JP2018204504A - タービン翼の最大応答予測方法、タービン翼の最大応答予測システム及び制御プログラム、並びにタービン翼の最大応答予測システムを備えたタービン - Google Patents
タービン翼の最大応答予測方法、タービン翼の最大応答予測システム及び制御プログラム、並びにタービン翼の最大応答予測システムを備えたタービン Download PDFInfo
- Publication number
- JP2018204504A JP2018204504A JP2017109550A JP2017109550A JP2018204504A JP 2018204504 A JP2018204504 A JP 2018204504A JP 2017109550 A JP2017109550 A JP 2017109550A JP 2017109550 A JP2017109550 A JP 2017109550A JP 2018204504 A JP2018204504 A JP 2018204504A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- response
- blades
- vibration response
- blade
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
- F01D21/14—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to other specific conditions
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M7/00—Vibration-testing of structures; Shock-testing of structures
- G01M7/02—Vibration-testing by means of a shake table
- G01M7/025—Measuring arrangements
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M13/00—Testing of machine parts
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
- F01D21/16—Trip gear
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
- G01H1/00—Measuring characteristics of vibrations in solids by using direct conduction to the detector
- G01H1/003—Measuring characteristics of vibrations in solids by using direct conduction to the detector of rotating machines
- G01H1/006—Measuring characteristics of vibrations in solids by using direct conduction to the detector of rotating machines of the rotor of turbo machines
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
- G01H17/00—Measuring mechanical vibrations or ultrasonic, sonic or infrasonic waves, not provided for in the preceding groups
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B19/00—Programme-control systems
- G05B19/02—Programme-control systems electric
- G05B19/04—Programme control other than numerical control, i.e. in sequence controllers or logic controllers
- G05B19/042—Programme control other than numerical control, i.e. in sequence controllers or logic controllers using digital processors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
- F01D21/003—Arrangements for testing or measuring
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/24—Rotors for turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
- F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
- F05D2270/332—Maximum loads or fatigue criteria
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
- F05D2270/334—Vibration measurements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/40—Type of control system
- F05D2270/44—Type of control system active, predictive, or anticipative
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/80—Devices generating input signals, e.g. transducers, sensors, cameras or strain gauges
- F05D2270/808—Strain gauges; Load cells
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B2219/00—Program-control systems
- G05B2219/20—Pc systems
- G05B2219/24—Pc safety
- G05B2219/24075—Predict control element state changes, event changes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
【課題】動翼の全翼の振動応答を計測できない場合でも、動翼の全翼の振動応答を予測し評価の最大応答予測システム、これを備えたタービン、及び制御プログラムを提供する。【解決手段】タービンロータの周方向に沿って複数設けられたタービン動翼に作用する最大振動応答を予測するタービン翼の最大振動応答予測方法において、タービンの運転開始前にタービン動翼の全翼の振動応答の分布データである事前応答データをタービンの運転条件毎に取得する工程と、事前応答データを用いて、タービンの運転中におけるタービン動翼の全翼の振動応答の分布データである運転応答データを取得する工程と、運転応答データから、タービン動翼の全翼のうち最大振動応答が作用しているタービン動翼と、最大振動応答の大きさとを予測する工程とを有する。【選択図】図8
Description
本発明は、タービンの運転中におけるタービン翼の最大応答を予測するタービン翼の最大応答予測方法、タービン翼の最大応答予測システム及び制御プログラム、並びにタービン翼の最大応答予測システムを備えたタービンに関する。
蒸気タービンやガスタービン等のタービンは、ケーシング内に、タービン動翼(動翼)が組み込まれたタービンロータが収容されている。このようなタービンでは、一般的に、タービンロータの周方向に沿って配列された複数の動翼とケーシングの周方向に沿って配列された複数のタービン静翼(静翼)とで段落が構成され、複数の段落がタービンロータの軸方向に並べて設けられている。
蒸気タービンの動翼の場合、複数の段落のうち、特に作動流体の流れ方向の下流側(低圧側)に位置する段落群(最終翼群)は、タービン全体の出力に与える影響が大きいため、健全に動作するよう管理する必要がある。最終翼群の動翼は、作動流体の流れ方向の上流側(高圧側)に位置する段落群を構成する動翼に比べて翼長が長く、翼の剛性が低いため、励振されると、その分、振動変位が大きくなり易い。また、最終翼群の動翼周りでは、その下流側に設けられた排気室の真空度や圧力等の変化を受けて流れの乱れが生じ易く、これにより、最終翼群の動翼は励振され易いという性質を有している。
更に、段落群を構成する複数の動翼は、一般的に、製造上の公差内において、機械加工時のばらつきや材料特性のばらつきにより、翼毎の重量や固有振動数が同じとなることはない。加えて、段落群を構成する複数の動翼は、公差内における寸法差や組立時のずれ等により、接触面の間の間隙の大きさにもばらつきが生じる。このような、ばらつきがある翼をミスチューン翼と言い、ばらつきの一切ない翼をチューン翼と言う。ミスチューンにより、翼車全体の全翼の応答には、ばらつきが生じる。一般的に、ミスチューン翼は、振動応力、変位(以下、まとめて応答と適宜称する)がチューン翼に比べて増加する傾向にある。しかしながら、ミスチューン効果による振動応答への影響の大きさの程度は、翼形状や設計公差等の翼構造のみならず、翼に生じる振動モードの種類により変わる場合もある。また、ミスチューンに影響する全ての因子を把握して管理することは現実的に難しい。そのため、ミスチューン翼で構成された段落における翼の振動応答を定量的に計算により求めることは困難である。よって、翼の振動応答を予め定量的に予測することも困難である。つまり、同じ設計手法で製作された同形状の翼を用いて構成された段落であっても、製作毎に全翼の振動応答分布や振動応答の最大値が変化し得るということである。
動翼の振動応答に影響を与えるミスチューン効果の主な要因は、動翼やタービンロータの接触面のばらつきと考えられる。一般的に、動翼は、タービンロータに設けられた溝部を介してタービンロータに組み込まれているが、タービンロータの回転時には、遠心力により半径方向に拘束される。また、最終翼群の多くは、カバーやタイワイヤ、タイボス等によりタービンロータの周方向に隣接する動翼と連結した構造をとるが、タービンロータの回転時に、所定の位置に拘束され、かつ剛性や減衰を高めたり、固有振動数を変化させる場合がある。このようなタービンロータの回転時における動翼の状態は、製作毎にばらつきが生じ一律とはならない上、実際にタービンロータを回転させないと詳細を把握することは難しい。そのため、タービンロータの回転時における動翼の振動応答は、静止時の状態や計測値のみから予測することは困難である。
以上のことから、実流下における最終翼群の動翼に対して、タービンの運転中における振動応力、振動変位、固有振動数等を計測し、動翼の健全性を評価するものがある。計測方法は、主に二種類あり、一つは、テレメータを利用した歪ゲージによる計測、もう一つは、非接触センサ(以下、センサと適宜称する)を利用した計測である。
歪ゲージによる計測は、動翼に直接貼り付けた歪ゲージにより計測できるため、高精度の値を得ることができる。しかし、歪ゲージを全翼に貼り付けることは、コスト及び時間の観点から現実的ではない。そのため、歪ゲージを貼り付けた動翼以外の動翼(つまり、歪ゲージを貼り付けていない動翼)の情報を得ることができない。また、回転体側から静止体側へデータを送信するためのバッテリーの容量には限界があるため、歪ゲージによる計測では、動翼を長期間に亘って計測しモニタリングすることは困難である。一方、センサを利用した計測では、車室やフラム等の静止体側にセンサを取り付けるため、電源を安定して確保することができ、耐久性の高いセンサを利用することで、動翼を長期間に亘って計測することができる。また、センサに対面する位置を通過する全翼の情報を取得することができる。しかしながら、歪ゲージによる計測及びセンサを利用した計測は、いずれも構造上の問題や工程等の諸事情によっては、実機プラントに適用できない場合がある。
このような動翼の信頼性を確保する方法として、動翼両面の圧力差に基づいて動翼の最大応力を予測する方法がある(特許文献1等を参照)。また、ミスチューンによる全翼の応答を正確に推定するため、実翼の固有振動数で静止場における翼を打撃して取得した振動モード分布と、チューン翼の数値解析により取得した振動モード分布のデータとを比較し、チューン翼の数値解析により取得した複数の振動モード分布を重ね合わせて実翼の振動モード分布を再現し、実翼の振動応力分布を予測する方法がある(特許文献2等を参照)。更に、ミスチューン効果のうち、特にモーメント配列と固有振動数のばらつきを利用して、振動応力が低くなるように構成する方法がある(特許文献3等を参照)。
特許文献1の方法は、動翼の応答を計測することなく、動翼の最大応力を予測することができる。しかしながら、特許文献1の方法では、動翼両面の圧力差だけでは、全翼の応答分布を予測することはできないうえ、製作毎に異なる全翼の応答分布や応答最大値の違いまで予測することはできない。特許文献2の方法は、静止場における振動モードであり、特に動翼の最終翼群で利用される、カバーやタイボス、タイワイヤ等で翼同士を連結する構造では、回転場において振動モードが変化し得るため、必要な振動特性を定量的に把握することは困難である。特許文献3の方法は、機械加工完了後における固有振動数の計測結果を利用するもので、ディスクと連成することで生じる節のある振動モードが生じ難くなる。しかしながら、特許文献3の方法では、振動モードに対してディスクの効果が小さくなり易い翼長の長い動翼に対しては効果が小さいと考えられる。また、特許文献3の方法では、全翼の振動応答を定量的に評価することはできない。
本発明は上記に鑑みてなされたもので、動翼の全翼の振動応答を計測できない場合でも、動翼の全翼の振動応答を予測し評価することができるタービン翼の最大応答予測方法、並びにタービン翼の最大応答予測システム、これを備えたタービン、及び制御プログラムを提供することを目的とする。
上記目的を達成するために、本発明は、タービンロータの周方向に沿って複数設けられたタービン動翼に作用する最大振動応答を予測するタービン翼の最大振動応答予測方法において、タービンの運転開始前に前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データである事前応答データをタービンの運転条件毎に取得する工程と、前記事前応答データを用いて、前記タービンの運転中における前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データである運転応答データを取得する工程と、前記運転応答データから、前記タービン動翼の全翼のうち最大振動応答が作用しているタービン動翼と、最大振動応答の大きさとを予測する工程とを有することを特徴とする。
本発明によれば、動翼の全翼の振動応答を計測できない場合でも、動翼の全翼の振動応答を予測し評価することができる。
<第1実施形態>
(構成)
図1は、本実施形態に係る蒸気タービンの動翼の一構成例の概略図である。以下、蒸気タービンの動翼に本発明を適用した構成を説明する。
(構成)
図1は、本実施形態に係る蒸気タービンの動翼の一構成例の概略図である。以下、蒸気タービンの動翼に本発明を適用した構成を説明する。
図1に示すように、動翼1は、タービンロータ6に設けられた溝部2に組み込まれている。動翼1は、タービンロータ6の外周部にタービンロータ6の周方向に沿って複数設けられており、動翼列を構成している。動翼1は、翼部3及びカバー部4を備えている。翼部3は、タービンロータ6の外周部からタービンロータ6の径方向外側(図1における矢印Z方向)に延在している。カバー部4は、翼部3の翼長方向の外周部に設けられている。動翼列を構成する複数の動翼1は、タービンロータ6の周方向(図1における矢印Y方向)に隣接する動翼(隣接翼)と、カバー部4における接触部7と溝部における接触部5において接触している。なお、動翼1に対して作動流体の流れ方向の上流側に、複数の静翼(不図示)を備える静翼列が配置されている。本実施形態では、蒸気タービンの作動流体の流れ方向の静翼列下流側に配置された動翼列を構成する動翼に本発明を適用する。すなわち本発明は、一つの翼車にタービンロータ周方向に固定された複数の動翼からなる一動翼列を適用の単位とする。以後、全翼といった場合には、一つの翼車に固定された、一動翼列を構成する全ての動翼、を指すものとする。
本実施形態では、翼部3を予め捩った状態で組み付けることで、隣接翼同士のカバー部4に押し付け力を作用させて常時接触させる方法、動翼1の回転時の遠心力の作用で翼部3に発生する捩り戻りによって、隣接翼同士のカバー部4の接触部7に押し付け力を作用させて回転時にのみ接触させる方法等により、複数の動翼1が連結した構造(全周連結翼構造)となっている。なお、本発明は、翼部に設置したタイボスにより隣接翼同士を連結する構造、翼部に穴を形成し挿入したタイワイヤで数本又は全翼を連結する構造、隣接翼と連結されないフリースタンディング翼構造等、多種多様な動翼に適用可能である。
図2は、本実施形態に係る蒸気タービンの動翼を静止体の断面とともにタービンロータの周方向に沿って見た概略図である。
図2に示すように、発電プラントに備えられた蒸気タービンの場合、動翼1のカバー部4付近には、静止体Cが設けられている。図2に例示する構成では、動翼1のカバー部4に対して、タービンロータの径方向外周側(図2における矢印Z方向)及び軸方向上流側(図2における矢印X方向と反対方向)に静止体Cが設けられている。静止体Cは、例えば、車室(ケーシング)であるが、動翼1の外周側に設けられた他の部材(例えば、ダイアフラム)があるときはそれも静止体Cに含まれる。
図2に示すように、本実施形態では、静止体Cに孔部8として外周側孔部8A及び上流側孔部8Bが設けられている。
外周側孔部8Aは、動翼1のカバー部4に対して、タービンロータの径方向外周側に対向するように静止体Cに設けられている。本実施形態では、外周側孔部8Aは、静止体Cにタービンロータの周方向に沿って複数設けられている。
上流側孔部8Bは、動翼1のカバー部4に対して、タービンロータの軸方向の上流側に対向するように静止体Cに設けられている。本実施形態では、外周側孔部8Aと同様、上流側孔部8Bも静止体Cにタービンロータの周方向に沿って複数設けられている。本実施形態では、上流側孔部8Bは、タービンロータの周方向において、静止体Cの外周側孔部8Aと対応する位置に設けられている。
本実施形態では、外周側孔部8A及び上流側孔部8Bを静止体Cにタービンロータの周方向に沿って複数設けた構成を例に挙げて説明するが、動翼1の挙動(例えば、振動応答)を計測できれば、外周側孔部8A及び上流側孔部8Bを静止体Cにタービンロータの周方向に沿って1つ設ける構成としても良いし、外周側孔部8A及び上流側孔部8Bのいずれか一方を静止体Cにタービンロータの周方向に沿って1つ又は複数設ける構成としても良い。また、本実施形態では、上流側孔部8Bを、タービンロータの周方向において、静止体Cの外周側孔部8Aと対応する位置に設けた構成を例に挙げて説明しているが、外周側孔部8Aとずらした位置に設けても良い。
外周側孔部8A及び上流側孔部8Bには、それぞれセンサSが収容されている。センサSは、蒸気タービンの運転中における動翼1の挙動を計測するためのものである。なお、本実施形態では、外周側孔部8A及び上流側孔部8BにセンサSを収容した構成を例に挙げて説明するが、動翼1の挙動を計測できれば、外周側孔部8A及び上流側孔部8Bの一方にセンサSを収容する構成としても良い。つまり、動翼1の挙動を計測できれば、静止体Cに設けられるセンサSの個数は限定されず、1つ又は複数のセンサSを設けることができる。
図2に例示する構成のように、センサSは、動翼1のカバー部4に対して、タービンロータの径方向外側及び軸方向上流側に設置される場合が多いが、両位置とも静止体C側に加工を施す必要がある(図2に例示する構成では、静止体Cに外周側孔部8A及び上流側孔部8Bを設ける必要がある)。また、センサSと動翼1の位置関係を自由に設定することが困難な場合が多く、そのため、動翼1の定量的な振動応答をセンサSで計測することが難しい場合もある。しかしながら、社内等における検証試験、例えば、真空チャンバー内での回転試験等では、静止体側となる架台等は比較的自由に追設することが可能な場合が多く、最適位置による計測を実行することで、全翼の振動応答を定量的に取得し易いという利点がある。
図3は、本発明が適用される動翼の振動応答の分布の一例を示す図である。横軸は翼番号BN、縦軸はピーク応答(振動応答のピーク値)を振動応答の平均値で除して正規化した値(以下、応答正規化値と適宜称する)NRである。翼番号BNは、翼車に組み込まれた全翼について、タービンロータの周方向に順番にナンバリングしたものである。線SEは小レベルの加振力(小加振力)、線MEは中レベルの加振力(中加振力)、線LEは大レベルの加振力(大加振力)で試験を行い得られた結果を示している。
図1に示した全周連結翼構造の場合、ミスチューン翼では振動応答がスプリットするため、横軸に対して節直径数の2倍の応答山が生じる性質がある。本実施形態において、「節直径数」とは、円環状に形成された複数の動翼が振動する場合、振動の境界(例えば、動翼がタービンロータの軸方向の上流及び下流側に振動する場合における、上流側に変位する動翼と下流側に変位する動翼との境界)同士を結ぶ線である節直径の数を言う。図3に例示した振動応答の分布は、節直径数4の振動モードであるため8個の応答山が生じており、翼番号BNによって振動応答の大きさが異なっている。
図4は、チューン翼の振動応答の分布の一例を示す図である。図4において、図3と同様の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。
図4に示すように、チューン翼の振動応答の分布において、応答正規化値NRは、全翼で同値となる性質がある。そのため、実翼(タービンロータに設けられた動翼)の信頼評価においては、図3,4の応答正規化値の違いを定量的に把握することが重要である。
図3に示すように、振動応答の分布を正規化すると、振動応答の分布は加振力の大きさによらず同様の形状となり、最大値、平均値及び最小値の関係は保持される。また、最大振動応答が作用する翼番号NBも変化しない。これらの性質は、基本的に、翼車に組み込まれた複数の動翼のいずれの動翼でも変わることはなく、特定の運転条件下に振動応答の分布が保持される傾向がある。ただし、これらの性質は一つの翼車に組み込まれた複数の動翼においては不変であるものの、同じ思想で製作された別の翼車等、ミスチューン効果の異なる動翼では同様の傾向にはならない。つまり、どの動翼でどの程度の大きさの振動応答が作用するかは、その翼車に特有の性質であり、他の翼車には当てはめることはできない。また、運転条件によっては、振動応答の分布の性質が変化する場合もある。
図5は、ミスチューン翼の振動応答の分布の一例を示す図である。図5は、群翼構造をとる動翼の振動応答の分布であり、全翼中の一部の動翼についての振動応答の分布を示している。図5の線A,Bは、タービンロータの軸方向における振動モードが同じで、節直径数が異なる場合の振動応答の分布の結果を示している。図5において、図3と同様の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。
図5に示すように、タービンロータの軸方向における振動モードが同じであっても、横軸に対して、振動応答の大小(大きさ)や分布に違いが生じている。つまり、タービンロータの軸方向における振動モードが同じであっても、節直径数が異なる場合、振動応答の分布や、ピーク応答が発生する翼番号は同じとはならない。
以上のとおり、ミスチューン翼の振動応答は複雑に変化するため、計算では、チューン系の振動応答を仮定するのはもちろん、任意のパラメータを与えたミスチューン系であっても、全翼の複数の振動モードにおける振動応答の分布を定量的に把握することは困難である。しかし、図3に示したように、計測により全翼の振動応答の分布を把握することは可能であり、かつ、一定の運転条件下においては、計測毎に全翼の振動応答の分布は不変となる。本発明は、この特性を利用している。
図6は、本実施形態に係る動翼の振動応答の分布を示す図である。横軸は翼番号BN、縦軸は振動応答Rである。点MRは、振動応答の計測値を示しており、例えば、歪ゲージ等で計測した任意の翼番号における振動応答の値である。線PVは、計測値MRに対応する振動応答の予測分布を示している。振動応答の予測分布は、例えば、事前に計測により取得する、又は、図1に示すような全周連結翼構造であれば、振動モードの節直径数を考慮して計測値MRに最も合う振動応答の分布形状を同定し取得することができる。点Pは、振動応答の予測値を示している。点線PMAXは振動応答の最大予測値、一点鎖線PMINは振動応答の最小予測値をそれぞれ示している。振動応答の最大予測値PMAX及び最小予測値PMINは、例えば、振動応答の予測値Pから取得することができる。
図6の例では、翼番号3と翼番号30に計測値MRがプロットされている。つまり、図6は、翼番号3,30の動翼の振動応答を計測し、翼番号3,30の動翼の振動応答を計測値に対応する振動応答の予測分布PVを取得して、振動応答の最大予測値PMAX及び最小予測値PMINを取得した場合を示している。図6に示すように、振動応答の大きさは翼番号により異なる。そのため、振動応答を計測する翼番号によっては、振動応答の最大予測値PMAXや最小予測値PMINを直接取得することができない場合があることが分かる。
(変形例)
本変形例は、振動応答の計測値に計測誤差を加味して、振動応答の最大予測値及び最小予測値を取得する点で、本実施形態と異なる。その他は、本実施形態と同様である。
本変形例は、振動応答の計測値に計測誤差を加味して、振動応答の最大予測値及び最小予測値を取得する点で、本実施形態と異なる。その他は、本実施形態と同様である。
図7は、本実施形態の変形例に係る動翼の振動応答の分布を示す図である。図7において、図6に示した動翼の振動応答の分布と同様の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。点MRVは、計測誤差を加味した振動応答の計測値(誤差計測値)を示している。線PVVは、誤差計測値MRVに対応する振動応答の予測分布を示している。点PV’は、計測誤差を加味した振動応答の予測値を示している。点線PMAXVは計測誤差を加味した振動応答の最大予測値、一点鎖線PMINVは計測誤差を加味した振動応答の最小予測値をそれぞれ示している。振動応答の最大予測値PMAXV及び最小予測値PMINVは、例えば、計測誤差を加味した振動応答の予測値PVVから取得することができる。
図7に示すように、本変形例では、振動応答の計測値MRに計測誤差分を加味して誤差計測値MRVを取得し、誤差計測値MRVから振動応答の予測分布PVVを取得する。そして、振動応答の予測分布PVVから振動応答の予測値を取得し、振動応答の最大予測値PMAXV及び最小予測値PMINVを取得する。このように、振動応答の計測値に計測誤差分を加味して、振動応答の予測分布を取得し、最大予測値及び最小予測値を取得することもできる。なお、上述した計測誤差は、例えば、オペレータが自由に設定することができる。
(タービン翼の最大応答予測方法)
図8は、本実施形態に係る最大応答予測方法の手順を示すフローチャートである。
図8は、本実施形態に係る最大応答予測方法の手順を示すフローチャートである。
本実施形態に係る最大応答予測方法は、特に、動翼の振動応答を長期間モニタリングすることを目的とするが、同様の効果を得ることができれば、前出の目的に限定されるものではない。また、本実施形態に係る最大応答予測方法は、図6,7に示した応答予測方法を利用することを前提としている。
図8に示すように、本実施形態に係る最大応答予測方法は、前段階100及び実機プラント計測段階200を有している。
・前段階
前段階100は、事前(タービンの工場出荷前、タービンの運転開始前等)の動翼の全翼を対象とした計測により、翼車に組み込まれた動翼の全翼の振動応答の分布データを運転条件毎に取得する、又は全翼の振動応答の分布データの傾向を運転条件毎に高精度に仮定する段階である。
前段階100は、事前(タービンの工場出荷前、タービンの運転開始前等)の動翼の全翼を対象とした計測により、翼車に組み込まれた動翼の全翼の振動応答の分布データを運転条件毎に取得する、又は全翼の振動応答の分布データの傾向を運転条件毎に高精度に仮定する段階である。
本実施形態では、前段階100において、タービンロータの回転時における全翼の振動応答をセンサを用いて計測して全翼の振動応答の分布データ(事前応答データ)を取得する、又は全翼の振動応答の分布データの傾向を仮定する(ステップ11)。これらは、社内、又は実機プラントにおける比較的短時間の計測によって実施できるが、本発明の意図と合えば、計測手段、計測タイミング、計測期間等は制限されない。
・実機プラント計測段階
図8に示すように、前段階100に続いて、実機プラント計測段階200に移行する。実機プラント計測段階200は、振動応答計測工程21、翼信頼性評価工程30及びモニタリング工程40を有している。
図8に示すように、前段階100に続いて、実機プラント計測段階200に移行する。実機プラント計測段階200は、振動応答計測工程21、翼信頼性評価工程30及びモニタリング工程40を有している。
前段階100を実施した後、実機プラント計測段階200の振動応答計測工程21が実施される。振動応答計測工程21は、各運転条件における動翼の振動応答を計測する工程である。本実施形態では、任意に選択した数本の特定の動翼を対象として、歪ゲージを用いてタービンの運転中における動翼の振動応答を計測する。
本実施形態では、任意に選択した数本の特定の動翼を対象として、歪ゲージを用いてタービンの運転中における動翼の振動応答を計測する場合を例に挙げて説明したが、他の計測方法でも良い。例えば、歪ゲージを用いて、タービンの運転中における動翼の全翼のうち一部の動翼の振動応答の分布データ(部分運転応答データ)を取得し、部分運転応答データを計算により得られた特定の振動モードにおける振動応答の分布データに適用して、運転応答データを取得しても良い。また、非接触センサ等を用いて数本から全翼の振動応答を計測しても良い。全翼の振動応答を計測する場合、ステップ11で取得した全翼の振動応答の分布のデータ、又は全翼の振動応答の分布の傾向に関するデータと相互に補完し合う効果が期待できる。
振動応答計測工程21において、振動応答の計測対象として選択される数本の動翼は、ステップ11で取得した全翼の振動応答の分布、又は全翼の振動応答の分布の傾向に関するデータから翼信頼性に最も影響を及ぼし得る動翼や、全翼の応答分布を確定し易いものを選定することが望ましい。これにより、振動応答の分布の予測の誤差をより低減させることができる。
翼信頼性評価工程30は、振動応答計測工程21で取得した振動応答の計測結果に基づき、翼信頼性を評価する工程である。翼信頼性評価工程30は、ステップ31、ステップ32及びステップ33を有している。
振動応答計測工程21を実施した後、振動応答計測工程21で取得された振動応答のデータに計測誤差分を加味する(ステップ31)。本実施形態では、前述した2種類の計測結果、つまり、ステップ11で取得された全翼の振動応答の分布データ又は全翼の振動応答の分布の傾向に関するデータと、振動応答計測工程21で取得された振動応答の計測結果のデータとに、必要に応じて計測誤差を加味する。ただし、評価対象や評価者によっては、ステップ31を実施することなく、ステップ21から後述するステップ32にステップを移行しても良い。
続いて、ステップ11で取得された全翼の振動応答の分布データを用いて、運転条件毎の各振動モード、節直径数におけるタービンの運転中の全翼の振動応答の分布データ(運転応答データ)を確定する(ステップ32)。具体的には、ステップ11で取得された全翼の振動応答の分布データと、振動応答計測工程21で取得された動翼の振動応答のデータとから、タービンの運転中の全翼の振動応答の分布データを取得する。これは、真空度や流量等の運転条件によって、全翼の振動応答の分布データが変化し、かつ、最大応答が作用する動翼が変化するためであり、動翼毎に各運転条件において作用する振動応答を正確に予測し評価に組み込む点が新しい。
なお、本実施形態では、ステップ11で取得された各運転条件における全翼の振動応答の分布データと、振動応答計測工程21で取得された各運転条件における動翼の振動応答のデータとから、タービンの運転中の全翼の振動応答の分布データを取得する構成を例に挙げて説明したが、この構成に限定されない。例えば、センサを用いて、タービンの運転条件のうち特定の運転条件における全翼の振動応答の分布データを取得し、特定の運転条件における全翼の振動応答の分布データに基づいて、前出の特定の運転条件と異なる運転条件における全翼の振動応答の分布データを取得する構成としても良い。また、歪ゲージを用いて、タービンの運転中における部分運転応答データを取得し、ステップ11で取得された各運転条件における全翼の振動応答の分布データと前出の部分運転応答データとから、タービンの運転中の全翼の振動応答の分布データを取得する構成としても良い。
続いて、アラーム閾値及びタービントリップ閾値を決定する(ステップ33)。本実施形態では、ステップ32で取得された全翼の振動応答の分布データに基づいて、タービンをトリップさせるか否かを判定するための運転条件の閾値であるトリップ閾値TT(設定値)、及びアラームを発生させるか否か判定するための運転条件の閾値であるアラーム閾値TA(設定値)を決定する。
モニタリング工程40は、例えば、歪ゲージの損傷やバッテリー切れ等により、振動応答計測工程21を実施することが不可能となった後でも実行できる工程である。モニタリング工程40は、ステップ41、ステップ42t、ステップ42a、ステップt、ステップa1,a2、ステップc1,c2、ステップ43、ステップ44t及びステップ44aを有している。
ステップ33を実施した後、運転条件を逐一モニタリングする(ステップ41)。本実施形態では、運転条件は、作動流体の流量や排気室の真空度及び圧力値等を含んでいる。
続いて、運転条件がトリップ閾値TT以下であるか否かを判定する(ステップ42t)。運転条件がトリップ閾値TTより大きい場合(No)、トリップ指示信号が出力されてタービンの運転が停止される(ステップt)。反対に、運転条件が閾値TT以下の場合(Yes)、運転条件がアラーム閾値TA以下であるか否かを判定する(ステップ42a)。運転条件がアラーム閾値TAより大きい場合(No)、アラーム指示信号が出力されてアラームが発生する(ステップa1)。また、必要に応じて運転条件を再設定する(ステップc1)。これは、例えば、運転条件を再設定して変更することで、動翼に発生する振動応答を低減したい場合に実行される。その後、タービンの運転は正常に続行される。反対に、運転条件がアラーム閾値TA以下の場合(Yes)、運転条件の変更(再設定)は不要であり、タービンの運転は正常に続行される。
タービンの運転を続行する場合、続いて、運転条件から推定できる動翼の全翼の疲労損傷値(疲労度)を動翼毎に累積し累積値を演算する(ステップ43)。これは、運転条件や発生している振動モード、節直径数によって動翼の応答分布が異なるためであり、定量的に動翼毎に生じた応答量をモニタリングするためである。なお、安全側の評価をするために、動翼の全翼のうち最大振動応答が作用している動翼の疲労損傷値のみを累積して累積値を演算し、以降の評価に利用することもできるし、動翼の全翼のうち最大振動応答のみを、翼番号を無視して累積して累積値を演算し、以降の評価に利用することもできる。
続いて、ステップ43で取得した累積値が予め設定されたトリップ閾値(疲労度トリップ閾値)FT以下であるか否かを判定する(ステップ44t)。累積値がトリップ閾値FTより大きい場合(No)、トリップ指示信号を出力しタービンの運転が停止される(ステップt)。反対に、累積値がトリップ閾値FT以下の場合(Yes)、累積値が予め設定されたアラーム閾値(疲労度アラーム閾値)FA以下であるか否かを判定する(ステップ44a)。累積値がアラーム閾値FA以上の場合(No)、アラーム指示信号が出力されてアラームが発生する(ステップa2)。また、必要に応じて運転条件を再設定する(ステップc2)。これは、例えば、運転条件を変更することで動翼に発生する振動応答を低減したい場合に実行される。その後、タービンの運転は正常に続行される。反対に、累積値がアラーム閾値FA以下の場合(Yes)、変更不要で運転は正常に続行できる。以上の手順で、実機プラントにおける全翼の振動応答をモニタリングし続ける。
(タービン翼の最大応答予測システム)
本実施形態に係る最大応答予測方法を最大応答予測システムとして実現することもできる。最大応答予測システムは、例えば、タービンに備えられている。以下、本実施形態に係る最大応答予測方法を最大応答予測システムとして実現した場合を説明する。
本実施形態に係る最大応答予測方法を最大応答予測システムとして実現することもできる。最大応答予測システムは、例えば、タービンに備えられている。以下、本実施形態に係る最大応答予測方法を最大応答予測システムとして実現した場合を説明する。
図9は、本実施形態に係る最大応答予測システムの機能ブロックを表す図である。図9に示すように、本実施形態に係る最大応答予測システム250は、振動応答分布取得部201、振動応答計測値取得部202、翼信頼性評価部203及びモニタリング部204を備えている。
振動応答分布取得部201は、タービンロータの回転時における全翼の振動応答の分布データを取得する、又は全翼の振動応答の分布データの傾向を仮定するものである。本実施形態では、振動応答分布取得部201は、全翼の振動計測を実施するセンサに接続された入力装置251から、タービンロータの回転時における全翼の振動応答の分布データを取得する。
振動応答計測値取得部202は、動翼の振動応答のデータを取得するものである。本実施形態では、任意に選択した数本の動翼の振動応答を歪ゲージで計測し、振動応答計測値取得部202は、歪ゲージに接続された入力装置252から動翼の振動応答のデータを取得する。なお、本実施形態では、任意に選択した数本の動翼の振動応答を歪ゲージで計測し、動翼の振動応答のデータを取得する構成を例に挙げて説明したが、数本から全翼の振動応答をセンサを用いて計測し、動翼の振動応答のデータを取得する構成としても良い。
翼信頼性評価部203は、計測誤差付加部205、振動応答分布確定部206、最大振動応答予測部207及び閾値設定部208を備えている。
計測誤差付加部205は、動翼の振動応答の計測結果に誤差を付加するものである。本実施形態では、計測誤差付加部205は、振動応答分布取得部201で取得された全翼の振動応答の分布データを振動応答分布取得部201から、振動応答計測値取得部202で取得された動翼の振動応答のデータを振動応答計測値取得部202から入力し、設定された計測誤差を付加する。ただし、計測誤差付加部205による上述した機能は、評価対象や評価者によっては利用しないこともある。
振動応答分布確定部206は、運転条件毎の各振動モード、節直径数における全翼の振動応答の分布データを確定するものである。本実施形態では、振動応答分布確定部206は、振動応答分布取得部201で取得され必要性があれば計測誤差付加部205で計測誤差が付加された全翼の振動応答の分布データと、振動応答計測値取得部202で取得され必要性があれば計測誤差付加部205で計測誤差が付加された動翼の振動応答のデータを入力し、運転条件毎の各振動モード、節直径数における全翼の振動応答の分布データを確定する。
最大振動応答予測部207は、振動応答分布確定部206で確定された全翼の振動応答の分布データを入力し、入力した全翼の振動応答の分布データから、複数の動翼のうち最大振動応答が作用している動翼と最大振動応答の大きさとを予測するものである。
閾値設定部208は、全翼の振動応答の分布データからトリップ閾値TT及びアラーム閾値TAを決定するものである。本実施形態では、閾値設定部208は、振動応答分布確定部206で確定された全翼の振動応答の分布データを入力し、入力した全翼の振動応答の分布データに基づいて、アラーム閾値TA及びトリップ閾値TTを決定する。
モニタリング部204は、運転条件モニタリング部209、運転条件トリップ判定部210、出力部(第1の出力部)211、運転条件アラーム判定部212、アラーム部(第1のアラーム部)213、運転条件再設定部(第1の運転条件再設定部)214、疲労度累積部215、疲労度トリップ判定部216、出力部(第2の出力部)217、疲労度アラーム判定部218、アラーム部(第2のアラーム部)219及び運転条件再設定部(第2の運転条件再設定部)220を備えている。
運転条件モニタリング部209は、タービンの運転条件をモニタリングするものである。
運転条件トリップ判定部210は、運転条件モニタリング部209でモニタリングされた運転条件が閾値設定部208で設定されたトリップ閾値TT以下であるか否かを判定するものである。本実施形態では、運転条件トリップ判定部210は、運転条件がトリップ閾値TTより大きいと判定した場合、出力部211にトリップ指示信号を出力する。反対に、運転条件トリップ判定部210は、運転条件がトリップ閾値TT以下であると判定した場合、運転条件アラーム判定部212に信号を出力する。
出力部211は、タービンの制御装置に信号を出力しタービンを停止させるものである。本実施形態では、出力部211は、運転条件トリップ判定部210からトリップ指示信号を入力すると、タービンの制御装置に信号を出力しタービンを停止させる。
運転条件アラーム判定部212は、運転条件モニタリング部209でモニタリングされた運転条件が閾値設定部208で設定されたアラーム閾値TA以下であるか否かを判定するものである。本実施形態では、運転条件アラーム判定部212は、運転条件がアラーム閾値TAより大きいと判定した場合、アラーム部213にアラーム指示信号を出力する。反対に、運転条件アラーム判定部212は、運転条件がアラーム閾値TA以下であると判定した場合、疲労度累積部215に信号を出力する。
アラーム部213は、アラームを起動させてアラームを発生させるものである。本実施形態では、アラーム部213は、運転条件アラーム判定部212からアラーム指示信号を入力すると、アラームを起動させてアラームを発生させる。
運転条件再設定部214は、必要に応じて運転条件を再設定し変更するものである。本実施形態では、運転条件再設定部214は、アラーム部213がアラームを起動させてアラームを発生させると、運転条件を再設定して変更し、疲労度累積部215に信号を出力する。
疲労度累積部215は、運転条件モニタリング部209でモニタリングされた運転条件から推定できる疲労度を動翼毎に累積し累積値を演算するものである。本実施形態では、疲労度累積部215は、運転条件アラーム判定部212からの信号又は運転条件再設定部214からの信号を入力すると、運転条件モニタリング部209でモニタリングされた運転条件から推定できる疲労度を動翼毎に累積し累積値を演算する。
疲労度トリップ判定部216は、疲労度累積部215で累積された累積値がトリップ閾値FT以下であるか否かを判定するものである。本実施形態では、トリップ閾値FTは記憶部(不図示)に記憶されており、疲労度トリップ判定部216が記憶部からトリップ閾値FTを読み込むように構成されている。本実施形態では、疲労度トリップ判定部216は、累積値がトリップ閾値FTより大きいと判定した場合、トリップ指示信号を出力部217に出力する。反対に、疲労度トリップ判定部216は、累積値がトリップ閾値FT以下であると判定した場合、疲労度アラーム判定部218に信号を出力する。
出力部217は、出力部211と同様の機能を有している。本実施形態では、出力部217は、疲労度トリップ判定部216からトリップ指示信号を入力すると、タービンの制御装置に信号を出力しタービンを停止させる。
疲労度アラーム判定部218は、疲労度累積部215で累積された累積値がアラーム閾値FA以下であるか否かを判定するものである。本実施形態では、アラーム閾値FAは記憶部(不図示)に記憶されており、疲労度アラーム判定部218が記憶部からトリップ閾値FTを読み込むように構成されている。本実施形態では、疲労度アラーム判定部218は、累積値がアラーム閾値FAより大きいと判定した場合、アラーム指示信号をアラーム部219に出力する。反対に、疲労度アラーム判定部218は、累積値がアラーム閾値FA以下であると判定した場合、運転条件モニタリング部209に信号を出力する。運転条件モニタリング部209は、疲労度アラーム判定部218からの信号を入力すると、タービンの運転条件のモニタリングを開始する。
アラーム部219は、アラーム部213と同様の機能を有している。本実施形態では、アラーム部219は、疲労度アラーム判定部218からアラーム指示信号を入力すると、アラームを起動させてアラームを発生させる。
運転条件再設定部220は、運転条件再設定部214と同様の機能を有している。本実施形態では、運転条件再設定部2220は、アラーム部219が起動されてアラームを発生させると、運転条件を再設定して変更する。
(制御プログラム)
本実施形態に係る最大応答予測システム250による処理は、例えば、コンピュータに格納された制御プログラムで実行される。以下、本実施形態に係る最大応答予測システム250による処理をコンピュータに格納された制御プログラムで実行する場合を説明する。
本実施形態に係る最大応答予測システム250による処理は、例えば、コンピュータに格納された制御プログラムで実行される。以下、本実施形態に係る最大応答予測システム250による処理をコンピュータに格納された制御プログラムで実行する場合を説明する。
図10は、本実施形態に係る最大応答予測システムによる処理を実現するコンピュータの模式図である。図10に示すように、本実施形態に係るコンピュータ300は、CPU(中央演算処理装置)301、HDD(ハードディスクドライブ)302、RAM(ランダムアクセスメモリ)303、ROM(リードオンメモリ)304、I/Oポート305、キーボード306、記録媒体307及びモニタ308をハードウェアとして備えている。なお、デスクトップ型、ノート型、タブレット型等、コンピュータ300の形態は限定されない。
本実施形態では、制御プログラムはROM304に記憶されており、CPU301がROM304から制御プログラムを読み出して実行することにより、最大応答予測システム250(振動応答分布取得部201、振動応答計測値取得部202、翼信頼性評価部203、モニタリング部204等)がRAM303上にロードされ、生成される。
本実施形態では、制御プログラムは、タービンロータの回転時における全翼の振動応答の分布データを入力装置251から取得させる処理を振動応答分布取得部201に実行させる。
次に、制御プログラムは、任意に選択された数本の動翼の振動応答のデータを入力装置252から取得させる処理を振動応答計測値取得部202に実行させる。
次に、制御プログラムは、振動応答分布取得部201に取得させた全翼の振動応答の分布データと、振動応答計測値取得部202に取得させた動翼の振動応答のデータとに、必要があれば計測誤差を付加する処理を計測誤差付加部205に実行させる。そして、制御プログラムは、振動応答分布取得部201で取得され、必要があれば計測誤差付加部205で計測誤差が付加された全翼の振動応答の分布データと、振動応答計測値取得部202で取得され、必要があれば計測誤差付加部205で計測誤差が付加された動翼の振動応答のデータとから、運転条件毎の各振動モード、節直径数における全翼の振動応答の分布データを確定する処理を振動応答分布確定部206に実行させる。そして、制御プログラムは、振動応答分布確定部206で確定された全翼の振動応答の分布データから、複数の動翼のうち最大振動応答が作用している動翼と最大振動応答の大きさとを予測する処理を最大振動応答予測部207に実行させる。そして、制御プログラムは、振動応答分布確定部206に確定させた全翼の振動応答分布からアラーム閾値TA及びトリップ閾値TTを決定する処理を閾値設定部208に実行させる。
次に、制御プログラムは、タービンの運転条件をモニタリングする処理を運転条件モニタリング部209に実行させる。そして、制御プログラムは、運転条件モニタリング部209にモニタリングさせた運転条件が閾値設定部208に設定させたトリップ閾値TT以下であるか否かを判定する処理を運転条件トリップ判定部210に実行させる。そして、制御プログラムは、運転条件トリップ判定部210で運転条件がトリップ閾値TTより大きいと判定された場合、トリップ指示信号を出力部211に出力する処理を運転条件トリップ判定部210に実行させる。反対に、制御プログラムは、運転条件トリップ判定部210で運転条件がトリップ閾値TT以下であると判定された場合、運転条件アラーム判定部212に信号を出力する処理を運転条件トリップ判定部210に実行させる。そして、制御プログラムは、出力部211がトリップ指示信号を入力すると、タービンの制御装置に信号を出力しタービンを停止させる処理を出力部211に実行させる。一方、制御プログラムは、運転条件アラーム判定部212が信号を入力すると、運転条件モニタリング部209でモニタリングされた運転条件が閾値設定部208で設定されたアラーム閾値TA以下であるか否かを判定する処理を運転条件アラーム判定部212に実行させる。そして、制御プログラムは、運転条件アラーム判定部212で運転条件がアラーム閾値TAより大きいと判定された場合、アラーム指示信号をアラーム部213に出力する処理を運転条件アラーム判定部212に実行させる。反対に、制御プログラムは、運転条件アラーム判定部212で運転条件がアラーム閾値TA以下であると判定された場合、疲労度累積部215に信号を出力する処理を運転条件アラーム判定部212に実行させる。そして、制御プログラムは、アラーム部213がアラーム指示信号を入力すると、アラームを発生させる処理をアラーム部213に実行させる。そして、制御プログラムは、運転条件を再設定して変更する処理を運転条件再設定部214に実行させる。
次に、制御プログラムは、疲労度累積部215が運転条件アラーム判定部212からの信号又は運転条件再設定部214からの信号を入力すると、運転条件モニタリング部209でモニタリングされた運転条件から推定できる疲労度を動翼毎に累積し累積値を演算する処理を疲労度累積部215に実行させる。そして、制御プログラムは、疲労度累積部215で累積された累積値がトリップ閾値FT以下であるか否かを判定する処理を疲労度トリップ判定部216に実行させる。そして、制御プログラムは、疲労度トリップ判定部216で累積値がトリップ閾値FTより大きいと判定された場合、出力部217にトリップ指示信号を出力する処理を疲労度トリップ判定部216に実行させる。反対に、疲労度トリップ判定部216で運転条件がトリップ閾値FT以下であると判定された場合、疲労度アラーム判定部218に信号を出力する処理を疲労度トリップ判定部216に実行させる。制御プログラムは、出力部217にトリップ指示信号が出力されると、タービンの制御装置に信号を出力しタービンを停止させる処理を出力部217に実行させる。一方、制御プログラムは、疲労度アラーム判定部218に信号が出力されると、疲労度累積部215で累積された累積値がアラーム閾値FA以下であるか否かを判定する処理を疲労度アラーム判定部218に実行させる。そして、制御プログラムは、疲労度アラーム判定部218で累積値がアラーム閾値FAより大きいと判定された場合、アラーム部219にアラーム指示信号を出力する処理を疲労度アラーム判定部218に実行させる。反対に、制御プログラムは、疲労度アラーム判定部218で累積値がアラーム閾値FA以下であると判定された場合、運転条件モニタリング部209に信号を出力する処理を疲労度アラーム判定部218に実行させる。そして、制御プログラムは、運転条件モニタリング部209に信号が出力されると、タービンの運転条件をモニタリングする処理を運転条件モニタリング部209に実行させる。そして、制御プログラムは、アラーム指示信号がアラーム部219に出力されると、アラームを起動して発生させる処理をアラーム部219に実行させる。そして、制御プログラムは、運転条件を再設定して変更する処理を運転条件再設定部220に実行させる。
本実施形態では、キーボード306で入力された数値や信号は、タービンロータの回転時における全翼の振動応答の分布データや、任意に選択された動翼の振動応答のデータとともに、I/Oポート305を介してCPU301に伝達される。また、タービンロータの回転時における全翼の振動応答の分布データ、任意に選択された動翼の振動応答のデータ、トリップ閾値FT、アラーム閾値FA等は、HDD302、ROM304等の記憶媒体に格納される。また、アラーム部213,219は、アラームを発生させる代わりに、I/Oポート305を介してモニタ(表示手段)308にアラームを表示するように構成されても良い。
このように、本実施形態に係る最大応答予測システム250による処理は、コンピュータに格納された制御プログラムで実行されても良い。制御プログラムは、例えば、サーバ等からインストールして前述した処理を実行させても良いし、記録媒体307に記録しておき、これを読み取って、前述した処理を実行させることも可能である。記録媒体307としては、CD−ROM、フレキシブルディスク、光磁気ディスク等のように情報を光学的、電気的或いは磁気的に記録する記録媒体、ROM,フラッシュメモリ等のように情報を電気的に記録する半導体メモリ等、様々なタイプの媒体を用いることができる。
(効果)
(1)本実施形態では、タービンの運転開始前における動翼の全翼の振動応答の分布データである基準応答データをタービンの運転条件毎に取得し、基準応答データから、タービンの運転中における動翼の全翼の振動応答の分布データである対象応答データを取得し、対象応答データから、複数の動翼のうち最大振動応答が作用している動翼と最大振動応答の大きさとを予測する。このように、タービンの運転開始前等の前段階において、動翼の全翼又は一部の翼の振動応答の計測、計算結果や類似翼を用いた計測結果等から、動翼の全翼の振動応答の分布データを取得し又は仮定することで、実機のタービン(運転中のタービン)において、一部の動翼のみの振動応答を計測するか、又は振動応答の計測を実施することなく、異なる運転条件における異なる振動モード、異なる節直径数の全翼の応答分布を確定することができる。これにより、タービンの運転中に動翼の全翼の振動応答の分布を計測し取得することができない場合でも、動翼の全翼の振動応答の分布を予測して確定し、複数の動翼のうち最大振動応答が作用している動翼と最大振動応答の大きさとを予測することができる。
(1)本実施形態では、タービンの運転開始前における動翼の全翼の振動応答の分布データである基準応答データをタービンの運転条件毎に取得し、基準応答データから、タービンの運転中における動翼の全翼の振動応答の分布データである対象応答データを取得し、対象応答データから、複数の動翼のうち最大振動応答が作用している動翼と最大振動応答の大きさとを予測する。このように、タービンの運転開始前等の前段階において、動翼の全翼又は一部の翼の振動応答の計測、計算結果や類似翼を用いた計測結果等から、動翼の全翼の振動応答の分布データを取得し又は仮定することで、実機のタービン(運転中のタービン)において、一部の動翼のみの振動応答を計測するか、又は振動応答の計測を実施することなく、異なる運転条件における異なる振動モード、異なる節直径数の全翼の応答分布を確定することができる。これにより、タービンの運転中に動翼の全翼の振動応答の分布を計測し取得することができない場合でも、動翼の全翼の振動応答の分布を予測して確定し、複数の動翼のうち最大振動応答が作用している動翼と最大振動応答の大きさとを予測することができる。
(2)本実施形態では、対象応答データに基づいて、タービンをトリップさせるか否か判定するための運転条件の閾値、アラームを発生させるか否か判定するための運転条件の閾値等を設定する。そのため、タービンを適切に運用することができ、タービンの信頼性を確保することができる。
(3)本実施形態では、複数の動翼のうち最大振動応答が作用している動翼の疲労損傷度を累積して疲労累積値を演算し、疲労累積値に基づいて、タービンをトリップさせるか否か判定するための運転条件の閾値、アラームを発生させるか否か判定するための運転条件の閾値等を決定する。そのため、疲労の蓄積による動翼の破損等を回避することができ、これにより、タービンを適切に運用することができ、タービンの信頼性をより確実に確保することができる。
<第2実施形態>
本実施形態は、振動応答と固有振動数の分布の関係に着目し、振動応答と固有振動数の分布の関係を利用して、固有振動数の計測のみに基づいて振動応答の大小や最大値が発生している動翼を予測する点で、第1実施形態と異なる。その他は、第1実施形態と同様である。
本実施形態は、振動応答と固有振動数の分布の関係に着目し、振動応答と固有振動数の分布の関係を利用して、固有振動数の計測のみに基づいて振動応答の大小や最大値が発生している動翼を予測する点で、第1実施形態と異なる。その他は、第1実施形態と同様である。
図11は、本発明が適用される動翼の振動応答の分布と固有振動数の分布との関係を説明する図である。図11の上段は、本発明が適用される動翼の振動応答の分布の一例を示す図である。図11の下段は、本発明が適用される動翼の固有振動数の分布の一例を示す図である。図11の上段において、図3に示した動翼の振動応答の分布と同様の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。図11の下段において、横軸は翼番号BN、縦軸は固有振動数の全翼の平均値に対する変化率NFである。
図11に示すように、翼番号BNに対する固有振動数は、振動応答の大きさにより変化する。具体的に、線MEで示す中加振力、線LEで示す大加振力においては、ピーク応答正規化値NRが極小となる部分、つまり振動応答の応答山のうち谷に相当する部分(図11の例では、翼番号7−12等)で固有振動数が低下する。また、振動応答が大きくなるほど、平均値に対する固有振動数の減少量が大きくなる。このように、振動応答と固有振動数の分布の関係には特徴があり、この特徴を利用すると、固有振動数の計測のみで振動応答の大小や最大値が発生している動翼を同定することができる。本実施形態に係る方法は、固有振動数の変化を利用することで、振動応答を計測することなく、任意の運転条件における動翼の振動応答がどの範囲のレベルにあるのかを判定することができる。なお、前記した振動応答と固有振動数の分布の関係は、対象翼によって異なり一律ではない。
図12は、本実施形態に係る最大応答予測方法の手順を示すフローチャートである。図12において、図8に示したフローチャートと同様のステップには同一の符号を付し、適宜説明を省略する。
図12に示すように、本実施形態では、図8に示したフローチャートと異なり、前段階100において、ステップ11に加えて、全翼の固有振動数の分布データ(事前固有振動数データ)を取得する(ステップ12)。そして、ステップ11,12で取得した2種類の結果(全翼の振動応答の分布及び固有振動数の分布)から、全翼の振動応答と固有振動数の関係(相関関係)を取得する(ステップ13)。
次に、実機プラント計測段階200に移行する。本実施形態では、実機プラント計測段階200は、固有振動数計測工程21Fを有する。固有振動数計測工程21Fは、センサ等を用いて、タービンの運転中における動翼の全翼又は一部の動翼の固有振動数の分布データ(運転固有振動数データ)を計測し取得する工程である。続いて、本実施形態では、翼信頼性評価工程30において、固有振動数計測工程21Fで取得した固有振動数の計測結果に基づき、翼信頼性評価システムを構築する。具体的には、固有振動数計測工程21Fで取得した固有振動数に、必要に応じて計測誤差分を加味し(ステップ31)、運転条件毎の各振動モード、節直径数における全翼の固有振動数と振動応答の分布の関係を取得して、運転条件毎の各振動モード、節直径数におけるタービンの運転中の運転応答データを取得する(ステップ32F)。そして、ステップ32Fで取得した全翼の振動応答の分布データに基づき、アラーム閾値TA及びトリップ閾値TTを決定する(ステップ33)。
次に、モニタリング工程40に移行する。モニタリング工程40は、第1実施形態と同様である。
本実施形態では、第1実施形態と同様の効果に加えて以下の効果が得られる。
本実施形態では、タービンの運転中における動翼の全翼又は一部の動翼の固有振動数のみを計測(取得)すれば良いため、振動応答を定量的に計測する場合に比べてセンサの個数を減らすことができ、その分、コストの増加を抑制することができる。
<第3実施形態>
図13は、本実施形態に係る最大応答予測方法の手順を示すフローチャートである。図13において、図8に示したフローチャートと同様のステップには同一の符号を付し、適宜説明を省略する。
図13は、本実施形態に係る最大応答予測方法の手順を示すフローチャートである。図13において、図8に示したフローチャートと同様のステップには同一の符号を付し、適宜説明を省略する。
図13に示すように、本実施形態では、図8に示したフローチャートと異なり、前段階100において、ステップ11に続いて、ステップ11で取得した全翼の振動応答の分布のデータ又は全翼の振動応答の分布の傾向に関するデータに、必要に応じて計測誤差分を加味する(ステップ31)。そして、ステップ31に続いて、流体解析、モード解析、応答解析等の計算結果や類似するプラント、類似する動翼等を用いた計測結果からタービンの運転中における動翼の振動応答の分布データを仮定し、ステップ11で取得した全翼の振動応答の分布のデータ等に当てはめる(ステップ31a)。そして、実機プラント計測段階200に移行する前に、運転条件毎の各振動モード、節直径数における全翼の振動応答の分布データを確定する(ステップ32)。なお、ステップ11では、全運転条件における全翼の振動応答の分布のデータを計測することが望ましいが、計測誤差分の加味(ステップ31)や各種仮定の当てはめ(ステップ31a)に応じて、計測する点数や運転条件は任意に減じても良い。そして、ステップ32で取得した全翼の振動応答の分布データに基づき、アラーム閾値TA及びトリップ閾値TTを決定する(ステップ33)。
次に、モニタリング工程40に移行する。本実施形態では、モニタリング工程40において、動翼の振動応答の計測は必須ではない。動翼の振動応答の計測を実施しない場合、前段階100で取得した全翼の振動応答の分布データのみを用いて、運転条件をモニタリングする(ステップ41)。以降ステップは、第1実施形態と同様である。
本実施形態では、第1実施形態と同様の効果に加えて以下の効果が得られる。
本実施形態では、従来のように動翼の振動応答の計測を実施しない場合に比べて、応答評価の定量性を向上させることができる。また、本実施形態では、実機のタービンにおける動翼の振動応答を直接計測しなくても良いので、第1実施形態に比べて、コストの増加を抑制することができると共に工期(作業期間)を短縮することができる。
<その他>
本発明は上述した各実施形態に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上述した各実施形態は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。例えば、ある実施形態の構成の一部を他の実施形態の構成に置き換えることも可能であり、ある実施形態の構成に他の実施形態の構成を追加することも可能である。また、各実施形態の構成の一部を削除することも可能である。
本発明は上述した各実施形態に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上述した各実施形態は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。例えば、ある実施形態の構成の一部を他の実施形態の構成に置き換えることも可能であり、ある実施形態の構成に他の実施形態の構成を追加することも可能である。また、各実施形態の構成の一部を削除することも可能である。
上述した各実施形態では、蒸気タービンの最終翼群を構成する動翼に本発明を適用した場合を例に挙げて説明した。しかしながら、本発明の本質的効果は、動翼の全翼の振動応答を計測できない場合でも、動翼の全翼の振動応答を予測し評価することができるタービン翼の最大応答予測方法、並びにタービン翼の最大応答予測システム、これを備えたタービン、及び制御プログラムを提供することであり、この本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、蒸気タービンの静翼に本発明を適用することもできる。また、ガスタービンを含む他のターボ機械に本発明を適用することもできる。また、本発明を適用する翼の構造も上述した各実施形態に限定されない。本発明の目的を上述した各実施形態に類似する構造や方法で実現した場合も本発明に含まれるものとする。
1 タービン動翼
6 タービンロータ
250 最大振動応答予測システム
206 振動応答分布確定部
207 最大振動応答予測部
6 タービンロータ
250 最大振動応答予測システム
206 振動応答分布確定部
207 最大振動応答予測部
Claims (17)
- タービンロータの周方向に沿って複数設けられたタービン動翼に作用する最大振動応答を予測するタービン翼の最大振動応答予測方法において、
タービンの運転開始前に前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データである事前応答データをタービンの運転条件毎に取得し、
前記事前応答データを用いて、前記タービンの運転中における前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データである運転応答データを取得し、
前記運転応答データから、前記タービン動翼の全翼のうち最大振動応答が作用しているタービン動翼と、最大振動応答の大きさとを予測する
ことを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項1に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記運転応答データに基づいて、前記タービンをトリップさせるか否かを判定するための前記タービンの運転条件の閾値、及びアラームを発生させるか否かを判定するための前記タービンの運転条件の閾値を設定することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項1に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記タービン動翼及びタービンロータに設けられた歪ゲージを用いて、前記タービンの運転中における前記タービン動翼の全翼のうち特定のタービン動翼の振動応答のデータを取得し、
前記特定のタービン動翼の振動応答のデータと前記事前応答データとから、前記運転応答データを取得することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項1に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
センサを用いて、前記事前応答データを取得することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項4に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記タービン動翼及びタービンロータに設けられた歪ゲージを用いて、前記タービン動翼の全翼のうちの一部のタービン動翼の前記事前応答データを取得し、
前記一部のタービン動翼の前記事前応答データに、予め得られた前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データを組み合わせて、前記事前応答データを取得することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項1に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記タービン動翼及びタービンロータに設けられた歪ゲージを用いて、前記タービン動翼の全翼のうちの一部のタービン動翼の前記事前応答データを取得し、
前記一部のタービン動翼の前記事前応答データに、計算で得られた特定の振動モードにおける前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データを適用して、前記事前応答データを取得することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項1に記載の最大振動応答予測方法において、
センサを用いて、タービンの運転条件のうち特定の運転条件における前記運転応答データを取得する工程を有し、
前記特定の運転条件における前記運転応答データに基づいて、前記特定の運転条件と異なる運転条件における前記運転応答データを取得することを特徴とする最大振動応答予測方法。 - 請求項1に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記タービン動翼は、前記タービンロータの作動流体の流れ方向の下流側に配置されていることを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項1に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記タービン動翼の全翼の疲労損傷度、又は前記タービン動翼の全翼のうち最大振動応答が作用しているタービン動翼の疲労損傷度を累積することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項9に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記疲労損傷度を累積して得られる累積値に基づいて、前記タービンをトリップさせるか否かを判定することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項10に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記疲労損傷度の蓄積値に基づいて、アラームを発生させるか否か判定することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項1に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
センサを用いて、前記事前応答データと共に前記タービンの運転開始前における前記タービン動翼の全翼の固有振動数の分布データである事前固有振動数データを取得する工程と、
前記事前応答データと前記事前固有振動数データとから、前記タービン動翼の全翼における振動応答の大きさと固有振動数の変化率との関係である相関関係を取得する工程と、
センサを用いて、前記タービンの運転中における前記タービン動翼の全翼の固有振動数の分布データである運転固有振動数データを取得する工程と
を有し、
前記運転固有振動数データに基づいて、前記相関関係から、前記運転応答データを取得することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項12に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記運転応答データ及び前記運転固有振動数データに基づいて、前記タービンをトリップさせるか否かを判定するための前記タービンの運転条件の閾値、及びアラームを発生させるか否かを判定するための前記タービンの運転条件の閾値を決定することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - 請求項13に記載のタービン翼の最大振動応答予測方法において、
前記タービン動翼に類似するタービン動翼を用いた計測結果又は解析を含む計算結果から、前記運転応答データを予測した運転予測応答データを取得する工程を有し、
前記事前応答データと前記運転予測応答データとから、前記運転応答データを取得することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測方法。 - タービンロータの周方向に沿って複数設けられたタービン動翼に作用する最大振動応答を予測するタービン翼の最大振動応答予測システムにおいて、
タービンの運転開始前に取得された前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データである事前応答データから、タービンの運転中における前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データである運転応答データを取得する振動応答分布確定部と、
前記運転応答データから、前記タービン動翼の全翼のうち最大振動応答が作用しているタービン動翼と、最大振動応答の大きさとを予測する最大振動応答予測部と
を有することを特徴とするタービン翼の最大振動応答予測システム。 - ケーシングと、
前記ケーシングに収容されたタービンロータと、
前記タービンロータの周方向に沿って複数設けられたタービン動翼と、
請求項15に記載の最大振動応答予測システムと
を備えることを特徴とするタービン。 - タービンロータの周方向に沿って複数設けられたタービン動翼に作用する最大振動応答を予測するタービン翼の最大振動応答予測システムの制御プログラムにおいて、
タービンの運転開始前に取得された前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データである事前応答データから、タービンの運転中における前記タービン動翼の全翼の振動応答の分布データである運転応答データを取得する処理と、
前記運転応答データから、前記タービン動翼の全翼のうち最大振動応答が作用しているタービン動翼と、最大振動応答の大きさとを予測する処理と
を前記タービン翼の最大振動応答予測システムに実行させることを特徴とする制御プログラム。
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2017109550A JP2018204504A (ja) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | タービン翼の最大応答予測方法、タービン翼の最大応答予測システム及び制御プログラム、並びにタービン翼の最大応答予測システムを備えたタービン |
KR1020180060203A KR20180131971A (ko) | 2017-06-01 | 2018-05-28 | 터빈 날개의 최대 응답 예측 방법, 터빈 날개의 최대 응답 예측 시스템 및 제어 프로그램, 그리고 터빈 날개의 최대 응답 예측 시스템을 구비한 터빈 |
CN201810542609.XA CN108982080A (zh) | 2017-06-01 | 2018-05-30 | 轮机叶片的最大响应预测方法及其系统、以及轮机 |
EP18175131.4A EP3441572A1 (en) | 2017-06-01 | 2018-05-30 | Turbine blade maximum response prediction method, turbine blade maximum response prediction system and control program, and turbine equipped with turbine blade maximum response prediction system |
US15/993,640 US20180347394A1 (en) | 2017-06-01 | 2018-05-31 | Turbine blade maximum response prediction method, turbine blade maximum response prediction system and control program, and turbine equipped with turbine blade maximum response prediction system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2017109550A JP2018204504A (ja) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | タービン翼の最大応答予測方法、タービン翼の最大応答予測システム及び制御プログラム、並びにタービン翼の最大応答予測システムを備えたタービン |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2018204504A true JP2018204504A (ja) | 2018-12-27 |
Family
ID=62492482
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2017109550A Pending JP2018204504A (ja) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | タービン翼の最大応答予測方法、タービン翼の最大応答予測システム及び制御プログラム、並びにタービン翼の最大応答予測システムを備えたタービン |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20180347394A1 (ja) |
EP (1) | EP3441572A1 (ja) |
JP (1) | JP2018204504A (ja) |
KR (1) | KR20180131971A (ja) |
CN (1) | CN108982080A (ja) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB201808650D0 (en) * | 2018-05-25 | 2018-07-11 | Rolls Royce Plc | Rotor Blade Arrangement |
GB201808651D0 (en) * | 2018-05-25 | 2018-07-11 | Rolls Royce Plc | Rotor blade arrangement |
GB201808646D0 (en) * | 2018-05-25 | 2018-07-11 | Rolls Royce Plc | Rotor Blade Arrangement |
CN110454232B (zh) * | 2019-07-31 | 2022-02-22 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机叶片隔离错频减振方法及航空发动机 |
CN114323514B (zh) * | 2020-09-28 | 2023-06-30 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 多叶片振动疲劳试验方法及系统 |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4573358A (en) * | 1984-10-22 | 1986-03-04 | Westinghouse Electric Corp. | Turbine blade vibration detection apparatus |
JP3272088B2 (ja) | 1993-03-01 | 2002-04-08 | 株式会社東芝 | タービン動翼の配列方法 |
JP2001324420A (ja) | 2000-05-17 | 2001-11-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 回転機械の翼の振動予測方法及びその装置 |
KR100351788B1 (ko) * | 2000-10-09 | 2002-09-05 | 이재국 | 진동 시험 수준 결정 방법 |
GB2374670B (en) * | 2001-04-17 | 2004-11-10 | Rolls Royce Plc | Analysing vibration of rotating blades |
CZ303476B6 (cs) * | 2009-10-15 | 2012-10-10 | Štarman@Stanislav | Zpusob bezkontaktního monitorování turbín, zejména jednotlivých lopatek parní nebo plynové turbíny v elektrárnách, a systém k provádení tohoto zpusobu |
JP2011163862A (ja) | 2010-02-08 | 2011-08-25 | Ihi Corp | 回転翼の振動応力推定方法と装置 |
JP5519835B1 (ja) * | 2013-06-18 | 2014-06-11 | 川崎重工業株式会社 | 翼を備える回転体 |
CN105678025A (zh) * | 2016-02-29 | 2016-06-15 | 华能澜沧江水电股份有限公司小湾水电厂 | 基于动应力测试和稳定性试验水轮机运行优化方法及系统 |
-
2017
- 2017-06-01 JP JP2017109550A patent/JP2018204504A/ja active Pending
-
2018
- 2018-05-28 KR KR1020180060203A patent/KR20180131971A/ko not_active Application Discontinuation
- 2018-05-30 EP EP18175131.4A patent/EP3441572A1/en not_active Withdrawn
- 2018-05-30 CN CN201810542609.XA patent/CN108982080A/zh not_active Withdrawn
- 2018-05-31 US US15/993,640 patent/US20180347394A1/en not_active Abandoned
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP3441572A1 (en) | 2019-02-13 |
KR20180131971A (ko) | 2018-12-11 |
US20180347394A1 (en) | 2018-12-06 |
CN108982080A (zh) | 2018-12-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2018204504A (ja) | タービン翼の最大応答予測方法、タービン翼の最大応答予測システム及び制御プログラム、並びにタービン翼の最大応答予測システムを備えたタービン | |
KR101718251B1 (ko) | 회전 블레이드 강건성 모니터링 방법 및 시스템 | |
US20110213569A1 (en) | Method and device for detecting cracks in compressor blades | |
JP6302152B2 (ja) | エーロフォイルの健全性を監視するためのシステムおよび方法 | |
JP6329338B2 (ja) | ステータベーンの健全性を監視するためのシステムおよび方法 | |
Chen et al. | New step to improve the accuracy of blade tip timing method without once per revolution | |
US10018596B2 (en) | System and method for monitoring component health using resonance | |
US11352901B2 (en) | Methods and apparatus to determine material parameters of turbine rotors | |
US20190154494A1 (en) | Detecting degradation in rotating machinery by using the fwhm metric to analyze a vibrational spectral density distribution | |
JP2012013082A (ja) | エアフォイルの健全性を監視するシステム及び方法 | |
US20180216484A1 (en) | Systems and methods to detect a fluid induced instability condition in a turbomachine | |
US10670452B2 (en) | Method and device for determining the vibration of rotor blades | |
US11555757B2 (en) | Monitoring device, monitoring method, method of creating shaft vibration determination model, and program | |
CN110382878B (zh) | 确定用于预测压缩机中不稳定性的指标的方法和装置及其用途 | |
CN107725456B (zh) | 离心压缩机机组的分析诊断方法和装置 | |
Fan et al. | Research on running status monitoring and rotating blade crack detection of large-scale centrifugal compressor based on blade tip timing technique | |
CN111174903B (zh) | 一种透平机械故障的诊断方法 | |
JP2018145866A (ja) | 翼振動監視装置及び回転機械システム | |
Maturkanič et al. | Construction of the signal profile for use in blade tip-timing analysis | |
JP6379089B2 (ja) | 機械状態の決定方法 | |
Maywald et al. | Vacuum spin test series of a turbine impeller with focus on mistuning and damping by comparing tip timing and strain gauge results | |
Pereboom et al. | Experimental investigation of fluid structure interaction of impeller like disks in super critical carbon dioxide | |
Barabas et al. | Experimental Damping Behavior of Strongly Coupled Structure and Acoustic Modes of a Rotating Disk With Side Cavities | |
Barabas et al. | Damping Behavior of Acoustic Dominant Modes in an Aeroacoustic Test Rig Representing a Simplified Geometry of a High Pressure Radial Compressor | |
Shibukawa et al. | Unsteady flow features and vibration stresses of an actual size steam turbine last stage in various low load conditions |