JP5049852B2 - Gas turbine component corrosion estimation method, component life estimation method, gas turbine design method, and gas turbine - Google Patents
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Description
本発明は、ガスタービンの部品腐食推定方法、部品寿命推定方法、ガスタービンの設計方法及びガスタービンに係り、特に、腐食成分を含む多様な燃料で運用されるガスタービンの部品寿命推定方法、ガスタービンの設計方法に関する。 The present invention relates to a gas turbine component corrosion estimation method, a component life estimation method, a gas turbine design method, and a gas turbine, and more particularly, to a gas turbine component lifetime estimation method operated with various fuels including corrosive components, and a gas. The present invention relates to a method for designing a turbine.
ガスタービンは、元々、重油等の腐食成分を多く含む燃料でも運用されてきたが、当初は燃焼温度及び圧力が低かったため、腐食に起因する様々な課題は、大きな問題とはならなかった。 Originally, gas turbines have been operated even with fuels containing a large amount of corrosive components such as heavy oil. However, since the combustion temperature and pressure were low at the beginning, various problems caused by corrosion did not become major problems.
一方、近年、ガスタービンと蒸気タービンを組み合わせたコンバインドサイクル発電の効率の高さが注目されるようになり、燃焼温度及び圧力の高い、高効率のガスタービンがベースロード用として用いられるようになってきた。このようなコンバインドサイクルに用いるガスタービンの大部分は、信頼性確保のため、腐食成分をほとんど含まないガス燃料で運用されている。 On the other hand, in recent years, the high efficiency of combined cycle power generation combining a gas turbine and a steam turbine has attracted attention, and a high efficiency gas turbine having a high combustion temperature and pressure has been used as a base load. I came. Most of the gas turbines used in such a combined cycle are operated with gas fuel containing almost no corrosive components in order to ensure reliability.
ところで、(1)化石燃料の有効利用の観点から、ガス、油、石炭のバランスのとれた利用が要請され、油燃料による高効率発電の要求がある。また、(2)燃料の高騰により、従来よりも品位の低い、つまり腐食性分を多く含む燃料による運用需要が高い。さらに、(3)バイオ燃料や、製油所の副次油、ガス等の、従来使用されておらず、かつ現在のガス燃料より腐食成分を多く含む燃料での運用需要が高まっている。 By the way, (1) From the viewpoint of effective use of fossil fuels, a balanced use of gas, oil, and coal is required, and there is a demand for high-efficiency power generation using oil fuel. In addition, (2) due to soaring fuel, there is a high operational demand for fuels that are lower in quality than conventional ones, that is, that contain a lot of corrosive components. Furthermore, (3) Operational demand is increasing for fuels that have not been used in the past, such as biofuels, refinery secondary oils, and gas, and that contain more corrosive components than current gas fuels.
しかし、従来のガスタービンの多くは、ガス燃料での使用を前提に設計されており、重油等の腐食成分を多く含む燃料で運用される場合は、ガス燃料用に設定された部品寿命より著しく短い部品寿命で運用することになる。その結果、部品の交換サイクルが短いことにより、交換部品の費用がガス燃料で運用されているガスタービンより増大するだけでなく、部品交換のための定期点検停止の頻度が多くなるので、プラントとしての収益性もガス燃料で運用されるガスタービンよりも低くなる。この種のガスタービンの寿命管理に関連する技術としては、特許文献1などに提案されている。 However, many conventional gas turbines are designed on the assumption that they will be used with gas fuel. When operated with fuels that contain a large amount of corrosive components such as heavy oil, the life of parts that are set for gas fuel is significantly greater. It will be operated with a short component life. As a result, the short parts replacement cycle not only increases the cost of replacement parts compared to gas turbines operated with gas fuel, but also increases the frequency of periodic inspection stops for parts replacement. The profitability of the gas turbine is also lower than that of a gas turbine operated with gas fuel. As a technique related to the life management of this type of gas turbine, Patent Document 1 and the like have been proposed.
しかし、従来は、燃料中の腐食成分と部品の寿命に相関する腐食との関係について解明されていないため、合理的に部品交換の時期を決めることが難しいことから、部品を計画交換寿命よりも早めに交換する傾向になるという問題がある。その結果、例えば、油燃料で運用されるガスタービンは、ガス燃料で運用されるガスタービンと比べ信頼性が劣る傾向にある。 However, the relationship between the corrosive components in the fuel and the corrosion that correlates with the life of the parts has not been elucidated so far, and it is difficult to reasonably decide when to replace the parts. There is a problem that it tends to be replaced early. As a result, for example, a gas turbine operated with oil fuel tends to be less reliable than a gas turbine operated with gas fuel.
したがって、腐食成分を多く含む燃料を用いても、合理的に部品交換の時期を決めることができ、高効率で信頼性の高いガスタービンを実現することが要望されている。
本発明の解決しようとする課題は、油燃料等の腐食成分を含む多様な燃料で運用されるガスタービンの部品腐食推定方法を確立し、これに基づいてガスタービンの部品寿命推定方法、ガスタービンの防食設計方法を確立することにある。
Therefore, there is a demand for realizing a highly efficient and highly reliable gas turbine that can reasonably determine the timing of parts replacement even when a fuel containing a large amount of corrosive components is used.
The problem to be solved by the present invention is to establish a part corrosion estimation method for a gas turbine operated with various fuels including corrosive components such as oil fuel, and based on this, a part life estimation method for a gas turbine, a gas turbine It is to establish the anticorrosion design method.
上記課題を解決するために、本発明のガスタービンの部品腐食推定方法は、ガスタービンに導入される吸込み空気、燃料、燃焼器噴霧水又は水蒸気等の導入物質に含まれる不純物を分析し、該分析結果に基づいて前記導入物質を燃焼して得られる燃焼ガス中の腐食成分の気相、液相及び固相の態様を温度と圧力の関数として熱力学計算し、前記燃焼により生成される腐食成分が液相で存在する温度−圧力領域を予測する一方、前記ガスタービンの各部材の使用温度−圧力分布を計算し、これらを照合してガスタービン各部材の腐食の度合いを推定することを特徴とする。
In order to solve the above-mentioned problems, a gas turbine component corrosion estimation method according to the present invention analyzes impurities contained in an introduced substance such as intake air, fuel, combustor spray water, or steam introduced into a gas turbine, and Corrosion generated by combustion by thermodynamically calculating the gas phase, liquid phase and solid phase of the corrosion component in the combustion gas obtained by burning the introduced substance based on the analysis result as a function of temperature and pressure. While predicting the temperature-pressure region where the components exist in the liquid phase, the operating temperature-pressure distribution of each member of the gas turbine is calculated, and these are collated to estimate the degree of corrosion of each member of the gas turbine. Features.
すなわち、腐食成分は凝縮した液相状態において腐食の危険性が高く、気相又は固相においては腐食の危険性が低いことに鑑み、燃焼ガスを温度と圧力の関数として熱力学計算し、燃焼により生成される腐食成分が液相で存在する温度−圧力領域を予測する。一方、ガスタービンの各部材の使用温度−圧力分布を計算することにより、腐食成分の液相の領域に位置する使用温度と圧力のガスタービンの部材の腐食の危険性、例えば度合いが高いと推定できる。 That is, in consideration of the fact that the corrosive component has a high risk of corrosion in the condensed liquid phase state and low risk of corrosion in the gas phase or solid phase, the combustion gas is thermodynamically calculated as a function of temperature and pressure, and combustion is performed. Predicts the temperature-pressure region where the corrosive components produced by are present in the liquid phase. On the other hand, by calculating the operating temperature-pressure distribution of each member of the gas turbine, it is estimated that the risk of corrosion of the gas turbine member at the operating temperature and pressure located in the liquid phase region of the corrosive component, for example, the degree is high. it can.
特に、本発明のガスタービンの部品腐食推定方法では、燃料のみならず、ガスタービンに導入される吸込空気、燃料、燃焼器噴霧水又は蒸気等の全ての導入物質に含まれる不純物を分析し、その分析結果に基づいて導入物質を燃焼して得られる燃焼ガスを、温度と圧力の関数として熱力学計算することが重要である。これは、ガスタービン及びその後流側の腐食は、燃料のみならず、吸込空気、燃焼器噴霧水又は蒸気等に含まれる全ての不純物が燃焼ガスの高温、高圧環境中で反応して生成する腐食成分により引き起こされるからである。 In particular, in the gas turbine component corrosion estimation method of the present invention, not only the fuel but also the impurities contained in all introduced substances such as intake air, fuel, combustor spray water or steam introduced into the gas turbine are analyzed, It is important to calculate the thermodynamics of the combustion gas obtained by burning the introduced substance based on the analysis result as a function of temperature and pressure. This is because the gas turbine and downstream side corrosion is generated not only by fuel but also by reaction of all impurities contained in the intake air, combustor spray water or steam in the high temperature and high pressure environment of the combustion gas. This is because it is caused by ingredients.
また、本発明のガスタービンの部品寿命推定方法は、上記の部品腐食推定方法により求めた腐食成分が液相で存在する温度−圧力領域と、ガスタービンの各部材の使用温度−圧力分布に基づいて、これらを照合して腐食成分が液相で存在する領域に接触するガスタービン部材を判定するとともに、液相の腐食成分の単位時間当たりの生成量を熱力学計算で予測し、液相の腐食成分の単位時間当たりの生成量とガスタービン部材の材料又は該部材を被覆してなるコーティング材の腐食寿命の関係を予め求めてなる腐食寿命特性曲線とを照合してガスタービン部材の腐食の度合いを推定することを特徴とする。 The component life estimation method for a gas turbine according to the present invention is based on the temperature-pressure region where the corrosion component obtained by the above-described component corrosion estimation method exists in the liquid phase, and the operating temperature-pressure distribution of each member of the gas turbine. The gas turbine member that contacts the region where the corrosive component exists in the liquid phase is determined by collating them, and the amount of the corrosive component in the liquid phase generated per unit time is predicted by thermodynamic calculation. Correlation between the amount of corrosion component generated per unit time and the gas turbine member material or the corrosion life characteristic curve obtained in advance for the relationship between the corrosion life of the coating material coated with the member and the gas turbine member It is characterized by estimating the degree.
これによれば、材料又はコーティングの腐食寿命を、より定量的に評価することが可能となる。また、腐食寿命特性曲線(マスターカーブ)に、腐食成分の単位時間当たり単位断面積当たりの生成量と腐食寿命の関係を表すマスターカーブを用いることができる。これにより、圧力、燃料流量、空気流量等の運転条件、機器条件の異なる様々な機種(実験室装置も含む)のデータを統一的に表すことが可能となる。 This makes it possible to more quantitatively evaluate the corrosion life of the material or coating. In addition, a master curve that represents the relationship between the amount of corrosion components per unit cross-sectional area generated per unit time and the corrosion life can be used as the corrosion life characteristic curve (master curve). This makes it possible to uniformly represent data of various models (including laboratory devices) having different operating conditions and equipment conditions such as pressure, fuel flow rate, air flow rate, and the like.
本発明の部品寿命推定方法によれば、腐食成分を多く含む燃料を用いたガスタービンにおいても、高温部品の適切な寿命設定が可能となり、効率的、かつ計画的なプラント運用が可能となる。 According to the component lifetime estimation method of the present invention, even in a gas turbine using a fuel containing a large amount of corrosive components, it is possible to set an appropriate lifetime for high-temperature components, and efficient and systematic plant operation is possible.
さらに、本発明のガスタービンの設計方法は、上記の部品寿命推定方法による推定結果に基づいて、ガスタービンの各部材の材質及び該各部材を被覆するコーティング材の仕様を決定することを特徴とする。これによれば、信頼性の高い燃料多様化ガスタービンを提供することが可能となる。 Further, the gas turbine design method of the present invention is characterized in that the material of each member of the gas turbine and the specification of the coating material covering each member are determined based on the estimation result obtained by the component life estimation method. To do. According to this, it becomes possible to provide a highly reliable fuel diversification gas turbine.
また、本発明のガスタービンの設計手法によれば、燃料中の腐食成分量が著しく多く、かつ定格運転時の排気温度が500℃以上のガスタービンにおいては、ガスタービンのタービン部の全ての翼材にコーティングを施すことで、信頼性の高い燃料多様化ガスタービンを提供することが可能となる。特に、全てのタービン翼材に酸化物等の金属以外のトップコートを施工することで、信頼性をさらに向上させることが可能となる。 Further, according to the gas turbine design method of the present invention, in a gas turbine in which the amount of corrosive components in the fuel is remarkably large and the exhaust temperature during rated operation is 500 ° C. or higher, all blades of the turbine section of the gas turbine are used. By coating the material, a highly reliable fuel diversification gas turbine can be provided. In particular, it is possible to further improve the reliability by applying a top coat other than a metal such as an oxide to all turbine blade materials.
したがって、本発明によれば、ガス燃料以外の油燃料等の腐食成分を含む多様な燃料を用いたガスタービンであっても、ガス燃料で運用されるガスタービンと同等の部品寿命、メンテナンスコスト、信頼性を保証することができるようになる。 Therefore, according to the present invention, even in a gas turbine using various fuels including corrosive components such as oil fuel other than gas fuel, the component life, maintenance cost, and the like, equivalent to a gas turbine operated with gas fuel, Reliability can be guaranteed.
本発明によれば、油燃料等の腐食成分を含む多様な燃料で運用されるガスタービンの部品腐食推定方法を確立でき、これに基づいてガスタービンの部品寿命推定方法、ガスタービンの防食設計方法を確立することができる。 According to the present invention, it is possible to establish a gas turbine component corrosion estimation method that is operated with various fuels including corrosive components such as oil fuel, and based on this, it is possible to establish a gas turbine component lifetime estimation method and a gas turbine anticorrosion design method. Can be established.
以下、本発明のガスタービンの部品腐食推定方法、部品寿命推定方法、ガスタービンの設計方法を実施例に基づいて説明する。以下に述べるように、本発明によれば、燃料中にアルカリ金属や硫黄、バナジウム等の、ガスタービン部材を著しく損傷させる腐食成分を含む燃料でも運用可能なガスタービンの部品腐食推定方法、部品寿命推定方法、その設計方法を確立することができる。 Hereinafter, a component corrosion estimation method, a component life estimation method, and a gas turbine design method of a gas turbine according to the present invention will be described based on examples. As described below, according to the present invention, the method for estimating the corrosion of a gas turbine component that can be operated even with a fuel containing a corrosive component such as alkali metal, sulfur, vanadium, or the like that significantly damages the gas turbine member is used. Estimate method and design method can be established.
本発明のガスタービンの部品腐食推定方法及びこれに基づくガスタービンの設計方法を、油燃料を使用し、燃焼器に蒸気を噴霧してNOxを低減させるタイプのガスタービンに適用した実施例1について説明する。 Example 1 in which the gas turbine component corrosion estimation method and the gas turbine design method based on the gas turbine design method of the present invention are applied to a gas turbine that uses oil fuel and sprays steam into a combustor to reduce NOx. explain.
本実施例のガスタービンに導入される吸込み空気、燃料、噴霧蒸気からなる導入物質中の不純物を全て分析した結果、燃焼ガス中の腐食成分は、ナトリウムNa、カリウムK、バナジウムV、硫黄Sであり、それぞれの量は、表1に示すものであった。 As a result of analyzing all impurities in the introduced substance composed of the intake air, fuel, and spray vapor introduced into the gas turbine of this embodiment, the corrosive components in the combustion gas are sodium Na, potassium K, vanadium V, and sulfur S. Each amount was as shown in Table 1.
アルカリ硫酸塩をNa2SO4とすれば、Na2SO4の露点温度とNa2SO4の分圧の間には,以下の関係が成り立つ。 If the alkali sulfate and Na 2 SO 4, between the partial pressure of Na 2 SO 4 dew point temperature and Na 2 SO 4, the following relationship holds.
log10(PNa2SO4 *)=10.558−1.55×104/T
ここで、PNa2SO4 *は、Na2SO4の分圧(Pa)
この場合は飽和蒸気圧に相当T:温度(K) (K)この場合は露点温度に相当
系が単純な場合、露点温度と分圧の関係はこのような式を用いて計算できるが、ガスタービンの燃焼ガスのような多成分系においては、熱力学データベースに基づく、熱力学平衡計算ソフトを用いて計算することが有効である。本実施例では,ドイツ,GTT Technologies GmbH 社から販売されている市販の熱力学平衡計算ソフト FactSageを用いた。
log 10 (PNa 2 SO 4 * ) = 10.558−1.55 × 10 4 / T
Here, PNa 2 SO 4 * is the partial pressure (Pa) of Na 2 SO 4
In this case, equivalent to saturated vapor pressure T: Temperature (K) (K) In this case, equivalent to dew point temperature If the system is simple, the relationship between dew point temperature and partial pressure can be calculated using such an equation, but gas In a multi-component system such as a combustion gas of a turbine, it is effective to calculate using a thermodynamic equilibrium calculation software based on a thermodynamic database. In this example, a commercially available thermodynamic equilibrium calculation software FactSage sold by GTT Technologies GmbH, Germany was used.
図1に示すように、アルカリ硫酸塩の露点1は、圧力が増大するにつれて直線的に上昇する。一方、固相線2の温度は、圧力の増大にかかわらずほぼ一定である。したがって、露点1と固相線2に囲まれた領域が、アルカリ硫酸塩が液相、つまり腐食性の高い溶融塩として存在する液相領域3である。また、ガスタービンのガス温度4と圧力の関係もあわせて示している。
As shown in FIG. 1, the dew point 1 of the alkali sulfate increases linearly as the pressure increases. On the other hand, the temperature of the solidus 2 is almost constant regardless of the increase in pressure. Therefore, the region surrounded by the dew point 1 and the solid phase line 2 is the
さらに、ガスタービンの運転条件から代表的な高温部材の表面温度‐圧力の分布を計算して、その結果を図1にあわせて示した。本実施例のガスタービンは、図示のように、第1段静翼11、第1段動翼12、第2段静翼13、第2段動翼14、第3段静翼15、第3段動翼16を有する3段構成であり、各翼が晒される表面温度と圧力に対応する領域を表している。
Furthermore, the surface temperature-pressure distribution of a typical high-temperature member was calculated from the operating conditions of the gas turbine, and the results are shown in FIG. The gas turbine of the present embodiment has a first stage stationary blade 11, a first stage stationary blade 12, a second stage
図1から、第1段動翼12及び第2段静翼13の表面温度-圧力が液相領域3と重なっており、溶融塩腐食の危険性が高いことがわかる。また、燃焼ガス温度と液相領域3の関係から、燃焼ガス中のアルカリ硫酸塩が液相となり得る領域は、破線で示す境界線5の圧力以上の領域である。したがって、破線5よりも圧力が高い領域にある翼であって、冷却されている冷却翼は、表面温度が固相線以下であっても、常に溶融塩を生成する条件の燃焼ガスと接していることになる。そのため、表面近傍では、一時的に溶融塩が生成して表面に付着し、その後固体となる現象が繰り返されていることが予測される。
FIG. 1 shows that the surface temperature-pressure of the first stage moving blade 12 and the second stage
以上の結果から、翼の表面温度-圧力が液相領域3と重なっている領域は、定常運転中、常に溶融塩と接していることから、溶融塩腐食の危険性の最も高い領域である。次に、固相領域であっても、冷却翼で、かつ破線圧力より高い部分にある領域が、溶融塩腐食の危険性の次に高い領域と判定することができる。
From the above results, the region where the blade surface temperature-pressure overlaps with the
本実施例に基づいて、ガスタービンの設計では、溶融塩腐食の危険性の最も高い領域に相当する第1段動翼12のガスパス面及び第2段静翼13の翼部前縁にセラミックス系のコーティングを施すことにより、それらの翼の耐食性が向上され、寿命を延ばすことができる。
Based on this embodiment, in the design of the gas turbine, the ceramic coating is applied to the gas path surface of the first stage rotor blade 12 and the leading edge of the second
また、溶融塩腐食の危険性の次に高い領域に相当する第1段静翼11、第2段動翼14のガスパス面、及び第2段静翼13のセラミックス系のコーティングを施工した部分以外のガスパス面に、金属系のコーティングを施すことにより、それらの翼の耐食性が向上され、寿命を延ばすことができる。
Further, the gas path surface of the first stage stationary blade 11, the second
言い換えれば、腐食性の高い燃料を用いた場合においても、プラントの信頼性を確保し、かつ、部品の交換サイクルを延長することで、メンテナンスコストの低減を図ることができる。 In other words, even when highly corrosive fuel is used, maintenance costs can be reduced by ensuring the reliability of the plant and extending the part replacement cycle.
本発明のガスタービンの部品腐食推定方法及びこれに基づくガスタービンの設計方法を、実施例1と同じタイプのガスタービンに適用した実施例2について説明する。 A second embodiment in which the gas turbine component corrosion estimation method of the present invention and the gas turbine design method based thereon are applied to the same type of gas turbine as the first embodiment will be described.
本実施例のガスタービンに導入される吸込み空気、燃料、噴霧蒸気からなる導入物質中の不純物を全て分析した結果、燃焼ガス中の腐食成分は、ナトリウムNa、カリウムK、バナジウムV、硫黄Sであり、それぞれの量は、表2に示すものであった。 As a result of analyzing all impurities in the introduced substance composed of the intake air, fuel, and spray vapor introduced into the gas turbine of this embodiment, the corrosive components in the combustion gas are sodium Na, potassium K, vanadium V, and sulfur S. Each amount was as shown in Table 2.
図2に示すように、アルカリ硫酸塩の露点21は、実施例1と傾向は同じであるが、全体的に露点が高くなっている。一方、固相線22の温度は、実施例1とほぼ同様である。本実施例の場合も、露点21と固相線22に囲まれた領域が、アルカリ硫酸塩が液相、つまり腐食性の高い溶融塩として存在する液相領域23である。ガスタービンのガス温度4と圧力の関係は、実施例1と同じである。
As shown in FIG. 2, the dew point 21 of alkali sulfate has the same tendency as Example 1, but the dew point is generally high. On the other hand, the temperature of the solidus line 22 is substantially the same as in the first embodiment. Also in this example, the region surrounded by the dew point 21 and the solid phase line 22 is a
図2から、本実施例では、燃焼ガス中の不純物量が実施例1に示す例より増加した結果、ある圧力におけるアルカリ硫酸塩の露点21が上昇していることから、第2段静翼13において、溶融塩腐食の危険性の最も高い領域に含まれる部分が増加している。 From FIG. 2, in this embodiment, the amount of impurities in the combustion gas is increased as compared with the example shown in Embodiment 1, and as a result, the dew point 21 of alkali sulfate at a certain pressure rises. The portion included in the highest risk area of molten salt corrosion is increasing.
また、ある圧力における溶融塩の生成量は、露点21と固相線22の温度差に比例することから、溶融塩の生成量も実施例1に示す実施例と比べて上昇していることがわかる。 Further, since the amount of molten salt produced at a certain pressure is proportional to the temperature difference between the dew point 21 and the solidus line 22, the amount of molten salt produced is also increased compared to the example shown in Example 1. Recognize.
本実施例に基づいて、ガスタービンの設計では、第2段静翼13のセラミックス系のコーティングの施工範囲を、実施例1に比べて拡大することにより、第2段静翼13の耐食性を向上して、寿命を延ばすことができる。他の部品は、実施例1と同じとする。
Based on this example, in the design of the gas turbine, the construction range of the ceramic coating of the second stage
したがって、本実施例によれば、実施例1と同様に、腐食性の高い燃料を用いた場合においても、プラントの信頼性を確保し、かつ、部品の交換サイクルを延長することで、メンテナンスコストの低減を図ることができる。 Therefore, according to the present embodiment, as in the first embodiment, even when a highly corrosive fuel is used, the reliability of the plant is ensured and the part replacement cycle is extended, thereby maintaining the maintenance cost. Can be reduced.
本発明のガスタービンの部品腐食推定方法及びこれに基づくガスタービンの設計方法を、実施例1と同じタイプのガスタービンに適用した実施例3について説明する。本実施例が、実施例1、2と異なる点は、燃料中のV量が著しく増加した例である。 A third embodiment in which the gas turbine component corrosion estimation method of the present invention and the gas turbine design method based thereon are applied to the same type of gas turbine as the first embodiment will be described. This embodiment is different from the first and second embodiments in that the amount of V in the fuel is remarkably increased.
本実施例のガスタービンに導入される吸込み空気、燃料、噴霧蒸気からなる導入物質中の不純物を全て分析した結果、燃焼ガス中の腐食成分は、ナトリウムNa、カリウムK、バナジウムV、硫黄Sであり、それぞれの量は、表3に示すものであった。 As a result of analyzing all impurities in the introduced substance composed of the intake air, fuel, and spray vapor introduced into the gas turbine of this embodiment, the corrosive components in the combustion gas are sodium Na, potassium K, vanadium V, and sulfur S. Yes, and the respective amounts are shown in Table 3.
本実施例では、V量の増加により、図3に示すように、溶融塩の露点31が大幅に上昇し、しかも、固相線22の温度が大きく低下することがわかる。その結果、溶融塩腐食の危険性の最も高い領域である液相領域33に含まれる部分が大幅に増加し、第1段静翼11から第3段動翼16までの全ての翼が溶融塩腐食の危険性の最も高い領域に含まれる部分が存在することとなった。
In this example, it can be seen that, as the amount of V increases, as shown in FIG. 3, the dew point 31 of the molten salt significantly increases, and the temperature of the solidus line 22 greatly decreases. As a result, the portion included in the liquid phase region 33, which is the region with the highest risk of molten salt corrosion, greatly increases, and all the blades from the first stage stationary blade 11 to the
本実施例に基づいて、ガスタービンの設計では、第1段静翼11から第3段動翼16までの全ての翼のガスパス部にセラミックス系のコーティングを施すことにより、第1段静翼11から第3段動翼16までの全ての翼の耐食性を向上して、寿命を延ばすことができる。
Based on this embodiment, in the design of the gas turbine, the ceramic path coating is applied to the gas path portions of all the blades from the first stage stationary blade 11 to the
本実施例によれば、実施例1と同様に、腐食性の高い燃料を用いた場合においても、プラントの信頼性を確保し、かつ、部品の交換サイクルを延長することで、メンテナンスコストの低減を図ることができる。 According to the present embodiment, as in the first embodiment, even when highly corrosive fuel is used, the reliability of the plant is ensured and the replacement cycle of parts is extended, thereby reducing the maintenance cost. Can be achieved.
ここで、本発明のガスタービンの部品寿命推定方法の実施例を説明する。 Here, the Example of the component lifetime estimation method of the gas turbine of this invention is described.
ガスタービン翼材の高温腐食は、高温、高圧下で起こる事象であるため、その環境を実験室的に模擬することは、非常に難しい。また、ガスタービン同士でも、機種による温度、圧力、燃料流量、空気流量等の違いにより、例え燃料が同一であっても、その腐食速度は大きく異なる場合が有る。 Since high temperature corrosion of gas turbine blade material is an event that occurs under high temperature and high pressure, it is very difficult to simulate its environment in a laboratory. Moreover, even in the case of the same fuel, the corrosion rate may differ greatly between gas turbines due to differences in temperature, pressure, fuel flow rate, air flow rate, etc. depending on the model.
そこで、ガスタービンあるいは試験装置に導入される吸込空気、燃料、燃焼器噴霧水又は蒸気等、導入される全ての導入物質が燃焼して得られる燃焼ガスを、温度と圧力の関数として熱力学計算することで、腐食成分の生成量を算出し、それを単位時間、単位断面積当たりの生成量として表すことで、これらの相関性を表すことができる。つまり、液相の腐食成分の単位時間、単位断面積当たりの生成量とガスタービン部材の材料又はその部材を被覆してなるコーティング材の腐食寿命の関係を腐食寿命特性曲線(腐食減肉速度マスターカーブ)として予め求める。ここで、単位断面積とは,ガスタービンにおいては,タービンの燃焼ガス流路の断面積、試験装置においても,燃焼ガスの流路の断面積である。 Therefore, a thermodynamic calculation is performed on the combustion gas obtained by burning all the introduced substances such as intake air, fuel, combustor spray water or steam introduced into the gas turbine or test equipment as a function of temperature and pressure. By calculating the amount of corrosion component generated and expressing it as the amount generated per unit time and unit cross-sectional area, these correlations can be expressed. In other words, the relationship between the production amount per unit time and cross-sectional area of the liquid phase corrosion component and the corrosion life of the gas turbine member material or the coating material formed by coating the member is the corrosion life characteristic curve (corrosion thinning rate master). Curve) is obtained in advance. Here, the unit cross-sectional area is the cross-sectional area of the combustion gas flow path of the turbine in the gas turbine, and the cross-sectional area of the flow path of the combustion gas in the test apparatus.
この腐食減肉速度マスターカーブの一例を、図4に示す。図4において、横軸は単位時間、単位面積当たりの溶融塩生成量(g/mm2/s)であり、縦軸は腐食減肉速度(mm/h)である。なお、両軸は、対数目盛で表している。 An example of this corrosion thinning rate master curve is shown in FIG. In FIG. 4, the horizontal axis represents the amount of molten salt produced per unit time and unit area (g / mm 2 / s), and the vertical axis represents the corrosion thinning rate (mm / h). Both axes are represented on a logarithmic scale.
このような腐食減肉速度マスターカーブを作成し、使用予定の燃料及びガスタービンの性能が予めわかれば、実施例1〜3の腐食推定データを取得することにより、各材料の腐食寿命を予測することが可能であり、例えば油焚きガスタービンの信頼性を大幅に向上することが可能となる。 If such a corrosion thinning rate master curve is created and the performance of the fuel and gas turbine to be used are known in advance, the corrosion life of each material is predicted by obtaining the corrosion estimation data of Examples 1 to 3. For example, the reliability of the oil-fired gas turbine can be greatly improved.
なお、吸込み空気中の不純物は、燃焼用空気の圧縮機の腐食生成部位予測に重要である。また、排気側の煙突や、ガスタービンの排熱で蒸気を発生させ、蒸気タービンを駆動するコンバインドサイクル発電の場合の排熱回収ボイラも、ガス温度が低いとは言え、酸露点腐食という問題が有る。これも、ガス組成を温度と圧力の関数として熱力学計算することで腐食成分の生成部位を予測できる。 It should be noted that impurities in the intake air are important for predicting the corrosion generation site of the combustion air compressor. In addition, exhaust heat recovery boilers in the case of combined cycle power generation that generates steam by exhaust heat from the exhaust side and exhaust heat from the gas turbine to drive the steam turbine also have a problem of acid dew point corrosion, although the gas temperature is low. Yes. Again, the site where corrosion components are generated can be predicted by thermodynamically calculating the gas composition as a function of temperature and pressure.
1 露点
2 固相線
3 液相領域
4 ガス温度
5 (燃焼ガス中のアルカリ硫酸塩が液相となる領域の)境界線
11 第1段静翼
12 第1段動翼
13 第2段静翼
14 第2段動翼
15 第3段静翼
16 第3段動翼
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Dew point 2
Claims (8)
前記腐食寿命特性曲線は、前記液相の腐食成分の単位時間当たりの生成量が単位断面積当たりの生成量であることを特徴とするガスタービンの部品寿命推定方法。 In the gas turbine component life estimation method according to claim 2,
In the corrosion life characteristic curve, the production amount per unit time of the corrosion component of the liquid phase is the production amount per unit cross-sectional area.
定格運転時の排気温度が500℃以上であり、かつタービン部の全ての翼材にコーティングが施されていることを特徴とするガスタービン。 The gas turbine according to claim 5, wherein
A gas turbine characterized in that an exhaust temperature during rated operation is 500 ° C. or higher, and coating is applied to all blade members of the turbine section.
定格運転時の排気温度が500℃以上であり、かつ内部に冷却構造を持たないタービン翼に酸化物等の金属以外のトップコートが施されていることを特徴とするガスタービン。 The gas turbine according to claim 5, wherein
A gas turbine characterized in that an exhaust temperature during rated operation is 500 ° C. or higher and a top coat other than a metal such as oxide is applied to a turbine blade having no cooling structure inside.
定格運転時の排気温度が500℃以上であり、かつ全てのタービン翼材に酸化物等の金属以外のトップコートが施されていることを特徴とするガスタービン。 The gas turbine according to claim 5, wherein
A gas turbine characterized in that an exhaust temperature during rated operation is 500 ° C. or more, and a top coat other than a metal such as an oxide is applied to all turbine blade materials.
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