JP2012082734A - Method and device for measuring tip clearance of moving blade of gas turbine - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガスタービンの動翼先端間隙の測定方法及び装置に係り、特に、静電容量型間隙センサーを用いて、ガスタービンの動翼先端間隙を測定するに好適なガスタービンの動翼先端間隙の測定方法及び装置に関する。 The present invention relates to a method and an apparatus for measuring a gap between blade tips of a gas turbine, and more particularly, to a tip of a blade of a gas turbine suitable for measuring a gap between blade tips of a gas turbine using a capacitance type gap sensor. The present invention relates to a gap measuring method and apparatus.
ターボ機械においては、回転体と静止部材の間に必然的に生じる間隙からの作動流体等の洩れ（リーク）を抑制、或いは、封止して性能改善に努めており、ガスタービンの回転側動翼先端と静止側動翼シュラウド間に形成される動翼先端間隙の最小化も、そのひとつである。 In turbomachinery, leakage of working fluid, etc. from the gap that inevitably occurs between the rotating body and the stationary member is suppressed or sealed to improve performance. One of them is minimization of the blade tip clearance formed between the blade tip and the stationary blade shroud.
特に、大型のガスタービンにおける動翼先端間隙は、起動とともに、回転体側である翼、ホィール、及び、ロータ等の遠心伸びと熱伸びによって縮小する方向に向かい、無負荷定格回転数運転の前後から、静止体側のケーシングの熱伸びが支配的となり、定格運転点では、組立間隙に比べて、間隙が拡がる特性を示す。即ち、動翼先端間隙の最小間隙点が昇速途上にあり、負荷上昇とともに間隙が拡がるため、性能低下の一因となる。この間隙を最小化する為、ロータやケーシングの熱伸びを加熱・冷却制御することが知られている（例えば、特許文献１参照）。また、これらの制御量の基本となる間隙出力を検出するために用いる静電容量型間隙センサーの信頼性向上策として、そのプローブ構造を改良することが知られている（例えば、特許文献２参照）。 In particular, the rotor blade tip clearance in large gas turbines is reduced in the direction of reduction due to centrifugal elongation and thermal elongation of blades, wheels, and rotors on the rotating body, and before and after the no-load rated rotation speed operation. The thermal elongation of the casing on the stationary body side becomes dominant, and at the rated operating point, the gap expands compared to the assembly gap. That is, the minimum gap point of the rotor blade tip gap is on the way of increasing speed, and the gap increases as the load increases, which contributes to performance degradation. In order to minimize the gap, it is known to control heating and cooling of the thermal elongation of the rotor and the casing (see, for example, Patent Document 1). It is also known to improve the probe structure as a measure for improving the reliability of a capacitance-type gap sensor used to detect the gap output that is the basis of these control amounts (see, for example, Patent Document 2). ).
ターボ機械のひとつであるガスタービンを、目的に沿って効率的に実現するために、特許文献１や特許文献２記載の方式を用いて、動翼先端間隙の最小化、即ち、制御することは有効な手段である。この手段達成において、最も基本となるのは、その制御量である間隙を精度よく測定することである。現状、１０００℃を越える高温場用間隙センサーとしては、静電容量型，火花放電型，レーザー型等が周知である。それぞれに長短はあるが、静電容量型間隙センサーは、測定の連続性，信頼性等から有効な測定方法として、重要視されている。その原理は、プローブ先端面とターゲット対抗面（動翼先端面）の間で形成する間隙間の静電容量の変化を測定し、間隙換算するものである。
In order to efficiently realize a gas turbine, which is one of turbomachines, in accordance with the purpose, minimization of the rotor blade tip clearance, that is, control, using the methods described in
しかしながら、ガスタービンの動翼は、前述したように半径方向は勿論のこと、スラスト力、ロータ熱伸び等によって、軸方向にも、その位置を変化させる。従って、組立時のプローブ設置位置に対して、相対的に変化する動翼先端面は、その翼厚みの変化によって対向面積も変化させることになる。即ち、半径方向の間隙の変化による静電容量の変化分に、対向面積が変化することによる静電容量の変化分が加算されることになり、間隙の測定精度が低下することになる。 However, as described above, the moving blades of the gas turbine change their positions not only in the radial direction but also in the axial direction by thrust force, rotor thermal expansion, and the like. Therefore, the moving blade tip surface that changes relatively with respect to the probe installation position at the time of assembly also changes the facing area due to the change in the blade thickness. In other words, the change in the capacitance due to the change in the facing area is added to the change in the capacitance due to the change in the gap in the radial direction, and the measurement accuracy of the gap is lowered.
この間隙値をもとに、動翼先端と動翼シュラウドの接触防止の監視する場合や、動翼先端間隙を制御する場合、この測定精度の低下分だけ、安全側に許容値を設定しておく必要があり、十分な実効性を発揮できない恐れがある。 Based on this gap value, when monitoring the contact between the blade tip and the blade shroud, or when controlling the blade tip gap, set an allowable value on the safe side for the decrease in measurement accuracy. There is a risk that it will not be fully effective.
本発明の目的は、間隙の測定精度を向上できるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法及び装置を提供することにある。 An object of the present invention is to provide a measuring method and apparatus for a rotor blade tip clearance of a gas turbine that can improve the clearance measurement accuracy.
（１）上記目的を達成するために、本発明は、作動流体を圧縮する圧縮機と、該圧縮機により圧縮された圧縮空気と燃料を混合させ高温の燃焼ガスを生成する燃焼器と、該燃焼ガスにより回転駆動するタービンを有するガスタービンであって、前記タービンは、回転体であるロータ，ホィール及び動翼と、静止体であるケーシング，動翼シュラウド及び静翼を主構成とし、前記動翼シュラウドは、前記動翼の半径方向外側端となる先端面に対向して、前記ケーシングに装着され、前記先端面に対向して、前記動翼シュラウドに配置され、前記動翼の先端間隙を検出する静電容量型センサーと、前記回転体の軸方向の移動距離を検出する変位センサーを有するガスタービンに用いられるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法であって、前記ガスタービンの組立時における前記動翼の先端面と対向する前記静電容量型センサーから得られる出力の最大値を基準とする対向面積Ａと、ガスタービンの起動とともに得られる前記変位センサーの出力をもとに推定した最大値となる対向面積Ａ’の比率（Ａ’／Ａ）で、ガスタービンの起動とともに得られる前記静電容量型センサーで得られる出力を補正するようにしたものである。
かかる方法により、間隙の測定精度を向上できるものとなる。
(1) To achieve the above object, the present invention includes a compressor that compresses a working fluid, a combustor that mixes compressed air compressed by the compressor and fuel, and generates high-temperature combustion gas; A gas turbine having a turbine that is rotationally driven by combustion gas, the turbine mainly comprising a rotor, a wheel, and a moving blade that are rotating bodies, and a casing, a moving blade shroud, and a stationary blade that are stationary bodies. A blade shroud is mounted on the casing so as to face a tip surface that is a radially outer end of the blade, and is disposed on the blade shroud so as to face the tip surface, and has a tip clearance of the blade. A method for measuring a moving blade tip clearance of a gas turbine used in a gas turbine having a capacitance type sensor to detect and a displacement sensor for detecting an axial movement distance of the rotating body, The opposed area A based on the maximum value of the output obtained from the capacitive sensor facing the tip surface of the moving blade at the time of assembling the turbine, and the output of the displacement sensor obtained when the gas turbine is started are also shown. The output obtained by the capacitive sensor obtained with the start of the gas turbine is corrected by the ratio (A ′ / A) of the facing area A ′ that is the maximum value estimated in the above.
With this method, the measurement accuracy of the gap can be improved.
（２）上記（１）において、好ましくは、前記静電容量型センサーは、同一周方向上に、複数個設置されるとともに、複数個の静電容量型センサーから得られた周方向上の複数点の動翼先端間隙データに対して、最小値を補正値として用いるようにしたものである。 (2) In the above (1), preferably, a plurality of the capacitive sensors are installed in the same circumferential direction, and a plurality of the circumferential sensors obtained from the plurality of capacitive sensors are provided. The minimum value is used as the correction value for the point tip clearance data.
（３）上記（１）において、好ましくは、動翼の先端間隙を制御する間隙制御手段を備え、該間隙制御手段に、前記補正値を判定条件として制御するようにしたものである。 (3) In the above (1), preferably, gap control means for controlling the tip gap of the moving blade is provided, and the gap control means is controlled with the correction value as a determination condition.
（４）上記（３）において、好ましくは、前記間隙制御手段は、空気供給手段と、該空気供給手段と前記静電容量型センサーを配置した軸方向近傍を含む前記ケーシングの外側に備えられるとともに、前記ケ−シングに向かって噴出する複数個の小孔が設けられた空気ヘッダーと、該空気ヘッダーに供給される空気流量を制御する制御弁とを備えており、前記弁開度の空気流量特性と、前記補正値と予め与えた動翼先端間隙の目標値とから前記空気ヘッダーに供給する空気流量を決定して、前記制御弁の開度を制御するようにしたものである。 (4) In the above (3), preferably, the gap control means is provided outside the casing including an air supply means and an axial vicinity in which the air supply means and the capacitive sensor are arranged. An air header provided with a plurality of small holes ejected toward the casing, and a control valve for controlling an air flow rate supplied to the air header, and an air flow rate of the valve opening degree The flow rate of air supplied to the air header is determined from the characteristics, the correction value, and the target value of the rotor blade tip clearance given in advance, and the opening of the control valve is controlled.
（５）上記（４）において、好ましくは、前記静電容量型センサーは、同一周方向上に、複数個設置されるとともに、複数個の静電容量型センサーから得られた周方向上の複数点の測定間隙データをもとに、周方向上での、前記空気ヘッダーからの空気流量を調整するようにしたものである。 (5) In the above (4), preferably, a plurality of the capacitive sensors are installed on the same circumferential direction, and a plurality of the circumferential sensors obtained from the plurality of capacitive sensors are provided. The air flow rate from the air header in the circumferential direction is adjusted based on the point measurement gap data.
（６）また、上記目的を達成するために、本発明は、作動流体を圧縮する圧縮機と、該圧縮機により圧縮された圧縮空気と燃料を混合させ高温の燃焼ガスを生成する燃焼器と、該燃焼ガスにより回転駆動するタービンを有するガスタービンであって、前記タービンは、回転体であるロータ，ホィール及び動翼と、静止体であるケーシング，動翼シュラウド及び静翼を主構成とし、前記動翼シュラウドは、前記動翼の半径方向外側端となる先端面に対向して、前記ケーシングに装着され、前記先端面に対向して、前記動翼シュラウドに配置され、前記動翼の先端間隙を検出する静電容量型センサーと、前記回転体の軸方向の移動距離を検出する変位センサーを有するガスタービンに用いられるガスタービンの動翼先端間隙の測定装置であって、前記ガスタービンの組立時における前記動翼の先端面と対向する前記静電容量型センサーから得られる出力の最大値を基準とする対向面積Ａと、ガスタービンの起動とともに得られる前記変位センサーの出力をもとに推定した最大値となる対向面積Ａ’の比率（Ａ’／Ａ）で、ガスタービンの起動とともに得られる前記静電容量型センサーで得られる出力を補正する制御手段を備えるようにしたものである。
かかる構成により、間隙の測定精度を向上できるものとなる。
(6) Moreover, in order to achieve the said objective, this invention is a compressor which compresses a working fluid, The combustor which mixes the compressed air and fuel which were compressed by this compressor, and produces | generates high temperature combustion gas, , A gas turbine having a turbine driven to rotate by the combustion gas, the turbine mainly comprising a rotor, a wheel and a moving blade as a rotating body, a casing, a blade shroud and a stationary blade as a stationary body, The blade shroud is mounted on the casing so as to face a tip surface that is a radially outer end of the blade, and is disposed on the blade shroud so as to face the tip surface, and the tip of the blade A measuring device for a blade tip clearance of a gas turbine used in a gas turbine having a capacitance type sensor for detecting a gap and a displacement sensor for detecting a moving distance in the axial direction of the rotating body, The opposed area A based on the maximum value of the output obtained from the capacitance type sensor facing the tip surface of the moving blade at the time of assembling the gas turbine, and the output of the displacement sensor obtained when the gas turbine is started And a control means for correcting the output obtained by the capacitive sensor obtained at the start of the gas turbine with the ratio (A ′ / A) of the facing area A ′ that is the maximum value estimated based on It is a thing.
With this configuration, the measurement accuracy of the gap can be improved.
（７）上記（６）において、好ましくは、前記制御手段は、静電容量型センサーの出力と前記変位センサーの出力とを用いて、予め入力された前記対向面積Ａとにより、前記比率（Ａ’／Ａ）を演算する演算器と、該演算器で算出した動翼先端間隙の補正値をもとに、制御信号を発生する制御器を備えるようにしたものである。 (7) In the above (6), preferably, the control means uses the output of the capacitive sensor and the output of the displacement sensor, and the ratio (A An arithmetic unit that calculates' / A) and a controller that generates a control signal based on the correction value of the blade tip clearance calculated by the arithmetic unit are provided.
本発明によれば、間隙の測定精度を向上することができる。
According to the present invention, it is possible to improve the measurement accuracy of the gap.
以下、図１〜図７を用いて、本発明の一実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法及び装置の内容について説明する。
最初に、図１を用いて、本実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法が適用されるガスタービンの全体構成について説明する。
図１は、本発明の一実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法が適用されるガスタービンの全体構成図である。
Hereinafter, the contents of the method and apparatus for measuring the blade tip clearance of the gas turbine according to an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
First, the overall configuration of the gas turbine to which the method for measuring the moving blade tip clearance of the gas turbine according to the present embodiment is applied will be described with reference to FIG.
FIG. 1 is an overall configuration diagram of a gas turbine to which a method for measuring a blade tip clearance of a gas turbine according to an embodiment of the present invention is applied.
ガスタービン１は、主として、吸込み空気を圧縮する圧縮機２と、圧縮機２により圧縮された空気を燃料とともに燃焼させ高温・高圧ガスを発生する燃焼器３と、燃焼器３により発生した高温・高圧ガスを膨張させ回転駆動するタービン４と、タービン４の駆動力によって発電する発電機６とから構成される。
The
圧縮機２の中間段と最終段からは、それぞれ、静止側圧縮機中間段抽気経路６ａと、静止側圧縮機最終段抽気経路６ｂ、及び、回転側圧縮機最終段抽気経路７が形成され、タービン４の後述する静翼や動翼に導入される。
From the intermediate stage and the final stage of the
次に、図２を用いて、本実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法が適用されるタービン４の詳細構成について説明する。
図２は、本発明の一実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法が適用されるタービンの詳細構成を示す断面図である。なお、図２において、図１と同一符号は同一部分を示している。
Next, the detailed configuration of the turbine 4 to which the measuring method of the moving blade tip clearance of the gas turbine according to the present embodiment is applied will be described with reference to FIG.
FIG. 2 is a cross-sectional view showing a detailed configuration of a turbine to which a method for measuring a blade tip clearance of a gas turbine according to an embodiment of the present invention is applied. In FIG. 2, the same reference numerals as those in FIG. 1 denote the same parts.
回転体である第１段ホィール１９ａ，スペーサ１８，及び第２段ホィール１９ｂが、タイボルト２６によって連結されて、ロータ２５が構成される。第１段ホィール１９ａと第２段ホィール１９ｂの半径方向外側位置には、第１段動翼１０ｂと第２段動翼１１ｂが、一体構造となる第１段動翼シャンク２２ａ，第２段動翼シャンク２２ｂに設けられた図示しないダブティールを介して周方向（図面上、奥行き方向）に複数枚が固着されている。
The first-
一方、静止体である第１段静翼１０ａと第２段静翼１１ａが、タービンケーシング１２に設けられたフック２７ａとフック２７ｂに装着されている第１段動翼シュラウド１７ａと第２段動翼シュラウド１７ｂに支持されて、周方向上、環状に、複数枚配列される。同様に、第２段静翼１１ａの半径方向内側には、ダイアフラム１５が、環状配置される。
On the other hand, the first stage
これら回転・静止部材の構成により、第１段動翼シャンク２２ａ，第１段ホィール１９ａ，スペーサ１８，及びダイアフラム１５で囲まれた空間として、第１段動翼後側ホィールスペース１６ａが形成される。また、第２段動翼シャンク２２ｂ，第２段ホィール１９ｂ，スペーサ１８，及びダイアフラム１５で囲まれた空間として、第２段動翼前側ホィールスペース１６ｂが形成される。
With the configuration of these rotating / stationary members, the first stage blade
矢印６ｂで示す静止側圧縮機最終段抽気経路は、第１段静翼１０ａに連通している。矢印６ａで示す静止側圧縮機中間段抽気経路は、タービンケーシング１２内部に形成される、第２段静翼チップキャビティ１３，第２段静翼１１ａ，第２段静翼ハブキャビティ１４を介して、第１段動翼後側ホィールスペース１６ａと第２段動翼前側ホィールスペース１６ｂに連通する。同様に、回転側圧縮機最終段抽気経路７に、第１段動翼１０ｂと第２段動翼１１ｂが連通している。
The stationary-side compressor final stage bleed path indicated by the
なお、第１段動翼シュラウド１７ａと第２段動翼シュラウド１７ｂは、それぞれ、第１段動翼１０ｂと第２段動翼１１ｂの半径方向線上に位置している。
The first
次に、図３を用いて、本実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法に用いる静電容量型の変位センサーの取付け位置について説明する。
図３は、本発明の一実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法に用いる静電容量型の変位センサーの取付け位置を示す拡大断面図である。なお、図３において、図１〜図２と同一符号は同一部分を示している。
Next, the mounting position of the capacitance type displacement sensor used in the method for measuring the moving blade tip clearance of the gas turbine according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view showing a mounting position of a capacitance type displacement sensor used in the method for measuring the moving blade tip clearance of the gas turbine according to the embodiment of the present invention. In FIG. 3, the same reference numerals as those in FIGS.
図３に示す例では、静電容量型センサーは、第１段動翼１０ｂの先端の間隙を測定するものとして、周方向に対して１箇所のみの設置した場合について説明する。また、起動前と定格負荷運転の２ポイントでの計測とする。なお、静電容量型センサーは、第１段動翼１０ｂの周方向に対して２箇所以上設置してもよいものである。２箇所、設ける場合には、動翼の周方向に９０度程度、離れた位置に設置する。また、第２段動翼１１ｂ等の他の動翼の先端にも設置されるが、ここでは、第１段動翼１０ｂの先端の間隙を測定する場合について説明する。
In the example shown in FIG. 3, the case where the capacitance type sensor is installed at only one place in the circumferential direction will be described on the assumption that the gap at the tip of the first
静電容量型センサー４２は、第１段動翼シュラウド１７ａの内部空間４１を利用して取り付けられる。静電容量型センサー４２は、その先端プローブ３０の先端径ΦＤは、第１段動翼１０ｂの第１段動翼先端面２１の前縁２９ａと、後縁２９ｂを軸方向に結ぶ直線範囲の中に収まるように配置されている。このとき、先端プローブ３０の先端径面と第１段動翼先端面２１で形成される互いの投影面の重なり部の面積の最大値をＡとする。この面積Ａについては、図６を用いて後述する。
The capacitive sensor 42 is attached using the
なお、ここで言う面積の最大値の説明をしておく。第１段動翼１０ｂは、周方向上を回転（図面上、奥行き方向）するものであり、例えば、動翼と動翼の間に、絶対的に停止している先端プローブ３０の先端面があるとき、投影面の重なりは零である。第１段動翼１０ｂを、ゆっくりと回転させていくとそれぞれの面積の重なりが始まり、最大値を取ったのち、また零に戻ることになるが、この最大値を言う。
In addition, the maximum value of the area said here is demonstrated. The first
一方、変位センサー４３は、その先端部を変位プローブ３１として、ダイアフラム１５の第２段静翼ハブキャビティ１４の空間を利用して、第１段動翼シャンク２２ａの第１段動翼シャンク対向面２３に、変位プローブ３１の先端面が対向するように設置される。なお、先端プローブ３０には、先端プローブ専用ケーブル３２、変位プローブ３１には、変位プローブ専用ケーブル３３が接続されているが、本図では一部を描画し省略している。
On the other hand, the
次に、図４を用いて、本実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法に用いる測定装置の構成について説明する。
図４は、本発明の一実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法に用いる測定装置の構成を示す概念図である。なお、図４において、図１〜図３と同一符号は同一部分を示している。
Next, the configuration of the measuring apparatus used in the method for measuring the moving blade tip clearance of the gas turbine according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
FIG. 4 is a conceptual diagram showing a configuration of a measuring apparatus used in a method for measuring a moving blade tip clearance of a gas turbine according to an embodiment of the present invention. In FIG. 4, the same reference numerals as those in FIGS. 1 to 3 denote the same parts.
静電容量型センサー４２の先端プローブ３０から延びた先端プローブ専用ケーブル３２は、間隙計測のためのＮｏ．１コントローラ３４に接続されている。Ｎｏ．１コントローラ３４で発生する測定間隙に対する出力は、出力ケーブル３９ａを介して、演算器３６に送信される。
The tip probe dedicated
一方、変位センサー４３の変位プローブ３１から延びた変位プローブ専用ケーブル３３は、変位計測のためのＮｏ．２コントローラ３５に接続されている。Ｎｏ．２コントローラ３５で発生する測定間隙に対する出力は、出力ケーブル３９ｂを介して、演算器３６に送信される。
On the other hand, the displacement probe dedicated
演算器３６は、送信されてきた各出力を基に演算を実行し、演算結果を出力ケーブル３９ｃを介して、制御器３７に送信する。制御器３７は、各出力を表示器３８に送信するとともに、冷却空気用圧縮機５０，制御弁５２，冷却空気供給配管５２，及びタービンケーシング１２の近傍に設置した空気ヘッダー５３からなる冷却空気系統５４の制御弁５２の開度を制御する。空気ヘッダー５３には、タービンケーシング１２に向かう複数個の小孔（図示せず）が、開口されており、供給された空気は、ここから噴出される。
The
次に、図１にて説明したガスタービン１の動作について説明する。
Next, the operation of the
ガスタービン１の運転とともに圧縮機２と燃焼器３で発生する高温高圧の作動ガスは、例えば、全圧が約１．６ＭＰａ、温度が１３００℃程度で、タービン４の１段静翼１０ａ，１段動翼１０ｂをはじめとする、各段でタービン仕事をしながら、圧力，温度を低下させ、約６００℃で最終段動翼（図示せず）を流出する。このとき、ロータ２５に接続された発電機５が回転して電力を得る。
The high-temperature and high-pressure working gas generated in the
タービン翼は、高温のガスに晒されるため、圧縮機２で得られる高圧空気の一部を抽気し、静止側圧縮機中間段抽気経路６ａと静止側圧縮機最終段抽気経路６ｂ，及び回転側圧縮機最終段抽気経路７を径由して、それぞれ、１段静翼１０ａ，１段動翼１０ｂ，２段静翼１１ａ，及び２段動翼１１ｂに導入され、作動ガス温度以下に冷却され、機器としての信頼性を保持する。
Since the turbine blades are exposed to high-temperature gas, a part of the high-pressure air obtained by the
このロータ２５の回転により、回転部材である第１段ホィール１９ａ及び１段動翼１０ｂには、遠心力が作用し、遠心伸びが生じる。更に、ガスパス近傍の部材から作動ガスからの受熱によって熱伸びが発生する。その後、無負荷定格回転数に達する時点から、遠心伸びは停止し、その容量によって、徐々に、タービンケーシングの熱伸びが支配的となる。
Due to the rotation of the
次に、図５及び図６を用いて、本実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法における回転部材の伸びについて説明する。
図５は、本発明の一実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法における回転部材の伸びの説明図である。なお、図５において、図１〜図４と同一符号は同一部分を示している。図６は、本発明の一実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法における動翼先端と静電容量型センサーの位置関係の説明図である。図６は、図５のＢ矢視図である。
Next, the elongation of the rotating member in the method for measuring the moving blade tip clearance of the gas turbine according to the present embodiment will be described with reference to FIGS.
FIG. 5 is an explanatory view of the elongation of the rotating member in the method for measuring the blade tip clearance of the gas turbine according to the embodiment of the present invention. 5, the same reference numerals as those in FIGS. 1 to 4 indicate the same parts. FIG. 6 is an explanatory diagram of the positional relationship between the blade tip and the capacitive sensor in the method for measuring the blade tip clearance of the gas turbine according to the embodiment of the present invention. 6 is a view taken in the direction of arrow B in FIG.
図５において、相対的に、静止側は停止とし、動翼のみの位置変化とし、実線を起動前の状態、起動後の状態を破線で示している。ガスタービン１の起動前の動翼先端間隙は、δｒで与えられる。この動翼先端間隙δは、熱・遠心伸びによって、概略、無負荷定格回転数まで第１段シュラウド間隙面側に向かう回転部材のため、縮小方向に移動する。そして、最小間隙を記録した後、定格負荷運転に移るに従い、タービンケーシング１２の熱伸びによって、逆に、間隙は拡がる方向に変化し、定格運転では動翼先端間隙δｒ’となる。
In FIG. 5, the stationary side is relatively stopped, and only the moving blade is changed in position. The solid line indicates the state before activation, and the state after activation is indicated by the broken line. The rotor blade tip clearance before starting the
静電容量型センサー４２は、この変化を、随時、計測しており、その出力を演算器に発信している。 The capacitance type sensor 42 measures this change at any time and transmits the output to the arithmetic unit.
ところで、ガスタービン１の起動前における、先端プローブ３０の軸方向設置位置に対する半径方向線４４と第１段動翼先端面２１の交点をＰとし、そのＰを通過する周方向上の環状線を線分Ｐとする。一方、静止・回転部材は、軸方向にも熱伸びやスラスト力によって、その位置を変えることになり、本図では割愛した変位センサー４３が、この変化を、随時、計測して、その出力を演算器に発信しており、定格負荷運転では、その移動量δａとして与えられることになる。
By the way, the intersection of the radial line 44 with respect to the axial installation position of the
ここで、図６を用いて、先端プローブ３０と第１段動翼シュラウド間隙面２４との投影面の重なり面積について説明する。
Here, the overlapping area of the projection surfaces of the
起動前の第１段動翼１０ｂと先端プローブ３０の最大となる投影面の重なり面積をハッチングして示し、Ａとして与えられる。当然ながら、回転する動翼枚数に対して、この重なり面積は零から最大値を、１秒間に（回転数（ｒｐｓ）×翼枚数）の数だけ繰り返して変化する。線分Ｐは、先端プローブ３０基準に定義したものであり、この軸方向位置は、静止場座標では変化しないものである。そのため、ガスタービンの定格負荷運転とともに与えられる回転部材２５の移動量δａの変化は、動翼の軸方向への変化量として、図６の破線に示すように、動翼が後縁２９ｂの方向（図面右側）にずれた第１段動翼１０ｂ’として表すことができる。
The overlap area of the projection surface that is the maximum of the first
翼型は、軸方向線４５に対して翼厚みの分布を持つが、相対的な第１段動翼先端面２１の位置変化によって、与えられる重なり面積も変化して、ハッチングで表す重なり面積Ａ’となる。このとき、静電容量型センサー４２で得られる間隙値は、動翼先端間隙δｒ’ではなく、先端プローブ３０と第１段動翼シュラウド間隙面２４との重なり面積の変化量が加算された動翼先端間隙（δｒ’＋ｆ（Ａ’））となり、真の間隙δｒ’を示すものではない。
The airfoil has a blade thickness distribution with respect to the
次に、図７を用いて、本実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法の内容について説明する。
図７は、本発明の一実施形態によるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法の内容の説明図である。なお、図７において、図１〜図５と同一符号は同一部を示している。
Next, the contents of the measuring method of the rotor blade tip clearance of the gas turbine according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
FIG. 7 is an explanatory diagram of the contents of the method for measuring the blade tip clearance of the gas turbine according to the embodiment of the present invention. In FIG. 7, the same reference numerals as those in FIGS. 1 to 5 denote the same parts.
先端プローブ３０で発生される静電容量の変化は、Ｎｏ．１コントローラ３４で、間隙値に変換され、デジタル信号Ｖｒ’として、演算器３６に送信される。このとき、前述したように、Ｎｏ．１コントローラ３４では、動翼の複数枚分のデータが採取されることになるが、それらの最小間隙となるデータが、処理データとして抽出されることになる。同様に、変位プローブ３１で発生される静電容量の変化は、Ｎｏ．２コントローラ３５で、間隙値に変換され、デジタル信号Ｖａ’として、演算器３６に送信される。Ｖａ’は間隙データであるが、予め、組立時の変位プローブ３１の先端面と、対向する第１段動翼シャンク対抗面２３との距離を計測しておき、演算器３６にＶａ０として入力しておく。
The change in the capacitance generated by the
演算器３６は、（Ｖａ’−Ｖａ０）を計算して、軸方向の変位量δａを算出する。これによって、前述の線分Ｐに対する第１段動翼１０ｂ’の軸方向上の変位が求められることになる。同様に、演算器３６は、組立時の先端プローブ３０の先端面と、対向する第１段動翼シュラウド間隙面２３とで形成する重なり面積Ａを算出しておくとともに、線分Ｐを基線とする軸方向に対する翼厚みの面積分布を、Ａ’＝ｆ（Ｖａ）として関数化し、演算器３６に入力しておく。
The
ここで、二面間の静電容量Ｃは、真空の誘電率εｏ、空気の比誘電率εｓ、対向面積（重なり面積）Ａｄ、および、初期間隙δ０とする時、Ｃ＝εｏ＊εｓ＊Ａｄ／δ０で算出されるが、対向面積Ａｄは一次の関数として比例関係にある。そこで、演算器３６は、変化後の面積Ａ’を軸方向変位量Ｖａから算出して、組立時の間隙Ａの面積比Ａ’／ＡでＶｒ’を補正すれば、真の間隙であるδｒ’を求めることができる。当然ながら、軸方向への変位がないと仮定すれば、面積比は１であり、先端プローブ３０で得られる静電容量の変化は、半径方向の間隙変化のみとなり、δｒ’＝Ｖｒ’である。
Here, the capacitance C between the two surfaces is C = εo * εs * Ad, where the dielectric constant εo of vacuum, the relative dielectric constant εs of air, the opposing area (overlapping area) Ad, and the initial gap δ0. Although calculated by / δ0, the facing area Ad is in a proportional relationship as a linear function. Therefore, the
演算器３６で演算された半径方向間隙δｒ’と半径方向変位δａは、制御器３７を介して、表示器３８で表示される。この数値の視覚化によって、半径方向の間隙低下によるラビング回避判断を実施することが可能となる。
The radial gap δr ′ and the radial displacement δa calculated by the
更に、制御器３７は、予め与えておいて間隙の目標値と許容値δａを基に、（δｒ’＝δｓｅｔ±δａ）の判定を下す。計測値δｒ’が、δｓｅｔ±δａの範囲内であれば、次のデータ採取に向かうことになる。一方、範囲外であれば、δｒ’がδｓｅｔに対する大小の判定を下し、大きければ、制御バルブ５１への開信号を発生する。逆に、小さければ、制御弁５１への閉信号を発生することになる。冷却空気用圧縮機５０を空気源とし、冷却空気供給配管５２に設けられた制御弁５１は、冷却空気系統５４最下流端、タービンケーシング１２近傍に取り付けられた空気ヘッダー５３に設けた小孔からの空気流量を調節する機能を持つ。即ち、目標値δｓｅｔより測定値の方が、大きい場合は、冷却空気系統５４を通過する空気流量を増加させ、空気ヘッダー５３に設けた小孔からの冷却空気の噴出速度を上げて、タービンケーシング１２へのインピンジメント冷却を強化する。タービンケーシング１２は、メタル温度を低下させることになり、熱伸びは半径方向内側に向かい、１段動翼の動翼先端間隙を縮小する。目標値δｓｅｔより測定値の方が、小さい場合は、反対の作用となる。制御器３７は、信号発生後、次のデータ採取に向かうことになる。
Further, the
以上の説明のように、本実施形態では、動翼先端の間隙を検出するための静電容量型センサーと、タービン部の回転体の軸方向変位を検出する変位センサーを備えており、各センサー信号（間隙）を発信するコントローラと、コントローラからの信号を演算する演算器、演算器での演算結果をもとに制御信号を発信する制御器とを備えている。そして、変位センサーの出力をもとに静電容量型センサーの対向面積の変化量を推定して、組立時の対向面積との比率で、静電容量型センサーの出力を補正するようにしている。さらに、動翼先端間隙を制御するための手段となる冷却空気圧縮機，制御弁，及びタービンケーシングに隣接し、タービンケーシングに向かう小孔を設けた空気ヘッダーを有することにより、測定精度の高い動翼間隙を与えられることが可能となる。その結果、動翼と動翼シュラウドの接触を未然に防止による機器の信頼性向上に寄与するとともに、動翼先端間隙を最小に設定することが出来るので、動翼先端からのすきま損失の低減が図られ、高効率なガスタービンを得ることができる。 As described above, the present embodiment includes the capacitance type sensor for detecting the gap at the tip of the rotor blade and the displacement sensor for detecting the axial displacement of the rotating body of the turbine section. The controller includes a controller that transmits a signal (gap), a calculator that calculates a signal from the controller, and a controller that transmits a control signal based on a calculation result of the calculator. Then, the amount of change in the facing area of the capacitive sensor is estimated based on the output of the displacement sensor, and the output of the capacitive sensor is corrected by the ratio to the facing area during assembly. . Furthermore, a cooling air compressor, a control valve, and a turbine header adjacent to the turbine casing, which are means for controlling the blade tip clearance, are provided with a small hole toward the turbine casing. It is possible to be given a blade gap. As a result, it contributes to improving the reliability of the equipment by preventing contact between the rotor blade and the rotor blade shroud, and the gap between the rotor blade tips can be set to a minimum, reducing the clearance loss from the rotor blade tips. As shown, a highly efficient gas turbine can be obtained.
なお、以上の説明では、ガスタービンの第１段動翼を対象として説明したが、動翼の全段を対象とすることができる。また、センサーは、周方向上に１個の取り付けるものとしたが、複数個のセンサー設置として適用すれば、同様の効果が得られ、さらに、信頼性、性能の高いガスタービンが期待できる。このとき、複数個のセンサーの位置に対応して複数の空気ヘッダーを設け、周方向上、軸方向上で、空気ヘッダーからの噴出流量を周・軸方向に分布を持たせれば、さらなる効果が期待できる。 In the above description, the first stage moving blade of the gas turbine has been described as an object, but all stages of the moving blade can be processed. In addition, although one sensor is attached in the circumferential direction, if it is applied as a plurality of sensor installations, the same effect can be obtained, and a gas turbine with high reliability and performance can be expected. At this time, if a plurality of air headers are provided corresponding to the positions of the plurality of sensors, and the flow rate of the air header is distributed in the circumferential and axial directions on the circumferential direction and the axial direction, further effects can be obtained. I can expect.
また、以上の説明は、ガスタービンの動翼先端間隙を対象として構成しているが、例えば、時間の経過とともに静電容量型センサーの対抗面積が変化するような、他のターボ圧縮機等に適用しても、本発明の効果に、何等、不具合が生じないのは自明である。 In addition, the above explanation is made for the gap between the rotor blade tips of the gas turbine, but for example, other turbo compressors whose capacitance area changes with time, etc. Even if applied, it is obvious that no problem occurs in the effect of the present invention.
また、制御器からの信号を表示と、制御弁の制御用として説明したが、予め、間隙の制限値を与え、この比較結果により、警報を出力することができる。 In addition, the signal from the controller has been described for display and control of the control valve. However, a limit value of the gap is given in advance, and an alarm can be output based on the comparison result.
また、測定値と間隙の目標値の差によって制御信号の出力を決定したが、制御弁の開度と流量の関係を予め、把握しておき、目標値との大小によって、制御弁開度を決定すれば、効果的に発明の目標が達成できる。 Also, the output of the control signal was determined based on the difference between the measured value and the target value of the gap, but the relationship between the control valve opening and the flow rate was previously grasped, and the control valve opening was determined by the magnitude of the target value. Once determined, the invention goals can be achieved effectively.
以上説明したように，本実施形態によれば、静電容量型センサーを用いた動翼先端間隙の測定において、その測定精度の向上が図られる為、動翼シュラウドと動翼先端の接触事故を未然に防止でき、機器としての信頼性を向上するとともに、間隙の目標値を、軸・周方向上に最小に設定することが可能であり、ガスタービンの性能向上に寄与することができ、その本来の目的に沿った測定精度の高いガスタービンの動翼先端間隙を得るという優れた実用的効果をもたらす。
As described above, according to the present embodiment, in the measurement of the blade tip clearance using the capacitive sensor, the measurement accuracy can be improved, so that contact failure between the blade shroud and the blade tip can be avoided. This can be prevented in advance, improving the reliability of the equipment, and the target value of the gap can be set to the minimum in the axial / circumferential direction, which can contribute to improving the performance of the gas turbine. This brings about an excellent practical effect of obtaining a blade tip clearance of a gas turbine with high measurement accuracy according to the original purpose.
１…ガスタービン
４…タービン
１０ｂ…第１段動翼
２１…第１段動翼先端面
２３…第１段動翼シャンク対抗面
２４…第１段動翼シュラウド間隙面
３０…動翼先端間隙プローブ
３１…動翼変位プローブ
３６…演算器
３７…制御器
５１…制御弁
DESCRIPTION OF
Claims (7)
前記タービンは、回転体であるロータ，ホィール及び動翼と、静止体であるケーシング，動翼シュラウド及び静翼を主構成とし、
前記動翼シュラウドは、前記動翼の半径方向外側端となる先端面に対向して、前記ケーシングに装着され、
前記先端面に対向して、前記動翼シュラウドに配置され、前記動翼の先端間隙を検出する静電容量型センサーと、
前記回転体の軸方向の移動距離を検出する変位センサーを有するガスタービンに用いられるガスタービンの動翼先端間隙の測定方法であって、
前記ガスタービンの組立時における前記動翼の先端面と対向する前記静電容量型センサーから得られる出力の最大値を基準とする対向面積Ａと、ガスタービンの起動とともに得られる前記変位センサーの出力をもとに推定した最大値となる対向面積Ａ’の比率（Ａ’／Ａ）で、ガスタービンの起動とともに得られる前記静電容量型センサーで得られる出力を補正することを特徴とするガスタービンの動翼先端間隙の測定方法。 A gas turbine comprising: a compressor that compresses a working fluid; a combustor that mixes compressed air compressed by the compressor and fuel to generate high-temperature combustion gas; and a turbine that is rotationally driven by the combustion gas.
The turbine mainly comprises a rotor, a wheel and a moving blade which are rotating bodies, and a casing, a moving blade shroud and a stationary blade which are stationary bodies,
The blade shroud is attached to the casing so as to face a tip surface that is a radially outer end of the blade.
A capacitive sensor that is disposed on the blade shroud so as to face the tip surface and detects a tip clearance of the blade,
A method of measuring a moving blade tip clearance of a gas turbine used in a gas turbine having a displacement sensor for detecting an axial movement distance of the rotating body,
The opposed area A based on the maximum value of the output obtained from the capacitance type sensor facing the tip surface of the moving blade at the time of assembly of the gas turbine, and the output of the displacement sensor obtained when the gas turbine is started The gas obtained by correcting the output obtained by the capacitive sensor obtained with the start of the gas turbine is corrected by the ratio (A ′ / A) of the facing area A ′ that is the maximum value estimated based on Measuring method of turbine blade tip clearance.
前記静電容量型センサーは、同一周方向上に、複数個設置されるとともに、
複数個の静電容量型センサーから得られた周方向上の複数点の動翼先端間隙データに対して、最小値を補正値として用いることを特徴とするガスタービンの動翼先端間隙の測定方法。 In the measuring method of the rotor blade tip gap of the gas turbine according to claim 1,
A plurality of the capacitive sensors are installed on the same circumferential direction,
A method for measuring a blade tip clearance of a gas turbine, wherein a minimum value is used as a correction value for a plurality of blade tip clearance data in a circumferential direction obtained from a plurality of capacitance sensors. .
動翼の先端間隙を制御する間隙制御手段を備え、
該間隙制御手段に、前記補正値を判定条件として制御することを特徴とするガスタービンの動翼先端間隙の測定方法。 In the measuring method of the rotor blade tip gap according to claim 1,
A clearance control means for controlling the tip clearance of the rotor blade,
A measuring method of a rotor blade tip clearance of a gas turbine, wherein the clearance control means controls the correction value as a determination condition.
前記間隙制御手段は、
空気供給手段と、
該空気供給手段と前記静電容量型センサーを配置した軸方向近傍を含む前記ケーシングの外側に備えられるとともに、前記ケ−シングに向かって噴出する複数個の小孔が設けられた空気ヘッダーと、
該空気ヘッダーに供給される空気流量を制御する制御弁とを備えており、
前記弁開度の空気流量特性と、前記補正値と予め与えた動翼先端間隙の目標値とから前記空気ヘッダーに供給する空気流量を決定して、前記制御弁の開度を制御することを特徴とするガスタービンの動翼先端間隙の測定方法。 In the measuring method of a rotor blade tip gap according to claim 3,
The gap control means includes
Air supply means;
An air header provided on the outside of the casing including the vicinity of the axial direction in which the air supply means and the capacitance type sensor are disposed, and provided with a plurality of small holes ejected toward the casing;
A control valve for controlling the flow rate of air supplied to the air header,
Determining the air flow rate to be supplied to the air header from the air flow rate characteristic of the valve opening, the correction value, and the target value of the blade tip clearance given in advance, and controlling the opening of the control valve; A method for measuring a moving blade tip clearance of a gas turbine.
前記静電容量型センサーは、同一周方向上に、複数個設置されるとともに、
複数個の静電容量型センサーから得られた周方向上の複数点の測定間隙データをもとに、周方向上での、前記空気ヘッダーからの空気流量を調整することを特徴とするガスタービンの動翼先端間隙の測定方法。 In the measuring method of the rotor blade tip gap according to claim 4,
A plurality of the capacitive sensors are installed on the same circumferential direction,
A gas turbine characterized by adjusting a flow rate of air from the air header in a circumferential direction based on measurement gap data at a plurality of circumferential points obtained from a plurality of capacitance sensors. Of measuring the tip clearance of the blade.
前記タービンは、回転体であるロータ，ホィール及び動翼と、静止体であるケーシング，動翼シュラウド及び静翼を主構成とし、
前記動翼シュラウドは、前記動翼の半径方向外側端となる先端面に対向して、前記ケーシングに装着され、
前記先端面に対向して、前記動翼シュラウドに配置され、前記動翼の先端間隙を検出する静電容量型センサーと、
前記回転体の軸方向の移動距離を検出する変位センサーを有するガスタービンに用いられるガスタービンの動翼先端間隙の測定装置であって、
前記ガスタービンの組立時における前記動翼の先端面と対向する前記静電容量型センサーから得られる出力の最大値を基準とする対向面積Ａと、ガスタービンの起動とともに得られる前記変位センサーの出力をもとに推定した最大値となる対向面積Ａ’の比率（Ａ’／Ａ）で、ガスタービンの起動とともに得られる前記静電容量型センサーで得られる出力を補正する制御手段を備えることを特徴とするガスタービンの動翼先端間隙の測定装置。 A gas turbine comprising: a compressor that compresses a working fluid; a combustor that mixes compressed air compressed by the compressor and fuel to generate high-temperature combustion gas; and a turbine that is rotationally driven by the combustion gas.
The turbine mainly comprises a rotor, a wheel and a moving blade which are rotating bodies, and a casing, a moving blade shroud and a stationary blade which are stationary bodies,
The blade shroud is attached to the casing so as to face a tip surface that is a radially outer end of the blade.
A capacitive sensor that is disposed on the blade shroud so as to face the tip surface and detects a tip clearance of the blade,
A measuring device for a rotor blade tip gap of a gas turbine used in a gas turbine having a displacement sensor for detecting an axial movement distance of the rotating body,
The opposed area A based on the maximum value of the output obtained from the capacitance type sensor facing the tip surface of the moving blade at the time of assembly of the gas turbine, and the output of the displacement sensor obtained when the gas turbine is started Control means for correcting the output obtained by the capacitive sensor obtained at the start of the gas turbine with the ratio (A ′ / A) of the facing area A ′ that is the maximum value estimated based on An apparatus for measuring the tip clearance of a moving blade of a gas turbine.
前記制御手段は、静電容量型センサーの出力と前記変位センサーの出力とを用いて、予め入力された前記対向面積Ａとにより、前記比率（Ａ’／Ａ）を演算する演算器と、
該演算器で算出した動翼先端間隙の補正値をもとに、制御信号を発生する制御器を備えることを特徴とするガスタービンの動翼先端間隙の測定装置。 In the measuring apparatus of the rotor blade tip clearance according to claim 6,
The control means includes a calculator that calculates the ratio (A ′ / A) based on the counter area A input in advance using an output of a capacitive sensor and an output of the displacement sensor;
An apparatus for measuring a blade tip clearance of a gas turbine, comprising: a controller that generates a control signal based on a correction value of the blade tip clearance calculated by the calculator.
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