動圧センサ等の少なくとも１つまたは複数の音響センサとライン・オブ・サイトで音波を送信する少なくとも１つの音響送波器または音響送受波器を追加することにより、タービン燃焼モニタリング制御システムに組み込まれる。一部の実施形態では、一般的にはガス流路に対して横方向の音伝達飛行時間をコントローラにより測定し、ライン・オブ・サイト上におけるガス流温度に相関付ける。これと同様に、軸方向に離隔された複数の平面上の経路間の補間も含めた、１つまたは複数の平面上の経路上における音伝達飛行時間を、ライン・オブ・サイト上における温度に相関付ける。音伝達経路または絶対温度測定の経路。音圧方式のセンサとモニタリング／制御システムとを統合した実施形態では、コントローラは音伝達および飛行時間の解析技術を用いて、アクティブ経路絶対温度、および、望ましい場合には速度の相関を求める。このようにして、本発明の実施形態を含む燃焼モニタリング制御システムは、エンジン燃焼器内における燃焼異常を識別および分類し、ガスタービン燃焼プロセスを能動的に制御することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】燃焼器ガス流の速度および温度のアクティブな測定結果を求めるためのシステムの本発明の実施例を示す、ガスタービンエンジンの断面を示す斜視図である。
【図２】燃焼器ガス流の速度および温度のアクティブな測定結果を求めるための、本発明の一実施形態のモニタリングシステムを包含したガスタービン燃焼器の断面を示す斜視図である。
【図３】図２のシステムを３‐３で切断した、本発明の実施態様の断面図である。
【図４】本発明の実施例の、燃焼器ガス流の流速および温度のアクティブ測定を求めるためのモニタリングシステムで本発明の実施形態を具現化するための一実施形態のコントローラのブロック図である。
【図５】本発明の実施形態の、ガスタービン燃焼器におけるガス流速を測定するためのガス流モニタリングシステムにより用いられる、一例の音センサアレイの概略的な斜視図である。
【図６】図５のタービン燃焼器内の、音響センサ３２Ｂと３４Ｃとの間のライン・オブ・サイトにおけるガス流速の一例を概略的に表現する図である。
【図７】音響センサ３２Ｂと３４Ｃとの間のライン・オブ・サイトに相当する、図６の７‐７に沿って切断した、同図のガス流速の断面スライスＡを示す図である。
【図８】本発明の実施形態の、ガス流速モニタリングシステムにより測定された各流速を合成したガス流速プロファイルである。
【図９】本発明の実施形態の、ガスタービン燃焼器におけるガス流温度を測定するために用いられる、一例の音センサアレイの概略的な斜視図である。
【図１０】本発明の実施形態の、ガスタービン燃焼器内のガス流の流速および温度のアクティブ測定を測定するための方法の一実施形態を示すフローチャートである。
【図１１】本発明の実施形態の、アクティブガス流速を測定するための方法の一実施形態を示すフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
音響温度測定方式のアクティブ温度モニタリングは、少なくとも１つの対となった音響センサまたは複数の音響センサとライン・オブ・サイトで音波を送信する音響送波器または音響送受波器を追加することにより、単独で、またはここで記載した他の実施形態と共に、モニタリング制御システムに組み込まれている。音伝達飛行時間はコントローラにより測定され、当該音伝達飛行時間とライン・オブ・サイト上における経路温度に相関付けされる。前記アクティブ経路温度をコントローラにより処理することにより、燃焼器バルク温度を求めることができる。軸方向に離隔されて配置された複数のセンサ対が設けられている場合には、これらの離隔されたセンサ対間の容積で、補間されたアクティブ温度を求めることができる。燃焼器ガス流路の両端間の音伝達の（複数の）経路により、絶対温度測定を改善することができる。一部の実施形態では、燃焼器の音響高温測定システムは、卓越モード手法を用いたパッシブなバルク温度測定を較正するのに用いられる。音響周波数ベースのバルク温度モニタリングシステムが通常の制御モニタリングシステムに組み込まれている場合、このバルク温度モニタリングシステムの較正および検証を行うための第２または参照温度記録として、音響温度測定手法により求められたアクティブ経路温度を用いることができる。
【００２２】
一部の実施形態では、燃焼力学熱音響振動／波受信器および音響送波器の双方として機能する複数の音響センサのアレイを共用して、上述のように統合されたモニタリング制御システムのモニタリング機能全てを果たすことができる。上述のように統合された熱音響圧力方式のセンサおよびモニタリング／制御システムでは、コントローラは燃焼の熱音響特性の性能の相関を求めることにより、ウェーブレット解析技術またはフーリエ解析技術によって燃焼異常を識別し、卓越モード周波数解析技術を用いて燃焼器内部のバルク温度特性を求め、燃焼器内部において、ここで記載した音伝達および飛行時間の解析技術を用いて、ガス流のアクティブ経路絶対温度を求める。
【００２３】
多機能センサを備えたモニタリング制御システムの実施形態は、高精度の燃焼ガス流速または流速／温度のリアルタイム連続モニタリングも行いながら、動圧センサデータを評価して燃焼異常の有無を判定することにより動作する。障害異常が存在することをモニタリング制御システムが検出すると、当該モニタリング制御システムは、モニタリング対象の燃焼器ガス速度または流速／温度を併用して当該障害を評価し、当該障害の種類を分類または特定する。前記システムは、種々の種類の燃焼異常の発生を分類し、着火、失火および逆火を予測することができる。前記システムの実施形態はまた、燃焼器内筒の振動応答および共振（低周波、中間波および高周波の振動）もモニタリングする。上記にて述べたように、エンジン制御および性能を最大限にするため、モニタリング制御システムの実施形態により、ガス流の流速または流速／絶対経路温度および／またはバルク平均温度のリアルタイムのアクティブ連続監視を高精度で行うことができる。エンジン稼働中のガスタービン燃焼制御プロセスを制御および調整するためには、本発明の実施形態のシステムは、公知の任意の種類の燃焼器構造で、缶形構造でも、環状缶構造でも、または環状構造でも具現化することができる。
【００２４】
また本発明の実施形態は、ガス流温度を能動的に監視する方法であって、少なくとも１つの第１の音響送波器と、第１の熱音響振動を示す第１のセンサ出力信号を生成する少なくとも１つの第１の音響センサとをガス流路中に、それぞれ上流および下流の横断方向位置に配置し、かつ、相互に別個の第１のライン・オブ・サウンド経路を成すように方向調整することにより、ガス流温度を能動的に監視する方法に関する。前記少なくとも１つの第１の送波器と前記少なくとも１つの第１のセンサとはコントローラに結合されており、当該コントローラは、ガス流路における第１の音響信号の送信を当該少なくとも１つの第１の送波器に行わせ、第１のセンサ出力信号の飛行時間とガス流温度との相関を求めるように構成されている。前記少なくとも１つの第１の送波器から第１の音響信号が送信され、当該少なくとも１つの第１の音響送波器からの第１の音響信号は前記少なくとも１つの第１の音響センサにより受信され、第１の音響センサは、受信した当該第１の音響信号の寄与分を含む第１の力学的センサ出力信号を生成する。コントローラは、各第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した第１の音響信号の第１の飛行時間を求め、当該第１の音響信号のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した当該第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、各第１のライン・オブ・サウンド経路上の各ガス流温度を求める。一部の実施形態では、絶対ガス流温度を求めるための前記処理は、前記第１の飛行時間に及ぼされる音速、ガス定数およびガス比熱比の熱力学的影響の補償を含む。
【００２５】
他の実施形態では、第１の飛行時間に及ぼされる熱力学的影響についての音速の補償を実施する。この実施形態では、温度モニタリングにおける音速の補償は、第１の送波器の代わりに、音響信号を送受信して出力信号を生成できる第１のトランスデューサのセットを使用し、かつ、第１のセンサの代わりに、音響信号を送受信して出力信号を生成できる第２のトランスデューサのセットを用いることにより実現される。前記複数の第１のトランスデューサのうち少なくとも１つと、前記複数の第２のトランスデューサのうち少なくとも１つとが、コントローラに結合されており、当該コントローラは、ガス流路内において第１の音響信号の送信を前記第１，２のトランスデューサのいずれかに行わせ、伝達経路上におけるガス流温度とトランスデューサ出力信号飛行時間との相関を求めるように構成されている。この実施形態では、前記少なくとも１つの第１の送受波器／トランスデューサから第１の音響信号が送信され、第２の送受波器／トランスデューサにより受信され、これにより、受信した当該第１の音響信号の寄与分を含む第１の力学的センサ出力信号が前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサにより生成される。前記少なくとも１つの第２の送受波器／トランスデューサから第１の逆方向音響信号が送信されて、第１の送受波器／トランスデューサにより受信され、当該第１の送受波器／トランスデューサは、受信した当該第１の逆方向音響信号の寄与分を含む第１の逆方向力学的センサ出力信号を生成する。コントローラは、各第１のライン・オブ・サウンド上を伝搬した第１の音響信号および第１の逆方向音響信号の第１の飛行時間を求めるために用いられ、その後、当該第１の音響信号および第１の逆方向音響信号の各第１のライン・オブ・サウンドを伝搬した当該第１の音響信号および第１の逆方向音響信それぞれの第１の飛行時間を処理することにより、音速ｃが求められる。
【００２６】
本発明の他の実施形態は、タービンエンジン内のガス流速をモニタリングするためのシステムに関し、当該システムは、少なくとも１つの第１の音響送波器と少なくとも１つの第１の音響センサとを有し、これらはそれぞれ、タービンエンジンのガス流路において上流および下流の横断方向位置に配置され、かつ、相互に別個の第１のライン・オブ・サウンド経路を成すように方向調整されている。前記第１のセンサは、前記第１の熱音響振動を表す第１のセンサ出力信号を生成するように構成されている。前記少なくとも１つの第１の送波器と前記少なくとも１つの第１のセンサとにコントローラが結合されており、当該コントローラは、ガス流路において第１の音響信号の送信を前記少なくとも１つの第１の送波器に行わせ、第１のセンサ出力信号の飛行時間とガス流速に相関付けるように構成されている。当該相関付けはコントローラによって、前記少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号を送信して、当該少なくとも１つの第１の音響送波器からの第１の音響信号を受信し、当該コントローラはその後、前記少なくとも１つの第１の音響センサにより、受信した第１の音響信号の寄与分を含む第１の力学的センサ出力信号を生成することにより行われる。コントローラは、各第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した第１の音響信号の第１の飛行時間を求め、当該第１の飛行時間を処理することにより、各第１のライン・オブ・サウンド経路上における各ガス流速を求める。他の実施形態では前記システムは、少なくとも１つの第２の音響送波器と少なくとも１つの音響センサとを追加することにより、アクティブガス流温度も同時にモニタリングする。この少なくとも１つの第２の音響送波器と少なくとも１つの第２の音響センサとはそれぞれ、タービンガス流路内において同一の軸方向平面に配置され、かつ、相互に別個の第２のライン・オブ・サウンド経路に配置されている。前記第２のセンサは、前記第２の熱音響振動を表す第２のセンサ出力信号を生成するように構成されている。コントローラは第２の送波器と第２のセンサとの双方に結合されており、ガス流路における第２の音響信号の送信を前記少なくとも１つの第２の送波器に行わせ、第２のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した当該第２の音響信号の第２の飛行時間を処理することにより、各第２のライン・オブ・サウンド経路上における各ガス流温度を求めるように構成されている。求めた各ガス流温度は、前記第１の飛行時間に及ぼされる温度の影響を補償するために用いられる。これに代えて択一的に、ガス流速に及ぼされる熱力学的影響についての音速の補償は、上記にて説明したように、絶対ガス流速を求めるために用いられる。
【００２７】
本発明の他の実施形態は、タービンエンジン内のガス流温度をモニタリングするためのシステムに関し、当該システムは、少なくとも１つの第１の音響送波器と少なくとも１つの第１の音響センサとを有し、これらはそれぞれ、タービンエンジンのガス流路において上流および下流の横断方向位置に配置され、かつ、相互に別個の第１のライン・オブ・サウンド経路に配置されている。前記第１のセンサは、前記第１の熱音響振動を表す第１のセンサ出力信号を生成するように構成されている。前記少なくとも１つの第１の送波器と前記少なくとも１つの第１のセンサとにコントローラが結合されており、当該コントローラは、ガス流路における第１の音響信号の送信を前記少なくとも１つの第１の送波器に行わせるように構成されており、かつ、前記少なくとも１つの第１の音響送波器から第１の音響信号を送信し、当該少なくとも１つの第１の音響送波器からの第１の音響信号を前記少なくとも１つの第１の音響センサにより受信して、受信した当該第１の音響信号の寄与分を含む第１の力学的センサ出力信号を生成することにより、第１のセンサ出力信号をガス流温度に相関付けるように構成されている。各第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した第１の音響信号の第１の飛行時間を求め、当該第１の音響信号の第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した当該第１の音響信号の第１の飛行時間を処理して、各第１のライン・オブ・サウンド経路上の各ガス流温度を求める。
【００２８】
また、本発明の他の実施形態は、ガス流温度を能動的に監視する方法であって、少なくとも１つの第１の音響送波器と、第１の熱音響振動を示す第１のセンサ出力信号を生成する少なくとも１つの第１の音響センサとをガス流路中において同一の軸方向平面内に、上流および下流の横断方向位置に配置し、かつ、相互に別個の第１のライン・オブ・サウンド経路に配置する。前記少なくとも１つの第１の送波器と前記少なくとも１つの第１のセンサとはコントローラに結合されており、当該コントローラは、ガス流路において第１の音響信号の送信を前記少なくとも１つの第１の送波器に行わせ、第１のセンサ出力信号の飛行時間をガス流温度に相関付けるように構成されている。コントローラは、前記第１のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した第１の音響信号の第１の飛行時間を処理することにより、各第１のライン・オブ・サウンド経路上における各ガス流温度を求める。少なくとも１つの第２の音響送波器と少なくとも１つの第２の音響センサとがそれぞれ、ガス流路において前記第１の音響送波器および第１の音響センサより下流に、同一の軸方向平面内に配置され、かつ、相互に別個の第２のライン・オブ・サウンド経路に配置されている。前記第２のセンサは、前記第２の熱音響振動を表す第２のセンサ出力信号を生成するように構成されている。少なくとも１つの第２の送波器と少なくとも１つの第２のセンサとはコントローラに結合されており、当該コントローラは、ガス流路において第２の音響信号の送信を前記少なくとも１つの第２の送波器に行わせ、第２のセンサ出力信号の飛行時間をガス流温度に相関付けるように構成されている。第２のライン・オブ・サウンド経路上を伝搬した第２の音響信号の第２の飛行時間を処理することにより、各第２のライン・オブ・サウンド経路上における各ガス流温度が求められる。第１のライン・オブ・サウンド経路および第２のライン・オブ・サウンド経路上の求めた各ガス流温度を補間することにより、ボリューム温度マップを作成する。
【００２９】
当業者であれば、本発明の各対象および各構成を任意の組み合わせまたは部分組み合わせで結合して、または個別に使用することができる。
【実施例】
【００３０】
添付の図面を参照して以下の詳細な説明を参酌すれば、本発明の思想を容易に理解することができる。
【００３１】
理解しやすくするため、各図に共通する同一要素を示す符号には、可能である限り同一の符号を付している。
【００３２】
当業者が以下の記載を参照すれば、本発明の実施形態の思想を用いて、アクティブな音響温度測定方式のガス流温度測定を実現できることが容易に理解できる。たとえば動圧センサ等の複数の音響センサとライン・オブ・サイトでガス流に音波を通過させるように送信する音響送波器または音響送受波器を追加することによって本発明の実施形態を燃焼モニタリング制御システムに組み込むことにより、本発明の実施形態は、産業用ガスタービン（ＩＧＴ）燃焼器を含めたガスタービン燃焼器のモニタリングを行うために用いられる。アクティブ３Ｄ温度測定を行うためには、一般的にはガス流路に対して横断方向に通過する音伝達飛行時間をコントローラにより測定して、ライン・オブ・サイト上におけるガス流温度（またはオプションとして速度）を当該音伝達飛行時間に相関付ける。ガス流温度測定には、ガス流の絶対温度を求めるため、熱力学的に相互関係にある温度、ガス定数および音速が第１の飛行時間に及ぼす影響を補償することが含まれる。
【００３３】
音圧方式のセンサとモニタリング／制御システムとを統合した実施形態では、コントローラは音伝達および飛行時間の解析技術を用いて、アクティブ経路の絶対温度の相関を同時に求める。速度と温度とを同時に測定する場合には、絶対的なアクティブ経路温度を用いて、ガス流の絶対速度に及ぼされる上述の熱力学的影響を補償する。他の実施形態では、これに代えて択一的に、第１の飛行時間への音速の影響を用いて絶対温度を求める。このような実施形態では、絶対温度モニタリングにおける音速の補償は、第１の送波器の代わりに、音響信号を送受信して出力信号を生成できる第１の送受波器／トランスデューサのセットを使用し、かつ、第１のセンサの代わりに、音響信号を送受信して出力信号を生成できる第２のトランスデューサを用いることにより実現される。第１のトランスデューサから音響信号が送信されて第２のトランスデューサに受信され、飛行時間が求められる。第２のトランスデューサから逆方向音響信号が第１のトランスデューサへ送信され、逆方向飛行時間が求められる。第１の音響信号および第１の逆方向音響信号の各飛行時間を用いて、音速ｃが求められる。次に、この求められた音速ｃを用いて実際のガス流温度を求める。
【００３４】
本発明の実施形態では、たとえばウェーブレット解析技術またはフーリエ解析技術を用いてガス流異常（たとえば燃焼異常）を識別および分類できる燃焼モニタリング制御システムにおいて、アクティブ温度測定結果をガス流のモニタリングパラメータとして用いる。一部の実施形態の方法およびシステムは、燃焼器内部の連続した軸方向に平坦な複数の位置に選択的に配列または方向決定された１つまたは複数の音響動圧送受信器／トランスデューサ複合体送信器／センサを包含する。公知の送受信器／トランスデューサ部品の構成、および、これに関連するコントローラ部品は、以前から発電分野の事業において高信頼性かつ高い費用対効果で用いられている。これらの公知の種類の部品を修正して、本発明の燃焼タービンや他の燃焼発電設備のガス流モニタリング制御システムに組み込むことにより、正確な燃焼制御を実現するのに有用である高精度のアクティブなガス流速度およびガス流温度の分布を提供する、より簡単な測定ハードウェア構成で、モニタリングおよび制御を行うことができる。
【００３５】
モニタリング制御システム構造
図１および２に、産業用ガスタービンエンジン１０の一例を示す。この実施例のエンジン１０は、圧縮部１２と、燃焼部１４と、タービン部１６と、排気部または排気系統１８とを含む。燃焼部１４は複数の燃焼器２０を含む。各燃焼器２０はそれぞれ、燃焼シェル２２とカバープレート２４とを有する。燃焼器ライナまたは燃焼器内筒２６とトランジション管２７とが、方向Ｆにタービン部１６に向かって流れる高温の作動ガスを移送するための流路を画定する。本発明のシステムは、陸用定置型または車両用の缶形構造、環状缶構造または環状構造を含めた、公知の燃焼器の幾何学的構成のガスタービンエンジン構成を用いて動作することができる。
【００３６】
エンジン１０の動作中、圧縮部１２からの圧縮空気が燃焼部１４へ供給され、燃料噴射システム２８により供給された燃料と燃焼器１４内において組み合わされる。この燃料空気混合気に点火することにより、高温作動ガスを含んだ燃焼生成物が生成される。燃料と空気との燃焼は、タービン部１６の入口まで繋がっている燃焼器ライナまたは内筒２６およびトランジション管２７内の流路における軸方向の複数の種々の位置において行えることが明らかである。高温作動ガスはタービン部１６によって膨張され、排気部／排気系統１８によって排気される。
【００３７】
図１および２を参照すると、本発明の１実施態様では燃焼モニタリング制御システム２９が設けられている。これは、燃焼異常を識別および分類して、エンジン１０の１つまたは複数の燃焼器２０内部におけるガスタービン燃焼プロセスをアクティブに制御できるものである。その点では、エンジン１０は１つまたは複数のモニタリング制御システムを含むことができ、たとえば、エンジン１０の各燃焼器２０ごとに１つのシステム２９を有することができ、または、１つのシステム２９のみがエンジン１０の各燃焼器１４に対応するようにすることも可能である。また、燃焼器２０の群に対して１つのシステム２９が対応し、他の（複数の）群に対して他のシステムが対応することも可能である。このようにすると、エンジン１０用の統合されたモニタリングシステムは、エンジン構成にどのようなエンジン燃焼器構造または配向が用いられているか、定置型、陸上用のタービンエンジンであるか、または、航空用、船舶用または陸上車両用の車両エンジンであるかにかかわらず、各燃焼器間の偏差を求めて各燃焼器の相対的な性能を比較することができる。
【００３８】
図２，３，５および９には、システム２９が、複数の公知の送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜Ｈおよび３４Ａ〜Ｈの配列体を含む構成が示されており、これらの送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜Ｈおよび３４Ａ〜Ｈは、一例のライン・オブ・サイト経路に沿って音響振動波を送受信することができるものである。このライン・オブ・サイト経路は、図５および図９において破線により示されている。送受信器／トランスデューサ３２，３４は、モニタリングおよび制御対象である各燃焼器２０内における燃焼熱音響振動を示す各センサ出力信号を生成できるように構成されている。他のシステム実施形態は、少なくとも２つの音響センサを、有利には２より多くの音響センサを有するように構成することができ、これらの音響センサは、機能的に１つの送受波器部品の一部であっても、また独立した部品であってもよい。送受波器のこれらの音響センサ割当分により検出された音響周波数および音響振幅は、燃焼イベントの結果として作動燃焼ガス中にて発生するものであり、燃焼器２０の高温ガス経路内に生じる音源となる。モニタリング制御システム２９は、検出された熱音響振動情報を、関心対象の燃焼異常の発生を識別できる形態に変換するように構成されている。このようにして、燃焼器１４内部および／または周囲に配置された送受波器／トランスデューサ／センサによるモニタリング対象である当該燃焼器１４内において検出された熱音響振動から、逆火イベントや他の関心対象となる種類の燃焼異常を検出して抽出することができる。システム２９の構成および用途に応じて、音響センサは動圧センサ、マイクロフォン、光センサまたはタービン入口イオンセンサのうち１つを含むか、またはこれらのうち複数を任意に組み合わせたものを含む。圧力センサは、燃焼器２０内の熱音響振動の振幅と脈動周波数の双方を検出する。高温マイクロフォンを用いて、燃焼器１４内の音響ゆらぎを測定することができる。燃焼器２０内部の力学的光信号を測定するためには、光学センサを用いることができる。燃焼器２０内部の力学的イオン活性度を測定するためには、イオンセンサを用いることができる。
【００３９】
図２，３，５および９にて概略的に示した一例の音響センサアレイは送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ｈおよび３４Ａ〜３４Ｈを含み、これらの送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ｈおよび３４Ａ〜３４Ｈは、当該アレイ中の少なくとも１つの動圧センサへ、有利には複数の動圧センサへ送信する少なくとも１つの音響送波器として機能する。送受波器／トランスデューサ３２，３４は、燃焼器２０内にてたとえばＪ管またはレーキ等の公知の取付構造および取付手法により、および／または、燃焼器シェル２２内において燃焼器内筒またはライナ２６に近接する場所に、および／または、タービン部１６とのトランジション２７管継手に近接する場所に、軸方向かつ半径方向に配列されている。図３ではセンサは、図９中にて破線で示された送受波器３２Ａ〜３２Ｈと同様、ライン・オブ・サイト経路上にて音響振動波を送受信することができる、径方向／周方向に配列された送受波器３４Ａ〜３４Ｈである。個別の熱電対温度センサまたは熱電対アレイ等の他の公知の種類のセンサを、ガスタービンエンジン内にて用いることもできる。たとえば図３では、熱電対３６が燃焼器２０内の燃焼温度を測定する。図中には一例として、３次元の環状燃焼ガス流路と、軸方向に離隔された２次元の円環状送受波器／トランスデューサアレイとを示しているが、本発明の実施形態の実施に際しては、正方形や長方形等の幾何学的形状も含めて、他の燃焼流路およびアレイ配列方向を用いることも可能である。
【００４０】
図３および４にはさらに詳細な構成を示しており、両図ではモニタリング制御システム２９は、前記送受波器／トランスデューサ３２，３４に結合された公知のコントローラ４０を有し、当該コントローラ４０はモニタリング部４２において、センサ出力信号をガス流速および燃焼温度に相関付け、解析部４４において燃焼プロセスの燃焼力学的特性の解析を行うように構成されている。前記モニタリング部４２および力学的解析部４４の出力はガスタービン制御システム４６によって用いられ、当該ガスタービン制御システム４６は燃焼器２０内のモニタリング対象の燃焼条件の変化に応じて、エンジン１０の負荷軽減または遮断を行うため、たとえば燃料噴射システム２８等の産業用ガスタービン（ＩＧＴ）制御サブシステムを含めた他のガスタービン制御サブシステムへ制御信号を送信することができる。
【００４１】
図４に示した実施例のコントローラ４０を参照すると、当該コントローラ４０は、１つまたは複数のプロセッサ５０、システムメモリ５２、所属するエンジン１０のたとえば燃料噴射制御システム２８等の制御部とやりとりするための入出力制御装置５４、音響送受波器／トランスデューサ３２，３４音響送波器およびセンサ３２（または、同等の機能を実行する別個の個別の送波器および受波センサ）、ネットワーク、他の計算装置、オペレータ／ユーザのためのヒューマンマシンインタフェース等を含む。コントローラ４０はまた、１つまたは複数のアナログ／デジタルコンバータ５６Ａ、および／または、当該コントローラ４０がアナログセンサ情報を受け取るために送受波器３２，３４ならびに／もしくは他のシステム構成要素とやりとりするために必要な他の構成要素を含むこともできる。上記構成に代えて択一的に、および／または上記構成と併用して、前記システム２９は、送受波器３２，３４（または、同等の機能を実行する別個の個別の送波器および受波センサ）とコントローラ４０とを接続する１つまたは複数のアナログ／デジタルコンバータ５６Ｂを含むことができる。さらに他の実施例として、特定の送受波器３２，３４が、自身と一体となったアナログデジタルコンバータ５６Ｃを有することができ、または別の態様で、検出した情報をデジタル形式でコントローラ４０へ直接送信することもできる。
【００４２】
（１つまたは複数の）プロセッサ５０は、たとえば汎用コンピュータ、マイクロコンピュータまたはマイクロコントローラ等の１つまたは複数の処理装置を含むことができる。プロセッサ５０はまた、たとえば中央処理ユニット、専用デジタル信号処理プロセッサ（ＤＳＰ）、プログラマブル技術部品および／または再プログラミング可能技術部品および／または専用部品等の１つまたは複数の処理装置を含むこともでき、前記専用部品はたとえば、特殊用途集積回路（ＡＳＩＣ）、プログラマブルゲートアレイ（たとえばＰＧＡ、ＦＰＧＡ等）等である。
【００４３】
メモリ５２は、（１つまたは複数の）プロセッサ５０により実行可能なコンピュータプログラムコードを記憶するための領域と、処理のために用いられるデータを記憶するための領域、たとえばウェーブレット変換、フーリエ変換または、モニタリング制御システム２９を動作させるために実行される他の数学的演算を計算するための記憶領域とを含むことができる。これについては、以下詳細に説明する。本発明の種々の態様自体は、関心対象の燃焼エンジン異常や燃焼力学的特性の検出とエンジン制御機能とを行うために構成されたコードを有するコンピュータプログラム製品として具現化することができる。以下、これについて詳細に説明する。
【００４４】
これについては、（１つまたは複数の）プロセッサ５０および／またはメモリ５２は、指定されたモニタリング機能および制御機能をコントローラ４０が実行するための十分なコード、変数、設定ファイル等によりプログラミングされている。たとえばコントローラ４０は、熱音響状態を検出し、１つまたは複数の送受波器／トランスデューサ３２，３４からの入力に基づいて熱音響状態を解析し、当該解析結果に応じてエンジン１０の特徴を制御し、および／または、当該解析結果をオペレータ、ユーザ、他のコンピュータ処理等に報告するように有効に構成することができる。これについては、以下詳細に説明する。したがって、送受波器／トランスデューサ３２，３４に由来する力学的出力信号すべてを１つのプロセッサ５０へ転送するようにすることもできる。この実施態様では、この１つのプロセッサ５０は、データ解析を用いてセンサの力学的出力信号を処理し、以下詳細に説明するように、見かけ上、機能を制御した結果が全体的に並列に計算されているかのように、機能を制御することができる。これに代えて択一的に、複数のプロセッサ５０を用いて、たとえば各プロセッサの計算能力に応じて、各プロセッサがそれぞれ１つまたは複数の送受波器／トランスデューサ３２，３４力学的信号を処理するために用いられるようにすることもできる。
【００４５】
モニタリング制御システム動作
音響温度測定および速度測定の基本は、音波を生成し、ガス流を横切る当該音波に耳を傾け、所与の経路にわたる平均音速を発見することである。この平均音速は、ガスの速度または速度／温度を表す。図１０および１１は、本発明の一実施形態のモニタリング制御システム２９の動作例を図式化して示すフローチャートであり、このモニタリング制御システム２９は、音響測定手法を用いてガスの流速および温度の双方を能動的にモニタリングおよび測定するものである。太い実線および点線の動作ブロックは、上記にて説明した燃焼力学的特性解析機能４２（太線ブロック）、温度モニタリング測定機能４４、および、ガスタービン制御機能４６（たとえばＩＧＴ制御機能を含む）という、コントローラ４０内にて実行される機能のブロックである。ステップ１００において、送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ｈおよび３４Ａ〜３４Ｈ内のセンサ部品によって生成されたセンサ信号が読み込まれる。ステップ１１０において、１つまたは複数のセンサ信号の振幅と、予め定められた警報限界とを比較する。たとえば、ＩＧＴにおいて使用する場合、ステップ１２０は、１００Ｈｚ未満の低周波数の振動（ＬＦＤ）が重要である。というのも、５０Ｈｚまたは６０Ｈｚのエンジン回転数において共振の影響が生じる可能性があるからである。関心対象となる他の周波数帯としては、約１００〜５００Ｈｚの間の中間周波数振動（ＩＦＤ）、および、５００Ｈｚを上回る高周波数振動（ＨＦＤ）がある。警報限界を超えると、コントローラ４０はステップ４００において、たとえば燃料噴射システム２８へ、エンジン１０の負荷軽減または遮断をするように制御命令を送信する。
【００４６】
ステップ１１０において警報限界を超えない場合には、燃焼力学的特性解析サブシステムの異常検出部において振動の周波数解析を行う。異常検出を実施する手法例は、米国特許第７，８５３，４３３号に記載されている。同刊行物は、引用により本願の開示内容に含まれることとする。ステップ１３０においてセンサから、サンプリングされた高速の動圧信号が得られ、ステップ１４０において複数のセグメントに時分割される。ステップ１５０において、米国特許第７，８５３，４３３号に記載されているウェーブレット解析技術を用いて、時間‐周波数分割されたサンプルセグメントを解析する。これに代えて択一的に、時間セグメントを周波数空間に変換する公知のフーリエスペクトル解析が、各ピーク周波数と、これに対応する振幅とを特定することにより、卓越振動数を解析し、規定された閾値を超える振幅を特定する。ステップ１６０において１つまたは複数の燃焼異常が生じたと判定された場合、温度モニタリング測定サブシステム４４において求められた燃焼器温度と、フーリエ解析技術またはウェーブレット解析技術または双方の技術によって得られた異常情報とを比較する。ステップ１８０において、温度モニタリング測定サブシステム４４から得られたパッシブ温度情報または経路温度情報を併用して、着火、失火または逆火といった異常分類を行う。たとえばガスタービンに失火が生じた場合には、燃焼器温度は劇的に降下する。逆に逆火時には、燃焼器１４内の上流の燃焼器温度は劇的に上昇する。ステップ１８０において異常判定がなされた場合には、エンジン制御システム４６において、エンジンの負荷軽減または遮断をするための適切な制御信号が生成される。
【００４７】
温度モニタリング測定サブシステム４４は、２０１３年３月１４日付で提出された、発明の名称を「Temperature Measurement in a Gas Turbine Engine Combustor」とする米国特許出願第１３／８０４，１３２号に記載されたパッシブ音響手法を用いるパッシブ温度測定を、および／または、燃焼器１４内部における実際の経路温度のリアルタイム測定を含むことができる。同刊行物の記載内容は、引用により本願の開示内容に含まれることとする。リアルタイムの実際の経路温度は、米国特許出願公開第２０１２／０１５０４１３号（同刊行物もまた、引用により本願の開示内容に含まれる）に記載されたガスタービン排気系統温度測定を行うために２Ｄ平面の音響高温測定技術を合わせて変更したものにより、または、図５のセンサアレイ３２／３４間の１つまたは複数の経路温度を測定する３Ｄ技術により求められる。以下、これについて詳細に説明する。
【００４８】
パッシブな温度測定法では、ステップ２００において、送受波器／トランスデューサ３２／３４からのサンプリングされた高速の動圧信号を、卓越モードについて解析する。前記高速の動圧信号は、たとえばステップ１３０において得られたものである。ステップ２１０においてパッシブ音響手法を用いて、周波数に基づいて燃焼器温度を計算する。ステップ２２０において、参照温度値を用いてこのパッシブ値を較正することにより、燃焼器１４内部のアクティブ温度値が得られる。ステップ２２０において求められたこの較正パッシブ温度値は、ステップ２３０において、燃焼ガスのバルク平均温度を求めるのに用いられる。ステップ２２０において用いられる参照温度値は、燃焼器内部の１つまたは複数の熱電対３６から、または、排気系統１８に配置された熱電対（図示されていない）から取得することができる。前記参照温度値は、米国特許出願第２０１２／０１５０４１３号に記載されたように、排気系統１８において測定される実際の経路温度とするか、または、ステップ３００〜３３０において測定される、燃焼器１４内部のリアルタイム測定経路温度とすることができる。
【００４９】
２Ｄリアルタイム経路温度は、音響送受波器／トランスデューサ３２，３４において、または他の個別的な送波器において、１つまたは複数の音響信号を送信することにより、たとえば図９にて示された（ｎ＝８＋送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ａの２Ｄ平面パターン等で送信することにより測定される。たとえば、送受波器／トランスデューサ３２Ａが信号を送信し、この信号は他の残りの（ｎ−１個の）送受波器／トランスデューサ３２Ｂ〜３２Ｈにより受信され、各ライン・オブ・サイト経路の飛行時間が求められる。しかし、ステップ３１０では、他の送受波器／トランスデューサ３２Ｂ〜３２Ｈの少なくとも１つのセンサ素子、有利には２つ以上のセンサ素子が前記（１つまたは複数の）音響信号を受信する。実用上有利なのは、送受波器間のすべての経路が、温度測定の空間分解能を実現する所望の目の粗さを有するグリッドを形成するように、（音響信号を送受信する）複数の送受波器／トランスデューサが１つの平面を囲むことである。たとえば円筒形の燃焼器の場合には、送受波器を図３および図９に示されているように周縁を囲うように等間隔に設けることができる。これらの送受波器は、順次送信させるか（一度に１の送受波器）、または、容易に区別できる互いに素の音パターンで同時に送信させることができる。順次送信させるためには、１つの送受波器が音を生成している間に他の全ての送受波器が、各経路の伝搬時間を推定するために当該音を記録する。これらの各ライン・オブ・サイト経路はそれぞれ、当該経路上における平均温度を表す。公知のコンピュータ断層撮影技術を用いて、複数の異なる経路上の平均温度を組み合わせて、図９に示す２次元マップを形成する。
【００５０】
この２Ｄ飛行時間音データはステップ３２０において、アクティブ音響技術を用いて、たとえば上述の米国特許出願公開第２０１２／０１５０４１３号に記載された手法を用いて、ガス温度に変換される。同刊行物は、引用により本願の開示内容に含まれることとする。ステップ３３０において求められるリアルタイム経路温度は、ライン・オブ・サイト伝達経路上における局所的なアクティブ温度値である。ステップ３００〜３３０を実施することにより複数の異なる音響経路上にて測定された複数のアクティブ温度値のみを用いて、またはステップ２００〜２３０の卓越振動数パッシブ音響手法と併用して、燃焼器１４のバルク温度を求めることができる。１つの送波器３０と音響センサ３２との間で１つの経路アクティブ温度測定を行うだけでも、有用な制御情報が得られるが、１つの燃焼器１４内または複数の燃焼器１４内において、複数の送受波器／トランスデューサ３２，３４を軸方向パターンで、周方向パターンで、および／または径方向パターンで、またはこれらを組み合わせたパターンで選択的に配列することにより（図２，３，５または９を参照）、ガスタービンエンジン１０内におけるアクティブなリアルタイムの２次元または３次元の燃焼温度モニタリングを容易にすることができる。
【００５１】
前記ステップ３００〜３３０において求められた２Ｄまたは３Ｄのリアルタイム経路温度は、ここで記載した実施例の統合されたモニタリング制御システム２９において、燃焼力学的特性解析４２、パッシブ温度モニタリング測定４４および制御機能４６のうち１つまたは複数を用いるかまたは用いない、他のモニタリング機能や制御機能の入力として用いることができる。たとえば、燃焼器タービン入口温度（ＴＩＴ）をリアルタイムでアクティブモニタリングし、燃焼プロセスの制御パラメータとして用いることができる。ステップ３００〜３３０において求められた燃焼アクティブ経路温度は、燃料噴射システム２８を介して、燃焼器１４内の燃料空気混合気を制御するために用いることができる。リアルタイム経路アクティブ温度は、産業用ガスタービン燃焼器または他の種類のガス流環境において実際のガス流速のアクティブ測定を行うための入力として用いることができる。
【００５２】
本発明の実施形態は、軸方向に離隔された横断方向の向きの音送波器とセンサとの（または、センサと送波器とを包含した送受波器／トランスデューサ間）間のライン・オブ・サイト音経路上における音飛行時間との相関を求めることにより、３Ｄガス流速および／またはガス流温度を測定するものであり、前記音送波器とセンサとは（または、センサと送波器とを含めた送受波器／トランスデューサ）、前記音経路に沿ったライン・オブ・サイトがガス流路に対して平行ではなく横向きになるように配置されている。ガス流の絶対流速を求めるためには、ガス温度、ガス定数および音速に及ぼされる熱力学的影響について飛行時間データを補正または補償する。上記で述べたように、ライン・オブ・サイト上におけるガス温度は、リアルタイムアクティブ経路温度を用いて、または、他の測定装置（たとえば熱電対３６）から独自に得られた温度を用いて求めることができる。これに代えて択一的に、双方向飛行時間（すなわち、往路／下流方向伝達と、復路／上流方向伝達）局所音速ｃを求めることができる。上記にて述べた熱力学的影響は、以下の公知の数式により定まる：
【数１】
2015121223.tif 000003
同式中、
ｃ（ｘ，ｙ，ｚ）は等エントロピー音速であり、
γは比熱比であり、
Ｒはガス定数であり、
Ｔはガス温度である。
【００５３】
したがって、経路上における音速が分かれば、以下詳細に説明する本発明の実施形態を用いて、経路平均温度と絶対流速とを求めることができる。
【００５４】
正確な絶対流速または温度を測定するためには、図５に示しているように、ガス流中において送受波器／トランスデューサ３２，３４の２平面が、軸方向に離隔して対向するように配置する。送受波器／トランスデューサ３２，３４のこれら２つの平面は有利には、モニタリング対象のガス流の幾何学的形態の直径（円形の場合）又は幅（正方形または長方形の場合）とほぼ同じオーダだけ相互に離れている。すなわち、２平面間の軸方向距離は、検査対象の周辺環境の幾何学的条件およびスケールと、ガス流のガス定数、温度および流速の想定される又は可能性のある範囲とにしたがって定めなければならない。
【００５５】
ガス流速を推定するためには、流れ方向に対して軸方向および横方向にガス流を測定する。たとえば、平面ＺＩにある送受波器／トランスデューサ３２Ａが信号を送信すると、ＺII 平面内の、前記信号を送信したセンサとは平行でないすべての送受波器／トランスデューサ３４Ｂ〜３４Ｈが検知し、これによりガス流の両端に複数の経路が形成される（センサ数がｎである場合、経路はｎ−１個）。信号送信／受信トリガプロセスは次に、平面ＺＩにある第２の送受波器／トランスデューサ３２Ｂによる他の（ｎ−１個の）送受波器／トランスデューサ３４Ａおよび３４Ｃ〜３４Ｈへの送信を行い、当該他の送受波器／トランスデューサ３４Ａおよび３４Ｃ〜３４Ｈはその送信信号を受信する。各送受波器の送信が順次行われ、送信信号の１回の送信ごとに順次、ｎ−１個の経路の形成が行われる。図５の実施形態では、軸方向に離隔した２つの各アレイにはそれぞれ８個の送受波器／トランスデューサが含まれており、３次元で合計６４個の経路が存在することになる。さらに、（逆流と、場合によっては逆方向の乱流ゆらぎとを検出するため）流速の方向の多義性を軽減するためには、ガス流温度が既知であることを前提として、平面ＺIIのトランスデューサ／送受波器３４に送信を行わせ、平面ＺＩの送受波器／トランスデューサに、逆方向に送信されたこの音響信号を受信させることにより、同じプロセスを繰り返す。各送受波器／トランスデューサから音響信号を順次送信する代わりに、各送受波器／トランスデューサ３２Ａ〜３２Ｈおよび３４Ａ〜３４Ｈから、僅かに異なる音響シグネチャを有する音パターンを同時に送信することもできる。これにより、測定時間が短縮される。図１１のガス流速測定方法のステップ５００および５１０を参照すると、両平面ＺＩおよびＺIIの全ての送受波器／トランスデューサが送信完了し、その送信された音響信号が、それぞれ他方の平面の、横断方向に配列した送受波器／トランスデューサにより受信されると、有利には上記プロセスをリアルタイムで連続的に繰り返し、その間に、たとえば医療用または産業用コンピュータ断層撮影システム等にて用いられているような公知の３Ｄ断層撮影マッピング技術を用いて、空間的に分布したライン・オブ・サイト音響経路から３Ｄ流速マップｕを構築する。流速情報は，図８に示されたように抽出およびマッピングされる。３Ｄ温度マップＴも、飛行時間データを用いて同様に構築することができる。これについては、以下詳細に説明する。
【００５６】
平面アレイの全ての送受波器／トランスデューサ３２，３４が音響信号の送信を完了した後、ステップ５６０において各ライン・オブ・サイト流路の飛行時間を用いて、温度、ガス定数および音速の熱力学的作用について１回補正された、ガス流路における絶対速度を導出する。以下、これについて詳細に説明する。流速測定においてガス温度が一定であると仮定すると、流速測定の精度は、流速が音速に近づくにつれて潜在的に低下していく。マッハ数が約０．５未満である流速は、流速測定に有意に影響を及ぼさないと考えられている。それゆえ、測定対象の流速は、測定される局所音速の半分より小さいのが有利であるが、これは必須要件ではない。この方法は、絶対流速が比較的高くても、タービンエンジンガス流を含めた高温のガス流を高精度で測定することができる。というのも、局所音速は温度と共に上昇するからである。
【００５７】
音響的な飛行時間データが得られた後は、この飛行時間データはモニタリング制御システム２９または他の遠隔モニタリングシステムにより、図１１の残りの部分の各音響経路上の速度を求めるのに用いられる。図６および図７を参照すると、情報音伝播がガス流から受ける影響は線形である。所与の温度、ガス定数および音速における相対ガス流速は、以下の公知の数式により求められる：
【数２】
2015121223.tif 000004
同式中、
tBC は、第１の送波器Ｂから第１のセンサＣまでの飛行時間であり、
ｃは、温度およびガス定数に対するガス流中における音速であり、
【数３】
2015121223.tif 000005
は、ＢとＣとの間の第１のライン・オブ・サイト経路Ａ上における単位ベクトルであり、
【数４】
2015121223.tif 000006
は、ガス流中における速度ベクトルである。
【００５８】
ライン・オブ・サイト経路Ａ上の平面スライス例は、簡単な流れパターンを示している。図１１のフローチャートを再度参照すると、ステップ５６０において絶対流速を導出するため、相対ガス流速を、温度、ガス流および音速の熱力学的影響について補正する。経路温度が得られている場合（ステップ５２０）、ライン・オブ・サイト経路上におけるガス流絶対流速を導出するために、経路温度が音速に及ぼす影響を公知の断層撮影法により補正することができる。経路温度が得られない場合には、往路（ステップ５００，５１０）および復路（５３０，５４０）の音響信号伝達の飛行時間を取得して、以下の数式にしたがいガス流速の影響の無いときの音速を抽出するのに用いる。トランスデューサ／送受波器Ｃからトランスデューサ／送受波器Ｂへの復路飛行時間は、上述の往路または下流方向の場合と同様、以下の数式により求められる：
【数５】
2015121223.tif 000007
往路飛行時間と復路飛行時間とを、以下の数式にしたがって加算する：
【数６】
2015121223.tif 000008
音速ｃの２乗がガス流速ｕの２乗より格段に大きいと仮定した場合、上記数式は以下のように縮小される：
【数７】
2015121223.tif 000009
同式中、
tBC は、第１の送受波器／トランスデューサＢから第２の送受波器／トランスデューサＣまでの飛行時間であり、
tCB は、第２の送受波器／トランスデューサＣから第１の送受波器／トランスデューサＢまでの飛行時間であり、
ｃは、温度およびガス定数に対するガス流中の音速であり、
【数８】
2015121223.tif 000010
は、第１のライン・オブ・サイト経路上における単位ベクトルであり、
【数９】
2015121223.tif 000011
は、ガス流中における速度ベクトルである。
【００５９】
次にステップ５６０において、図１１のステップ５５０において求められた音速ｃを使用して、当該音速に対する下流方向の飛行時間データを補正する。この補正された下流方向飛行時間データは、ステップ５７０において、ガス流絶対流速を求めるのに用いられる。本発明の一部の実施形態では、飛行線上における経路温度Ｔが既知でない場合、γ、Ｒおよびｃ（ｘ，ｙ，ｚ）は分かっているので、ステップ５５０において求めたのと同じ音速ｃを用いて、上記にて説明した等エントロピー音速の関係式を使用して、Ｔを求める：
【数１０】
2015121223.tif 000012
上記の経路速度測定と同様、各受波／送波ユニットから往復方向で全ての経路温度Ｔが分かると、３次元での等温線は６４になる（一例として、センサが８個であると仮定した場合）。その後、公知の３Ｄ断層撮影マッピング技術を用いて、３次元温度分布をマッピングする。
【００６０】
好適には、アクティブ音響温度測定と速度測定とは、リアルタイムで同時に行われ、これにより、ガス流温度（３Ｄマッピング、または、図９の２Ｄマッピング）と３Ｄガス流速（図８）との双方のマッピングが行われる。速度測定と温度測定とを同時に行うための音響信号の送信および受信の時間的順序の一例は、第１のアレイ平面上の送受波器／トランスデューサ（たとえば、ＺＩの３２Ａ）を用いて音響信号を送出し、軸方向に離隔した対向する第２の平面上の、対応する横断方向の向きの送受波器／トランスデューサ（たとえばＺII の３４Ｂ〜３４Ｈ）が当該信号を受け取り、３Ｄ温度測定が用いられる場合には、当該対応する横断方向の向きの送受波器／トランスデューサは前記信号を用いて速度処理および／または温度処理を行う。２Ｄ温度測定のみを用いる場合には、第１アレイ平面上の他の残りの送受波器／トランスデューサ（たとえばＺＩの３２Ｂ〜３２Ｈ）が前記信号を受け取って温度処理を行う。上記にて述べたように、各送受波器／トランスデューサごとに一義的な信号伝送パターンを用いることにより、送信および受信プロセスを高速化することも可能である。２Ｄ温度測定を用いるか、または３Ｄ温度測定を用いるかについては、トレードオフが存在する。３Ｄ温度測定技術を用いる場合、ガス流速がマッハ０．３以上になると、温度マップおよび速度マップの双方の精度は、最も望ましい精度ではなくなる。というのも、独立して求められた温度参照値が無いので、以下の数式
【数１１】
2015121223.tif 000013
に示した近似式の精度は、上述の速度範囲では低下してしまうからである。しかし、軸方向に離れた２Ｄ音響信号セット対と、それぞれ対応する３Ｄ飛行時間信号セットを用いて求められた２つの個別の音響温度マップとを用いることにより、独立した温度Ｔ参照値を求めることができる。２Ｄ温度マップの方は、ボリューム温度マップを作成するために補間される。このボリュームマップは、音速ｃを抽出するための既知のガス定数Ｒおよび比熱比γと共に、等エントロピー音速式において用いられる温度値Ｔを提供するために用いられる。その後、この音速は、速度ベクトルｕ（ｘ，ｙ，ｚ）を抽出するために用いられる。この速度ベクトルが抽出されると、上述の３Ｄ速度マッピング手法および温度マッピング手法に固有の、ガス流速がマッハ０．３未満でなければならないという制限が無くなって、速度成分をマッピングすることができる。
【００６１】
通常用いられる音響センサを有する上述の実施形態のシステムおよび方法を用いた、燃焼器のアクティブガス流速または流速／温度モニタリングは、公知の流速および温度モニタリングシステムよりも、流速および温度の変化の応答が高速であると考えられる。本発明の実施形態では、通常用いられる高信頼性の音響送受波器／トランスデューサセンサ‐送波器の１つのアレイ、または、音響センサと送波器という各別体の部品を対としたもののアレイを、現場条件下の燃焼流路に配置してモニタリングすることにより、リアルタイムかつ同時のアクティブな流速データと温度データとを求め、異常検出を行うことができ、これらはいずれも、たとえば産業用ガスタービン等の燃焼発電設備のモニタリングおよび制御に有用なものである。
【００６２】
本発明の思想を含む種々の実施形態を詳細に図示および説明したが、当業者であれば、この思想を依然として含む他の異なった実施形態を数多く容易に導き出すことができる。本願発明はその実施に際し、発明の詳細な説明や図面に記載された実施例の詳細な構造や各構成要素の具体的配置に限定されることはない。実施例のエンジン１０および実施例の燃焼器１４は、本発明の特定の構成および態様を非常に明確かつ詳細に説明するために例示したものであり、限定する趣旨のものではない。しかし、ここで詳細に記載した本発明の種々の態様は種々の燃焼エンジンにおいて、燃焼異常のモニタリングおよび／または検出を行うために使用することができる。本発明は他の実施形態でも実施可能であり、かつ、種々の態様で実用化または実施することができる。また、ここで使用した表現や用語は説明のためのものであり、これらも、本発明を限定するものとして見なすべきではない。「含む」、「有する」または「包含する」との用語、および、その変形的な用語は、下記にて記載した項目と、その等価的項目と、他の追加的項目とを含むことを意味する。また、「取り付けられている」、「接続されている」、「支持されている」および「結合されている」ならびにその変形用語は広い意味で用いられるものであり、直接的および間接的な取付、接続、支持および結合との意味を含む。さらに、「接続されている」および「結合されている」との記載は、物理的または機械的な接続または結合に限定されない。
【図１】
2015121223.tif 000026
【図２】
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【図３】
2015121223.tif 000028
【図４】
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【図５】
2015121223.tif 000030
【図６】
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【図７】
2015121223.tif 000032
【図８】
2015121223.tif 000033
【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【外国語明細書】
2015121223.tif 000037
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