JP3095270B2 - タービン翼振動デジタルデータから共通モード振動データを除く装置及び方法 - Google Patents
タービン翼振動デジタルデータから共通モード振動データを除く装置及び方法Info
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- G01—MEASURING; TESTING
- G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
- G01H11/00—Measuring mechanical vibrations or ultrasonic, sonic or infrasonic waves by detecting changes in electric or magnetic properties
- G01H11/06—Measuring mechanical vibrations or ultrasonic, sonic or infrasonic waves by detecting changes in electric or magnetic properties by electric means
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- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
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- 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
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- Control Of Turbines (AREA)
- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
- Geophysics And Detection Of Objects (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は蒸気タービンにおける動
作パラメーターの監視、特に、回転しているタービン翼
の振動の監視に係わる。
作パラメーターの監視、特に、回転しているタービン翼
の振動の監視に係わる。
【０００２】
【従来の技術】タービン翼には、構造が複雑なだけに、
翼の固有周波数に相当する周波数振動が発生しやすい。
それぞれの固有周波数は特定のモードと関連し、各モー
ドはタービン回転軸に沿った振動による撓みやタービン
回転軸と直交する方向の振動による撓みなどをそれぞれ
組み合わせたものである。常態位置を中心とする翼の過
剰振動を防止するため、最低モードの周波数がタービン
の動作周波数の調波間にくるように翼を設計しなければ
ならない。しかし、製造公差、ロータへの翼取り付け状
態の変化、浸食による翼形状の変化、タービンの動作周
波数の変化などにより、モードの周波数を動作周波数の
調波に近づく恐れがある。
翼の固有周波数に相当する周波数振動が発生しやすい。
それぞれの固有周波数は特定のモードと関連し、各モー
ドはタービン回転軸に沿った振動による撓みやタービン
回転軸と直交する方向の振動による撓みなどをそれぞれ
組み合わせたものである。常態位置を中心とする翼の過
剰振動を防止するため、最低モードの周波数がタービン
の動作周波数の調波間にくるように翼を設計しなければ
ならない。しかし、製造公差、ロータへの翼取り付け状
態の変化、浸食による翼形状の変化、タービンの動作周
波数の変化などにより、モードの周波数を動作周波数の
調波に近づく恐れがある。
【０００３】モードの周波数が動作周波数の調波に接近
すると振動が発生しやすくなる。バフッェティングやフ
ラッターのような空気力学的現象に起因する非同期的な
力によって翼に振動が発生することもある。翼の固有共
振振動数がタービンの運転速度の調波に近くない場合で
も振動は起こり得る。振動の振幅があるレベルを超える
と、翼に有害な応力が発生する。この状態が検出され
ず、矯正されなければ、最終的には翼が破壊され、その
結果、多大のコストを伴なう運転停止を余儀なくされ
る。したがって、このような損傷を防止する上で振動検
出方法を確立することが有用である。
すると振動が発生しやすくなる。バフッェティングやフ
ラッターのような空気力学的現象に起因する非同期的な
力によって翼に振動が発生することもある。翼の固有共
振振動数がタービンの運転速度の調波に近くない場合で
も振動は起こり得る。振動の振幅があるレベルを超える
と、翼に有害な応力が発生する。この状態が検出され
ず、矯正されなければ、最終的には翼が破壊され、その
結果、多大のコストを伴なう運転停止を余儀なくされ
る。したがって、このような損傷を防止する上で振動検
出方法を確立することが有用である。
【０００４】従来技術のタービン翼振動検出方法のひと
つは、常設の非接触式近接センサーを用いるものであ
る。この種の装置の一例がＬｕｏｎｇｏの米国特許第
４，５７３，３５８号に開示されており、該特許では翼
列の周りにこれと間隔を保ちながら配置した複数のセン
サーがオペレーターによって選ばれた翼の振動を検出す
る。この装置では、一度に１枚ずつ翼をモニターするこ
とができる。非接触式近接センサーを利用する他の装置
が、Ｅｌｌｉｓの米国特許第４，５９３，５６６号及び
ＭｃＫｅｎｄｒｅｅ等の米国特許第４，８８７，４６８
号に開示されている。
つは、常設の非接触式近接センサーを用いるものであ
る。この種の装置の一例がＬｕｏｎｇｏの米国特許第
４，５７３，３５８号に開示されており、該特許では翼
列の周りにこれと間隔を保ちながら配置した複数のセン
サーがオペレーターによって選ばれた翼の振動を検出す
る。この装置では、一度に１枚ずつ翼をモニターするこ
とができる。非接触式近接センサーを利用する他の装置
が、Ｅｌｌｉｓの米国特許第４，５９３，５６６号及び
ＭｃＫｅｎｄｒｅｅ等の米国特許第４，８８７，４６８
号に開示されている。
【０００５】上記特許の装置によって形成されるタービ
ン翼振動デジタルデータには、特定翼の先端撓みデータ
のほかに、同一列に属するすべての翼に共通の翼先端撓
みデータも含むことができる。このデータはすべての翼
が同じ振動を経験することから共通モード振動データと
呼ばれる。このような共通モード先端撓みを惹起するも
のとして知られた現象として、静的変位、ねじり振動及
びロータ速度変化がある。もしこのような変位の周波数
が低ければ、それぞれの翼が全体として変位し、同一の
翼の種々の位置の間にほとんど、またはまったく相対運
動が起こらないため、かかる先端撓みにより翼にかかる
応力は問題とならないことが知られている。。
ン翼振動デジタルデータには、特定翼の先端撓みデータ
のほかに、同一列に属するすべての翼に共通の翼先端撓
みデータも含むことができる。このデータはすべての翼
が同じ振動を経験することから共通モード振動データと
呼ばれる。このような共通モード先端撓みを惹起するも
のとして知られた現象として、静的変位、ねじり振動及
びロータ速度変化がある。もしこのような変位の周波数
が低ければ、それぞれの翼が全体として変位し、同一の
翼の種々の位置の間にほとんど、またはまったく相対運
動が起こらないため、かかる先端撓みにより翼にかかる
応力は問題とならないことが知られている。。
【０００６】共通モード振動の有無を判定するため翼先
端撓みデータに対して今日使用されているデータ分析方
法は手作業によるものであり、下記ステップから成る。
即ち：モニターすべき翼に対応する翼通過時間データを
求め；実測翼通過時間と予想翼通過時間の差にタービン
翼先端速度を乗算することによって変位量を計算し；変
位量データをフーリエ変換することにより調波の関数と
して撓みを算出し；データを手作業でモニターする。
端撓みデータに対して今日使用されているデータ分析方
法は手作業によるものであり、下記ステップから成る。
即ち：モニターすべき翼に対応する翼通過時間データを
求め；実測翼通過時間と予想翼通過時間の差にタービン
翼先端速度を乗算することによって変位量を計算し；変
位量データをフーリエ変換することにより調波の関数と
して撓みを算出し；データを手作業でモニターする。
【０００７】手作業によるモニターの結果、すべての翼
の振幅及び位相にほぼ均一に影響を及ぼしている振動が
速度変化または低周波数ねじり応答に起因することが判
明するかもしれない。その場合、オペレーターは自分で
判断を下し、データ・セットを全部破棄するか、このよ
うな現象が振動データに影響している分を算定してこれ
を除かねばならない。当然のことながらこのようなプロ
セスは多大の時間を要し、先端撓みを無視してもよいか
どうかを判定するのにオペレーターの熟練が大きい役割
を果す。見かけの翼振動データを分析した結果、このデ
ータが例えば静的変位のような非振動現象の測定値以上
の何ものでもないことが判明するかもしれない。このよ
うな判断を下して有効データを選択するのにオペレータ
ーが介入するのは、オンラインの翼振動モニターには実
際的でない。したがって、共通モード翼振動データをそ
れ以外のタイプの翼振動を表わすデータから排除する装
置及び方法が望ましい。
の振幅及び位相にほぼ均一に影響を及ぼしている振動が
速度変化または低周波数ねじり応答に起因することが判
明するかもしれない。その場合、オペレーターは自分で
判断を下し、データ・セットを全部破棄するか、このよ
うな現象が振動データに影響している分を算定してこれ
を除かねばならない。当然のことながらこのようなプロ
セスは多大の時間を要し、先端撓みを無視してもよいか
どうかを判定するのにオペレーターの熟練が大きい役割
を果す。見かけの翼振動データを分析した結果、このデ
ータが例えば静的変位のような非振動現象の測定値以上
の何ものでもないことが判明するかもしれない。このよ
うな判断を下して有効データを選択するのにオペレータ
ーが介入するのは、オンラインの翼振動モニターには実
際的でない。したがって、共通モード翼振動データをそ
れ以外のタイプの翼振動を表わすデータから排除する装
置及び方法が望ましい。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】本発明は熟練したオペ
レーターの介入を必要とせずにタービン翼振動デジタル
データから共通モード振動データを迅速且つ効率的に排
除する装置及び方法を提供する。本発明によると、複数
のセンサーがそれぞれ、各タービン翼がそれぞれのセン
サーに実際に到達する実到達時間を示す信号を出力し；
第１手段が前記センサーに応答して各タービン翼が前記
センサーのそれぞれに実際に到達する実到達時間を表わ
すデジタルデータを作成し；第２手段が各タービン翼の
前記センサーのそれぞれへの予想到達時間を求め；第３
手段が前記デジタルデータに応答してそれぞれが前記実
到達時間と前記予想到達時間の差を表わす複数のデータ
エントリーを作成する、タービン翼振動デジタルデータ
から共通モード振動データを除く装置において、先頭及
び末尾にそれぞれ複数のダミーエントリーを有する第１
の列の前記データエントリーを記憶させ、翼のデータエ
ントリーが形成されない場合に前記第１の列にスペース
セーバー文字を挿入する第４手段と；各データエントリ
ーを、前記第１の列の該データエントリーに先行する複
数のデータエントリー及び該データエントリーに続く複
数のデータエントリーに加算して合計を求める第５手段
と、前記合計を、加算したデータエントリーの項数で除
算することによって、すべてのタービン翼に共通な振動
を表わす平均値を前記各データエントリーについて求め
る第６手段と；前記平均値のそれぞれを、対応するデー
タエントリーから減算することにより共通モード振動デ
ータを含まない第２の列のデータエントリーを作成する
第７手段とを備えたことを特徴とする共通モード振動デ
ータ除去装置が提供される。
レーターの介入を必要とせずにタービン翼振動デジタル
データから共通モード振動データを迅速且つ効率的に排
除する装置及び方法を提供する。本発明によると、複数
のセンサーがそれぞれ、各タービン翼がそれぞれのセン
サーに実際に到達する実到達時間を示す信号を出力し；
第１手段が前記センサーに応答して各タービン翼が前記
センサーのそれぞれに実際に到達する実到達時間を表わ
すデジタルデータを作成し；第２手段が各タービン翼の
前記センサーのそれぞれへの予想到達時間を求め；第３
手段が前記デジタルデータに応答してそれぞれが前記実
到達時間と前記予想到達時間の差を表わす複数のデータ
エントリーを作成する、タービン翼振動デジタルデータ
から共通モード振動データを除く装置において、先頭及
び末尾にそれぞれ複数のダミーエントリーを有する第１
の列の前記データエントリーを記憶させ、翼のデータエ
ントリーが形成されない場合に前記第１の列にスペース
セーバー文字を挿入する第４手段と；各データエントリ
ーを、前記第１の列の該データエントリーに先行する複
数のデータエントリー及び該データエントリーに続く複
数のデータエントリーに加算して合計を求める第５手段
と、前記合計を、加算したデータエントリーの項数で除
算することによって、すべてのタービン翼に共通な振動
を表わす平均値を前記各データエントリーについて求め
る第６手段と；前記平均値のそれぞれを、対応するデー
タエントリーから減算することにより共通モード振動デ
ータを含まない第２の列のデータエントリーを作成する
第７手段とを備えたことを特徴とする共通モード振動デ
ータ除去装置が提供される。
【０００９】本発明は各タービン翼がセンサーに到達す
る実到達時間を示す信号を形成し、各タービン翼がセン
サーに到達する実到達時間を表わすデジタルデータを前
記信号から形成し、各タービン翼がセンサーに到達する
と予想される予想到達時間を算定し、それぞれが各ター
ビン翼の実到達時間と予想到達時間の差を表わす複数の
データエントリーを作成し、先頭及び末尾にそれぞれ複
数のダミーエントリーを有する第１の列にデータエント
リーを記憶し、特定の翼についてデータエントリーが作
成されない場合には第１列にスペースセーバー文字を挿
入し、すべてのタービン翼に共通の振動を表わす、各デ
ータエントリーに対応の現平均値を、複数のデータエン
トリーに亘って、求め、各平均値を第１列中の対応デー
タエントリーから減算することにより、共通モード振動
データを全く含まない第２列を形成するステップからな
る、タービン翼振動デジタルデータから共通モード振動
データを排除する方法をも提供する。
る実到達時間を示す信号を形成し、各タービン翼がセン
サーに到達する実到達時間を表わすデジタルデータを前
記信号から形成し、各タービン翼がセンサーに到達する
と予想される予想到達時間を算定し、それぞれが各ター
ビン翼の実到達時間と予想到達時間の差を表わす複数の
データエントリーを作成し、先頭及び末尾にそれぞれ複
数のダミーエントリーを有する第１の列にデータエント
リーを記憶し、特定の翼についてデータエントリーが作
成されない場合には第１列にスペースセーバー文字を挿
入し、すべてのタービン翼に共通の振動を表わす、各デ
ータエントリーに対応の現平均値を、複数のデータエン
トリーに亘って、求め、各平均値を第１列中の対応デー
タエントリーから減算することにより、共通モード振動
データを全く含まない第２列を形成するステップからな
る、タービン翼振動デジタルデータから共通モード振動
データを排除する方法をも提供する。
【００１０】本発明は問題となる翼応力につながる翼先
端撓みを分離するための自動化プロセスである。また、
非振動現象に基づく擬似データを自動的且つ連続的に排
除する。第１列の構成態様に照らして、データエントリ
ーを検索し、各エントリーごとの処理時間を節減するの
は容易である。データ処理時間が短ければ個々の翼の監
視インターバルも短くなり、インターバルが短くなれば
振動発生からオペレーターがこれに気付くまでの時間も
短くなるから、過渡的に起こる大きい撓み事象が検出さ
れる可能性が高くなる。
端撓みを分離するための自動化プロセスである。また、
非振動現象に基づく擬似データを自動的且つ連続的に排
除する。第１列の構成態様に照らして、データエントリ
ーを検索し、各エントリーごとの処理時間を節減するの
は容易である。データ処理時間が短ければ個々の翼の監
視インターバルも短くなり、インターバルが短くなれば
振動発生からオペレーターがこれに気付くまでの時間も
短くなるから、過渡的に起こる大きい撓み事象が検出さ
れる可能性が高くなる。
【００１１】本発明の内容をさらに明らかにし、その実
施を容易にするため、添付図面に沿って好ましい実施例
を以下に説明する。
施を容易にするため、添付図面に沿って好ましい実施例
を以下に説明する。
【００１２】
【実施例】図１は本発明を利用可能なシュラウド無しの
タービン翼列１０及び翼振動監視システム１１を示す。
いずれの図においても同様の構成要素には同様の参照番
号を付した。複数のタービン翼１２がロータディスク１
４を介してロータ１６に連結されている。図１にはター
ビン翼１２を数枚だけ示してあるが、１つの翼列１０に
は１００枚以上のタービン翼が含まれ、タービンロータ
１６には複数の翼列１０が装着されている。
タービン翼列１０及び翼振動監視システム１１を示す。
いずれの図においても同様の構成要素には同様の参照番
号を付した。複数のタービン翼１２がロータディスク１
４を介してロータ１６に連結されている。図１にはター
ビン翼１２を数枚だけ示してあるが、１つの翼列１０に
は１００枚以上のタービン翼が含まれ、タービンロータ
１６には複数の翼列１０が装着されている。
【００１３】図１に示す翼振動監視システム１１は２つ
のタービン翼センサー１８を含む。各センサー１８は、
１つおきのゼロ交差（図２）が翼列１０の各翼の“上死
点”がこのセンサーの下を通過する時点に対応する正弦
波信号２０を出力する。したがって、信号２０は各翼１
２が各センサー１８に到達する実時間を示す。センサー
１８は可変磁気抵抗センサーでもよいし、或いはマイク
ロウェーブまたは光学手段などを利用して翼通過を感知
する実用的な方法によるセンサーでもよい。両センサー
１８は、例えば１３５°の角度互いに位置をずらせて配
置する。
のタービン翼センサー１８を含む。各センサー１８は、
１つおきのゼロ交差（図２）が翼列１０の各翼の“上死
点”がこのセンサーの下を通過する時点に対応する正弦
波信号２０を出力する。したがって、信号２０は各翼１
２が各センサー１８に到達する実時間を示す。センサー
１８は可変磁気抵抗センサーでもよいし、或いはマイク
ロウェーブまたは光学手段などを利用して翼通過を感知
する実用的な方法によるセンサーでもよい。両センサー
１８は、例えば１３５°の角度互いに位置をずらせて配
置する。
【００１４】同じく図１に示す基準センサー２２は、ロ
ータ１６に設けた指標２４と協働してロータ１６が１回
転するごとに１つのゼロ交差を有する出力信号２６を形
成する。１回転に１個（ＯＰＲ）の基準信号２６の形成
はタービンの分野で公知である。
ータ１６に設けた指標２４と協働してロータ１６が１回
転するごとに１つのゼロ交差を有する出力信号２６を形
成する。１回転に１個（ＯＰＲ）の基準信号２６の形成
はタービンの分野で公知である。
【００１５】翼センサー１８からの信号２０及びＯＰＲ
信号２６は翼振動プロセッサー２８に入力される。翼振
動プロセッサー２８の出力は信号アナライザー３０に入
力される。翼振動プロセッサー２８及び信号アナライザ
ー３０の構成及び作用の詳細は、本願明細書の一部を形
成するものとして引用する米国特許第４，８８７，４６
８号に開示されている。
信号２６は翼振動プロセッサー２８に入力される。翼振
動プロセッサー２８の出力は信号アナライザー３０に入
力される。翼振動プロセッサー２８及び信号アナライザ
ー３０の構成及び作用の詳細は、本願明細書の一部を形
成するものとして引用する米国特許第４，８８７，４６
８号に開示されている。
【００１６】翼振動プロセッサー２８の１つの目的は、
図２に示す信号２０を各タービン翼１２が各センサー１
８に到達する実時間を表わすデジタルデータに変換する
ことにある。図１において、翼列１０が２００枚のター
ビン翼１２によって構成されているとすれば、１つおき
のゼロ交差間の時間は１／２００回転を表わす。ゼロ交
差を利用して（図示しないが）カウンターをラッチする
ことにより、ゼロ交差間の時間をクロックパルス数に変
換する。
図２に示す信号２０を各タービン翼１２が各センサー１
８に到達する実時間を表わすデジタルデータに変換する
ことにある。図１において、翼列１０が２００枚のター
ビン翼１２によって構成されているとすれば、１つおき
のゼロ交差間の時間は１／２００回転を表わす。ゼロ交
差を利用して（図示しないが）カウンターをラッチする
ことにより、ゼロ交差間の時間をクロックパルス数に変
換する。
【００１７】図３には本発明による第１デジタル情報列
の形成をフローチャートで示す。図３のフローチャート
における各ステップは翼振動プロセッサー２８に実行さ
せることができる。第１ステップ３２において、ゼロ交
差窓が開いているかどうか、即ち、ゼロ交差に対応する
時点であるかどうかを判定し、もし開いていなければ、
窓が開くまでプロセス制御はステップ３２にとどまる。
窓が開いたら、ステップ３４において先行ゼロ交差から
の時間を表わすクロックカウントをチェックして妥当か
どうかを判定する。ステップ３４の目的はゼロ交差が検
出されたことを確認することにある。もしゼロ交差が検
出されておらず、クロックカウントが妥当でなければ、
翼通過が見落とされたものと推定できる。クロックカウ
ントが妥当なら、プロセス制御はステップ３６に進み、
該当センサーへの翼の予想到達時間を計算する。
の形成をフローチャートで示す。図３のフローチャート
における各ステップは翼振動プロセッサー２８に実行さ
せることができる。第１ステップ３２において、ゼロ交
差窓が開いているかどうか、即ち、ゼロ交差に対応する
時点であるかどうかを判定し、もし開いていなければ、
窓が開くまでプロセス制御はステップ３２にとどまる。
窓が開いたら、ステップ３４において先行ゼロ交差から
の時間を表わすクロックカウントをチェックして妥当か
どうかを判定する。ステップ３４の目的はゼロ交差が検
出されたことを確認することにある。もしゼロ交差が検
出されておらず、クロックカウントが妥当でなければ、
翼通過が見落とされたものと推定できる。クロックカウ
ントが妥当なら、プロセス制御はステップ３６に進み、
該当センサーへの翼の予想到達時間を計算する。
【００１８】予想到達時間は、ＯＰＲ基準信号２６及び
ロータ上の翼の回転位置から計算される。翼の予想到達
時間はクロックカウントの数で表現される。ステップ３
６において予想到達時間を計算した後、翼振動プロセッ
サー２８はステップ３８において翼先端がセンサーに到
達した実際の時間からこの翼先端が前記センサーに到達
すると予想される時間を差し引いた差を計算する。実到
達時間と予想到達時間の差はクロックカウント差△ＣＣ
を表わす。クロックカウント差△ＣＣにロータ１６の速
度を乗算することによって撓み情報を求めることができ
る。（この撓み情報を分析のため信号アナライザー３０
に入力すればよい。）ステップ４０において、ステップ
３８での計算値が図４Ａ−４Ｅに示す第１デジタル情報
列４２に記憶される。次いでステップ４４において、指
標が所期の値に達したかどうかを判定する。例えば、指
標は第１翼からスタートし、３２回転で２００枚の翼と
順次連携して合計６，４００エントリーを作成する。し
たがって、指標が６，４００に等しくなると、図３のプ
ロセスが終了する。さもなければステップ３２に戻って
プロセスを続ける。このようにして、ステップ３２、３
４、３６、３８、４０及び４４により、列４２として記
憶される複数のデータエントリーを作成する。翼列１０
に２００枚の翼１２が装着され、３２回転に亘って情報
が作成される場合、その列４２は最大限６，４００のデ
ータエントリーを有し、各データエントリーは翼先端の
実際の位置から同じ翼先端の予想位置を差し引いた差を
表わす。図４Ａ−４Ｅに示すデジタル情報列４２はセン
サー１８の１つに応答する。他方のセンサーにつき（図
示しないが）同様の情報列が形成される。
ロータ上の翼の回転位置から計算される。翼の予想到達
時間はクロックカウントの数で表現される。ステップ３
６において予想到達時間を計算した後、翼振動プロセッ
サー２８はステップ３８において翼先端がセンサーに到
達した実際の時間からこの翼先端が前記センサーに到達
すると予想される時間を差し引いた差を計算する。実到
達時間と予想到達時間の差はクロックカウント差△ＣＣ
を表わす。クロックカウント差△ＣＣにロータ１６の速
度を乗算することによって撓み情報を求めることができ
る。（この撓み情報を分析のため信号アナライザー３０
に入力すればよい。）ステップ４０において、ステップ
３８での計算値が図４Ａ−４Ｅに示す第１デジタル情報
列４２に記憶される。次いでステップ４４において、指
標が所期の値に達したかどうかを判定する。例えば、指
標は第１翼からスタートし、３２回転で２００枚の翼と
順次連携して合計６，４００エントリーを作成する。し
たがって、指標が６，４００に等しくなると、図３のプ
ロセスが終了する。さもなければステップ３２に戻って
プロセスを続ける。このようにして、ステップ３２、３
４、３６、３８、４０及び４４により、列４２として記
憶される複数のデータエントリーを作成する。翼列１０
に２００枚の翼１２が装着され、３２回転に亘って情報
が作成される場合、その列４２は最大限６，４００のデ
ータエントリーを有し、各データエントリーは翼先端の
実際の位置から同じ翼先端の予想位置を差し引いた差を
表わす。図４Ａ−４Ｅに示すデジタル情報列４２はセン
サー１８の１つに応答する。他方のセンサーにつき（図
示しないが）同様の情報列が形成される。
【００１９】図４Ａ−４Ｅに示す列４２は上下２段の値
を有し、上段の値は列４２におけるデータの位置を示
す。例えば、番号１は第１翼、第１番目の回転のデータ
エントリーであることを示し、番号２０１は第１翼、第
２番目の回転を表わす。同様に、番号６，４００は第２
００翼、第３２番目の回転を表わす。
を有し、上段の値は列４２におけるデータの位置を示
す。例えば、番号１は第１翼、第１番目の回転のデータ
エントリーであることを示し、番号２０１は第１翼、第
２番目の回転を表わす。同様に、番号６，４００は第２
００翼、第３２番目の回転を表わす。
【００２０】再び図３のフローチャートのステップ３４
において、クロックカウントが適正でなく、ゼロ交差の
見落としが示唆される場合が考えられる。このような場
合にはプロセス制御がステップ４６へ進み、第１列４２
にスペースセーバー文字が挿入される。スペースセーバ
ー文字挿入の目的はデータが該当の翼と対応するように
データを正しい順序に維持することにある。図４Ｂから
明らかなように、第６翼、第１番目の回転についてはゼ
ロ交差が検出されなかったため、データ列４２にスペー
スセーバー文字−９９９９が挿入されている。同様に図
４Ｃでは第１２１翼、第１番目の回転についてゼロ交差
が検出されず、したがって、列４２にスペースセーバー
文字−９９９９が挿入されている。ゼロ交差がすべて正
しく検出されれば、ポイント１から６，４００までがす
べてデータエントリーで構成されたデータ列４２が得ら
れる。しかし、見落としのゼロ交差が多ければスペース
セーバー文字の数も多くなる。
において、クロックカウントが適正でなく、ゼロ交差の
見落としが示唆される場合が考えられる。このような場
合にはプロセス制御がステップ４６へ進み、第１列４２
にスペースセーバー文字が挿入される。スペースセーバ
ー文字挿入の目的はデータが該当の翼と対応するように
データを正しい順序に維持することにある。図４Ｂから
明らかなように、第６翼、第１番目の回転についてはゼ
ロ交差が検出されなかったため、データ列４２にスペー
スセーバー文字−９９９９が挿入されている。同様に図
４Ｃでは第１２１翼、第１番目の回転についてゼロ交差
が検出されず、したがって、列４２にスペースセーバー
文字−９９９９が挿入されている。ゼロ交差がすべて正
しく検出されれば、ポイント１から６，４００までがす
べてデータエントリーで構成されたデータ列４２が得ら
れる。しかし、見落としのゼロ交差が多ければスペース
セーバー文字の数も多くなる。
【００２１】 データ列４２のデータエントリー及びス
ペースセーバー文字の一部を図５に示した。この図５は
ロータが１回転する間に２００枚の翼それぞれの先端が
センサーに到達する実際の時間と予想時間との偏差を示
している。即ち、図５は△ＣＣと翼番号を両軸とするグ
ラフである。図５にグラフで示すデータエントリーの要
点は、（ｉ）緩やかなタービン速度の増大を示すデータ
エントリーの緩やかな上向き勾配、（ｉｉ）翼列を構成
するすべての翼を一緒に動揺させるシャフトのねじり振
動、及び（ｉｉｉ）翼の振動及び不均一な翼間隔を示唆
するデータエントリーの分散である。シャフトのねじり
振動（ｉｉ）はデータエントリーの緩やかな揺れとして
図５に示されている。ただし、翼列を構成するすべての
翼が一緒に動揺するねじり振動の周波数は図示のものよ
りも小さいのが普通であり、判り易くするため周波数が
実際よりも大きいねじり振動として図示した。（ｉ）及
び（ｉｉ）を除去する技術が（ｉｉｉ）の問題に悪影響
を与えてはならず、また、データ列４２へのスペースセ
ーバー文字挿入を可能にするものでなければならない。
ペースセーバー文字の一部を図５に示した。この図５は
ロータが１回転する間に２００枚の翼それぞれの先端が
センサーに到達する実際の時間と予想時間との偏差を示
している。即ち、図５は△ＣＣと翼番号を両軸とするグ
ラフである。図５にグラフで示すデータエントリーの要
点は、（ｉ）緩やかなタービン速度の増大を示すデータ
エントリーの緩やかな上向き勾配、（ｉｉ）翼列を構成
するすべての翼を一緒に動揺させるシャフトのねじり振
動、及び（ｉｉｉ）翼の振動及び不均一な翼間隔を示唆
するデータエントリーの分散である。シャフトのねじり
振動（ｉｉ）はデータエントリーの緩やかな揺れとして
図５に示されている。ただし、翼列を構成するすべての
翼が一緒に動揺するねじり振動の周波数は図示のものよ
りも小さいのが普通であり、判り易くするため周波数が
実際よりも大きいねじり振動として図示した。（ｉ）及
び（ｉｉ）を除去する技術が（ｉｉｉ）の問題に悪影響
を与えてはならず、また、データ列４２へのスペースセ
ーバー文字挿入を可能にするものでなければならない。
【００２２】本発明の方法では翼枚数の１／２＋χに亘
って現平均値を計算する。例えば、翼枚数が２００枚、
χ＝１なら２００×１／２＋１＝１０１となる。アルゴ
リズムを簡単にするため、翼枚数の１／２、即ち、１０
０のエントリーだけデータ列４２を長くする。１００の
エントリーのうち、５０のダミーエントリーＤ１−Ｄ５
０をデータ列４２の先頭に配置し、５０のダミーエント
リーＤ５１−Ｄ１００をデータ列４２の末尾に配置す
る。ダミーエントリーはスペースセーバー文字としても
使用される値−９９９９を取ることがある。したがっ
て、データ列４２は６，４００のデータエントリー＋１
００のダミーエントリーから成り、６，４００のデータ
エントリーのいくつかは実際にはスペースセーバー文字
に置き換えられる可能性がある。
って現平均値を計算する。例えば、翼枚数が２００枚、
χ＝１なら２００×１／２＋１＝１０１となる。アルゴ
リズムを簡単にするため、翼枚数の１／２、即ち、１０
０のエントリーだけデータ列４２を長くする。１００の
エントリーのうち、５０のダミーエントリーＤ１−Ｄ５
０をデータ列４２の先頭に配置し、５０のダミーエント
リーＤ５１−Ｄ１００をデータ列４２の末尾に配置す
る。ダミーエントリーはスペースセーバー文字としても
使用される値−９９９９を取ることがある。したがっ
て、データ列４２は６，４００のデータエントリー＋１
００のダミーエントリーから成り、６，４００のデータ
エントリーのいくつかは実際にはスペースセーバー文字
に置き換えられる可能性がある。
【００２３】本発明では第１のエントリーから始まっ
て、第６，４００番目のエントリーで終わるデータエン
トリーのそれぞれについて現平均値を計算するが、ダミ
ーエントリーＤ１−Ｄ１００は計算の対象とならず、ス
ペースセーバー文字も計算に含まれない。プロセッサー
２８によって行なうことができるこの現平均値計算のフ
ローチャートは図６に示す通りであり、ステップ４８か
ら始まる。
て、第６，４００番目のエントリーで終わるデータエン
トリーのそれぞれについて現平均値を計算するが、ダミ
ーエントリーＤ１−Ｄ１００は計算の対象とならず、ス
ペースセーバー文字も計算に含まれない。プロセッサー
２８によって行なうことができるこの現平均値計算のフ
ローチャートは図６に示す通りであり、ステップ４８か
ら始まる。
【００２４】ステップ４８において、評価中のエントリ
ーがダミーエントリーかスペースセーバー文字かを判定
する。もしそのいずれかであれば、ステップ５０におい
て（図示しないが）第２データ列に−９９９９を挿入
し、ステップ４８においてデータ列４２中の次のエント
リーを評価する。データエントリーに達すると、プロセ
ス制御はステップ５２に進み、評価すべきエントリーと
その両側にそれぞれ位置する５０のデータエントリーを
合計する。ダミーエントリー及びスペースセーバー文字
（−９９９９）はこの合計に含まれない。次いでステッ
プ５４において、前記ステップ５２で得られた合計をこ
の合計を構成しているエントリーの数で除算することに
よって評価すべきエントリーの平均値を得る。ステップ
５６において、この平均値を前記評価中のエントリーか
ら減算し、その差を第２データ列に導入する。ステップ
５８において、第１データ列４２中のエントリーが残ら
ず評価されたかどうかを判定する。もし残らず評価され
たと判定されればプログラムは終了する。もし−９９９
９エントリーを有する位置、例えば図４Ｂにおける位置
６に遭遇したら、ステップ５０に示すように−９９９９
は第２データ列に移送され、平均値は得られない。
ーがダミーエントリーかスペースセーバー文字かを判定
する。もしそのいずれかであれば、ステップ５０におい
て（図示しないが）第２データ列に−９９９９を挿入
し、ステップ４８においてデータ列４２中の次のエント
リーを評価する。データエントリーに達すると、プロセ
ス制御はステップ５２に進み、評価すべきエントリーと
その両側にそれぞれ位置する５０のデータエントリーを
合計する。ダミーエントリー及びスペースセーバー文字
（−９９９９）はこの合計に含まれない。次いでステッ
プ５４において、前記ステップ５２で得られた合計をこ
の合計を構成しているエントリーの数で除算することに
よって評価すべきエントリーの平均値を得る。ステップ
５６において、この平均値を前記評価中のエントリーか
ら減算し、その差を第２データ列に導入する。ステップ
５８において、第１データ列４２中のエントリーが残ら
ず評価されたかどうかを判定する。もし残らず評価され
たと判定されればプログラムは終了する。もし−９９９
９エントリーを有する位置、例えば図４Ｂにおける位置
６に遭遇したら、ステップ５０に示すように−９９９９
は第２データ列に移送され、平均値は得られない。
【００２５】図６に示す手順は、この実施例の場合、２
００枚の翼に対応するエントリーすべてに個々の翼に関
する翼振動データが記述されているから、ねじり及び速
度変化に基づくデータをそれ以外の振動を表わすデータ
に影響を及ぼすことなく除くことができる。多様な不規
則翼振動に基づくデータは平均を取った１０１のエント
リーの中に存在するから、この平均値で完全に打ち消さ
れてしまう。個々のデータエントリーについて計算した
平均値に残っているのはねじり及び速度変化情報だけで
ある。したがって、平均値を対応のデータエントリーか
ら減算すると、所要の翼振動情報だけが残る。
００枚の翼に対応するエントリーすべてに個々の翼に関
する翼振動データが記述されているから、ねじり及び速
度変化に基づくデータをそれ以外の振動を表わすデータ
に影響を及ぼすことなく除くことができる。多様な不規
則翼振動に基づくデータは平均を取った１０１のエント
リーの中に存在するから、この平均値で完全に打ち消さ
れてしまう。個々のデータエントリーについて計算した
平均値に残っているのはねじり及び速度変化情報だけで
ある。したがって、平均値を対応のデータエントリーか
ら減算すると、所要の翼振動情報だけが残る。
【００２６】図７及び８はそれぞれ本発明を利用しない
場合と本発明を利用する場合における個々の翼に関する
翼振動情報（インチ単位の振幅と調波との関係）を示す
グラフである。図７の場合、６０及び６２はねじり、速
度変化などに起因する翼振動信号である。このような信
号６０、６２はその存在だけでなく振幅が妨げとなっ
て、所要の振動信号６４を明確にグラフ表示できない。
これに対して図８の場合、本発明の手順によって振動信
号６０、６２が除かれるから、所要の振動信号６４をＹ
軸に現われる変化で明確にグラフ表示できる。グラフか
ら明らかなように、本発明は所要の振動信号６４に影響
を及ぼさず、むしろタービン翼に応力を発生させない事
象に起因する振動データを除く。
場合と本発明を利用する場合における個々の翼に関する
翼振動情報（インチ単位の振幅と調波との関係）を示す
グラフである。図７の場合、６０及び６２はねじり、速
度変化などに起因する翼振動信号である。このような信
号６０、６２はその存在だけでなく振幅が妨げとなっ
て、所要の振動信号６４を明確にグラフ表示できない。
これに対して図８の場合、本発明の手順によって振動信
号６０、６２が除かれるから、所要の振動信号６４をＹ
軸に現われる変化で明確にグラフ表示できる。グラフか
ら明らかなように、本発明は所要の振動信号６４に影響
を及ぼさず、むしろタービン翼に応力を発生させない事
象に起因する振動データを除く。
【００２７】図９及び１０は、それぞれ本発明を利用し
ない場合と本発明を利用した場合におけるすべての翼に
関する翼振動情報（インチ単位の振幅と翼枚数との関
係）を示すグラフである。図９及び１０の比較から明ら
かなように、本発明は翼列を構成する個々の翼の実測振
動振幅に影響を及ぼさない。即ち、本発明は振動データ
に影響を及ぼすことなく共通モード振動を表わすデータ
を除くことができる。
ない場合と本発明を利用した場合におけるすべての翼に
関する翼振動情報（インチ単位の振幅と翼枚数との関
係）を示すグラフである。図９及び１０の比較から明ら
かなように、本発明は翼列を構成する個々の翼の実測振
動振幅に影響を及ぼさない。即ち、本発明は振動データ
に影響を及ぼすことなく共通モード振動を表わすデータ
を除くことができる。
【００２８】本発明はまた、タービン翼振動デジタルデ
ータから共通モード振動データを除く方法に係わる。こ
の方法は、各タービン翼がセンサーに到達する実時間を
示す信号を形成し、この信号から各タービン翼がセンサ
ーに到達する実時間を表わすデジタルデータを作成し、
各翼についてセンサーへの予想到達時間を算定し、それ
ぞれが実際の到達時間と予想到達時間の差を表わす複数
のデータエントリーを作成し、先頭及び末尾に複数のダ
ミーエントリーを有する第１データ列として前記データ
エントリーを記憶させ、特定の翼に対応するデータエン
トリーが作成されない場合に第１データ列にスペースセ
ーバー文字を挿入し、複数のデータエントリーにまたが
って、すべてのタービン翼に共通の振動を表わす、各デ
ータエントリーに対応する平均値を求め、第１データ列
に記憶されている対応のデータエントリーから各平均値
を減算することにより、共通モード振動データを含まな
い第２データ列を形成するステップから成る。
ータから共通モード振動データを除く方法に係わる。こ
の方法は、各タービン翼がセンサーに到達する実時間を
示す信号を形成し、この信号から各タービン翼がセンサ
ーに到達する実時間を表わすデジタルデータを作成し、
各翼についてセンサーへの予想到達時間を算定し、それ
ぞれが実際の到達時間と予想到達時間の差を表わす複数
のデータエントリーを作成し、先頭及び末尾に複数のダ
ミーエントリーを有する第１データ列として前記データ
エントリーを記憶させ、特定の翼に対応するデータエン
トリーが作成されない場合に第１データ列にスペースセ
ーバー文字を挿入し、複数のデータエントリーにまたが
って、すべてのタービン翼に共通の振動を表わす、各デ
ータエントリーに対応する平均値を求め、第１データ列
に記憶されている対応のデータエントリーから各平均値
を減算することにより、共通モード振動データを含まな
い第２データ列を形成するステップから成る。
【００２９】本発明の装置及び方法は、処理に先立って
ある種の静的変位、ねじり振動及びロータ速度変化に基
づく変位データを翼の実測撓みデータから除外する。除
外される変位はすべての翼の振幅及び位相にほぼ均等に
作用する変位である。このような変位の周波数は低いの
が普通であるから翼に大きい応力を発生させることはな
い。翼に大きい応力を発生させるおそれのある周波数の
高い振動変位も除外されるが、このねじり応答は併設の
翼ねじり振動監視システムによって独立に検出される。
データエントリー検索能率が従来よりも高いから、デー
タ処理時間が短縮され、その結果、個々の翼の監視イン
ターバルが短縮される。監視インターバルを短縮できる
から、振動が発生してからオペレーターがこれに気づく
までの時間も短縮され、過渡的に起こる著しい撓み事象
を検出し易くなる。
ある種の静的変位、ねじり振動及びロータ速度変化に基
づく変位データを翼の実測撓みデータから除外する。除
外される変位はすべての翼の振幅及び位相にほぼ均等に
作用する変位である。このような変位の周波数は低いの
が普通であるから翼に大きい応力を発生させることはな
い。翼に大きい応力を発生させるおそれのある周波数の
高い振動変位も除外されるが、このねじり応答は併設の
翼ねじり振動監視システムによって独立に検出される。
データエントリー検索能率が従来よりも高いから、デー
タ処理時間が短縮され、その結果、個々の翼の監視イン
ターバルが短縮される。監視インターバルを短縮できる
から、振動が発生してからオペレーターがこれに気づく
までの時間も短縮され、過渡的に起こる著しい撓み事象
を検出し易くなる。
【００３０】本発明をその実施例との関連で以上に説明
したが、ほかにも多様な実施態様が可能であることは当
業者が容易に予想し得るところであり、頭書した特許請
求の範囲はこのような変更態様をも包含するものであ
る。
したが、ほかにも多様な実施態様が可能であることは当
業者が容易に予想し得るところであり、頭書した特許請
求の範囲はこのような変更態様をも包含するものであ
る。
【図１】図１は、シュラウド無しのタービン翼列と本発
明の装置及び方法を利用可能な翼振動監視システムの説
明図である。
明の装置及び方法を利用可能な翼振動監視システムの説
明図である。
【図２】図２は、図１に示したセンサーから出力される
信号の波形図である。
信号の波形図である。
【図３】図３は、第１デジタル情報列の作成ルーチンを
示すフローチャートである。
示すフローチャートである。
【図４】図４Ａ−４Ｅは第１情報列の各部分を示す説明
図である。
図である。
【図５】図５は、第１情報列の一部を示すグラフであ
る。
る。
【図６】図６は、第２デジタル情報列の作成ルーチンを
示すフローチャートである。
示すフローチャートである。
【図７】図７は、本発明を利用しない場合と利用した場
合について個々の翼の振動情報（振幅と調波の関係）を
それぞれ示すグラフである。
合について個々の翼の振動情報（振幅と調波の関係）を
それぞれ示すグラフである。
【図８】図８は、本発明を利用しない場合と利用した場
合について個々の翼の振動情報（振幅と調波の関係）を
それぞれ示すグラフである。
合について個々の翼の振動情報（振幅と調波の関係）を
それぞれ示すグラフである。
【図９】図９は、本発明を利用しない場合と利用した場
合についてすべての翼の振動情報（振幅と翼枚数の関
係）をそれぞれ示すグラフである。
合についてすべての翼の振動情報（振幅と翼枚数の関
係）をそれぞれ示すグラフである。
【図１０】図１０は、本発明を利用しない場合と利用し
た場合についてすべての翼の振動情報（振幅と翼枚数の
関係）をそれぞれ示すグラフである。
た場合についてすべての翼の振動情報（振幅と翼枚数の
関係）をそれぞれ示すグラフである。
１０ タービン翼列 １１ 翼振動監視システム １２ タービン翼 １４ ロータディスク １６ ロータ １８ センサー ２２ 基準センサー ２４ 指標 ２８ 翼振動プロセッサー ３０ 信号アナライザー
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ポール フランシス ロゼル アメリカ合衆国 フロリダ州 ファーン パーク コーチ ライト ドライブ 760 (72)発明者 サンティタビー サラサス アメリカ合衆国 フロリダ州 ウインタ ー パーク パラダイス レーン 1300 (56)参考文献 特開 平２−27103（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−247928（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 25/00 F01D 17/24 G01H 17/00
Claims (6)
- 【請求項１】 複数のセンサーがそれぞれ、各タービン
翼がそれぞれのセンサーに実際に到達する実到達時間を
示す信号を出力し；第１手段が前記センサーに応答して
各タービン翼が前記センサーのそれぞれに実際に到達す
る実到達時間を表わすデジタルデータを作成し；第２手
段が各タービン翼の前記センサーのそれぞれへの予想到
達時間を求め；第３手段が前記デジタルデータに応答し
てそれぞれが前記実到達時間と前記予想到達時間の差を
表わす複数のデータエントリーを作成する、タービン翼
振動デジタルデータから共通モード振動データを除く装
置において、 先頭及び末尾にそれぞれ複数のダミーエントリーを有す
る第１の列の前記データエントリーを記憶させ、翼のデ
ータエントリーが形成されない場合に前記第１の列にス
ペースセーバー文字を挿入する第４手段と；各データエントリーを、前記第１の列の該データエント
リーに先行する複数のデータエントリー及び該データエ
ントリーに続く複数のデータエントリーに加算して合計
を求める第５手段と、 前記合計を、加算したデータエントリーの項数で除算す
ることによって、すべてのタービン翼に共通な振動を表
わす平均値を前記各データエントリーについて求める第
６手段と； 前記平均値のそれぞれを、対応するデータエントリーか
ら減算することにより共通モード振動データを含まない
第２の列のデータエントリーを作成する第７手段とを備
えたことを特徴とする共通モード振動データ除去装置。 - 【請求項２】 翼の枚数の１／２＋１に相当する数の複
数のデータエントリーに亘って前記平均値を求めること
を特徴とする請求項１に記載の共通モード振動データ除
去装置。 - 【請求項３】 翼の枚数が２００、複数のデータエント
リーの数が１０１であることを特徴とする請求項２に記
載の共通モード振動データ除去装置。 - 【請求項４】 前記第１の列の先頭の複数のダミーエン
トリーが５０項であり、前記第１の列の末尾の複数のダ
ミーエントリーが５０項であることを特徴とする請求項
３に記載の共通モード振動データ除去装置。 - 【請求項５】 前記第５手段が各データエントリーをダ
ミーエントリーを除く前記第１の列の前記データエント
リーに先行する５０項のエントリー及びダミーエントリ
ーを除く前記第１の列の前記データエントリーに続く５
０項のエントリーに加算して前記合計を求める手段を含
むことを特徴とする請求項４に記載の共通モード振動デ
ータ除去装置。 - 【請求項６】 前記第１の列が翼の枚数に到達時間デー
タが作成される間の回転数を乗算した値に相当する数の
データエントリーを含むことを特徴とする請求項１に記
載の共通モード振動データ除去装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US607934 | 1990-11-01 | ||
| US07/607,934 US5148711A (en) | 1990-11-01 | 1990-11-01 | Apparatus and method for removing common mode vibration data from digital turbine blade vibration data |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04362206A JPH04362206A (ja) | 1992-12-15 |
| JP3095270B2 true JP3095270B2 (ja) | 2000-10-03 |
Family
ID=24434312
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP03309745A Expired - Lifetime JP3095270B2 (ja) | 1990-11-01 | 1991-10-29 | タービン翼振動デジタルデータから共通モード振動データを除く装置及び方法 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5148711A (ja) |
| JP (1) | JP3095270B2 (ja) |
| KR (1) | KR100195652B1 (ja) |
| CA (1) | CA2054598C (ja) |
| ES (1) | ES2038918B1 (ja) |
| IT (1) | IT1251959B (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3530474B2 (ja) | 2000-09-22 | 2004-05-24 | 三菱重工業株式会社 | 翼振動計測方法及びこれを用いた翼振動監視システム |
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