JP3663608B2 - Gas turbine rotor blade fault diagnosis method and apparatus - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、産業用および航空用のガスタービンの動翼故障診断方法および装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、ガスタービン動翼の破損は、エンジン本体に大きな損傷を引き起こす。この動翼の破損は、まずクリープが発生し、そのクリープが進行するとクラックが発生し、そして、そのクラックが進行することにより発生する。そこで、この動翼のクリープを発見するために、従来は、動翼の破損しやすい部分にひずみゲージを貼付し、そのひずみゲージの抵抗値をテレメータなどで伝達して監視していた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、上述した従来のガスタービンの動翼故障診断方法および装置では、クリープの発生および現象は、各動翼によって異なるため、全動翼にひずみゲージを貼付する必要があるが、現実には困難である。しかも、クリープの発生しやすいと思われる部分にしかひずみゲージを貼付することができない。したがって、動翼の破損を検出することができる範囲が非常に狭かった。また、クリープが発生した部分のひずみゲージは、再び使用することができないため、新しいものに交換する必要があった。さらに、ひずみゲージの抵抗値を伝達するテレメータを既存のガスタービンに設置することが困難である、などの問題点があった。
【０００４】
本発明は、かかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、ガスタービン運転中における動翼のクリープの発生および現象を確実に監視することができ、その取り付けが容易で、しかも寿命が長いガスタービンの動翼故障診断方法および装置を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、ガスタービンの動翼の端部とガスタービンのケーシングとの隙間の距離を計測することにより、ガスタービン運転中におけるガスタービンの動翼のクリープの発生および現象を監視し、ガスタービンの動翼の破損を防止する、ことを特徴とするガスタービンの動翼故障診断方法が提供される。
【０００６】
ガスタービン運転中において、ガスタービンの動翼にクリープが発生すると、動翼は半径方向（ケーシング側）に伸び、ガスタービンの動翼の端部とガスタービンのケーシングとの隙間の距離が縮む。したがって、この隙間の距離を計測すれば、動翼のクリープの発生および現象を監視することができ、ガスタービンの動翼の破損を防止することができる。
【０００７】
さらに、本発明によれば、ガスタービンのケーシングに設けられ、ガスタービン運転中における、ガスタービンの動翼の端部とケーシングとの隙間の距離を計測するクリアランスセンサと、ガスタービンのケーシング，動翼およびディスクの温度をそれぞれ計測する温度センサと、計測されたケーシング，動翼およびディスクの温度と、上記計測時の動翼の回転数と、過去のガスタービンの正常運転時におけるデータとから、上記計測時の動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の予測値を算出する演算処理装置と、上記クリアランスセンサにより計測された動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の計測値と、上記演算処理装置から算出された動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の予測値とを比較し、その差がしきい値を越えた場合に異常検出信号を発信するデータ処理装置と、からなることを特徴とするガスタービンの動翼故障診断装置が提供される。
【０００８】
上述の本発明の構成によれば、上記クリアランスセンサによりガスタービン運転中の動翼の端部とケーシングとの隙間の距離を計測することができ、ケーシング，動翼およびディスクの温度と、その計測時の動翼の回転数と、過去のガスタービンの正常運転時におけるデータとから、上記計測時における動翼の端部とケーシングとの隙間の距離を予測することができる。そして、上記動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の計測値と予測値とを比較すれば、クリープの発生および現象を監視することができる。その差がしきい値を越えたときには、異常検出信号が発信され、ガスタービンの運転を停止し、動翼の交換などの手段を施して、ガスタービンの動翼の破損を防止する。また、ガスタービンのケーシングにクリアランスセンサを接続するだけでよいため、その取り付けが容易であり、既存のガスタービンにも取り付けることができる。さらに、クリアランスセンサは、ひずみゲージのように短命の消耗品ではないので、装置の延命化を図ることができる。
【０００９】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施の形態を図１から図３を参照して説明する。
【００１０】
図１は本発明のガスタービンの動翼故障診断装置を示す全体構成図である。図１に示すように、本発明のガスタービンの動翼故障診断装置は、ガスタービン運転中における、ガスタービンの動翼の端部とケーシングとの隙間の距離を計測するクリアランスセンサと、ガスタービンのケーシングの温度（ＴK ），動翼の温度（ＴB ）およびディスクの温度（ＴD ）をそれぞれ計測する温度センサ（図示せず）と、その計測されたケーシング，動翼およびディスクの温度（ＴK ，ＴB ，ＴD ）と、計測時の動翼の回転数（Ｎ）と、過去のガスタービンの正常運転時におけるデータ（Ｄ）とから、計測時の動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の予測値（ｄe ）を算出する演算処理装置と、クリアランスセンサにより計測された動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の計測値（ｄm ）と、演算処理装置から算出された動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の予測値（ｄe ）とを比較し、その差（ｄm −ｄe ）がしきい値（Ｌ）を越えた場合に異常検出信号を発信するデータ処理装置と、からなるものである。なお、この演算処理装置およびデータ処理装置は制御装置として一体に構成してもよい。
【００１１】
上記クリアランスセンサとしては、ガスタービンの動翼の端部とセンサとの静電容量を利用したもの、渦電流を利用したもの、細針をケーシングから動翼の端部に向けて挿入し、その細針の先端に高電圧をかけたときに発生する放電電流を利用したもの、などが使用される。また、温度センサ（図示せず）により、直接的にガスタービンのケーシングの温度（ＴK ），動翼の温度（ＴB ）およびディスクの温度（ＴD ）を計測することが好ましいが、動翼の温度（ＴB ）およびディスクの温度（ＴD ）の計測が困難な場合には、ガスタービンのガス温度や運転時間などから予測するようにしてもよい。
【００１２】
上記クリアランスセンサにより、ガスタービン運転中における、ガスタービンの動翼の端部とケーシングとの隙間の距離を計測することができるが、このとき、動翼は高速回転しているため半径方向に遠心力が働いており、さらに高温雰囲気に晒されているため熱膨張もしている。したがって、クリアランスセンサによる計測値（ｄm ）だけでは、クリープの発生によるものであるか否かが不明である。そこで、ガスタービン運転中における動翼の端部とケーシングとの隙間の距離を計測するとともに、ケーシングの温度（ＴK ），動翼の温度（ＴB ），ディスクの温度（ＴD ）および動翼の回転数（Ｎ）を計測し、過去のガスタービンの正常運転時におけるデータ（Ｄ）から、計測時の環境における実際の動翼の端部とケーシングとの隙間の距離を予測値（ｄe ）として算出している。この作業を行うのが上記演算処理装置である。すなわち、演算処理装置は、過去のデータ（Ｄ）から、関数ｆ（ＴK ，ＴB ，ＴD ，Ｎ）＝ｄe を導出（または初期データとして記憶）し、リアルタイムで送信されてくる各データ（ＴK ，ＴB ，ＴD ，Ｎ）を演算処理している。なお、過去のデータ（Ｄ）としては、ガスタービンの正常運転時における、動翼の端部とケーシングとの隙間の距離、ケーシング，動翼，ディスクの温度および動翼の回転数が使用される。
【００１３】
この演算処理装置で算出された予測値（ｄe ）と、クリアランスセンサにより計測された動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の計測値（ｄm ）とを比較し、動翼にクリープが発生しているか否かを検出するのがデータ処理装置である。このデータ処理装置では、クリアランスセンサによる計測値（ｄm ）から、演算処理装置による予測値（ｄe ）を引いた値が、しきい値（Ｌ）を越えているか否かを判断している。そして、その差がしきい値（Ｌ）を越えている場合（すなわち、ｄm −ｄe ＞Ｌの場合）には、異常検出信号をガスタービン制御盤に発信するようになっている。ガスタービン制御盤に異常検出信号が発信されると、自動または手動操作でガスタービンの運転を中止して動翼の交換をしたり、ガスタービンを低速運転に切り換えて動翼への負担を軽減させる、などの措置を採ることができる。なお、しきい値（Ｌ）は、動翼の材質，寸法およびクリープ許容値などの諸条件から予め定めておく。
【００１４】
図２は本発明のガスタービンの動翼故障診断方法をジェットエンジンに適用した場合の模式図である。この図に示すように、ジェットエンジンは、一般に、空気取入口１、圧縮機２、燃焼器３、ガスタービン４、アフターバーナ５、ジェットノズル６、ケーシング７などを備えており、空気を空気取入口１から導入し、圧縮機２でこの空気を圧縮し、燃焼器３内で燃料を燃焼させて高温の燃焼ガスを発生させ、発生した燃焼ガスでガスタービン４を駆動し、このガスタービン４で圧縮機２を駆動し、必要なときはアフターバーナ５でガスタービン４を出た排ガスにより燃料を再度燃焼させ、高温の燃焼排ガスをジェットノズル６で膨張させて後方に噴出し、推力を発生するようになっている。そして、ガスタービン４は動翼４Ｂおよびディスク４Ｄなどから構成されている。本発明のガスタービンの動翼故障診断方法は、この動翼４Ｂの端部とケーシング７の隙間８の距離を計測することにより、ガスタービン４の運転中におけるガスタービン４の動翼４Ｂのクリープの発生および現象を監視し、ガスタービン４の動翼４Ｂの破損を防止しようとするものである。また、本発明のガスタービンの動翼故障診断装置としては、上述した通りであるが、クリアランスセンサは、図２に示すように、動翼４Ｂの端部近傍のケーシング７に固着されている。
【００１５】
図３は本発明のガスタービンの動翼故障診断装置を使用して動翼の端部とケーシングとの隙間の距離を監視したときの図である。この図において、横軸は時間の変化を示し、縦軸は動翼の端部とケーシングとの隙間の距離および回転数を示している。図に示すように、ガスタービンは一定の高速回転および低速回転を繰り返している。その回転数およびケーシング，動翼，ディスクの温度から、常時、動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の予測値が算出されている。動翼にクリープが発生していない場合には、予測値と計測値が一致している。動翼にクリープが発生した場合には、図３において破線で示すように、計測値が予測値よりも低い値を示す。この予測値と計測値の差が、しきい値に達しない場合にはそのままガスタービンの運転を続け、しきい値を越えた場合には異常検出信号が発信されることになる。
【００１６】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できることは勿論である。
【００１７】
【発明の効果】
上述した本発明のガスタービンの動翼故障診断方法および装置によれば、ガスタービン運転中における動翼の端部とガスタービンのケーシングとの隙間の距離を計測することができるため、動翼のクリープの発生および現象を監視することができ、ガスタービンの動翼の破損を防止することができる。また、ガスタービンのケーシングにクリアランスセンサを接続するだけでよいため、その取り付けが容易であり、既存のガスタービンにも取り付けることができる。さらに、クリアランスセンサは、ひずみゲージのような短命の消耗品ではないので、装置の延命化を図ることができる、などの優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のガスタービンの動翼故障診断装置を示す全体構成図である。
【図２】本発明のガスタービンの動翼故障診断方法をジェットエンジンに適用した場合の模式図である。
【図３】本発明のガスタービンの動翼故障診断装置を使用して動翼の端部とケーシングとの隙間の距離を監視したときの図である。
【符号の説明】
１ 空気取入口
２ 圧縮機
３ 燃焼機
４ ガスタービン
４Ｂ 動翼
４Ｄ ディスク
５ アフターバーナ
６ ジェットノズル
７ ケーシング
８ 動翼の端部とケーシングとの隙間[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a blade failure diagnosis method and apparatus for industrial and aerospace gas turbines.
[0002]
[Prior art]
In general, the failure of the gas turbine blade causes great damage to the engine body. The failure of the rotor blade is caused by the occurrence of creep, cracks occurring as the creep progresses, and progressing of the cracks. Therefore, in order to detect the creep of the moving blade, conventionally, a strain gauge is attached to the portion where the moving blade is easily damaged, and the resistance value of the strain gauge is transmitted by a telemeter or the like and monitored.
[0003]
[Problems to be solved by the invention]
However, in the conventional gas turbine rotor blade failure diagnosis method and apparatus described above, the occurrence and phenomenon of creep differs depending on each rotor blade, so it is necessary to attach strain gauges to all rotor blades, but this is difficult in practice. It is. In addition, strain gauges can be attached only to portions where creep is likely to occur. Therefore, the range in which the breakage of the moving blade can be detected is very narrow. In addition, the strain gauge where the creep occurred cannot be used again, so it was necessary to replace it with a new one. Furthermore, there is a problem that it is difficult to install a telemeter for transmitting a resistance value of a strain gauge in an existing gas turbine.
[0004]
The present invention has been developed to solve such problems. That is, an object of the present invention is to provide a method and apparatus for diagnosing blade failure of a gas turbine that can reliably monitor the occurrence and phenomenon of blade creep during gas turbine operation, is easy to install, and has a long life. And
[0005]
[Means for Solving the Problems]
According to the present invention, by measuring the distance between the end of the moving blade of the gas turbine and the casing of the gas turbine, the occurrence and phenomenon of creep of the moving blade of the gas turbine during gas turbine operation is monitored, There is provided a method for diagnosing a blade failure of a gas turbine, characterized by preventing damage to the blade of the gas turbine.
[0006]
When creep occurs on the moving blade of the gas turbine during gas turbine operation, the moving blade extends in the radial direction (casing side), and the distance between the end of the moving blade of the gas turbine and the casing of the gas turbine is reduced. Therefore, by measuring the distance of the gap, it is possible to monitor the occurrence and phenomenon of the creep of the moving blade, and to prevent damage to the moving blade of the gas turbine.
[0007]
Further, according to the present invention, the clearance sensor is provided in the casing of the gas turbine and measures the distance between the end of the moving blade of the gas turbine and the casing during the operation of the gas turbine. From the temperature sensor that measures the temperature of the blade and the disk, the measured temperature of the casing, blade and disk, the rotational speed of the blade at the time of the above measurement, and the data during normal operation of the past gas turbine, An arithmetic processing unit for calculating a predicted value of the distance between the end of the moving blade and the casing at the time of the measurement, and a measured value of the distance between the end of the moving blade and the casing measured by the clearance sensor; When the predicted value of the gap distance between the blade end and the casing calculated from the arithmetic processing unit is compared, and the difference exceeds a threshold value, A data processing unit for transmitting a normal detection signal, it consists of moving blade failure diagnosis apparatus for a gas turbine, wherein is provided.
[0008]
According to the configuration of the present invention described above, the clearance sensor can measure the distance between the end of the moving blade during operation of the gas turbine and the casing, the temperature of the casing, the moving blade, and the disk, and the measurement thereof. The distance of the gap between the end of the moving blade and the casing at the time of the measurement can be predicted from the rotational speed of the moving blade at that time and the past data during normal operation of the gas turbine. The occurrence of creep and the phenomenon can be monitored by comparing the measured value of the distance between the end of the moving blade and the casing with the predicted value. When the difference exceeds the threshold value, an abnormality detection signal is transmitted, the operation of the gas turbine is stopped, and means such as replacement of the moving blades are applied to prevent damage to the moving blades of the gas turbine. Moreover, since it is only necessary to connect a clearance sensor to the casing of the gas turbine, the attachment is easy, and it can also be attached to an existing gas turbine. Furthermore, since the clearance sensor is not a short-lived consumable like a strain gauge, the life of the apparatus can be extended.
[0009]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, a preferred embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
[0010]
FIG. 1 is an overall configuration diagram showing a blade failure diagnosis apparatus for a gas turbine according to the present invention. As shown in FIG. 1, the blade failure diagnosis device for a gas turbine according to the present invention includes a clearance sensor that measures the distance between the end of a blade of a gas turbine and a casing during gas turbine operation, and a gas turbine. Temperature sensor (not shown) for measuring the casing temperature (T K ), rotor blade temperature (T B ), and disk temperature (T D ), respectively, and the measured casing, blade and disk temperatures From (T K , T B , T D ), the rotational speed (N) of the moving blade at the time of measurement, and data (D) at the time of normal operation of the past gas turbine, An arithmetic processing device for calculating a predicted value (d e ) of a gap distance between the casing, a measured value (d m ) of a gap distance between the end of the moving blade and the casing measured by the clearance sensor, and an arithmetic process Motion calculated from the device End and the predicted value of the distance of the gap between the casing (d e) is compared with the data of the difference (d m -d e) originates an abnormality detection signal when exceeding the threshold (L) And a processing device. The arithmetic processing device and the data processing device may be integrally configured as a control device.
[0011]
As the clearance sensor, the one using the electrostatic capacity between the end of the moving blade of the gas turbine and the sensor, the one using the eddy current, the fine needle is inserted from the casing toward the end of the moving blade, A device using a discharge current generated when a high voltage is applied to the tip of a fine needle is used. Further, it is preferable to directly measure the temperature (T K ) of the casing of the gas turbine, the temperature (T B ) of the rotor blade, and the temperature (T D ) of the disk by a temperature sensor (not shown). When it is difficult to measure the blade temperature (T B ) and the disk temperature (T D ), the temperature may be predicted from the gas temperature of the gas turbine, the operation time, or the like.
[0012]
The clearance sensor can measure the distance between the end of the gas turbine blade and the casing during gas turbine operation. At this time, the blade is rotating at a high speed, so it is centrifuged in the radial direction. The force is working, and it is also exposed to high-temperature atmosphere, so it expands thermally. Therefore, it is unclear whether or not the measured value (d m ) by the clearance sensor is due to the occurrence of creep. Therefore, while measuring the distance between the end of the moving blade and the casing during gas turbine operation, the temperature of the casing (T K ), the temperature of the moving blade (T B ), the temperature of the disk (T D ) The blade rotation speed (N) is measured, and the distance between the actual blade end and the casing in the environment at the time of measurement is predicted from the data (D) during normal operation of the past gas turbine. e ) Calculated as The arithmetic processing unit performs this work. That is, the arithmetic processing unit, from the past-flop with data (D), the function f (T K, T B, T D, N) = d e derivation (or stored as initial data), transmitted in real time each Data (T K , T B , T D , N) is processed. As past data (D), the distance between the end of the moving blade and the casing, the temperature of the casing, the moving blade, the disk, and the rotational speed of the moving blade during normal operation of the gas turbine are used. .
[0013]
The predicted value (d e ) calculated by this arithmetic processing unit is compared with the measured value (d m ) of the gap distance between the end of the moving blade and the casing measured by the clearance sensor, and creep is applied to the moving blade. It is the data processing device that detects whether or not this occurs. In this data processing device, it is determined whether or not the value obtained by subtracting the predicted value (d e ) from the arithmetic processing device from the measured value (d m ) from the clearance sensor exceeds the threshold value (L). . When the difference exceeds the threshold value (L) (that is, when d m −d e > L), an abnormality detection signal is transmitted to the gas turbine control panel. When an abnormality detection signal is transmitted to the gas turbine control panel, the operation of the gas turbine is stopped automatically or manually to replace the blade, or the gas turbine is switched to a low speed operation to reduce the burden on the blade. Measures can be taken. The threshold value (L) is determined in advance from various conditions such as the material and dimensions of the rotor blade and the allowable creep value.
[0014]
FIG. 2 is a schematic diagram when the blade failure diagnosis method for a gas turbine of the present invention is applied to a jet engine. As shown in this figure, a jet engine generally includes an
[0015]
FIG. 3 is a view when the distance between the end of the moving blade and the casing is monitored using the blade failure diagnosis device for a gas turbine of the present invention. In this figure, the horizontal axis indicates the change in time, and the vertical axis indicates the distance between the end of the rotor blade and the casing and the rotational speed. As shown in the figure, the gas turbine repeats constant high-speed rotation and low-speed rotation. A predicted value of the distance between the end of the rotor blade and the casing is always calculated from the rotational speed and the temperature of the casing, rotor blade, and disk. When creep does not occur on the rotor blade, the predicted value matches the measured value. When creep occurs on the moving blade, the measured value is lower than the predicted value, as indicated by the broken line in FIG. If the difference between the predicted value and the measured value does not reach the threshold value, the operation of the gas turbine is continued as it is, and if it exceeds the threshold value, an abnormality detection signal is transmitted.
[0016]
In addition, this invention is not limited to embodiment mentioned above, Of course, it can change variously in the range which does not deviate from the summary of this invention.
[0017]
【The invention's effect】
According to the gas turbine blade failure diagnosis method and apparatus of the present invention described above, the distance between the end of the blade and the casing of the gas turbine during gas turbine operation can be measured. The occurrence and phenomenon of creep can be monitored, and the blades of the gas turbine can be prevented from being damaged. Moreover, since it is only necessary to connect a clearance sensor to the casing of the gas turbine, the attachment is easy, and it can also be attached to an existing gas turbine. Further, since the clearance sensor is not a short-lived consumable such as a strain gauge, it has an excellent effect that the life of the apparatus can be extended.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an overall configuration diagram showing a blade failure diagnosis apparatus for a gas turbine according to the present invention.
FIG. 2 is a schematic diagram when the blade failure diagnosis method for a gas turbine of the present invention is applied to a jet engine.
FIG. 3 is a diagram when the distance between the end of the moving blade and the casing is monitored using the blade failure diagnosis device for a gas turbine of the present invention.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF
Claims (2)
ガスタービンのケーシング，動翼およびディスクの温度をそれぞれ計測する温度センサと、
計測されたケーシング，動翼およびディスクの温度と、上記計測時の動翼の回転数と、過去のガスタービンの正常運転時におけるデータとから、上記計測時の動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の予測値を算出する演算処理装置と、
上記クリアランスセンサにより計測された動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の計測値と、上記演算処理装置から算出された動翼の端部とケーシングとの隙間の距離の予測値とを比較し、その差がしきい値を越えた場合に異常検出信号を発信するデータ処理装置と、
からなることを特徴とするガスタービンの動翼故障診断装置。A clearance sensor that is provided in the casing of the gas turbine and measures the distance between the end of the moving blade of the gas turbine and the casing during operation of the gas turbine;
A temperature sensor for measuring the temperature of each casing, blade and disk of the gas turbine;
Based on the measured temperature of the casing, rotor blade and disk, the rotational speed of the rotor blade at the time of the above measurement, and data during normal operation of the past gas turbine, the end of the rotor blade and the casing at the time of the above measurement An arithmetic processing unit that calculates a predicted value of the gap distance;
Compare the measured value of the gap distance between the blade end and the casing measured by the clearance sensor with the predicted value of the gap distance between the blade end and the casing calculated from the arithmetic processing unit. A data processing device for transmitting an abnormality detection signal when the difference exceeds a threshold value;
A blade failure diagnosis device for a gas turbine, characterized in that it comprises:
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