JP2007051647A - Gas turbine - Google Patents
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Abstract
Description
本発明はガスタービンに関するものである。 The present invention relates to a gas turbine.
従来一般に採用されているこの種のガスタービンは、空気を圧縮して燃焼器へ送るための圧縮機が設けられており、この圧縮機の内部には、ガスタービンの中心軸回りに回転し、かつ圧縮機動翼がディスクに埋め込まれた圧縮機ロータが設けられている。勿論、圧縮機ロータを納める圧縮機ケーシング側にも前記ロータ動翼に空気を整流するための圧縮機静翼が埋め込まれている。 A gas turbine of this type that has been generally used in the past is provided with a compressor for compressing air and sending it to a combustor. Inside the compressor, the compressor rotates around the central axis of the gas turbine, A compressor rotor in which compressor blades are embedded in a disk is provided. Of course, a compressor vane for rectifying air is also embedded in the rotor blades on the compressor casing side in which the compressor rotor is housed.
この種の圧縮機は大気を吸い込み圧縮することから、前述した圧縮機の翼には粉塵が付着し易く、もし腐食作用のある粉塵(物質)が翼に付着すると、圧縮機効率が低下することは勿論のこと、腐食ピットが発生し疲労寿命が短くなる恐れがある。 Since this type of compressor sucks and compresses the atmosphere, dust tends to adhere to the compressor blades described above, and if dust (substance) with corrosive action adheres to the blades, the compressor efficiency will decrease. Of course, corrosion pits may occur and the fatigue life may be shortened.
一般には、圧縮機翼に付着した腐食作用のある物質を定期的に取り除き寿命を延ばすようにしたり、また、この圧縮機翼の疲労寿命を経験的に予測し、所定の時期毎に圧縮機翼を交換するようにしている。この圧縮機翼の延命策や疲労寿命および交換時期の予測や判定には種々の考え方がなされ、機器の配置されている周囲環境や運転条件によりそれぞれ最適と思われる延命方法あるいは判定方法が採用されている。 In general, the corrosive substances adhering to the compressor blades are periodically removed to extend their life, and the fatigue life of the compressor blades is predicted empirically, and the compressor blades are To replace. Various ideas are used to predict and determine the life span of the compressor blades, fatigue life, and replacement time, and the life extension method or judgment method that is considered to be optimal depending on the ambient environment and operating conditions in which the equipment is installed is adopted. ing.
圧縮機翼の延命を図る方法として、例えば圧縮機が空気を圧縮する際にうける流体励振荷重に対する疲労寿命を圧縮残留応力を付加することで寿命を延ばすようにしたり、また特許文献1に開示されているように、ガスタービンの圧縮機吸い込み口から洗浄水を噴射し、洗浄後の排水を排水ドレインから排出し圧縮機の汚れを取り除き、圧縮機翼の延命を図るようにしているものもある。
As a method for extending the life of the compressor blades, for example, the fatigue life against a fluid excitation load that is applied when the compressor compresses air is extended by adding a compressive residual stress, or disclosed in
すなわち、一般にガスタービンは大気開放サイクルであり、運転中に大気を吸い込む際に、吸気部に設けられている塵埃除去用のフィルタでは大気中の微細な粉塵を除去できず、圧縮機空気取り入れ口に設けた、水洗浄装置より洗浄水を圧縮機翼に噴射し、翼の汚れを除去することで圧縮機効率を回復させるようにしている。 In other words, gas turbines generally have an open air cycle, and when the air is sucked in during operation, the dust removal filter provided in the intake section cannot remove fine dust in the air, and the compressor air intake port. The washing water is sprayed from the water washing device provided in the compressor onto the compressor blades, and the compressor efficiency is recovered by removing dirt from the blades.
前述のように圧縮機吸い込み口からフィルタでは除去できない粉塵が圧縮機翼に付着する。この付着物のなかで、海水に含まれるナトリウムやカリウム、あるいは大気中の煤煙に含まれる亜硫酸ガスや窒素酸化物などの腐食作用のある物質が翼に付着すると、翼は腐食環境下におかれ、腐食ピットが発生し、疲労寿命が短くなってしまう。また、塩水環境中、酸溶液環境中では、一般に圧縮機翼材に用いられる12Cr鋼などは疲労強度が低下することが知られている。このような例については、例えば、アリアンツ損害予防ハンドブック(日本機械保険連盟発行1991年3月1日)の379頁から380頁に記されている。 As described above, dust that cannot be removed by the filter from the compressor suction port adheres to the compressor blades. Among these deposits, if corrosive substances such as sodium and potassium contained in seawater or sulfurous acid gas and nitrogen oxide contained in soot in the atmosphere adhere to the blade, the blade is placed in a corrosive environment. Corrosion pits are generated and the fatigue life is shortened. Further, it is known that the fatigue strength of 12Cr steel or the like generally used for a compressor blade material is reduced in a salt water environment or an acid solution environment. Such an example is described, for example, on pages 379 to 380 of the Allianz Damage Prevention Handbook (issued on March 1, 1991 by the Japan Machinery Insurance Federation).
また、圧縮機翼はガスタービン運転中に空気を圧縮するためのガス反力、圧力変動による振動荷重が加わる。圧縮機翼はこれらの荷重に対してその発生応力が材料の疲労限度に対しある安全率を考慮した設計許容応力以下となるように設計されている。しかしながら、前述のように、腐食環境下にあっては材料の疲労限度が低下するため、設計荷重に対する安全率が低下し、場合によっては翼の信頼性が保証できなくなる場合が想定される。また、設計時点では考慮できない大気環境の悪化による腐食環境の進行に対しても翼の信頼性を保証することができないことが想定される。 Further, the compressor blade is subjected to a gas reaction force for compressing air during the operation of the gas turbine and a vibration load due to pressure fluctuation. The compressor blade is designed so that the stress generated for these loads is less than the design allowable stress considering the safety factor with respect to the fatigue limit of the material. However, as described above, since the fatigue limit of the material is reduced in a corrosive environment, the safety factor against the design load is reduced, and in some cases, the reliability of the blade cannot be guaranteed. In addition, it is assumed that the reliability of the blade cannot be guaranteed against the progress of the corrosive environment due to the deterioration of the atmospheric environment at the time of design.
このとき、翼の信頼性保証するためには、翼に発生する実働振動応力と翼が曝されている腐食環境を正確に見積もり、強度評価、余寿命評価する必要があるが、前述した従来のものでは翼の実動振動応力と実際の腐食環境を精度良く評価することは難しく、また特許文献1などに示されている水洗浄を頻繁に行えば腐食環境は改善されるが、水洗浄は一般にガスタービン停止時に行う必要があり、これを頻繁に行うことは運用上も経済性の観点からも難しい。
At this time, in order to guarantee the reliability of the blade, it is necessary to accurately estimate the actual vibration stress generated in the blade and the corrosive environment to which the blade is exposed, and evaluate the strength and the remaining life. However, it is difficult to accurately evaluate the actual vibration stress of the blade and the actual corrosive environment, and if the water cleaning shown in
本発明はこれに鑑みなされたもので、その目的とするところは、圧縮機翼の延命を図ることが可能なガスタービンを提供することにある。 The present invention has been made in view of this, and an object thereof is to provide a gas turbine capable of extending the life of a compressor blade.
すなわち本発明は、タービンと、圧縮機と、該圧縮機からの吐出空気と燃料とを混合させ、その燃料ガスを前記タービンに供給する燃焼器、タービンと圧縮機を内包するケーシングから構成されるガスタービンにおいて、前記ケーシング内に取り付けた温度計測センサ、圧縮機の吸入空気の温度センサと湿度センサ、データ収集装置、計算機、記録装置、前記ケーシング内に乾燥空気を流通させる機構を有することを特徴とする。 That is, the present invention comprises a turbine, a compressor, a combustor that mixes discharge air and fuel from the compressor, and supplies the fuel gas to the turbine, and a casing that includes the turbine and the compressor. In the gas turbine, a temperature measurement sensor mounted in the casing, a temperature sensor and a humidity sensor of intake air of a compressor, a data collection device, a computer, a recording device, and a mechanism for circulating dry air in the casing And
本発明によれば、圧縮機翼の延命を図ることが可能なガスタービンを提供することが可能になる。 According to the present invention, it is possible to provide a gas turbine capable of extending the life of a compressor blade.
以下図示した実施例に基づいて本発明を詳細に説明する。図1にはそのガスタービン設備が示されている。1がガスタービン本体であり、2aが圧縮機、14aがタービン、15が燃焼器、18が圧縮機空気吸い込み口である。 Hereinafter, the present invention will be described in detail based on the illustrated embodiments. FIG. 1 shows the gas turbine equipment. 1 is a gas turbine body, 2a is a compressor, 14a is a turbine, 15 is a combustor, and 18 is a compressor air inlet.
圧縮機のロータ2は、ロータ軸に圧縮機動翼7がダブテイルを介して植え込まれ形成されている。なお、このロータ軸は、コンプレッサスタッブシャフト4、コンプレッサディスク5がコンプレッサスタッキングボルト6にて連結され形成されている。圧縮機のケーシング3は、その内部に圧縮機静翼8を備え、この圧縮機静翼8は、圧縮機ケーシング内壁に設けられた溝にはめ込まれて形成され、圧縮機空気吸い込み口18から吸い込んだ空気を整流し、圧縮機動翼7に送る役目を担っている。
The
タービンロータ9は、タービンスタッブシャフト10、タービンディスク11、ディスタンスピース12がスタッキングボルト13により連結され、タービン翼14がロータに植えられ構成されている。ガスタービン運転時はこのロータが回転し、空気が矢印Aより吸い込まれ、圧縮機ロータ2で圧縮され、燃焼器15に送り込まれる。
The turbine rotor 9 includes a
燃焼器15では燃料が燃焼され、生成された燃焼ガスはタービンノズル16で整流され、タービンロータ9を回転させ、発電等に用いられる回転エネルギがロータより取り出される。なお、ガスタービン1はタービンベース17上に固定されている。
Fuel is combusted in the
本実施例においては、圧縮機ケーシング3に圧力センサ(圧力計測手段)44が取り付けられる。そして、この圧力センサ44にて計測された圧縮空気の圧力変動データは、センサアンプ45と信号線38を介して、記録装置29に送られるように形成されている。
In the present embodiment, a pressure sensor (pressure measuring means) 44 is attached to the
図2には、この圧力センサ44の取り付け方が拡大して示されている。なお、この例では、圧縮機ケーシング3に圧力センサ取り付け穴を穿孔し、この穴に圧力センサ44を取り付けるようにしている。なお、この圧力センサとしては、一般に採用されているものでよく、例えば歪みゲージ式の圧力センサなどでよい。この図に示されているように、圧力センサ44を圧縮機ケーシング3の各段落に取り付けることで、この圧力センサ44に挟まれた静翼8の位置における圧縮空気の圧力変動,すなわち段落の圧力変動が測定される。
FIG. 2 is an enlarged view showing how the pressure sensor 44 is attached. In this example, a pressure sensor mounting hole is drilled in the
図1に戻り、圧力センサ44で測定され、記録装置29に記録された圧力変動データは、計算機30を用いてデータ記録装置31に保持される。データ記録装置31は、圧縮機翼の応力解析モデルを保持している。そして計算機30は、前述の圧力変動データと圧縮機翼の応力解析モデルを読み出し、圧力変動データと圧縮機翼の応力解析モデルを用いて圧縮機翼の圧力変動による応答応力を算出する。
Returning to FIG. 1, the pressure fluctuation data measured by the pressure sensor 44 and recorded in the
そして、この算出された圧縮機翼の応力波形と環境下での材料強度データを比較することにより、翼の疲労損傷を算出する。評価した疲労損傷はデータ記録装置に収集され、記録される。これにより、正確にかつ迅速に翼の累積疲労損傷が評価され、累積疲労損傷をもとに圧縮機翼の交換時期決定することができ、ガスタービンの信頼性を高めることが可能となる。 Then, the fatigue damage of the blade is calculated by comparing the calculated stress waveform of the compressor blade with the material strength data in the environment. The evaluated fatigue damage is collected and recorded in a data recording device. As a result, the accumulated fatigue damage of the blades can be accurately and quickly evaluated, and the replacement time of the compressor blades can be determined based on the accumulated fatigue damage, thereby improving the reliability of the gas turbine.
図3は、本発明の一実施例における圧縮機翼の余寿命評価のシステム構成図を示している。この圧縮機翼の余寿命評価のシステムは、データ入出力制御サブシステム47、振動解析サブシステム48、疲労損傷解析サブシステム49、波形解析サブシステム50、余寿命評価サブシステム51、データーベース52から構成されている。なお、図中の矢印は各装置間のデータの流れを示している。
FIG. 3 shows a system configuration diagram for evaluating the remaining life of the compressor blades in one embodiment of the present invention. This compressor blade remaining life evaluation system includes a data input /
この図3を用いて余寿命評価ステップを説明すると、データ入出力制御装サブシステム47は、本発明で利用するデータの入出力制御を行う。振動解析サブシステム48は、データーベース52に収められている圧縮機翼の有限要素法解析モデル、圧縮機翼の減衰比データ、圧力変動データを用いて翼の振動解析を行い、圧縮機翼の実動環境における応力変動を予測する。この場合、振動解析は、構造物の応答の時刻歴波形を解析する時刻歴応答解析を用いても良いし、定常応答を求める周波数応答解析を用いても良い。時刻歴応答解析で変動応力の時刻歴波形を求めたときは、この応力波形解析結果をデーターベース52に記録する。
The remaining life evaluation step will be described with reference to FIG. 3. The data input /
図4(b)は、振動解析に用いた圧力変動の例を示すもので、圧縮機翼がその運用中で最も大きな振動応力を発生するガスタービン昇速、降速時の旋回失速時の波形を示している。旋回失速は圧縮機特有の圧力変動現象であり、圧縮機動翼と静翼は励振を受け、これらの翼では、定常運転時に比べて高い振動応力が発生する。 FIG. 4 (b) shows an example of pressure fluctuation used for vibration analysis. The waveform at the time of turning stall at the time of gas turbine ascending / descending when the compressor blade generates the largest vibration stress during its operation. Is shown. Rotating stall is a pressure fluctuation phenomenon peculiar to a compressor, and compressor blades and stationary blades are excited, and these blades generate higher vibrational stress than in steady operation.
図5に圧縮機静翼に歪みゲージを取り付け応力を測定したときの結果が示されている。この測定結果から明らかなように、回転数が定格回転数の70%前後において旋回失速が発生し、翼の応力が高くなることが分かる。翼の旋回失速時の応力が、疲労損傷の主要因であり、この応力を高精度に求めることで、翼の疲労損傷を精度良く求めることができる。 FIG. 5 shows the results when a strain gauge is attached to the compressor vane and the stress is measured. As is apparent from this measurement result, it can be seen that a rotating stall occurs when the rotational speed is around 70% of the rated rotational speed, and the stress of the blades increases. The stress at the time of rotating stall of the blade is the main factor of fatigue damage. By obtaining this stress with high accuracy, the fatigue damage of the blade can be accurately determined.
また、図6には、旋回失速のメカニズムが示されている。旋回失速とは、圧縮機が定格運転以外で運転されている状態で、翼に剥離域が発生し、流れがせき止められた失速セルが回転する現象である。失速セルの通過により翼は励振される。翼の励振周波数は、以下の式で表わされ、係数aは約0.5であることが知られている。
fs=n・a・frps・j …(1)
ここで、fsは翼の励振周波数、nは失速セルの個数、aは係数、frpsはロータの回転周波数である。なお、jは整数である。
FIG. 6 shows a mechanism for turning stall. Rotating stall is a phenomenon in which a stalled cell in which a separation zone is generated in a blade and the flow is blocked while the compressor is operated at a speed other than rated operation rotates. The blade is excited by the passage of the stall cell. The excitation frequency of the blade is expressed by the following equation, and the coefficient a is known to be about 0.5.
fs = n · a · frps · j (1)
Here, fs is the blade excitation frequency, n is the number of stalled cells, a is a coefficient, and frps is the rotational frequency of the rotor. J is an integer.
なお、図4(b)に示した圧力変動波形は、旋回失速セルが1(n=1)のものである。図4(a)には、ロータの回転パルスが示され、ピークの間隔が1回転に要する時間が示されている。この図から、ロータの2回転の間に圧力変動の波形が1つ存在することが分かる。 Note that the pressure fluctuation waveform shown in FIG. 4B is for the case where the turning stall cell is 1 (n = 1). FIG. 4A shows a rotor rotation pulse, and shows the time required for one rotation with a peak interval. From this figure, it can be seen that there is one pressure fluctuation waveform between two rotations of the rotor.
図7に圧力変動波形を周波数分析したスペクトルを示す。圧力変動波形の周波数分析は波形解析サブシステム50にて行う。このように、旋回失速時の圧力波形は、回転数の式1で表わされたn=1の基本波の倍数波j=1,2,3,4…で表わされることが分かる。図7では、変動応力波形のスペクトルの回転数毎の変化と圧縮機翼の固有振動数を示す。この図によれば、回転数が定格回転70%近傍で旋回失速波形が大きくなり、また、その基本波の5倍波が翼の固有振動数に接近することが分かる。このため、図5に示したように、回転数が定格回転数の70%近傍にて、翼の応力が高くなる。
FIG. 7 shows a spectrum obtained by frequency analysis of the pressure fluctuation waveform. The frequency analysis of the pressure fluctuation waveform is performed by the
図8に旋回失速時の圧力波形が式で示される周波数が卓越するスペクトルを有するメカニズムを示す。図4(b)の台形に近い変動圧力波形を図8に示す波形に簡略化してモデル化した。図8の波形をフーリエ展開すると圧力変動の基本波である式1のn=1の周波数の整数倍波j=1,2,3,4…に展開されることが分かる。 FIG. 8 shows a mechanism having a spectrum in which the frequency of the pressure waveform at the time of turning stall is expressed by an equation. The fluctuation pressure waveform close to the trapezoid of FIG. 4B was simplified and modeled to the waveform shown in FIG. When the waveform of FIG. 8 is Fourier-expanded, it can be seen that the waveform is expanded into integer multiples j = 1, 2, 3, 4,...
図4(b)に示した圧力変動波形を圧縮機翼の有限要素法解析モデルに加え、時刻歴応答解析を実施することで、圧縮機翼の振動応力波形を求めることができる。図9に応力解析モデルを示す。圧力変動波形は翼面に均一に加えてもよいし、翼面の圧力分布がCFDや実機測定で明らかになっている場合は分布をもたせて加えてもよい。また、振動解析を行うときには、データーベース52に、圧縮機固有振動数データや翼の実動応力測定結果が格納されているときは、解析モデルを修正する。解析モデルの修正においては、モデルの拘束条件と減衰を変更する。
By adding the pressure fluctuation waveform shown in FIG. 4B to the finite element method analysis model of the compressor blade and performing time history response analysis, the vibration stress waveform of the compressor blade can be obtained. FIG. 9 shows a stress analysis model. The pressure fluctuation waveform may be applied uniformly to the blade surface, or may be added with a distribution when the pressure distribution on the blade surface is clarified by CFD or actual machine measurement. When the vibration analysis is performed, if the
周波数応答解析により応力を算出する場合においては、図7や図8に示した様に旋回失速の圧力変動は基本波の倍波の重畳である特徴を利用する。つまり、図7と図8に示した基本波の倍波の周波数を有するピークの振幅を周波数応答解析のモデルに加える。 In the case of calculating stress by frequency response analysis, as shown in FIG. 7 and FIG. 8, the characteristic that the pressure fluctuation of the turning stall is a superposition of the harmonic of the fundamental wave is used. That is, the peak amplitude having the harmonic frequency of the fundamental wave shown in FIGS. 7 and 8 is added to the model of the frequency response analysis.
複数の卓越するピークの圧力変動を考慮することで、翼の応力振幅を正確にもとめることができる。図10に複数ピークを考慮したときと翼の固有振動数近傍の単一ピークのみを考慮したときの応力解析結果を試験結果と比較する。これによれば、複数のピークを考慮することで、旋回失速時における応力が正確に、安全側で求められていることが分かる。 By taking into account the pressure fluctuations of several prominent peaks, the blade's stress amplitude can be accurately determined. FIG. 10 compares the stress analysis results with the test results when multiple peaks are considered and when only a single peak near the natural frequency of the blade is considered. According to this, it is understood that the stress at the time of turning stall is accurately calculated on the safe side by considering a plurality of peaks.
図10に示した複数の圧力変動のピークを考慮した周波数応答解析で応力の時刻歴波形を求める際においては、周波数応答解析で得られた圧力の各ピークを有する正弦波の時刻歴波形を発生させ、これらを足し合わせて応力の時刻歴波形を求めるものとする。旋回失速の圧力波形は図8に示したように基本波の倍波を位相差無しでの足し和せであるため、本手法が適用が容易にできる。なお、図11(a)に示されているように1自由度系の応答曲線を用いて、圧力変動の周波数と翼の固有値との関係から、位相差を設けてもよい。なお、応力解析モデルは、該有限要素法解析モデルの他にはり計算などによる圧力変動から応力変動を求める応力解析モデルを用いてもよい。 When the time history waveform of stress is obtained by frequency response analysis taking into account the plurality of pressure fluctuation peaks shown in FIG. 10, a time history waveform of a sine wave having each pressure peak obtained by frequency response analysis is generated. These are added together to obtain a time history waveform of stress. As shown in FIG. 8, the pressure waveform of the rotating stall is obtained by adding the harmonics of the fundamental wave without any phase difference, so that this method can be easily applied. In addition, as shown in FIG. 11A, a phase difference may be provided from the relationship between the frequency of pressure fluctuation and the eigenvalue of the blade, using a one-degree-of-freedom response curve. The stress analysis model may be a stress analysis model that obtains stress fluctuation from pressure fluctuation by beam calculation or the like in addition to the finite element method analysis model.
疲労損傷解析プログラム49は、データーベース52に格納した前述の応力波形解析結果、翼の実動腐食環境データ、翼材の腐食環境下における時間強度データを読み込み、応力頻度解析と累積疲労損傷解析をおこなう。応力頻度解析手法としては、レインフロー法、レンジペア法、レンジペアミーン法、ピーク法などが一般的に用いられ、変動応力の振幅とその頻度を解析する。
The fatigue
累積疲労損傷解析では、前述の応力頻度解析で得られた応力振幅、応力の頻度、翼の実動腐食環境データ、翼材の腐食環境下における時間強度データを用いて、マイナー則や修正マイナー則などによる累積疲労損傷解析を行い、翼の累積損傷を算出する。解析で得られた累積損傷解析結果は、データーベース52に保持される。そして、運転毎に算出される累積疲労損傷を加算し、データーベース52に保持する。累積損傷に用いる時間強度線図は、圧縮機翼の実動腐食環境データを参照し、翼の腐食環境に相当する時間強度線図を用いる。翼の実動腐食環境は、翼を洗浄した際の洗浄液を分析することで求めることができる。なお、累積損傷解析のかわりに破壊力学を用いたき裂進展解析を用いてもよい。
In cumulative fatigue damage analysis, the minor and modified minor laws are calculated using the stress amplitude, stress frequency, blade actual corrosion environment data, and time strength data of the blade material in the corrosive environment obtained from the stress frequency analysis described above. Cumulative fatigue damage analysis is performed to calculate the cumulative blade damage. The cumulative damage analysis result obtained by the analysis is held in the
余寿命評価サブシステム51においては、データーベース52に格納された累積損傷解析結果データと累積損傷率の制限値を用いて、許容される起動停止回数を算出する事ができる。以上に述べたプログラム構成により、正確にかつ迅速に翼の累積疲労損傷を評価し、累積疲労損傷をもとに圧縮機翼の交換時期決定することができ、ガスタービンの信頼性を高めることができる。
The remaining life evaluation subsystem 51 can calculate the allowable number of start / stop operations using the cumulative damage analysis result data stored in the
図12にはもう一つの実施例が示されている。図1に示した発明とほぼ同様の構成であるが、本実施例においては、圧縮機ケーシング3に熱電対46が取り付けられる。この熱電対46は、図2に示したように、圧縮機ケーシング3に熱電対取り付け穴を穿孔し、穴に熱電対46を取り付けている。熱電対46にてケーシング3の内表面の温度を計測することができる。ガスタービンの停止状態においては、熱電対46にて計測されたケーシング内表面の温度とケーシングに埋め込まれた圧縮機翼の温度はほぼ等しいと見なすことができ、この熱電対46にて圧縮機静翼のメタル温度を予測することができる。計測された温度変動データはセンサアンプ45と信号線38を介して、記録装置29に送られる。
FIG. 12 shows another embodiment. Although the configuration is almost the same as that of the invention shown in FIG. 1, in this embodiment, a thermocouple 46 is attached to the
本発明では、乾燥空気発生装置52、乾燥空気配管53およびバルブ54より構成される乾燥空気をケーシング3内に流通させる機構を有する。乾燥空気発生装置52とバルブ54は計算機30と制御装置29から信号線38を介して送られる制御信号にて制御される。乾燥空気配管38はケーシング3の抽気ポート位置や空気取り入れ口などに接続され、乾燥空気をケーシング3内に導くように設ける。乾燥空気発生装置は、回転するチャンネル型吸収体を用いて湿度交換を行う装置などが一般的である。
In the present invention, there is a mechanism for circulating the dry air configured by the
本発明では、湿度センサ55と温度センサ57とセンサアンプ56より構成されるケーシング3の外気の相対湿度と外気温を測定する装置を有している。測定された空気の相対湿度データと外気温データは信号線38を介して制御・記録装置29に送られる。湿度センサ55と温度センサ57は同一箇所に設置し、ガスタービンの吸い込み空気の湿度と温度を測定するために圧縮空気吸い込み口18やガスタービンが入っているエンクロージャー内など、ガスタービンが停止しているときに流入する可能性のある空気の湿度と温度を測定する様に設置すればよい。ガスタービンが停止している際においても、ケーシングの開口部から外気が流入するため、流入する可能性のある空気の湿度と温度を計測するものである。
In this invention, it has the apparatus which measures the relative humidity and external temperature of the external air of the
図12を用いて、この発明の制御ステップを示す。ガスタービンの停止時において、外気の湿度センサ55と外気温度センサ57のデータから計算機30により、外気の飽和蒸気温度toを求める。ケーシング3に取り付けられた熱電対46にてケーシング内表面の温度tiを測定する。そして、to/ti>bとなったときに計算機30は制御装置29を介して乾燥空気発生装置52を起動する。bは制限値であり、b=1のときに圧縮機内の空気に含まれる水蒸気が圧縮機の翼面に凝縮すると考えられる。bは安全係数を考えて1以下に設定する。なお、本発明は、to>tiの外気がケーシング内に流通することがないように乾燥空気を流すものである。そのため、ti−to<C(Cは0以上の整数)となったときに、乾燥空気を流通させても良い。
FIG. 12 is used to show the control steps of the present invention. When the gas turbine is stopped, the saturated steam temperature to of the outside air is obtained by the
次に、計算機30は制御装置29を介してバルブ54を開け、乾燥空気を乾燥空気配管53を介して、ケーシング3内に導く。本発明により、ガスタービンケーシング内の空気の露点を圧縮機翼のメタル温度以下とすることができる。これにより、圧縮機翼表面の水分の凝縮を防止することができ、腐食環境を改善することができるので、圧縮機翼の信頼性を高めることができる。なお、同様にケーシング3内の空気の相対湿度を予測し、その相対湿度がある制限値以下となったときに乾燥空気をケーシング内に流通させてもよい。相対湿度の制限値は50%以下である。
Next, the
図13に示した発明はもう一つの実施例である。図1に示した発明とほぼ同様の構成である。本発明では、圧縮機吸い込み口18には洗浄水を噴射し、前記圧縮機の汚れを取り除くガスタービン圧縮機水洗浄ノズル19が設けられている。水洗浄ノズル19は一般的には、圧縮機空気吸い込み口18に周方向に等間隔で複数本取り付けられる。水洗浄ノズル19は弁20、流量計21、昇圧された純水タンク25、昇圧された界面活性材のような洗浄液タンク26、昇圧された石油系洗浄液タンク27がそれぞれ弁22、23、24を介して、管路でつながっている。
The invention shown in FIG. 13 is another embodiment. The configuration is almost the same as that of the invention shown in FIG. In the present invention, the
本実施例においては、弁20、22、23、24は信号線28を介して、制御装置29によりその開閉を制御されている。例えば、弁22を開き、弁23、24を閉じ、さらに弁20を開くことで、水洗浄ノズル19からは純水が放出され、純水により圧縮機翼の洗浄を行うことができる。同様に、洗浄液タンク26、洗浄液タンク27の洗浄液による洗浄も可能である。また、放出された洗浄液の量は流量計21と制御装置29で制御され、投入された洗浄液の量は、計算機30に記録される。これらの装置により、圧縮機翼7、8を洗浄し、翼の汚れを洗浄することで、圧縮機の性能が回復する。
In the present embodiment, the
圧縮機ケーシング3の下部には、洗浄後の洗浄水を排出するためのドレイン32とドレイン開閉のための弁33が設けられている。排水は弁37により、サンプル採集機構35にためられる。サンプル採集機構35に溜められた排水は、水素イオン濃度を計測し、排水の酸性度を計測するpH計測装置36により、その酸性度を計測される。pH計測装置36にて洗浄水のpHを測定することで、圧縮機翼が実際に曝されている腐食環境を測定することができる。なお、投入された純水量と排出された水の水量とpHと実機翼の実働環境のpHの関係のマスタカーブを作成することで、本発明における翼の腐食環境の予測精度を高めることができる。また、前述の実施例と同様に、圧力変動データと圧縮機翼の構造解析モデルを用いて応力解析を実施することで、圧縮機翼の実動環境下における応力変動を推定することができる。この結果として、収集したpHデータと腐食環境下での強度マスターカーブと圧縮機翼の実動環境下における応力変動を比較することで翼の疲労寿命の精度の高い予測が可能である。これにより、正確にかつ迅速に翼の疲労寿命を予測することができ、ガスタービンの信頼性を高めることができる。
At the lower part of the
なお、弁34の開閉制御、流量計36データの取得、pH測定機構36の制御、データの取得は信号線38を介した制御装置29によりなされる。本実施例では、測定データの記録、表示、弁開閉、サンプル収集を含めたpH測定機構の制御、水洗浄機構の制御、噴射洗浄液量の記録を制御装置29に信号線で結ばれた計算機30で行う。また、測定データの記録、腐食環境の寿命データを蓄積する記録装置31も本実施例は備えている。
The opening / closing control of the valve 34, the acquisition of the flow meter 36 data, the control of the pH measurement mechanism 36, and the acquisition of data are performed by the
図14の実施例においては、前述した図13の実施例とは異なり、洗浄排水をサンプル収集装置35により採取し、採取したサンプルをオフラインで分析する。この実施例によれば、オフラインで洗浄排水の分析が可能であるため、研究室レベルの詳細な分析が可能である。分析内容としては、pH分析、電気伝導度分析、クロマトグラフィ、EDX、各種元素分析、化学分析などが挙げられる。これらの分析によれば、圧縮機翼の実働環境下での腐食環境を評価することができる。 In the embodiment of FIG. 14, unlike the embodiment of FIG. 13 described above, the cleaning wastewater is collected by the sample collection device 35, and the collected sample is analyzed off-line. According to this embodiment, since it is possible to analyze the washing wastewater offline, a detailed analysis at the laboratory level is possible. The analysis content includes pH analysis, electrical conductivity analysis, chromatography, EDX, various elemental analysis, chemical analysis, and the like. According to these analyses, the corrosive environment under the working environment of the compressor blade can be evaluated.
図15は、図13に示した発明とほぼ同様の構成である。図13との違いは、インターネント回線を介して、遠隔地の計算機30、記録装置31に接続しているものである。これにより、発電設備の計算機よりも高性能な遠隔地に存在する計算機31や記録装置31を用いて解析することが可能となる。この結果、さらに高精度な翼の余寿命評価が可能となり、ガスタービンの信頼性を高めることができるのである。
FIG. 15 has a configuration substantially similar to that of the invention shown in FIG. The difference from FIG. 13 is that the
以上説明してきたようにこのように形成されたガスタービンであると、例えば、圧縮機静翼の旋回失速時の振動応力と腐食環境状態を正確に評価することができ、この応力と環境をもとに余寿命評価が行なわれるので、高精度な余寿命評価が行え、ガスタービンの信頼性を高めることができる。さらに、ガスタービンの停止時において、ケーシング内の温度センサによりケーシング内面の温度を計測し、外気の温度センサと湿度センサによりケーシング内の相対湿度を算出して、ケーシング内の相対湿度がある制限値以下となったときには乾燥空気を流通させる機構によりケーシング内に乾燥空気を流通させ、これにより、ケーシング内の空気の露点を下げることが可能となり、翼表面での水分の凝縮なども防止でき、翼の腐食環境も改善することができるのである。 As described above, in the case of a gas turbine formed in this way, for example, it is possible to accurately evaluate the vibration stress and the corrosion environment state at the time of rotating stall of the compressor stationary blade, and the stress and environment In addition, since the remaining life evaluation is performed, a highly accurate remaining life evaluation can be performed and the reliability of the gas turbine can be improved. Further, when the gas turbine is stopped, the temperature inside the casing is measured by the temperature sensor inside the casing, the relative humidity inside the casing is calculated by the outside air temperature sensor and the humidity sensor, and the relative humidity inside the casing has a certain limit value. The dry air is circulated in the casing by a mechanism that circulates the dry air when it becomes below, which makes it possible to lower the dew point of the air in the casing and prevent condensation of moisture on the blade surface. The corrosive environment can be improved.
1…ガスタービン、2…圧縮機ロータ、3…圧縮機ケーシング、4…コンプレッサスタッブシャフト、5…圧縮機ディスク、6…スタッキングボルト、7…圧縮機動翼、8…圧縮機静翼、9…タービンロータ、10…タービンスタッブシャフト、11…タービンディスク、12…ディスタンスピース、13…スタッキングボルト、14…タービン動翼、15…燃焼器、16…タービン静翼、17…タービンベース、18…圧縮機空気吸い込み口、19…水洗浄ノズル、20…弁、21…流量計、22…弁、23…弁、24…弁、25…純水タンク、26…洗浄液(界面活性剤)タンク、27…洗浄液(石油系)タンク、28…信号線、29…制御・記録装置、30…計算機、31…データ記録装置、32…排水ドレイン、33…弁、34…流量計、35…サンプル収集装置、36…pH測定装置、37…弁、38…信号線、39…インターネット回線、44…圧力センサ、45…センサアンプ、46…熱電対、47…データ入出力制御サブシステム、48…振動解析サブシステム、49…疲労損傷解析サブシステム、50…波形解析サブシステム、51…データーベース、52…乾燥空気発生装置、53…乾燥空気配管、54…バルブ、55…湿度センサ、56…センサアンプ、57…温度センサ。
DESCRIPTION OF
Claims (1)
前記ケーシング内に取り付けた温度計測センサ、圧縮機の吸入空気の温度センサと湿度センサ、データ収集装置、計算機、記録装置、前記ケーシング内に乾燥空気を流通させる機構を有することを特徴とするガスタービン。
In a gas turbine comprising a turbine, a compressor, a combustor that mixes discharge air and fuel from the compressor and supplies the fuel gas to the turbine, and a casing containing the turbine and the compressor.
A gas turbine comprising: a temperature measurement sensor mounted in the casing; a temperature sensor and humidity sensor for intake air of a compressor; a data collection device; a computer; a recording device; and a mechanism for circulating dry air in the casing. .
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