[发明专利]燃气轮机、燃烧室、振荡燃烧的监测装置、监测方法以及计算机可读存储介质

说明书

本发明提供了一种振荡燃烧的监测方法、计算机可读存储介质、振荡燃烧的监测装置、燃烧室以及燃气轮机。其中，所述监测方法包括采集燃烧室火焰筒的进气静压与火焰筒内部静压，得到火焰筒的进气压降；比较所述进气压降与对应的阈值，判断所述进气压降是否达到所述阈值，若是则识别当前状态为振荡燃烧状态；若否则识别当前状态为稳定燃烧状态。

技术领域

本发明涉及燃气轮机、燃烧室、振荡燃烧的监测装置、监测方法以及计算机可读存储介质。

背景技术

为了满足适航要求，航空发动机采用了贫油燃烧技术以降低NO_x排放，但贫油燃烧容易引发振荡燃烧，严重时会导致燃烧室热端组件烧蚀。另外，为了降低NO_x排放，需要将更多的空气分配至燃烧室头部，以降低燃烧区的当量比，而此时火焰筒冷却气减少，火焰筒壁面的声学阻抗增大，也加剧了振荡燃烧的程度。

目前为了抑制振荡燃烧，是通过调节燃油分配比例，使更多的燃油供入至预燃级以增强火焰的稳定性；但这要求事先通过大量的试验摸索燃烧室的稳定燃烧边界。

地面工业燃气轮机燃烧室中采用了主动控制方法来抑制振荡燃烧，具体是通过动态诊断系统，实时监测燃烧室内的脉动压力并反馈其信号至动态数据库系统，由动态数据库系统判断是否发生了振荡燃烧，若发生振荡燃烧，控制系统通过调节值班级燃料比例直到振荡燃烧消失。

对于民用涡扇航空发动机而言，目前还没有见到已取证的发动机采用了动态压力测量系统直接监测燃烧室内的振荡燃烧，而是通过健康管理系统及数据库检查飞行数据判断发动机及其各部件的运转状态是否正常。主要的原因是航空发动机上的高温测量环境会使得动态压力幅值衰减过大导致测量不准或出错。而不采用动态压力测量系统带来的问题是：航空发动机的工作环境是非常复杂的，即便在适航取证前，开展了大量的挂飞试验，但这些试验并不能完全模拟全天候的工作环境，试验数据库也是有一定局限性的。尽管也有借用发动机机械振动传感器间接诊断燃烧室振荡燃烧的方案，但燃烧室内气路的压力波动作用在火焰筒组件上，气路波动变为机械振动，再通过结构组件传播至振动传感器，该过程中的阻尼因素与发动机结构构型、组件结构连接方式和载荷受力途径有关，也存在信号衰减的问题。而燃烧室内一旦发生强烈的振荡燃烧，一般仅在数十秒的时间内，热端组件很有可能被损毁。

发明内容

本发明的一个目的在于提供一种振荡燃烧的监控方法。

本发明的另一个目的在于提供一种计算机可读存储介质。

本发明的另一个目的在于提供一种振荡燃烧的监控装置。

本发明的另一个目的在于提供一种燃烧室。

本发明的另一个目的在于提供一种燃气轮机。

根据本发明一方面的一种振荡燃烧的监控方法，包括：

采集燃烧室火焰筒的进气静压与火焰筒内部静压；

根据所述火焰筒的进气静压以及火焰筒内部静压，得到火焰筒的进气压降，比较所述进气压降与对应的阈值，判断所述进气压降是否达到所述阈值，若是则识别当前状态为振荡燃烧状态；若否则识别当前状态为稳定燃烧状态。

在所述监控方法的实施例中，所述燃烧室火焰筒的进气压降包括以下一个或多个值：

外环进气压降，所述火焰筒进气静压为火焰筒外环腔静压，所述外环进气压降为火焰筒外环腔静压与火焰筒内部静压的差值，或者是该差值与火焰筒外环腔静压或火焰筒内部静压的比值；

内环进气压降，所述火焰筒进气静压为火焰筒内环腔静压，所述内环进气压降为火焰筒内环腔静压与火焰筒内部静压的差值，或者是该差值与火焰筒内环腔静压或火焰筒内环部静压的比值；