JP2009216095A - ガスタービン又は航空機エンジンブレード問題のリアルタイム検出用のシステム及び方法 - Google Patents

Abstract

【課題】高温ガス通路部品の寿命を延ばすための物理学ベース補正及び温度モデリング法を含むことにより、ガスタービンブレード問題をリアルタイムに検出しかつ公知の方法よりも正確な予測能力を提供する方法及びシステム（１０）を実施する。
【解決手段】本システム及び方法（１０）は、パイロメータデータ（１２）、（２４）及び作動データ（１４）、（２６）を使用して、該パイロメータデータの物理学ベース補正値（１８）、（３０）並びに物理学ベースバケット温度推定値（２０）及び損傷シグネチャ（３２）を生成する。
【選択図】 図１

Description

本発明は、総括的にはガスタービン及び航空機エンジンに関し、より具体的には、ガスタービンブレード及び航空機エンジン問題をリアルタイムに検出するための方法及びシステムに関する。

ガスタービンエンジンは、比較的高温で作動する。そのようなエンジンの能力は、そのような比較的高い作動温度において生じる熱応力に耐えるようにタービンブレード（本明細書ではバケットと呼ぶこともある）が作られた材料の能力によってかなりの程度まで制限される。この問題は、特にタービンブレードが比較的大きな寸法であるという理由から産業用ガスタービンにおいて厳しいものとなる可能性がある。

ブレードを損傷させるリスクがない状態でより高い作動温度及び高いエンジン効率を可能にするために、中空の対流冷却式タービンブレードが使用されることが多い。そのようなブレードは一般的に、有効な冷却を保証する流路を形成して、ブレードの全ての部分を比較的均一な温度に維持することができるようにした内部通路を有する。

ガスタービンバケット上の断熱皮膜は、タービンの高温ガス通路内の高温膨張ガスによりバケットが受ける非常な高温度からバケット基体材料を保護する。バケットは、タービンの高温ガス通路内における過酷な環境のために、断熱皮膜の剥離、タービンブレードの前縁及び後縁での割れ、並びにプラットフォームの割れ発生のような様々な損傷を受ける。その他の望ましくないバケット損傷には、それに限定されないが冷却通路閉塞が含まれる可能性がある。これらの損傷モードは、それらによりブレード破損のような壊滅的損傷が生じた場合には、計画外の保守の原因となる可能性がある。それらの損傷モードはまた、もはや補修不能である損傷部分の喪失のために大きな損害を引き起こす可能性がある。二次損害及びプラントからの電力損失による収益損は、発電プラントオペレータにとって重大なものとなるおそれがある。

米国特許出願公開第２００３／０１２６９２８Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００３／０１２７６０２Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００４／０１７９５７５Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００４／０２４０６００Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００４／０２０２８８６Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００５／００６３４５０Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００５／００６１０５８Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００５／０１９８９６７Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００５／０２８７３８６Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００６／００７８１９３Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００６／００５６９６０Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００６／００５６９５９Ａ１号公報 米国特許第５，８６５，５９８号公報 米国特許第６，９７４，６４１Ｂ１号公報 欧州特許出願第１４１８３１２Ａ２号公報 欧州特許出願第１４９４０２０Ａ１号公報 国際特許出願第００／０６７９６号公報 国際特許出願第９９／０１７２８号公報

前述のことを考慮すると、ガスタービンブレード及び航空機エンジン問題の信頼性があるリアルタイム検出を実施するためのシステム及び方法を提供することは、有利でありかつ利点があると言える。

簡単に言うと、１つの実施形態によると、ガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システムは、測定相対又は絶対バケット温度と基準温度との間の変化を識別するように構成される。

別の実施形態によると、ガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モードを検出するためのシステムは、ガスタービン又は航空機エンジン作動パラメータを共に生成するように構成された第１のパイロメータ及び少なくとも１つのオンサイトモニタと、作動パラメータの変動に基づいてパイロメータ信号の変動を減少させかつそれにより第１の補正パイロメータ信号を生成するように構成された第１のモデルベースフィルタと、補正パイロメータ信号に対応して正規化ガスタービン又は航空機エンジンバケット温度シグネチャを生成するように構成された第１の物理学ベース信号プロセッサと、バケット損傷モードシグネチャデータベースと、正規化ガスタービン又は航空機エンジンバケット温度シグネチャをデータベース内のバケット損傷モードシグネチャデータと比較して損傷バケットに関連する損傷モードを識別するように構成された第１のコンパレータとを含む。

さらに別の実施形態によると、ガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モードを検出する方法は、パイロメータ及び少なくとも１つのオンサイトモニタによってガスタービン又は航空機エンジン作動パラメータをリアルタイムに監視するステップと、作動パラメータの変動に基づいてパイロメータ信号をフィルタ処理しかつそれにより補正パイロメータ信号を生成するステップと、補正パイロメータ信号に対応して正規化ガスタービン又は航空機エンジンバケット温度シグネチャを生成するステップと、バケット損傷モードシグネチャデータベースをオフラインで生成するステップと、正規化ガスタービン又は航空機エンジンバケット温度シグネチャをデータベース内のバケット損傷モードシグネチャデータと比較して損傷バケットに関連する損傷モードを識別するステップとを含む。

本発明のこれらの及びその他の特徴、態様及び利点は、図面全体を通して同じ参照符号が同様の部分を示している添付図面を参照して以下の詳細な説明を読むことにより、一層良好に理解されるようになるであろう。

１つの実施形態による、ガスタービン又は航空機エンジンブレード問題をリアルタイムに検出するための方法及びシステムを示すチャート。 本発明の別の実施形態による、ガスタービン又は航空機エンジンブレード問題を検出するためのシステム及び方法を示す絵図。 全体としてガスタービン又は航空機エンジン作動パイロメータ信号に関連するリアルタイムの未加工作動データの大きな変動を示すグラフ。 図１に示すモニタシステムによって補正された、図３に表した未加工データを示すグラフ。 図１に示すモニタシステムによってリアルタイムに生成された、複数のバケットに関連するガスタービン又は航空機エンジンパイロメータ測定値を示すグラフ。

上に特定した図面の各図は別の実施形態を示しているが、以下の説明で述べるように、本発明のその他の実施形態もまた考えられる。全てのケースにおいて、本開示は、限定としてではなく代表的な例示として、本発明の図示した実施形態を示している。当業者は多くのその他の修正形態及び実施形態を考え出すことができるであろうが、それら形態は、本発明の原理の技術的範囲及び技術思想内に属する。

図１は、１つの実施形態による、ガスタービン又は航空機エンジンブレード問題をリアルタイムに検出するための方法及びシステムを示すフローチャートである。システム１０は、タービン又は航空機エンジンが作動中である間にガスタービン又は航空機エンジン作動データ及び光学パイロメータデータを使用して、それに限定されないがガスタービン又は航空機エンジンバケットの断熱皮膜剥離、割れ及び冷却通路閉塞を含むガスタービン又は航空機エンジンブレード問題をリアルタイムに検出するための手段を提供する。

１つの態様によると、システム１０は、少なくとも１つの光学パイロメータ１２を使用して光学パイロメータデータを生成する。しかしながら、光学パイロメータデータに基づいたモニタシステムは、バケットの絶対温度値を知る必要があるために、開発するのが困難である。光学パイロメータ１２によって取得した信号は、例えば光学経路の放射率変動及び／又は閉塞のために絶対温度に関して基づいたものとするのは困難となる可能性がある。

前述した困難さは、ガスタービン又は航空機エンジンブレード問題をリアルタイムに検出するためのシステム１０によって解決される。システム１０は、相対温度変化を使用して所望の診断を実施する。バケットが新しかった時の基準が生成され、かつより最新のパイロメータ測定値とリアルタイムに比較されて、バケット損傷を示す可能性がある偏差が識別される。

システム１０は、相対温度法で生じる２つの問題を解決する。解決される２つの問題には、１）周囲温度、負荷のような作動条件による正常バケットの基準測定値の大きな変動の存在下において異常偏差を識別することの困難さ、及び２）公知のシグネチャ値を特定の損傷モードと相関させるために使用することができる、損傷バケットのシグネチャライブラリを作成することの困難さが含まれる。

前述した２つの問題は、物理学ベース信号プロセッサ１８を使用して損傷バケットのシグネチャを生成して、作動条件の変動の存在下でパイロメータ測定値の変動を減少させるプロセスを提供するシステム１０によって解決される。次に、本明細書では、図１を参照して以下にシステム１０をより詳細に説明する。

再び図１を参照すると、ガスタービン又は航空機エンジンブレード問題をリアルタイムに検出するためのシステム１０は、リアルタイムにモニタするように作動しかつパイロメータ温度信号を生成する少なくとも１つのパイロメータ１２を含む。システム１０では、少なくとも１つのオンサイトモニタ１４もまた使用される。１つの態様では、この少なくとも１つのオンサイトモニタ１４は、モニタするように作動し、かつ付加的な温度データ、圧力データ、負荷、燃焼ダイナミックスデータ、及びその他の所望の作動パラメータを生成する。

前述したパイロメータ温度データ及びオンサイトモニタデータは、フィルタ１６によって共に処理され、パイロメータデータに対してモデルベース補正を行いかつ作動条件変動によるパイロメータ信号の変動を減少させる。本発明の発明者たちは、変化の尺度として標準偏差を使用した場合に、バケットシグネチャの変動を約７０％〜８０％ほど減少させるこの方法を見出した。フィルタ１６は次に、物理学ベース正規化モデル１８として作動する信号プロセッサの境界条件として使用する補正パイロメータ温度シグネチャを生成する。

境界条件として補正パイロメータ温度シグネチャを使用する物理学ベース正規化モデル１８は次に、外挿法を実行して１つ又は複数の必要完全バケット温度に到達する。

バケット損傷モードシグネチャのデータベースは、対応するフィルタ２８及び対応する物理学ベース正規化モデル３０を使用してオフラインで独立して生成される。フィルタ２８は、パイロメータデータ２４に対してモデルベース補正値を生成し、発生作動条件変動による関連するパイロメータ信号の変動を減少させる。フィルタ２８は次に、物理学ベース正規化モデル３０として作動して完全バケット温度プロフィールを生成する信号プロセッサのための境界条件として使用される補正パイロメータ温度シグネチャを生成する。完全バケット温度が決定されると、光学パイロメータで見られるようなパイロメータシグネチャは、物理学ベース正規化モデル３０から抽出され、かつ損傷バケットを示す正常及び異常シグネチャ３２のライブラリ内に保存される。

損傷バケットを示す正常及び異常シグネチャ３２のライブラリは次に、コンパレータ２２によって、物理学ベース正規化モデル１８によりリアルタイムに決定された１つ又は複数のバケットシグネチャと比較される。ライブラリ（データベース）内に保存された損傷バケットシグネチャ３２の１つに対して最も近い状態で一致するリアルタイムシグネチャが次に、その損傷モードを有するものと識別される。

損傷バケットを示す正常及び異常シグネチャのライブラリ（データベース）はさらに、１回又は複数回の個々のブレード検査時に取られた現場データを使用してオフライン確認法により取得したデータを使用して精度を高めることができる。この現場データは、システム１０による予測を確認しかつその性能を高めるために使用することができる。

一口で言うと、ガスタービン又は航空機エンジンブレード問題をリアルタイムに検出するための方法及びシステム１０は、高温ガス通路部品の寿命を延ばすための物理学ベース補正及び温度モデリング法を含むことにより、公知の方法よりも正確な予測能力を提供する。システム１０は、パイロメータデータ及び作動データを使用して、該パイロメータデータの物理学ベース補正値並びに物理学ベースバケット温度推定値及び損傷シグネチャを生成する。

航空機エンジン技術における当業者は、本明細書に説明した原理を容易に理解しかつその他の用途の中でも特にガスタービン及び航空機エンジンの両方に対して容易に適用するであろう。

次に図２に移ると、簡略化した絵図は、本発明の別の態様による、ガスタービンブレード問題又は航空機エンジン問題を検出するための方法及びシステム１００を示している。それに限定されないが発生損傷モードに関連するパイロメータデータ、オンサイトモニタデータ及び燃焼ダイナミックスデータを含むリアルタイムデータ１０２は、ブロック１０４に示すようにモニタされかつブロック１０６に示すように処理されて、ブロック１０６に示すようにオフラインで独立してバケット又はその他の種類の損傷モードシグネチャのデータベースをセミリアルタイムに生成する。

システム１００は次に、ブロック１０８に示すように、それに限定されないが断熱皮膜剥離、ＬＥ割れ発生、ＴＥ割れ発生、プラットフォーム割れ発生及び冷却通路閉塞を含むバケット損傷又は他の種類の損傷モードをリアルタイムに監視するように作動する。様々な損傷モードに対応する損傷シグネチャが、ブロック１１０に示すように生成される。

リアルタイムに決定された損傷モードシグネチャは次に、ブロック１１２に示すように、オフラインで独立してセミリアルタイムに決定されたバケット損傷モードシグネチャ又は他の種類の損傷モードシグネチャのデータベースと比較されて、データベース内に保存された損傷バケットシグネチャ又は他の種類の損傷シグネチャの１つに対して最も近い状態で一致したリアルタイムシグネチャを決定してその損傷モードを正しく識別する。

例えば１回又は複数回の個々のブレード検査時に取られた現場サービスデータ及び／又は検査報告などのオフライン確認法により取得したデータは、ブロック１１４に示すように、システム１００による予測を確認しかつその性能を高めるために使用することができる。

図３は、ガスタービン作動パラメータパイロメータ信号に関連するリアルタイムに生成された未加工作動データの大きな変動を示すグラフである。このグラフは、特定の損傷モードは、変動が大きいので未加工データを使用して識別することが困難であることを示している。

図４は、図１を参照して上に説明したモニタシステム１０によって補正された、図３に表した未加工データを示すグラフである。このグラフは、特定の損傷モードは、今やパイロメータデータの変動が大幅に減少した補正未加工データを使用して識別するのが極めて容易であることを示している。

図５は、モニタシステム１０によってリアルタイムに生成された、複数のバケットに関連するガスタービンパイロメータ測定値を示すグラフである。モニタシステム１０によって生成されたバケットに関連する値の範囲は非常に狭いが、パイロメータデータの変動に関連する信頼区間は約９５％と非常に高く、このことは、測定相対又は絶対バケット温度と基準温度との間の変化を識別するように構成されたガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システムを可能にするシステム１０の能力を実証している。

航空機エンジン技術における当業者には、本明細書に記載した原理がガスタービン及び航空機エンジンブレードの両方に対して同様に適用可能であること、及びパイロメータデータが本明細書に上述した原理に従って正に航空機エンジン作動データを監視するためにも使用することができることが、分かるであろう。

本明細書には、本発明の一部の特徴のみを図示しかつ説明してきたが、当業者には多くの修正及び変更が想起されるであろう。従って、特許請求の範囲は、全てのそのような修正及び変更を本発明の技術思想の範囲内に属するものとして保護しようとするものであることを理解されたい。

１０ ガスタービン／航空機エンジンブレード問題を検出するための方法／システム
１２ 光学パイロメータ
１４ オンサイトモニタ
１６ フィルタ
１８ 物理学ベース信号プロセッサ
２２ コンパレータ
２４ パイロメータデータ
２８ フィルタ
３０ 物理学ベース正規化モデル
３２ 正常及び異常シグネチャのライブラリ
１００ ガスタービン／航空機エンジンブレード問題を検出するための方法／システム
１０２ リアルタイムデータ
１０４ データモニタ
１０６ データプロセッサ
１０８ 損傷モードデータ
１１０ 損傷シグネチャデータ
１１２ 損傷シグネチャデータベース
１１４ 現場サービスデータ／検査報告

Claims (10)

1. 測定相対又は絶対バケット温度と基準温度との間の変化を識別するように構成される、ガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。
2. 前記基準温度が、パイロメータ監視データと所望の作動パラメータを監視するように構成された少なくとも１つのオンサイトモニタとに基づいている、請求項１記載のガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。
3. 前記作動パラメータが、ガスタービン又は航空機エンジン温度、圧力、負荷及び燃焼ダイナミックスから選択される、請求項２記載のガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。
4. 前記パイロメータ及び少なくとも１つのオンサイトモニタが共に、前記ガスタービン又は航空機エンジン作動パラメータをリアルタイムに監視するように構成される、請求項２記載のガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。
5. 前記バケット相対温度が、所望の作動パラメータの変動に基づいてパイロメータ信号の変動を減少させかつそれにより補正パイロメータ信号を生成するように構成されたモデルベースフィルタにより生成される、請求項１乃至４のいずれか１項に記載のガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。
6. 前記補正パイロメータ信号に対応して正規化ガスタービン又は航空機エンジンバケット温度シグネチャを生成するようにさらに構成される、請求項５記載のガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。
7. 損傷バケットに関連する損傷モードを識別するようにさらに構成される、請求項１乃至６のいずれか１項に記載のガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。
8. 前記損傷モードが、バケット損傷モードシグネチャデータベースと、正規化ガスタービン又は航空機エンジンバケット温度シグネチャを前記データバース内のバケット損傷モードシグネチャデータと比較して損傷バケットに関連する損傷モードを識別するように構成されたコンパレータとにより識別される、請求項７記載のガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。
9. 前記バケット相対温度差が、バケット断熱皮膜剥離、バケット割れ、バケットプラットフォーム割れ及びバケット冷却通路閉塞から選択されたバケット損傷モードと相関している、請求項１乃至８のいずれか１項に記載のガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。
10. ガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システムであって、
    ガスタービン又は航空機エンジン作動パラメータを共に生成するように構成された第１のパイロメータ及び少なくとも１つのオンサイトモニタと、
    前記作動パラメータの変動に基づいてパイロメータ信号の変動を減少させかつそれにより第１の補正パイロメータ信号を生成するように構成された第１のモデルベースフィルタと、
    前記補正パイロメータ信号に対応して正規化ガスタービン又は航空機エンジンバケット温度シグネチャを生成するように構成された第１の物理学ベース信号プロセッサと、
    バケット損傷モードシグネチャデータベースと、
    前記正規化ガスタービン又は航空機エンジンバケット温度シグネチャを前記データベース内のバケット損傷モードシグネチャデータと比較して損傷バケットに関連する損傷モードを識別するように構成された第１のコンパレータと、を含む、
    ガスタービン又は航空機エンジンバケット損傷モード検出システム。

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