JPH05164602A - Method and apparatus for judging vibration mode of moving blade - Google Patents
Method and apparatus for judging vibration mode of moving bladeInfo
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- JPH05164602A JPH05164602A JP35248491A JP35248491A JPH05164602A JP H05164602 A JPH05164602 A JP H05164602A JP 35248491 A JP35248491 A JP 35248491A JP 35248491 A JP35248491 A JP 35248491A JP H05164602 A JPH05164602 A JP H05164602A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は動翼の振動モード判定方
法及び動翼の振動モード判定装置に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a rotor blade vibration mode determination method and a rotor blade vibration mode determination device.
【０００２】[0002]
【従来の技術】軸流式空気圧縮機やタービンエンジン等
の回転機械の動翼は、該動翼が取り付けられている軸の
回転数が動翼の固有振動数と合致する共振点に達すると
振動する。2. Description of the Related Art A rotor blade of a rotary machine such as an axial flow air compressor or a turbine engine reaches a resonance point where the rotation speed of a shaft to which the rotor blade is attached matches a natural frequency of the rotor blade. Vibrate.
【０００３】上記回転機械の動翼は、該動翼に作用する
曲げモーメント等の応力がある値以下であると、応力が
繰り返し作用しても動翼に亀裂等の損傷が生じないが、
動翼に作用する応力がある値を超えると応力の繰り返し
数が一定値を超えた際に、動翼に亀裂等の損傷が生じる
（このような高サイクル疲労、損傷までの応力の繰り返
し数を高サイクル疲労寿命と呼ぶ）。When the stress of the bending moment or the like acting on the rotor blade is less than a certain value, the rotor blade of the rotating machine does not suffer damage such as cracks even if the stress is repeatedly applied.
When the stress acting on the blade exceeds a certain value and the number of stress repetitions exceeds a certain value, damage such as cracks occurs on the blade (such as high cycle fatigue, Called high cycle fatigue life).
【０００４】従来、回転機械の動翼の高サイクル疲労寿
命を知るために、回転中の動翼の振幅を計測し、その計
測値から動翼に作用する応力を解析するようにしてい
る。Conventionally, in order to know the high cycle fatigue life of a rotor blade of a rotary machine, the amplitude of the rotor blade during rotation is measured, and the stress acting on the rotor blade is analyzed from the measured value.
【０００５】以下、従来より実施されている動翼の振幅
計測の原理を図２から図７により説明する。The principle of conventional amplitude measurement of moving blades will be described below with reference to FIGS. 2 to 7.
【０００６】図２から図４において、１は回転機械の回
転軸、２は回転軸１に取り付けられた動翼、３は前記回
転軸１の外周面所定位置に定めた回転基準位置に取り付
けられた回転基準位置標識、１８は回転位置検出器、Ａ
は前記回転軸１の回転中心に対して位置固定の変位検出
位置を示している。2 to 4, 1 is a rotary shaft of a rotary machine, 2 is a moving blade attached to the rotary shaft 1, and 3 is a rotary reference position defined at a predetermined position on the outer peripheral surface of the rotary shaft 1. Rotation reference position mark, 18 is a rotation position detector, A
Indicates a displacement detection position whose position is fixed with respect to the center of rotation of the rotary shaft 1.
【０００７】なお、上記図中には、動翼２は一翼しか図
示されていないが、実際には、動翼２と同形状を有する
他の複数の動翼が回転軸１に取り付けられている。Although only one moving blade 2 is shown in the figure, a plurality of other moving blades having the same shape as the moving blade 2 are actually attached to the rotary shaft 1. ..
【０００８】回転軸１が矢印Ｄ方向へ回転しているとき
に、回転基準位置標識３が回転位置検出器１８を通過す
るごとに回転基準信号をとると、図５から図７の各図上
段に示すように、回転基準信号は、回転軸１が一回転す
るごとにパルスＢが生じる波形になり、また、回転軸１
の回転にともなって、動翼２及び他の動翼の先端部が変
位検出位置Ａを通過するごとに翼通過信号をとると、図
５から図７の各図下段に示すように、翼通過信号は、回
転軸１が一回転するごとに動翼２及び他の動翼の総数と
同数のパルス（パルスＣは、動翼２が変位検出位置Ａを
通過したときに生じるパルス）がほぼ等間隔に生じる波
形となる。When the rotation reference signal is taken every time the rotation reference position indicator 3 passes through the rotation position detector 18 while the rotation shaft 1 is rotating in the direction of arrow D, the upper stage of each of FIGS. As shown in FIG. 5, the rotation reference signal has a waveform in which a pulse B is generated each time the rotation shaft 1 makes one rotation.
When the blade passing signal is taken every time the tip of the moving blade 2 and other moving blades pass the displacement detection position A as the rotor rotates, as shown in the lower stage of each of FIGS. The signal has almost the same number of pulses (the pulse C is a pulse generated when the moving blade 2 passes through the displacement detection position A) as the total number of the moving blade 2 and other moving blades each time the rotating shaft 1 makes one rotation. The waveform is generated at intervals.
【０００９】図２、図５は回転軸１が回転数Ｎで回転し
且つ動翼２が振動していない状態を仮定したもの、ま
た、図３、図６は回転軸１が回転数Ｎで回転し且つ動翼
２が振動して該動翼２の先端部が回転軸１の回転方向
（矢印Ｄ方向）へ変位した状態を仮定したものであり、
動翼２の先端部が振動により矢印Ｄ方向へ変位した場合
（図３参照）には、パルスＢとパルスＣの間隔Ｔ2 （図
６参照）が動翼２が振動していない状態（図２参照）の
パルスＢとパルスＣの間隔Ｔ1 （図５参照）よりも短く
なる。2 and 5 assume that the rotating shaft 1 is rotating at the rotating speed N and the moving blades 2 are not vibrating, and FIGS. 3 and 6 are that the rotating shaft 1 is at the rotating speed N. It is assumed that the rotor 2 rotates and the rotor 2 vibrates and the tip of the rotor 2 is displaced in the rotation direction of the rotating shaft 1 (direction of arrow D).
When the tip of the rotor blade 2 is displaced in the direction of arrow D by vibration (see FIG. 3), the interval T 2 between the pulse B and the pulse C (see FIG. 6) is not vibrating the rotor blade 2 (see FIG. 6). 2)) and the interval T 1 between the pulse B and the pulse C (see FIG. 5).
【００１０】更に、図４、図７は回転軸１が回転数Ｎで
回転し且つ動翼２が振動して該動翼２の先端部が前記矢
印Ｄ方向に対して反対側へ変位した状態を仮定したもの
であり、動翼２の先端部が振動により矢印Ｄ方向に対し
て反対側へ変位した場合（図４参照）には、パルスＢと
パルスＣの間隔Ｔ3 （図７参照）が動翼２が振動してい
ない状態のパルスＢとパルスＣの間隔Ｔ1 よりも長くな
る。Further, FIGS. 4 and 7 show a state in which the rotary shaft 1 rotates at the number of revolutions N and the moving blade 2 vibrates so that the tip of the moving blade 2 is displaced in the direction opposite to the arrow D direction. When the tip of the moving blade 2 is displaced to the opposite side with respect to the direction of arrow D by vibration (see FIG. 4), the interval T 3 between the pulse B and the pulse C (see FIG. 7). Is longer than the interval T 1 between the pulse B and the pulse C when the moving blade 2 is not vibrating.
【００１１】従来より実施されている動翼２の振幅計測
では、上述した回転基準信号のパルスＢと翼通過信号の
パルスＣの間隔に着目し、下記式１、式２により演算を
行い動翼２の振幅を求めている。 ａ＝２πＲ・ΔＴ／Ｔｕ…（１） ΔＴ＝｜Ｔｂ−Ｔｖ｜…（２） ａ ：動翼２の先端部における振幅値 Ｔｕ：回転基準信号のパルスＢの間隔（図５参照） Ｔｂ：動翼２が振動しているか否かに関わらず、回転軸
１の回転数Ｎに基づき回転基準位置標識３が回転位置検
出器１８を通過してから動翼２が変位検出位置Ａを通過
するまでに要すると予想される通過予想時間（図５にお
けるＴ1 に相当） Ｔｖ：回転基準位置標識３が回転位置検出器１８を通過
してから動翼２が変位検出位置Ａを通過するまでに要す
る通過実際時間（図６におけるＴ2 、図７におけるＴ3
に相当） ΔＴ：Ｔｂに対するＴｖの偏差 Ｒ ：動翼２のチップ半径In the amplitude measurement of the rotor blade 2 which has been conventionally performed, attention is paid to the interval between the pulse B of the rotation reference signal and the pulse C of the blade passage signal, and the rotor blade is calculated by the following equations (1) and (2). The amplitude of 2 is calculated. a = 2πR · ΔT / Tu (1) ΔT = | Tb−Tv | (2) a: Amplitude value at the tip of the moving blade 2 Tu: Interval of pulse B of rotation reference signal (see FIG. 5) Tb: Regardless of whether or not the moving blade 2 is vibrating, the rotation reference position marker 3 passes through the rotation position detector 18 and then the moving blade 2 passes through the displacement detection position A based on the rotation speed N of the rotating shaft 1. Estimated passage time required to reach (corresponding to T 1 in FIG. 5) Tv: From when the rotation reference position marker 3 passes the rotation position detector 18 to when the moving blade 2 passes the displacement detection position A Actual transit time required (T 2 in FIG. 6, T 3 in FIG. 7)
ΔT: Deviation of Tv from Tb R: Tip radius of rotor blade 2
【００１２】[0012]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、動翼２
の振動形態は、単に動翼２が矢印Ｄ方向あるいはその逆
方向に曲げられる１次曲げと呼ばれる形態（振動モー
ド）だけではなく、動翼２が回転軸１の径方向に延びる
軸線を中心にねじられる１次ねじりと呼ばれる振動モー
ドや更に他の振動モードになっていることもある。DISCLOSURE OF THE INVENTION Problems to be Solved by the Invention
The vibration mode is not only a mode (vibration mode) in which the moving blade 2 is bent in the arrow D direction or the opposite direction (vibration mode), but the moving blade 2 is centered around the axis extending in the radial direction of the rotating shaft 1. There may be a vibration mode called a primary twist that is twisted or another vibration mode.
【００１３】このため、単に動翼２の先端部の一点にお
ける振幅を求めただけでは、動翼２が振動した際に作用
する応力を解析することはできない。Therefore, it is not possible to analyze the stress acting when the moving blade 2 vibrates by simply obtaining the amplitude at one point of the tip of the moving blade 2.
【００１４】一方、動翼２の振動モードは、レーザホロ
グラフィのような写真撮影的な手段によって判定するこ
とができるが、レーザホログラフィでは、回転中の動翼
２の振動モードを即座に判定することができない。On the other hand, the vibration mode of the moving blade 2 can be determined by means of photography such as laser holography. In laser holography, the vibration mode of the rotating blade 2 can be immediately determined. I can't.
【００１５】[0015]
【研究結果による知見】かかる問題を解決するため発明
者らは、動翼２の先端部の複数箇所における振幅と振動
モードの関係に着目して鋭意研究を行った結果、下記の
ような知見を得るに至った。[Findings from research results] In order to solve such a problem, the inventors have made earnest studies by focusing on the relationship between the amplitude and the vibration mode at a plurality of locations at the tip of the rotor blade 2, and as a result, have found the following findings. I got it.
【００１６】図８は振動モードが１次曲げ（１Ｆ）であ
る場合の動翼２の先端部積重軸付近及び先端部後縁付近
における振幅を数値シュミレーションにより求めたグラ
フであり、また、図９は振動モードが１次ねじり（１
Ｔ）である場合の動翼２の先端部積重軸付近及び先端部
後縁付近における振幅を数値シュミレーションにより求
めたグラフである。FIG. 8 is a graph obtained by numerical simulation of the amplitudes near the tip stacking axis and the tip trailing edge of the rotor blade 2 when the vibration mode is primary bending (1F). The vibration mode of 9 is the primary torsion (1
7 is a graph obtained by numerical simulation of the amplitude near the tip end stacking axis and near the tip end trailing edge of the moving blade 2 in the case of T).
【００１７】図８、図９において、□により図示される
点は、動翼２に作用する応力が２８．０ｍｍ／ｋｇ（動
翼２をなすニッケル基合金ＩＮ−１００の高サイクル寿
命に対する最大応力）であるときの動翼２の先端部の振
幅を表わし、また、＋により図示される点は、動翼２に
作用する応力が２３．８ｍｍ／ｋｇ（ニッケル基合金Ｉ
Ｎ−１００の高サイクル寿命に対する最大応力を０．８
５倍した値）であるときの動翼２の先端部の振幅を表わ
している。In FIGS. 8 and 9, the point indicated by □ is that the stress acting on the rotor blade 2 is 28.0 mm / kg (the maximum stress for the high cycle life of the nickel-base alloy IN-100 forming the rotor blade 2). ) Is the amplitude of the tip of the rotor blade 2, and the point indicated by + is 23.8 mm / kg of stress acting on the rotor blade 2 (nickel-based alloy I
Maximum stress for high cycle life of N-100 is 0.8
It represents the amplitude of the tip of the rotor blade 2 when the value is 5 times the value).
【００１８】この図８、図９に示す各振動モードにおけ
る動翼２の先端部積重軸付近と先端部後縁付近の振幅に
ついて注目すると、動翼２に作用する応力の大小に関係
なく、動翼２の先端部積重軸付近の振幅値を、先端部後
縁付近の振幅値で割った振幅比は各振動モードごとに略
一定であり、よって、動翼２の先端部積重軸付近の振幅
と先端部後縁付近の振幅の比をもとめれば、動翼２の振
動モードを特定することが可能となる。Focusing on the amplitudes near the tip stacking axis and the tip trailing edge of the rotor blade 2 in each vibration mode shown in FIGS. 8 and 9, regardless of the magnitude of the stress acting on the rotor blade 2, The amplitude ratio obtained by dividing the amplitude value near the tip end stacking axis of the rotor blade 2 by the amplitude value near the tip end trailing edge is substantially constant for each vibration mode. The vibration mode of the rotor blade 2 can be specified by obtaining the ratio of the amplitude in the vicinity and the amplitude in the vicinity of the trailing edge of the tip.
【００１９】[0019]
【発明の目的】本発明は上述した実情に鑑みなしたもの
で、回転中の動翼の振動モードを即座に判定できるよう
にすることを目的としている。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above-mentioned circumstances, and an object thereof is to make it possible to immediately determine the vibration mode of a rotating blade.
【００２０】[0020]
【課題を解決するための手段】本発明の請求項１に記載
した動翼の振動モード判定方法においては、回転軸に設
けられた動翼が種々の振動モードにより振動する際の動
翼先端部複数箇所における振幅を、各振動モードごとに
予め数値シュミレーションにより想定し、各振動モード
ごとに動翼先端部の所定箇所の想定振幅値によって他の
箇所の想定振幅値を割った想定振幅比を求め、対応する
回転中の動翼先端部の複数箇所にそれぞれレーザ光を照
射し、動翼先端部の各箇所により反射する各レーザ光を
検出して、前記回転軸の外周面所定位置に定めた回転基
準位置が検出されてから動翼先端部がレーザ光に照射さ
れるまでに要する通過予想時間と通過実際時間とを求
め、前記した通過実際時間と通過予想時間に基づき、回
転中の動翼先端部の各箇所における振幅を求め、動翼先
端部の所定箇所の実測振幅値によって他の箇所の実測振
幅値を割った実測振幅比を求め、前記想定振幅比と実測
振幅比とを対比して回転中の動翼の振動モードを判定す
る。In the method for determining a vibration mode of a moving blade according to a first aspect of the present invention, the moving blade tip portion when the moving blade provided on the rotary shaft vibrates in various vibration modes. Amplitudes at multiple locations are assumed in advance by numerical simulation for each vibration mode, and the assumed amplitude ratio is obtained by dividing the assumed amplitude value at other locations by the assumed amplitude value at a predetermined location at the blade tip for each vibration mode. , Irradiating laser light to a plurality of corresponding rotating blade tip portions respectively, and detecting each laser light reflected by each portion of the moving blade tip portion, and setting it at a predetermined position on the outer peripheral surface of the rotating shaft. Obtain the expected passage time and the actual passage time required from the detection of the rotation reference position until the blade tip is irradiated with the laser beam, and based on the above-mentioned actual passage time and the estimated passage time, the rotating blade Tip The amplitude at a location is obtained, and the measured amplitude ratio obtained by dividing the measured amplitude value at another location by the measured amplitude value at a predetermined location of the blade tip is compared, and the assumed amplitude ratio and the measured amplitude ratio are compared to determine the Determine the vibration mode of the blade.
【００２１】また、本発明の請求項２に記載した動翼の
振動モード判定装置は、回転軸に設けられた動翼先端部
の複数箇所へそれぞれレーザ発生装置から出力されるレ
ーザ光を照射し得る複数の光学機器と、前記動翼先端部
の各箇所により反射する各レーザ光をそれぞれ検出する
光プローブと、前記各光学機器ごとに設けられ各光プロ
ーブが検出した反射光をそれぞれ翼通過信号に変換する
光電変換器と、前記回転軸の回転を検出する回転位置検
出器と、該回転位置検出器が出力する回転基準信号に基
づき前記回転軸の回転数を演算する回転数演算器と、該
回転数演算が出力する回転数検出信号に基づき、前記回
転軸の外周面所定位置に定めた回転基準位置が検出され
てから動翼先端部がレーザ光に照射されるまでに要する
と予想される通過予想時間を演算する通過予想時間演算
器と、前記各光電変換器ごとに設けられ前記翼通過信号
及び回転基準信号に基づき、前記回転基準位置が検出さ
れてから、動翼先端部がレーザ光に照射されるまでに要
する通過実際時間を演算する時間計測器と、該各時間計
測器ごとに設けられ前記通過予想時間演算器が出力する
通過予想時間信号及び時間計測器が出力する通過時間信
号に基づき、動翼先端部の各箇所の振幅を演算する翼振
幅演算器と、該各翼振幅演算器が出力する翼振幅信号に
基づき、動翼先端部の所定箇所の振幅値によって他の箇
所の振幅値を割った実測振幅比を求める振幅比演算器
と、動翼が種々の振動モードにより振動する際に想定さ
れる動翼先端部の所定箇所の振幅値によって他の箇所の
振幅値を割った想定振幅比を各振動モードごとに記憶し
たデータ記憶器と、前記振幅比演算器が出力する実測振
幅比信号及びデータ記憶器に記憶された想定振幅比デー
タとを対比して動翼の振動モードを判定する振動モード
判定器と、該振動モード判定器が出力する振動モード判
定信号に基づき動翼の振動モードを表示する表示装置と
を備えた構成を有している。Further, in the vibration mode determination device for a moving blade according to a second aspect of the present invention, laser light output from the laser generator is applied to each of a plurality of positions on the tip of the moving blade provided on the rotating shaft. Obtaining a plurality of optical devices, an optical probe for detecting each laser beam reflected by each portion of the blade tip portion, and a reflected light detected by each optical probe provided for each optical device respectively blade passing signal A photoelectric converter for converting into a rotation position, a rotation position detector for detecting rotation of the rotation shaft, and a rotation speed calculator for calculating the rotation speed of the rotation shaft based on a rotation reference signal output by the rotation position detector, Based on the rotation speed detection signal output by the rotation speed calculation, it is expected to be required from the detection of the rotation reference position defined at the predetermined position on the outer peripheral surface of the rotary shaft to the irradiation of the blade tip with laser light. Passing An expected passage time calculator for calculating an idea time, and the rotor reference position is detected on the basis of the blade passage signal and the rotation reference signal provided for each of the photoelectric converters, and then the rotor blade tip portion becomes a laser beam. A time measuring device for calculating the actual passing time required until irradiation, and a predicted passing time signal output by the predicted passing time calculator provided for each time measuring device and a passing time signal output by the time measuring device. Based on the blade amplitude calculator that calculates the amplitude of each portion of the blade tip, and the blade amplitude signal output by each blade amplitude calculator, the amplitude value of the predetermined portion of the blade tip An amplitude ratio calculator that finds the measured amplitude ratio by dividing the amplitude value, and divides the amplitude values of other parts by the amplitude value of a predetermined part of the blade tip that is assumed when the blade vibrates in various vibration modes. The assumed amplitude ratio is Vibration mode determination that determines the vibration mode of the rotor blade by comparing the data storage device stored for each mode with the measured amplitude ratio signal output from the amplitude ratio calculator and the assumed amplitude ratio data stored in the data storage device And a display device that displays the vibration mode of the moving blade based on the vibration mode determination signal output by the vibration mode determination device.
【００２２】[0022]
【作用】本発明の請求項１に記載した動翼の振動モード
判定方法、本発明の請求項２に記載した動翼の振動モー
ド判定装置のいずれにおいても、レーザ光を動翼の先端
部複数箇所に照射し、該動翼の先端部複数箇所により前
記レーザ光が反射する反射光を検出して、前記回転軸の
外周面所定位置に定めた回転基準位置が検出されてから
動翼先端部にレーザ光が照射されるに要すると予想され
る通過予想時間と通過実際時間を求める。In any of the method for determining a vibration mode of a moving blade according to claim 1 of the present invention and the apparatus for determining a vibration mode of a moving blade according to claim 2 of the present invention, a laser beam is applied to a plurality of tip portions of the moving blade. Irradiation to a location, the reflected light reflected by the laser beam at a plurality of tip portions of the moving blade is detected, and a rotation reference position defined at a predetermined position on the outer peripheral surface of the rotating shaft is detected, and then the moving blade tip portion is detected. Calculate the expected transit time and actual transit time that are expected to be required for laser light irradiation.
【００２３】次いで、前記した通過実際時間と通過予想
時間に基づき、回転中の動翼の先端部各箇所における振
幅を求め、動翼先端部の所定箇所の振幅値によって他の
箇所の振幅値を割った実測振幅比を求める。Next, based on the above-mentioned actual passing time and expected passing time, the amplitude at each position of the tip of the rotating blade is found, and the amplitude value of the other part is determined by the amplitude value of the predetermined part of the blade tip. Calculate the divided actual amplitude ratio.
【００２４】更に、動翼が種々の振動モードにより振動
する際に想定される動翼先端部の所定箇所の振幅値によ
って他の箇所の振幅値を割った想定振幅比と、前記実測
振幅比とを対比して、動翼の振動モードを判定する。Further, the assumed amplitude ratio obtained by dividing the amplitude value of the other part by the amplitude value of the predetermined part of the blade tip, which is assumed when the blade vibrates in various vibration modes, and the actually measured amplitude ratio. To determine the vibration mode of the moving blade.
【００２５】[0025]
【実施例】以下本発明の実施例を図面を参照しつつ説明
する。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.
【００２６】図１は本発明の動翼の振動モード判定装置
の一実施例を示すもので、１は回転機械の回転軸、２は
回転軸に取り付けられた振幅を計測すべき動翼（モニタ
翼）である。FIG. 1 shows an embodiment of a vibration mode determination device for a moving blade according to the present invention, in which 1 is a rotating shaft of a rotating machine, 2 is a rotating blade attached to the rotating shaft and whose amplitude is to be measured (monitor). Wings).
【００２７】図中には、動翼２は一翼しか図示されてい
ないが、実際には、動翼２と同形状を有する他の複数の
動翼が回転軸１に取り付けられている。Although only one moving blade 2 is shown in the figure, a plurality of other moving blades having the same shape as the moving blade 2 are actually attached to the rotary shaft 1.
【００２８】また、前記回転軸１の外周面所定位置に定
めた回転基準位置には、回転基準位置標識３が取り付け
られている。A rotation reference position mark 3 is attached to a rotation reference position defined at a predetermined position on the outer peripheral surface of the rotary shaft 1.
【００２９】更に、回転軸１及び動翼２は、エンジン外
殻等のケーシング（図示せず）内に配設されており、該
ケーシング内には、静翼、ストラット等が設けられてい
る。Further, the rotating shaft 1 and the moving blades 2 are arranged in a casing (not shown) such as an engine outer shell, and the stationary blades, struts and the like are provided in the casing.
【００３０】４，５はレーザ光６，７を出力するレーザ
発生装置、８は前記レーザ光６を動翼２の先端部積重軸
付近へ照射し得るレンズ等の第１の光学機器、９は前記
レーザ光７を動翼２の先端部後縁付近へ照射し得るレン
ズ等の第２の光学機器であり、第１の光学機器８、第２
の光学機器９は、前記ケーシングに取り付けられてい
る。Numerals 4 and 5 are laser generators for outputting laser beams 6 and 7, 8 is a first optical device such as a lens capable of irradiating the laser beam 6 near the tip end stacking axis of the rotor blade 2, 9 Is a second optical device such as a lens capable of irradiating the laser beam 7 to the vicinity of the trailing edge of the tip of the moving blade 2, and the first optical device 8 and the second optical device.
The optical device 9 is attached to the casing.
【００３１】１０は前記動翼２の先端部積重軸付近によ
って反射するレーザ光６の反射光１２を検出する第１の
光プローブ、１１は前記動翼２の先端部後縁付近によっ
て反射するレーザ光７の反射光１３を検出する第２の光
プローブ、１４は第１の光プローブ１０が検出した反射
光１２を翼通過信号１６に変換する第１の光電変換器、
１５は第２の光プローブ１１が検出した反射光１３を翼
通過信号１７に変換する第２の光電変換器であり、第１
の光プローブ１０、第２の光プローブ１１は、前記ケー
シングに取り付けられている。Reference numeral 10 denotes a first optical probe for detecting the reflected light 12 of the laser beam 6 reflected by the vicinity of the tip end stacking axis of the moving blade 2, and 11 reflects by the vicinity of the trailing edge of the leading end of the moving blade 2. A second optical probe for detecting the reflected light 13 of the laser light 7, a first photoelectric converter 14 for converting the reflected light 12 detected by the first optical probe 10 into a blade passing signal 16,
Reference numeral 15 is a second photoelectric converter that converts the reflected light 13 detected by the second optical probe 11 into a blade passing signal 17,
The optical probe 10 and the second optical probe 11 are attached to the casing.
【００３２】１８は前記ケーシングに取り付けられた回
転位置検知器であり、該回転位置検出器１８は前記回転
基準位置標識３が回転位置検出器１８が設置されている
位置を通過する際に、回転基準信号１９を出力するよう
になっている。Reference numeral 18 denotes a rotational position detector attached to the casing. The rotational position detector 18 rotates when the rotational reference position marker 3 passes a position where the rotational position detector 18 is installed. The reference signal 19 is output.
【００３３】２０は前記回転基準信号１９を増幅する増
幅器、２１は回転基準信号１９に基づいて回転軸１の１
分間あたりの回転数を演算する回転数演算器、２２は回
転数演算器２１が出力する回転数検出信号２３に基づき
回転基準位置標識３が回転位置検出器１８に検出されて
から動翼２の先端部がレーザ光６，７に照射されるまで
に要すると予想される通過予想時間Ｔｂを演算する通過
予想時間演算器である。Reference numeral 20 is an amplifier for amplifying the rotation reference signal 19, and 21 is one of the rotary shafts 1 based on the rotation reference signal 19.
A rotational speed calculator for calculating the number of revolutions per minute, 22 is a rotor 2 after the rotational reference position indicator 3 is detected by the rotational position detector 18 based on the rotational speed detection signal 23 output from the rotational speed calculator 21. It is an estimated passage time calculator that calculates an estimated passage time Tb expected to be required until the tip portion is irradiated with the laser beams 6 and 7.
【００３４】２４は前記翼通過信号１６及び回転基準信
号１９に基づき、回転基準位置標識３が回転位置検出器
１８に検出されてから動翼２の先端部積重軸付近がレー
ザ光６に照射されるまでに要する通過実際時間Ｔｖ1 を
計測する第１の時間計測器、２５は前記翼通過信号１７
及び回転基準信号１９に基づき、回転基準位置標識３が
回転位置検出器１８に検出されてから動翼２の先端部後
縁付近がレーザ光７に照射されるまでに要する通過実際
時間Ｔｖ2 を計測する第２の時間計測器である。Reference numeral 24 denotes a laser beam 6 near the tip end stacking axis of the moving blade 2 after the rotation reference position marker 3 is detected by the rotation position detector 18 based on the blade passing signal 16 and the rotation reference signal 19. The first time measuring device 25 for measuring the actual passing time Tv 1 required until
Based on the rotation reference signal 19, the actual passing time Tv 2 required from the detection of the rotation reference position marker 3 by the rotation position detector 18 to the irradiation of the laser beam 7 near the trailing edge of the tip of the moving blade 2 is calculated. It is a second time measuring device for measuring.
【００３５】２６は前記通過予想時間演算器２２が出力
する通過予想時間信号３９及び前記第１の時間計測器２
４が出力する通過時間信号２８とから、前記式１、式２
に基づき動翼２の先端部積重軸における振幅値ａ1 を演
算する第１の翼振幅演算器、２７は前記通過予想時間信
号３９及び前記第２の時間計測器２５が出力する通過時
間信号２９とから、前記式１、式２に基づき動翼２の先
端部後縁における振幅ａ2 値を演算する第２の翼振幅演
算器、３２は前記第１の翼振幅演算器２６が出力する翼
振幅信号３０と第２の翼振幅演算器２７が出力する翼振
幅信号３１により、振幅値ａ2 によって振幅値ａ1 を割
った実測振幅比ａ1 ／ａ2 を求める振幅比演算器であ
る。26 is a predicted passage time signal 39 output from the predicted passage time calculator 22 and the first time measuring device 2
4 and the passage time signal 28 output from
A first blade amplitude calculator for calculating the amplitude value a 1 at the tip end stacking axis of the moving blade 2, 27 is the predicted passage time signal 39 and the passage time signal output by the second time measuring device 25. 29, a second blade amplitude calculator for calculating the amplitude a 2 value at the trailing edge of the tip end of the moving blade 2 based on the equations 1 and 2, and 32 is output by the first blade amplitude calculator 26. It is an amplitude ratio calculator that obtains a measured amplitude ratio a 1 / a 2 by dividing the amplitude value a 1 by the amplitude value a 2 based on the blade amplitude signal 30 and the blade amplitude signal 31 output from the second blade amplitude calculator 27. ..
【００３６】３３は予め数値シュミレーションにより求
めた動翼２の振動モードが１次曲げ及び１次ねじりであ
るときの動翼２の先端部後縁付近の振幅値によって動翼
先端部積重軸付近の振幅値を割った想定振幅比を想定振
幅比データ３４として記憶したデータ記憶器、３５は前
記振幅比演算器３２が出力する実測振幅比信号３６と前
記想定振幅比データ３４とを対比して前記動翼２の振動
モードを判定する振動モード判定器、３７は振動モード
判定器３５が出力する振動モード判定信号３８に基づき
動翼２の振動モード判定結果を表示する表示装置であ
る。Numeral 33 indicates the vicinity of the stacking axis of the blade tip by the amplitude value near the trailing edge of the tip of the blade 2 when the vibration mode of the blade 2 previously obtained by numerical simulation is primary bending and primary torsion. A data storage unit that stores an assumed amplitude ratio obtained by dividing the amplitude value of 1 as assumed amplitude ratio data 34, and 35 compares the measured amplitude ratio signal 36 output from the amplitude ratio calculator 32 with the assumed amplitude ratio data 34. A vibration mode determiner that determines the vibration mode of the moving blade 2 is a display device that displays the vibration mode determination result of the moving blade 2 based on the vibration mode determination signal 38 output from the vibration mode determiner 35.
【００３７】以下、上述した構成を有する装置の作動を
説明する。The operation of the apparatus having the above-mentioned structure will be described below.
【００３８】回転軸１が回転している状態で動翼２の振
動モードを判定する際には、レーザ発生装置４，５によ
りレーザ光６，７を出力させると、前記回転軸１の回転
にともなって、動翼２が変位検出位置を通過する際に、
第１の光学機器８により前記レーザ光６が動翼２の先端
部積重軸付近へ照射され、該動翼２の先端部積重軸付近
によりレーザ光６が反射し、また、第２の光学機器９に
より前記レーザ光７が動翼２の先端部後縁付近へ照射さ
れ、該動翼２の先端部後縁付近によりレーザ光７が反射
する。When determining the vibration mode of the rotor blade 2 while the rotary shaft 1 is rotating, the laser beams 6 and 7 are output from the laser generators 4 and 5, and the rotary shaft 1 rotates. Accordingly, when the moving blade 2 passes through the displacement detection position,
The first optical device 8 irradiates the laser light 6 to the vicinity of the tip end stacking axis of the moving blade 2, the laser light 6 is reflected by the vicinity of the tip end stacking axis of the moving blade 2, and the second The optical device 9 irradiates the laser light 7 near the trailing edge of the tip of the moving blade 2, and the laser light 7 is reflected by the vicinity of the trailing edge of the tip of the moving blade 2.
【００３９】動翼２の先端部積重軸付近により反射する
レーザ光６の反射光１２は、第１の光プローブ１０によ
り検出され、また、動翼２の先端部後縁付近により反射
するレーザ光７の反射光１３は、第２の光プローブ１１
により検出される。The reflected light 12 of the laser beam 6 reflected near the tip end stacking axis of the moving blade 2 is detected by the first optical probe 10 and is reflected near the tip end trailing edge of the moving blade 2. The reflected light 13 of the light 7 is reflected by the second optical probe 11
Detected by.
【００４０】上記各光プローブ１０，１１により検出さ
れた反射光１２，１３は、第１の光電変換器１４、第２
の光電変換器１５によって翼通過信号１６，１７に変換
され、該翼通過信号１６，１７が第１の時間計測器２
４、第２の時間計測器２５へ入力される。The reflected lights 12 and 13 detected by the optical probes 10 and 11 are the first photoelectric converter 14 and the second photoelectric converter 14, respectively.
Is converted into blade passing signals 16 and 17 by the photoelectric converter 15 of FIG.
4, input to the second time measuring device 25.
【００４１】一方、回転軸１の回転にともなって、回転
位置検出器１８から回転基準信号１９が出力され、該回
転基準信号１９は増幅器２０により増幅されて、回転基
準信号１９が回転数演算器２１、第１の時間計測器２
４、第２の時間計測器２５に入力される。On the other hand, the rotation reference signal 19 is output from the rotation position detector 18 with the rotation of the rotary shaft 1, and the rotation reference signal 19 is amplified by the amplifier 20 to output the rotation reference signal 19 to the rotation speed calculator. 21, first time measuring device 2
4, input to the second time measuring device 25.
【００４２】第１の時間計測器２４は、回転基準信号１
９及び翼通過信号１６に基づいて、回転基準位置標識３
が回転位置検出器１８に検出されてから動翼２の先端部
積重軸付近にレーザ光６が照射されるまでに要する通過
実際時間Ｔｖ1 を計測し、第２の時間計測器２５は、回
転基準信号１９及び翼通過信号１７に基づいて、回転基
準位置標識３が回転位置検出器１８に検出されてから動
翼２の先端部後縁付近にレーザ光７が照射されるまでに
要する通過実際時間Ｔｖ2 を計測する。The first time measuring device 24 uses the rotation reference signal 1
9 and the wing passage signal 16 based on the rotation reference position marker 3
Is detected by the rotational position detector 18 until the laser beam 6 is irradiated to the vicinity of the tip end stacking axis of the moving blade 2, the actual passing time Tv 1 is measured, and the second time measuring device 25 Based on the rotation reference signal 19 and the blade passage signal 17, the passage required from when the rotation reference position marker 3 is detected by the rotation position detector 18 to when the laser light 7 is irradiated to the vicinity of the trailing edge of the tip of the moving blade 2. The actual time Tv 2 is measured.
【００４３】また、前記回転数演算器２１は、回転基準
信号１９に基づいて回転軸１の１分間あたりの回転数を
演算し、回転数演算器２１より通過予想時間演算器２２
へ回転数検出信号２３が入力される。The rotation speed calculator 21 calculates the rotation speed of the rotary shaft 1 per minute based on the rotation reference signal 19, and the rotation speed calculator 21 calculates the expected passage time calculator 22.
The rotation speed detection signal 23 is input to.
【００４４】通過予想時間演算器２２は、回転数検出信
号２３に基づき回転基準位置標識３が回転位置検出器１
８に検出されてから動翼２の先端部にレーザ光６，７が
照射されるまでに要すると予想される通過予想時間Ｔｂ
を演算する。In the expected passage time calculator 22, the rotation reference position indicator 3 indicates the rotation position detector 1 based on the rotation speed detection signal 23.
Estimated transit time Tb expected to be required from the detection by 8 to the irradiation of the laser beams 6 and 7 on the tip of the moving blade 2.
Is calculated.
【００４５】更に、第１の翼振幅演算器２６は、前記第
１の時間計測器２４より出力される通過時間信号２８と
前記通過予想時間演算器２２より出力される通過予想時
間信号３９から前記式１、式２に基づき動翼２の先端部
積重軸付近における振幅値ａ1を演算し、第２の翼振幅
演算器２７は、前記第２の時間計測器２５より出力され
る通過時間信号２９と前記通過予想時間演算器２２より
出力される通過予定時間信号３９から前記式１、式２に
基づき動翼２の先端部後縁付近における振幅値ａ2 を演
算する。Further, the first blade amplitude calculator 26 uses the passage time signal 28 output from the first time counter 24 and the estimated passage time signal 39 output from the estimated passage time calculator 22 to calculate the above. The amplitude value a 1 in the vicinity of the tip end stacking axis of the moving blade 2 is calculated based on Expressions 1 and 2, and the second blade amplitude calculator 27 outputs the passage time output from the second time measuring device 25. From the signal 29 and the estimated passage time signal 39 output from the estimated passage time calculator 22, the amplitude value a 2 in the vicinity of the trailing edge of the tip portion of the moving blade 2 is calculated based on the equations 1 and 2.
【００４６】上記各翼振幅演算器２６，２７により動翼
２の先端部積重軸付近及び先端部後縁付近の振幅ａ1 ，
ａ2 が求められると、振幅比演算器３２は、各翼振幅演
算器２６，２７より入力される翼振幅信号３０，３１に
基づき、動翼２の先端部後縁付近における振幅値ａ2 に
よって動翼２の先端部積重軸付近における振幅値ａ1を
割った実測振幅比ａ1 ／ａ2 を演算し、振幅比演算器３
２から振動モード判定器３５へ実測振幅比信号３６が出
力される。The above-mentioned blade amplitude calculators 26 and 27 make the amplitude a 1 near the tip end stacking axis of the rotor blade 2 and near the tip trailing edge a 1 ,
When a 2 is obtained, the amplitude ratio calculator 32 uses the amplitude value a 2 near the trailing edge of the tip of the moving blade 2 based on the blade amplitude signals 30 and 31 input from the blade amplitude calculators 26 and 27. The amplitude ratio calculator 3 calculates the measured amplitude ratio a 1 / a 2 by dividing the amplitude value a 1 near the tip end stacking axis of the rotor blade 2.
The actual measurement amplitude ratio signal 36 is output from 2 to the vibration mode determiner 35.
【００４７】振動モード判定器３５は、前記実測振幅比
信号３６とデータ記憶器３３に記憶された想定振幅比デ
ータ３４とを対比して動翼２の振動モードを判定し、振
動モード判定器３５より出力される振動モード判定信号
３８に基づき表示装置３７に動翼２の振動モードが表示
される。The vibration mode determiner 35 compares the measured amplitude ratio signal 36 with the assumed amplitude ratio data 34 stored in the data memory 33 to determine the vibration mode of the moving blade 2, and the vibration mode determiner 35. The vibration mode of the moving blade 2 is displayed on the display device 37 based on the vibration mode determination signal 38 output from the display device 37.
【００４８】このように、本実施例の動翼の振動モード
判定装置によれば、動翼２の振動モードを即座に判定す
ることができるので、動翼２に作用する応力を短期間に
正確に解析することが可能になる。As described above, according to the vibration mode determining apparatus for a moving blade of the present embodiment, the vibration mode of the moving blade 2 can be immediately determined, so that the stress acting on the moving blade 2 can be accurately determined in a short period of time. It will be possible to analyze.
【００４９】なお、本発明の動翼の振動モード判定方法
及び動翼の振動モード判定装置は、上述の実施例にのみ
限定されるものではなく、動翼の先端部における振幅計
測箇所を適宜増加させること、データ記憶器に記憶する
振動モードの種類を増やすこと、その他本発明の要旨を
逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿
論である。The method for determining the vibration mode of the moving blade and the apparatus for determining the vibration mode of the moving blade according to the present invention are not limited to the above-described embodiment, and the number of amplitude measurement points at the tip of the moving blade is appropriately increased. Needless to say, various kinds of vibration modes stored in the data storage device can be increased, and various changes can be made without departing from the scope of the present invention.
【００５０】[0050]
【発明の効果】以上述べたように、本発明の動翼の振動
モード判定方法及び動翼の振動モード判定装置によれ
ば、回転中の動翼の振動モードを即座に判定することが
できるので、動翼に作用する応力を短期間に正確に解析
することが可能になるという優れた効果を奏し得る。As described above, according to the rotor blade vibration mode determination method and rotor blade vibration mode determination apparatus of the present invention, the rotor blade vibration mode can be immediately determined. Therefore, it is possible to obtain an excellent effect that the stress acting on the moving blade can be accurately analyzed in a short period of time.
【図１】本発明の動翼の振動モード判定装置の一実施例
を示す概念図である。FIG. 1 is a conceptual diagram showing an embodiment of a vibration mode determination device for a moving blade of the present invention.
【図２】動翼の振幅計測の原理を表わす概念図である。FIG. 2 is a conceptual diagram showing the principle of amplitude measurement of a moving blade.
【図３】動翼の振幅計測の原理を表わす概念図である。FIG. 3 is a conceptual diagram showing the principle of measuring the amplitude of a moving blade.
【図４】動翼の振幅計測の原理を表わす概念図である。FIG. 4 is a conceptual diagram showing the principle of measuring the amplitude of a moving blade.
【図５】動翼の振幅計測の原理を表わすグラフである。FIG. 5 is a graph showing the principle of amplitude measurement of a moving blade.
【図６】動翼の振幅計測の原理を表わすグラフである。FIG. 6 is a graph showing the principle of amplitude measurement of a moving blade.
【図７】動翼の振幅計測の原理を表わすグラフである。FIG. 7 is a graph showing the principle of amplitude measurement of a moving blade.
【図８】動翼の振動モードが１次曲げである場合の動翼
の先端部積重軸付近及び先端部後縁付近における振幅を
数値シュミレーションにより求めたグラフである。FIG. 8 is a graph obtained by numerical simulation of the amplitude near the tip stacking axis and near the tip trailing edge of the blade when the vibration mode of the blade is first bending.
【図９】動翼の振動モードが１次ねじりである場合の動
翼の先端部積重軸付近及び先端部後縁付近における振幅
を数値シュミレーションにより求めたグラフである。FIG. 9 is a graph obtained by numerical simulation for the amplitude near the tip stacking axis and near the tip trailing edge of the moving blade when the vibration mode of the moving blade is the first-order torsion.
１ 回転軸 ２ 動翼 ３ 回転基準位置標識（回転基準位置） ４，５ レーザ発生装置 ６，７ レーザ光 ８ 第１の光学機器 ９ 第２の光学機器 １０ 第１の光プローブ １１ 第２の光プローブ １２，１３ 反射光（レーザ光） １４ 第１の光電変換器 １５ 第２の光電変換器 １６，１７ 翼通過信号 １８ 回転位置検出器 １９ 回転基準信号 ２１ 回転数演算器 ２２ 通過予想時間演算器 ２３ 回転数検出信号 ２４ 第１の時間計測器 ２５ 第２の時間計測器 ２６ 第１の翼振幅演算器 ２７ 第２の翼振幅演算器 ２８，２９ 通過時間信号 ３０，３１ 翼振幅信号 ３２ 振幅比演算器 ３３ データ記憶器 ３４ 想定振幅比データ ３５ 振動モード判定器 ３６ 実測振幅比信号 ３７ 表示装置 ３８ 振動モード判定信号 ３９ 通過予想時間信号 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 rotating shaft 2 moving blade 3 rotation reference position mark (rotation reference position) 4,5 laser generator 6,7 laser light 8 first optical equipment 9 second optical equipment 10 first optical probe 11 second light Probes 12 and 13 Reflected light (laser light) 14 First photoelectric converter 15 Second photoelectric converter 16 and 17 Blade passage signal 18 Rotation position detector 19 Rotation reference signal 21 Rotation speed calculator 22 Expected passage time calculator 23 rotation speed detection signal 24 first time measuring device 25 second time measuring device 26 first blade amplitude calculator 27 second blade amplitude calculator 28, 29 passing time signal 30, 31 blade amplitude signal 32 amplitude ratio Calculator 33 Data storage 34 Assumed amplitude ratio data 35 Vibration mode determiner 36 Measured amplitude ratio signal 37 Display device 38 Vibration mode determination signal 39 Expected transit time signal
Claims (2)
ードにより振動する際の動翼先端部複数箇所における振
幅を、各振動モードごとに予め数値シュミレーションに
より想定し、各振動モードごとに動翼先端部の所定箇所
の想定振幅値によって他の箇所の想定振幅値を割った想
定振幅比を求め、対応する回転中の動翼先端部の複数箇
所にそれぞれレーザ光を照射し、動翼先端部の各箇所に
より反射する各レーザ光を検出して、前記回転軸の外周
面所定位置に定めた回転基準位置が検出されてから動翼
先端部がレーザ光に照射されるまでに要する通過予想時
間と通過実際時間とを求め、前記した通過実際時間と通
過予想時間に基づき、回転中の動翼先端部の各箇所にお
ける振幅を求め、動翼先端部の所定箇所の実測振幅値に
よって他の箇所の実測振幅値を割った実測振幅比を求
め、前記想定振幅比と実測振幅比とを対比して回転中の
動翼の振動モードを判定することを特徴とする動翼の振
動モード判定方法。1. When the rotor blade provided on the rotary shaft vibrates in various vibration modes, the amplitudes at a plurality of portions of the rotor blade tip are assumed in advance by numerical simulation for each vibration mode, and each vibration mode is estimated. Calculate the assumed amplitude ratio by dividing the assumed amplitude value of the other part by the assumed amplitude value of the predetermined part of the blade tip, and irradiate the laser beam to each of the corresponding multiple parts of the rotating blade tip, The passage required from detecting each laser beam reflected by each part of the tip to detecting the rotation reference position set at a predetermined position on the outer peripheral surface of the rotary shaft until the blade tip is irradiated with the laser beam. Obtain the expected time and the actual passage time, and based on the above-mentioned actual passage time and expected passage time, obtain the amplitude at each point of the rotating blade tip, and then use the measured amplitude value at the prescribed point of the blade to determine the amplitude. The fruit of A method for determining a vibration mode of a moving blade, characterized in that a measured amplitude ratio is obtained by dividing a measured amplitude value, and the vibration mode of the rotating blade is judged by comparing the assumed amplitude ratio and the measured amplitude ratio.
所へそれぞれレーザ発生装置から出力されるレーザ光を
照射し得る複数の光学機器と、前記動翼先端部の各箇所
により反射する各レーザ光をそれぞれ検出する光プロー
ブと、前記各光学機器ごとに設けられ各光プローブが検
出した反射光をそれぞれ翼通過信号に変換する光電変換
器と、前記回転軸の回転を検出する回転位置検出器と、
該回転位置検出器が出力する回転基準信号に基づき前記
回転軸の回転数を演算する回転数演算器と、該回転数演
算が出力する回転数検出信号に基づき、前記回転軸の外
周面所定位置に定めた回転基準位置が検出されてから動
翼先端部がレーザ光に照射されるまでに要すると予想さ
れる通過予想時間を演算する通過予想時間演算器と、前
記各光電変換器ごとに設けられ前記翼通過信号及び回転
基準信号に基づき、前記回転基準位置が検出されてか
ら、動翼先端部がレーザ光に照射されるまでに要する通
過実際時間を演算する時間計測器と、該各時間計測器ご
とに設けられ前記通過予想時間演算器が出力する通過予
想時間信号及び時間計測器が出力する通過時間信号に基
づき、動翼先端部の各箇所の振幅を演算する翼振幅演算
器と、該各翼振幅演算器が出力する翼振幅信号に基づ
き、動翼先端部の所定箇所の振幅値によって他の箇所の
振幅値を割った実測振幅比を求める振幅比演算器と、動
翼が種々の振動モードにより振動する際に想定される動
翼先端部の所定箇所の振幅値によって他の箇所の振幅値
を割った想定振幅比を各振動モードごとに記憶したデー
タ記憶器と、前記振幅比演算器が出力する実測振幅比信
号及びデータ記憶器に記憶された想定振幅比データとを
対比して動翼の振動モードを判定する振動モード判定器
と、該振動モード判定器が出力する振動モード判定信号
に基づき動翼の振動モードを表示する表示装置とを備え
てなることを特徴とする動翼の振動モード判定装置。2. A plurality of optical devices capable of irradiating laser light output from a laser generator to a plurality of portions of a rotor blade tip portion provided on a rotating shaft, and reflecting by each portion of the rotor blade tip portion. An optical probe that detects each laser beam, a photoelectric converter that is provided for each optical device and converts the reflected light detected by each optical probe into a blade passing signal, and a rotation position that detects the rotation of the rotation shaft. A detector,
A rotation speed calculator for calculating the rotation speed of the rotation shaft based on the rotation reference signal output by the rotation position detector, and a predetermined position on the outer peripheral surface of the rotation shaft based on the rotation speed detection signal output by the rotation speed calculation. An estimated passage time calculator that calculates an estimated passage time that is expected to be required from the detection of the rotation reference position defined in to until the blade tip is irradiated with the laser beam, and each photoelectric converter is provided. Based on the blade passage signal and the rotation reference signal, a time measuring device for calculating the actual passage time required from the detection of the rotation reference position until the moving blade tip is irradiated with the laser beam, and each time. Based on the expected passage time signal output by the expected passage time calculator provided for each measuring instrument and the passage time signal output by the time measuring instrument, a blade amplitude calculator that calculates the amplitude of each portion of the blade tip portion, Amplitude performance of each wing Based on the blade amplitude signal output from the detector, the amplitude ratio calculator that finds the measured amplitude ratio by dividing the amplitude value of the other part by the amplitude value of the predetermined part of the blade tip, and the rotor blade vibrates in various vibration modes. The amplitude ratio calculator calculates and outputs a data memory that stores an assumed amplitude ratio for each vibration mode, which is obtained by dividing the amplitude value at another position by the amplitude value at a predetermined position of the blade tip. A vibration mode determiner that determines the vibration mode of the moving blade by comparing the measured amplitude ratio signal and the assumed amplitude ratio data stored in the data storage, and a motion based on the vibration mode determination signal output by the vibration mode determiner. A vibration mode determination device for a moving blade, comprising: a display device that displays a vibration mode of the blade.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP35248491A JPH05164602A (en) | 1991-12-13 | 1991-12-13 | Method and apparatus for judging vibration mode of moving blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP35248491A JPH05164602A (en) | 1991-12-13 | 1991-12-13 | Method and apparatus for judging vibration mode of moving blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05164602A true JPH05164602A (en) | 1993-06-29 |
Family
ID=18424388
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP35248491A Pending JPH05164602A (en) | 1991-12-13 | 1991-12-13 | Method and apparatus for judging vibration mode of moving blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05164602A (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| WO2010036468A1 (en) * | 2008-09-24 | 2010-04-01 | Siemens Energy, Inc. | Method and apparatus for monitoring blade vibration with an imaging fiber optic ribbon probe |
| WO2010036466A1 (en) * | 2008-09-24 | 2010-04-01 | Siemens Energy, Inc. | Method and apparatus for monitoring blade vibration with a fiber optic ribbon probe |
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-
1991
- 1991-12-13 JP JP35248491A patent/JPH05164602A/en active Pending
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