JPH09310604A - Moving blade failure diagnosing method of gas turbine and device therefor - Google Patents
Moving blade failure diagnosing method of gas turbine and device thereforInfo
- Publication number
- JPH09310604A JPH09310604A JP12671696A JP12671696A JPH09310604A JP H09310604 A JPH09310604 A JP H09310604A JP 12671696 A JP12671696 A JP 12671696A JP 12671696 A JP12671696 A JP 12671696A JP H09310604 A JPH09310604 A JP H09310604A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- gas turbine
- natural frequency
- moving blade
- resonance point
- sensor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、産業用および航空
用のガスタービンの動翼故障診断方法および装置に関す
るものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a method and apparatus for diagnosing a moving blade failure of an industrial and aeronautical gas turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に、ガスタービン動翼の破損は、エ
ンジン本体に大きな損傷を引き起こす。この動翼の破損
は、まずクリープが発生し、そのクリープが進行すると
クラックが発生し、そして、そのクラックが進行するこ
とにより発生する。また、何らかの理由で動翼にクラッ
クが発生し、そのクラックが進行して破損に至ることも
ある。そこで、この動翼のクラックの発生を発見するた
めに、従来は、動翼の破損しやすい部分にクラックゲー
ジを貼付し、そのクラックゲージの抵抗値をテレメータ
などで伝達して監視していた。2. Description of the Related Art In general, damage to a gas turbine rotor blade causes great damage to an engine body. The damage to the moving blade occurs due to the occurrence of creep, cracks when the creep progresses, and the progress of the cracks. In addition, a crack may be generated in the rotor blade for some reason, and the crack may progress to damage. Therefore, in order to detect the occurrence of cracks in the moving blade, conventionally, a crack gauge is attached to a portion of the moving blade that is easily damaged, and the resistance value of the crack gauge is transmitted and monitored by a telemeter or the like.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】しかし、上述した従来
のガスタービンの動翼故障診断方法および装置では、ク
ラックの発生は各動翼によって異なるため、全動翼にク
ラックゲージを貼付する必要があるが、現実には困難で
ある。しかも、クラックの発生しやすいと思われる部分
にしかクラックゲージを貼付することができない。した
がって、動翼の破損を検出することができる範囲が非常
に狭かった。また、クラックが発生した部分のクラック
ゲージは、再び使用することができないため、新しいも
のに交換する必要があった。さらに、クラックゲージの
抵抗値を伝達するテレメータを既存のガスタービンに設
置することが困難である、などの問題点があった。However, in the above-described conventional method and apparatus for diagnosing faults in a moving blade of a gas turbine, since the occurrence of cracks is different for each moving blade, it is necessary to attach a crack gauge to all moving blades. However, it is difficult in reality. Moreover, the crack gauge can be attached only to the portion where the crack is likely to occur. Therefore, the range in which the damage of the moving blade can be detected is very narrow. Further, the crack gauge in the portion where the crack has occurred cannot be used again, so it is necessary to replace it with a new one. Further, there is a problem that it is difficult to install a telemeter that transmits the resistance value of the crack gauge in an existing gas turbine.
【０００４】本発明は、かかる問題点を解決するために
創案されたものである。すなわち、ガスタービン運転中
における動翼のクラックの発生を確実に検知することが
でき、その取り付けが容易で、しかも寿命が長いガスタ
ービンの動翼故障診断方法および装置を提供することを
目的とする。The present invention was devised to solve such problems. That is, it is an object of the present invention to provide a method and apparatus for diagnosing a blade failure of a gas turbine, which can reliably detect the occurrence of a crack in the blade during operation of the gas turbine, which can be easily installed and has a long life. .
【０００５】[0005]
【課題を解決するための手段】本発明によれば、ガスタ
ービン運転中における、ガスタービンの各動翼の固有振
動数を計測し、その固有振動数を監視することにより、
クラックの発生を検知し、ガスタービンの動翼の破損を
防止する、ことを特徴とするガスタービンの動翼故障診
断方法が提供される。According to the present invention, by measuring the natural frequency of each moving blade of the gas turbine during operation of the gas turbine and monitoring the natural frequency,
There is provided a method for diagnosing a failure in a moving blade of a gas turbine, which detects a crack and prevents damage to the moving blade of the gas turbine.
【０００６】ガスタービン運転中において、動翼は円周
方向で振動している。その振動振幅の変化から共振点を
知ることができ、さらに、その共振点での回転数から各
動翼の固有振動数を求めることができる。そして、ガス
タービンの動翼にクラックが発生すると、その動翼の振
動が変化し、固有振動数も変化する。したがって、この
固有振動数の変化を監視すれば、動翼のクラックの発生
を検知することができ、ガスタービンの動翼の破損を防
止することができる。During operation of the gas turbine, the rotor blades vibrate in the circumferential direction. The resonance point can be known from the change in the vibration amplitude, and the natural frequency of each blade can be obtained from the rotation speed at the resonance point. When a crack is generated in the moving blade of the gas turbine, the vibration of the moving blade changes and the natural frequency also changes. Therefore, by monitoring the change in the natural frequency, it is possible to detect the occurrence of cracks in the moving blade and prevent damage to the moving blade of the gas turbine.
【０００７】また、本発明によれば、ガスタービン運転
中における、ガスタービンの各動翼の通過するタイミン
グを計測するセンサと、上記通過タイミングのデータか
ら、各動翼の振動の共振点を検出する共振点検出装置
と、上記共振点のデータから、各動翼の固有振動数を求
めるとともに、その固有振動数を監視し、固有振動数が
変化したときに異常検出信号を発信する固有振動数監視
装置と、からなることを特徴とするガスタービンの動翼
故障診断装置が提供される。Further, according to the present invention, the resonance point of the vibration of each rotor blade is detected from the sensor for measuring the passage timing of each rotor blade of the gas turbine during operation of the gas turbine and the data of the passage timing. The resonance frequency detection device and the resonance frequency data are used to determine the natural frequency of each rotor blade, and the natural frequency is monitored and an abnormal frequency detection signal is transmitted when the natural frequency changes. A monitoring device and a blade failure diagnosis device for a gas turbine are provided.
【０００８】上述の本発明の構成によれば、上記センサ
により、ガスタービン運転中における、各動翼の通過タ
イミングを計測することができ、上記共振点検出装置に
より、各動翼の共振点を検出することができ、上記固有
振動数監視装置により各動翼の固有振動数を求めること
ができる。そして、その固有振動数の変化を監視すれ
ば、クラックの発生を検知することができる。固有振動
数が変化したときには、異常検出信号が発信され、ガス
タービンの運転を停止し、動翼の交換などの手段を施し
て、ガスタービンの動翼の破損を防止する。また、ガス
タービンのケーシングにセンサを接続するだけでよいた
め、その取り付けが容易であり、既存のガスタービンに
も取り付けることができる。さらに、センサは、クラッ
クゲージのように短命の消耗品ではないので、装置の延
命化を図ることができる。According to the configuration of the present invention described above, the passage timing of each moving blade can be measured by the above-mentioned sensor during the operation of the gas turbine, and the resonance point of each moving blade can be detected by the above resonance point detecting device. It can be detected, and the natural frequency of each moving blade can be obtained by the natural frequency monitoring device. The occurrence of cracks can be detected by monitoring the change in the natural frequency. When the natural frequency changes, an abnormality detection signal is transmitted, the operation of the gas turbine is stopped, and the moving blades are replaced to prevent damage to the moving blades of the gas turbine. Further, since it is only necessary to connect the sensor to the casing of the gas turbine, the sensor can be easily mounted and can be mounted on the existing gas turbine. Furthermore, since the sensor is not a short-lived consumable item like a crack gauge, the life of the device can be extended.
【０００９】さらに、本発明の実施の形態によれば、上
記共振点検出装置は、上記センサにより計測される各動
翼の通過タイミングのデータと、各動翼が振動していな
いときの通過タイミングのデータとから、各動翼の通過
タイミングのズレを検出し、その通過タイミングのズレ
の値の正負が逆転した瞬間、または、その通過タイミン
グのズレの絶対値が最大になった瞬間を共振点として検
出することが好ましく、上記固有振動数監視装置は、上
記共振点検出装置により検出された各動翼の共振点のデ
ータから、共振点での振動周期を計算し、その周期の逆
数を固有振動数として導出し、その固有振動数が変化し
たときの変化率が、しきい値を越えたときに異常検出信
号を発信することが好ましい。Further, according to the embodiment of the present invention, the resonance point detecting device has data of passage timing of each moving blade measured by the sensor and passage timing when each moving blade is not vibrating. The deviation of the passage timing of each rotor blade is detected from the data of and the moment when the positive or negative of the value of the deviation of the passage timing reverses, or the moment when the absolute value of the deviation of the passage timing becomes maximum, the resonance point. Preferably, the natural frequency monitoring device calculates the vibration cycle at the resonance point from the data of the resonance point of each rotor blade detected by the resonance point detection device, and calculates the reciprocal of the cycle. It is preferable that the abnormality detection signal is derived as a frequency and the change rate when the natural frequency changes exceeds a threshold value.
【００１０】上述の本発明の実施の形態の構成によれ
ば、ガスタービン運転中における、ガスタービンの各動
翼の固有振動数を計測し、その固有振動数を監視するこ
とができる。したがって、クラックの発生を検知し、ガ
スタービンの動翼の破損を防止することができる。According to the configuration of the above-described embodiment of the present invention, the natural frequency of each moving blade of the gas turbine can be measured and the natural frequency can be monitored during operation of the gas turbine. Therefore, it is possible to detect the occurrence of cracks and prevent damage to the moving blades of the gas turbine.
【００１１】[0011]
【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい実施の形
態を図１から図６を参照して説明する。図１は、本発明
のガスタービンの動翼故障診断装置を示す全体構成図で
ある。なお、ガスタービンについては、その動翼１とシ
ャフト２のみを示している。本発明のガスタービンの動
翼故障診断方法は、ガスタービン運転中における、ガス
タービンの各動翼の固有振動数を計測し、その固有振動
数を監視することにより、クラックの発生を検知し、ガ
スタービンの動翼の破損を防止しようとするものであ
る。そして、図１に示すように、本発明のガスタービン
の動翼故障診断装置は、ガスタービンの各動翼１の通過
するタイミングを計測する第一センサ３ａおよび第二セ
ンサ３ｂと、シャフトの通過するタイミングを計測する
基準センサ４と、それらのセンサ３ａ，３ｂ，４により
計測された各動翼１の通過タイミングから、各動翼１の
振動の共振点を検出する共振点検出装置と、その共振点
検出装置により検出された共振点から、各動翼の固有振
動数を求めるとともに、その固有振動数を監視し、固有
振動数が変化したときに異常検出信号を発信する固有振
動数監視装置と、からなるものである。なお、この共振
点検出装置および固有振動数監視装置は制御装置として
一体に構成してもよい。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Preferred embodiments of the present invention will be described below with reference to FIGS. FIG. 1 is an overall configuration diagram showing a moving blade failure diagnostic device for a gas turbine of the present invention. Regarding the gas turbine, only its moving blade 1 and shaft 2 are shown. The gas turbine rotor blade failure diagnosis method of the present invention, during gas turbine operation, measures the natural frequency of each rotor blade of the gas turbine, by monitoring the natural frequency, to detect the occurrence of cracks, This is intended to prevent damage to the moving blades of the gas turbine. Then, as shown in FIG. 1, the gas turbine rotor blade failure diagnosis apparatus of the present invention includes a first sensor 3a and a second sensor 3b for measuring the passage timing of each rotor blade 1 of the gas turbine, and a passage of a shaft. A reference sensor 4 for measuring the timing of the rotation, a resonance point detection device for detecting the resonance point of the vibration of each blade 1 from the passage timing of each blade 1 measured by those sensors 3a, 3b, 4; A natural frequency monitoring device that determines the natural frequency of each rotor blade from the resonance points detected by the resonance point detection device, monitors the natural frequency, and sends an abnormality detection signal when the natural frequency changes. And consists of. The resonance point detection device and the natural frequency monitoring device may be integrally configured as a control device.
【００１２】各動翼１の通過するタイミングを計測する
センサは、動翼１の振動の大きな部分に設けられるのが
好ましい。したがって、図１に示すように、動翼１の外
周にシュラウドリングが設けられていない場合には、各
動翼１の端部を利用して通過タイミングを計測する。こ
の第一センサ３ａおよび第二センサ３ｂは、動翼１の円
周上に適当な間隔を空けてガスタービンのケーシング
（図示せず）に設けられており、これらのセンサ３ａ，
３ｂを各動翼１が通過するタイミングをそれぞれ計測し
て、そのデータを共振点検出装置に送信している。ま
た、第一センサ３ａおよび第二センサ３ｂには、反射型
のものが使用されており、動翼１の半径方向にレーザ光
を発信し、動翼１の端部で反射するレーザ光を受信し
て、動翼１の通過タイミングを計測している。さらに、
基準センサ４もガスタービンのケーシング（図示せず）
に設けられており、上述のセンサ３ａ，３ｂと同様に反
射型のものが使用され、シャフト２の半径方向にレーザ
光を発信し、シャフト２にマーキングされた目印５から
反射するレーザ光を受信して、シャフト２の通過タイミ
ング（すなわちガスタービンの回転周期）を計測してい
る。The sensor for measuring the passage timing of each moving blade 1 is preferably provided in a portion where the vibration of the moving blade 1 is large. Therefore, as shown in FIG. 1, when the shroud ring is not provided on the outer periphery of the moving blade 1, the passage timing is measured using the end portion of each moving blade 1. The first sensor 3a and the second sensor 3b are provided in a casing (not shown) of the gas turbine at appropriate intervals on the circumference of the rotor blade 1.
The timing at which each rotor blade 1 passes through 3b is measured, and the data is transmitted to the resonance point detection device. A reflection type is used for the first sensor 3a and the second sensor 3b, which emits laser light in the radial direction of the moving blade 1 and receives laser light reflected at the end of the moving blade 1. Then, the passage timing of the moving blade 1 is measured. further,
The reference sensor 4 is also a casing of the gas turbine (not shown)
Is used in the same manner as the sensors 3a and 3b described above, and emits a laser beam in the radial direction of the shaft 2 and receives a laser beam reflected from the mark 5 marked on the shaft 2. Then, the passage timing of the shaft 2 (that is, the rotation cycle of the gas turbine) is measured.
【００１３】上述した第一センサ３ａ，第二センサ３ｂ
および基準センサ４のデータが上記共振点検出装置に送
信され、共振点が検出される。その共振点検出装置の作
用について、図２から図４を参照して説明する。図２は
第一センサ，第二センサおよび基準センサにより動翼お
よびシャフトの通過タイミングを計測したときの図であ
り、図３は動翼の振動の様子を示した図であり、図４は
動翼の通過タイミングから共振点を検出するときの図で
ある。The above-mentioned first sensor 3a and second sensor 3b
And the data of the reference sensor 4 is transmitted to the resonance point detecting device, and the resonance point is detected. The operation of the resonance point detecting device will be described with reference to FIGS. 2 to 4. FIG. 2 is a diagram when the passage timing of the moving blade and the shaft is measured by the first sensor, the second sensor, and the reference sensor, FIG. 3 is a diagram showing a vibration state of the moving blade, and FIG. It is a figure when detecting a resonance point from the passage timing of a wing.
【００１４】図２では、上から順に、基準センサ４，第
一センサ３ａ，第二センサ３ｂにより計測された通過タ
イミングを示しており、第一センサ３ａおよび第二セン
サ３ｂにより計測された通過タイミングにおいては、実
際に計測された通過タイミングを実線で示し、動翼１が
振動していないときの通過タイミングを破線で示してい
る。基準センサ４により計測された通過タイミングの間
隔Ｔｕは、シャフト２（ガスタービン）の回転周期を示
すとともに、動翼１に番号付けをするものである。第一
センサ３ａおよび第二センサ３ｂは、任意の箇所に取り
付けることができるため、予め第一センサ３ａと第二セ
ンサ３ｂの間に介在する動翼１の枚数を知ることができ
る。例えば、第一センサ３ａと第二センサ３ｂの間に２
枚の動翼が介在している場合には、図２に示すように、
第一センサ３ａにより第１番目に計測された動翼１は、
第二センサ３ｂでは第３番目に計測されることになる。
したがって、これらの第一センサ３ａ，第二センサ３ｂ
および基準センサ４により各動翼１の通過タイミングを
計測することができる。また、第一センサ３ａおよび第
二センサ３ｂにより実際に計測された通過タイミングの
間隔をＴｖとし、動翼１が振動していないときの通過タ
イミングの間隔をＴｂとすると、各動翼１の通過タイミ
ングのズレΔＴ（すなわち、ΔＴ＝Ｔｖ−Ｔｂ）を計算
することができる。そして、ガスタービンの回転周期
（シャフト２の通過タイミングの間隔）に対する動翼１
の通過タイミングのズレΔＴ／Ｔｕの時間の変化を監視
することにより、動翼１の振動の共振点を検出すること
ができる。In FIG. 2, passage timings measured by the reference sensor 4, the first sensor 3a, and the second sensor 3b are shown in order from the top, and the passage timings measured by the first sensor 3a and the second sensor 3b are shown. In Fig. 3, the actual passage timing is shown by a solid line, and the passage timing when the rotor blade 1 is not vibrating is shown by a broken line. The passage timing interval Tu measured by the reference sensor 4 indicates the rotation cycle of the shaft 2 (gas turbine) and also numbers the moving blades 1. Since the first sensor 3a and the second sensor 3b can be attached at arbitrary positions, the number of blades 1 interposed between the first sensor 3a and the second sensor 3b can be known in advance. For example, 2 between the first sensor 3a and the second sensor 3b.
When a number of blades are interposed, as shown in FIG.
The rotor blade 1 measured first by the first sensor 3a is
The second sensor 3b will measure the third position.
Therefore, these first sensor 3a and second sensor 3b
The reference sensor 4 can measure the passage timing of each moving blade 1. Further, when the interval of passage timing actually measured by the first sensor 3a and the second sensor 3b is Tv, and the interval of passage timing when the rotor blade 1 is not vibrating is Tb, passage of each rotor blade 1 is assumed. The timing deviation ΔT (that is, ΔT = Tv−Tb) can be calculated. The rotor blade 1 with respect to the rotation cycle of the gas turbine (interval of passage timing of the shaft 2)
The resonance point of the vibration of the moving blade 1 can be detected by monitoring the change in the passage timing deviation ΔT / Tu of time.
【００１５】ここで、図３を参照して動翼の振動の様子
について説明する。図３において、横軸は時間の変化を
示し、縦軸は動翼１の円周方向を示している。また、縦
軸の破線は、動翼１が振動していないときの動翼１の通
過タイミングを示している。すなわち、この破線の間隔
が図２に示す間隔Ｔｂである。さらに、横軸の破線は、
第一センサ３ａおよび第二センサ３ｂの３つの異なる取
り付け箇所Ａ，Ｂ，Ｃを示している。そして、実線で示
す波線が、動翼１の振動する様子を示している。すなわ
ち、横軸の破線と波線の交点Ｐ1 と、縦軸の破線と波線
の交点Ｐ2 との間隔が、ガスタービンの回転周期に対す
る動翼１の通過タイミングのズレΔＴ／Ｔｕを示してい
る。この図に示すように、一般に、共振点では振動の振
幅が最大になるとともに、共振点を境に振動の位相が変
化する。そこで、このガスタービンの回転周期に対する
動翼１の通過タイミングのズレΔＴ／Ｔｕを縦軸とし、
時間の変化を横軸として図示すると、図４に示すよう
に、異なるパターンの図が得られる。なお、図４
（Ａ），（Ｂ），（Ｃ）は、それぞれ図３における第一
センサ３ａおよび第二センサ３ｂの取り付け箇所Ａ，
Ｂ，Ｃに対応している。図４（Ａ），（Ｃ）では、ガス
タービンの回転周期に対する動翼１の通過タイミングの
ズレΔＴ／Ｔｕの値の正負が逆転する瞬間が共振点であ
り、図４（Ｂ）では、ガスタービンの回転周期に対する
動翼１の通過タイミングのズレΔＴ／Ｔｕの振幅（すな
わち、通過タイミングのズレΔＴ／Ｔｕの絶対値）が最
大となる瞬間が共振点である。したがって、第一センサ
３ａおよび第二センサ３ｂを動翼１の円周方向のどの箇
所に設けても、各動翼１の共振点を検出することができ
る。Here, the vibration of the moving blade will be described with reference to FIG. In FIG. 3, the horizontal axis indicates the change with time, and the vertical axis indicates the circumferential direction of the moving blade 1. The broken line on the vertical axis indicates the passage timing of the moving blade 1 when the moving blade 1 is not vibrating. That is, the distance between the broken lines is the distance Tb shown in FIG. Furthermore, the broken line on the horizontal axis is
Three different attachment points A, B, C of the first sensor 3a and the second sensor 3b are shown. Then, the wavy line indicated by the solid line shows how the rotor blade 1 vibrates. That is, the interval between the intersection P 1 of the broken line and the wavy line on the horizontal axis and the intersection P 2 of the broken line and the wavy line on the vertical axis indicates the deviation ΔT / Tu of the passage timing of the moving blade 1 with respect to the rotation cycle of the gas turbine. . As shown in this figure, generally, the amplitude of vibration is maximized at the resonance point, and the phase of the vibration changes at the resonance point. Therefore, the deviation ΔT / Tu of the passage timing of the rotor blade 1 with respect to the rotation cycle of this gas turbine is taken as the vertical axis,
If the change in time is plotted along the horizontal axis, a diagram of different patterns is obtained, as shown in FIG. FIG.
(A), (B), and (C) are attachment points A and A of the first sensor 3a and the second sensor 3b, respectively, in FIG.
It corresponds to B and C. In FIGS. 4A and 4C, the resonance point is the moment at which the value of the deviation ΔT / Tu of the passage timing of the rotor blade 1 with respect to the rotation cycle of the gas turbine reverses, and in FIG. The resonance point is the moment when the amplitude of the deviation ΔT / Tu of the passage timing of the rotor blade 1 with respect to the rotation cycle of the turbine (that is, the absolute value of the deviation ΔT / Tu of the passage timing) becomes maximum. Therefore, no matter where the first sensor 3a and the second sensor 3b are provided in the circumferential direction of the rotor blade 1, the resonance point of each rotor blade 1 can be detected.
【００１６】上述した共振点検出装置により検出された
共振点のデータが、上記固有振動数監視装置に送信さ
れ、各動翼１の固有振動数が監視される。この固有振動
数監視装置の作用について、図５を参照して説明する。
図５は、固有振動数の時間の変化を示した図である。こ
の図において、横軸は時間の変化を示し、左縦軸は固有
振動数を割合（％）で示し、右縦軸はガスタービンの回
転数を割合（％）で示している。図に示すように、ガス
タービン（シャフト２）は一定の高速回転および低速回
転を繰り返している。固有振動数は、共振点検出装置か
ら送信される共振点の振動周期の逆数として各動翼１ご
とに導出され、正常時は時間の変化に関わらず一定（１
００％）である。そして、クラックの発生により異常な
共振点が検出されると、その動翼１の固有振動数は低下
する。その固有振動数が正常時のおよそ２〜３％低下す
ると、動翼１が破損してしまうことが、発明者らの実験
の結果から判明しているため、その固有振動数の低下率
ΔＦがしきい値Ｌ（Ｌ＜２％）を越えたときに固有振動
数監視装置から異常検出信号がガスタービン制御盤など
に発信される。異常検出信号が発信されると、自動また
は手動操作でガスタービンの運転を中止して動翼１の交
換をしたり、ガスタービンを低速運転に切り換えて動翼
１への負担を軽減させる、などの措置を採ることができ
る。なお、実際には、しきい値Ｌを低めに設定してお
き、固有振動数が少しでも低下したら、異常検出信号を
発信するようにしておく方が好ましい。The data of the resonance point detected by the resonance point detecting device described above is transmitted to the natural frequency monitoring device, and the natural frequency of each rotor blade 1 is monitored. The operation of the natural frequency monitoring device will be described with reference to FIG.
FIG. 5 is a diagram showing a change in natural frequency over time. In this figure, the horizontal axis represents the change in time, the left vertical axis represents the natural frequency in percentage (%), and the right vertical axis represents the rotational speed of the gas turbine in percentage (%). As shown in the figure, the gas turbine (shaft 2) repeats constant high speed rotation and low speed rotation. The natural frequency is derived for each rotor blade 1 as the reciprocal of the vibration cycle of the resonance point transmitted from the resonance point detecting device, and is constant (1) regardless of a change in time under normal conditions.
00%). When an abnormal resonance point is detected due to the occurrence of cracks, the natural frequency of the moving blade 1 is lowered. It is known from the results of experiments by the inventors that the blade 1 is damaged when the natural frequency is reduced by about 2 to 3% of the normal frequency. Therefore, the decrease rate ΔF of the natural frequency is When the threshold value L (L <2%) is exceeded, an abnormality detection signal is transmitted from the natural frequency monitoring device to the gas turbine control panel or the like. When the abnormality detection signal is transmitted, the operation of the gas turbine is stopped automatically or manually to replace the moving blade 1, or the gas turbine is switched to a low speed operation to reduce the load on the moving blade 1. Can be taken. In practice, it is preferable to set the threshold value L to a low value so that the abnormality detection signal is transmitted when the natural frequency decreases even a little.
【００１７】本発明のガスタービンの動翼故障診断方法
および装置は、動翼１の外周にシュラウドリングが設け
られている場合にも適用することができる。図６は、シ
ュラウドリングを有する動翼に本発明を適用したときの
図である。図に示すように、動翼１の外周にシュラウド
リング６が設けられている場合には、上述の第一センサ
３ａおよび第二センサ３ｂに代えて投光センサ３ｃおよ
び受光センサ３ｄを使用する。投光センサ３ｃおよび受
光センサ３ｄには、透過型のものが使用されており、ガ
スタービンのケーシング（図示せず）に、投光センサ３
ｃは動翼１の斜め前方に設けられ、受光センサ３ｄは動
翼１の斜め後方に設けられている。そして、投光センサ
３ｃからレーザ光を発信し、受光センサ３ｄでそのレー
ザ光を受信することにより、動翼１が通過したときのレ
ーザ光の消失を検知して、動翼１の通過のタイミングを
計測している。なお、他の部分については、既に説明し
たものと同様であるので、その説明については省略す
る。The method and apparatus for diagnosing a fault in a moving blade of a gas turbine of the present invention can also be applied to a case where a shroud ring is provided on the outer periphery of the moving blade 1. FIG. 6 is a diagram when the present invention is applied to a moving blade having a shroud ring. As shown in the figure, when the shroud ring 6 is provided on the outer periphery of the moving blade 1, the light projecting sensor 3c and the light receiving sensor 3d are used instead of the above-mentioned first sensor 3a and second sensor 3b. Transmissive sensors are used as the light projecting sensor 3c and the light receiving sensor 3d, and the light projecting sensor 3 is provided in a casing (not shown) of the gas turbine.
c is provided diagonally forward of the moving blade 1, and the light receiving sensor 3d is provided diagonally behind the moving blade 1. Then, by transmitting a laser beam from the light projecting sensor 3c and receiving the laser beam by the light receiving sensor 3d, it is possible to detect the disappearance of the laser beam when the moving blade 1 passes, and the timing of passing the moving blade 1 is detected. Is being measured. Since the other parts are the same as those already described, the description thereof will be omitted.
【００１８】なお、本発明は上述した実施形態に限定さ
れず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できる
ことは勿論である。It should be noted that the present invention is not limited to the above-described embodiment, and it is needless to say that various changes can be made without departing from the gist of the present invention.
【００１９】[0019]
【発明の効果】上述した本発明のガスタービンの動翼故
障診断方法および装置によれば、ガスタービン運転中に
おける、各動翼の固有振動数を監視することができるた
め、各動翼のクラックの発生を検知することができ、ガ
スタービンの動翼の破損を防止することができる。ま
た、ガスタービンのケーシングに、動翼の通過タイミン
グを計測するセンサを接続するだけでよいため、その取
り付けが容易であり、既存のガスタービンにも取り付け
ることができる。さらに、そのセンサは、クラックゲー
ジのような短命の消耗品ではないので、装置の延命化を
図ることができる、などの優れた効果を有する。[Effects of the Invention] According to the above-described method and apparatus for diagnosing failure of a moving blade of a gas turbine of the present invention, the natural frequency of each moving blade can be monitored during operation of the gas turbine. Can be detected, and damage to the moving blades of the gas turbine can be prevented. Further, since it is only necessary to connect the sensor for measuring the passage timing of the moving blade to the casing of the gas turbine, the mounting is easy and the existing gas turbine can be mounted. Further, since the sensor is not a short-lived consumable item such as a crack gauge, it has an excellent effect that the life of the device can be extended.
【図１】本発明のガスタービンの動翼故障診断装置を示
す全体構成図である。FIG. 1 is an overall configuration diagram showing a moving blade failure diagnostic device for a gas turbine of the present invention.
【図２】第一センサ，第二センサおよび基準センサによ
り動翼およびシャフトの通過タイミングを計測したとき
の図である。FIG. 2 is a diagram when passage timings of a moving blade and a shaft are measured by a first sensor, a second sensor, and a reference sensor.
【図３】動翼の振動の様子を示した図である。FIG. 3 is a diagram showing a state of vibration of a moving blade.
【図４】動翼の通過タイミングから共振点を検出すると
きの図である。FIG. 4 is a diagram when a resonance point is detected from a passage timing of a moving blade.
【図５】固有振動数の時間の変化を示した図である。FIG. 5 is a diagram showing a change in natural frequency over time.
【図６】シュラウドリングを有する動翼に本発明を適用
したときの図である。FIG. 6 is a diagram when the present invention is applied to a moving blade having a shroud ring.
１ 動翼 ２ シャフト ３ センサ ３ａ 第一センサ ３ｂ 第二センサ ３ｃ 投光センサ ３ｄ 受光センサ ４ 基準センサ ５ 目印 ６ シュラウドリング 1 moving blade 2 shaft 3 sensor 3a first sensor 3b second sensor 3c light emitting sensor 3d light receiving sensor 4 reference sensor 5 mark 6 shroud ring
Claims (4)
ビンの各動翼の固有振動数を計測し、その固有振動数を
監視することにより、クラックの発生を検知し、ガスタ
ービンの動翼の破損を防止する、ことを特徴とするガス
タービンの動翼故障診断方法。1. The generation of cracks is detected by measuring the natural frequency of each moving blade of the gas turbine during operation of the gas turbine and monitoring the natural frequency of the moving turbine to detect damage to the moving blade of the gas turbine. A method for diagnosing a fault in a gas turbine moving blade, the method comprising:
ビンの各動翼の通過するタイミングを計測するセンサ
と、 上記通過タイミングのデータから、各動翼の振動の共振
点を検出する共振点検出装置と、 上記共振点のデータから、各動翼の固有振動数を求める
とともに、その固有振動数を監視し、固有振動数が変化
したときに異常検出信号を発信する固有振動数監視装置
と、 からなることを特徴とするガスタービンの動翼故障診断
装置。2. A sensor for measuring the passage timing of each moving blade of the gas turbine during gas turbine operation, and a resonance point detecting device for detecting a resonance point of vibration of each moving blade from the passage timing data. , The natural frequency of each rotor blade is obtained from the data of the resonance point, the natural frequency is monitored, and a natural frequency monitoring device that sends an abnormality detection signal when the natural frequency changes is composed of: A blade failure diagnosis device for a gas turbine, which is characterized in that:
り計測される各動翼の通過タイミングのデータと、各動
翼が振動していないときの通過タイミングのデータとか
ら、各動翼の通過タイミングのズレを検出し、その通過
タイミングのズレの値の正負が逆転した瞬間、または、
その通過タイミングのズレの絶対値が最大になった瞬間
を共振点として検出する、請求項２に記載のガスタービ
ンの動翼故障診断装置。3. The resonance point detection device uses the passage timing data of each rotor blade measured by the sensor and the passage timing data when each rotor blade is not vibrating to determine the passage of each rotor blade. The moment the timing deviation is detected and the positive / negative sign of the passing timing deviation is reversed, or
The gas turbine moving blade failure diagnostic device according to claim 2, wherein the moment when the absolute value of the deviation of the passage timing becomes maximum is detected as a resonance point.
検出装置により検出された各動翼の共振点のデータか
ら、共振点での振動周期を計算し、その周期の逆数を固
有振動数として導出し、その固有振動数が変化したとき
の変化率が、しきい値を越えたときに異常検出信号を発
信する、請求項２または請求項３に記載のガスタービン
の動翼故障診断装置。4. The natural frequency monitoring device calculates a vibration cycle at the resonance point from the data of the resonance point of each moving blade detected by the resonance point detecting device, and calculates the reciprocal of the cycle as the natural frequency. 4. The gas turbine moving blade failure diagnosis device according to claim 2, wherein the abnormality detection signal is emitted when the rate of change when the natural frequency changes exceeds a threshold value. .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12671696A JP3663609B2 (en) | 1996-05-22 | 1996-05-22 | Gas turbine rotor blade fault diagnosis method and apparatus |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12671696A JP3663609B2 (en) | 1996-05-22 | 1996-05-22 | Gas turbine rotor blade fault diagnosis method and apparatus |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09310604A true JPH09310604A (en) | 1997-12-02 |
| JP3663609B2 JP3663609B2 (en) | 2005-06-22 |
Family
ID=14942108
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12671696A Expired - Fee Related JP3663609B2 (en) | 1996-05-22 | 1996-05-22 | Gas turbine rotor blade fault diagnosis method and apparatus |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3663609B2 (en) |
Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010513877A (en) * | 2006-12-21 | 2010-04-30 | エムティーユー エアロ エンジンズ ゲーエムベーハー | Non-contact blade vibration measuring apparatus and method |
| JP2010276438A (en) * | 2009-05-28 | 2010-12-09 | Ihi Corp | Noncontact blade vibration measurement method for rotary blade |
| CN102628834A (en) * | 2012-03-30 | 2012-08-08 | 广东电网公司电力科学研究院 | Method for diagnosing blade breakage failure of large-sized steam turbine |
| KR101241526B1 (en) * | 2009-11-18 | 2013-03-11 | 만 디젤 앤 터보 에스이 | Method for crack test at blades of rotor of turbo machine |
| JP2013096989A (en) * | 2011-11-04 | 2013-05-20 | General Electric Co <Ge> | Systems and methods for use in monitoring operation of rotating component |
| CN103261586A (en) * | 2010-10-21 | 2013-08-21 | 西门子能量股份有限公司 | A diagnostic system and method for monitoring operating conditions of components of a turbine machine |
| JP2014137018A (en) * | 2013-01-17 | 2014-07-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Vibration response monitoring device, rotary machine, and vibration response monitoring method |
| CN103983697A (en) * | 2014-05-09 | 2014-08-13 | 西安交通大学 | Method for quantitative diagnosis of frequency domain of centrifugal compressor impeller crack in operating state |
| JP2015125147A (en) * | 2013-12-26 | 2015-07-06 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Methods and systems to monitor health of rotor blades |
| JP2016527127A (en) * | 2013-06-27 | 2016-09-08 | スネクマ | Aircraft remote connection system |
| US9689660B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-06-27 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Method and device for monitoring status of turbine blades |
| CN106979170A (en) * | 2017-04-20 | 2017-07-25 | 中北大学 | A kind of fan blade monitoring method for centrifugal blower air inlet dust cover |
| US9983576B2 (en) | 2012-10-19 | 2018-05-29 | Florida Power & Light Company | Method and system for monitoring rotor blades in combustion turbine engine |
| JP2019100210A (en) * | 2017-11-29 | 2019-06-24 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Rotor blade monitoring system, rotor blade monitoring device, rotor blade monitoring method, program |
| CN110095243A (en) * | 2019-06-05 | 2019-08-06 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | A kind of steam turbine blade natural frequency measurement, device |
| CN112879344A (en) * | 2021-01-15 | 2021-06-01 | 杭州意能电力技术有限公司 | Method and device for judging abnormal deviation of installation angle of movable blade of axial flow fan |
| CN113221424A (en) * | 2021-05-24 | 2021-08-06 | 西安热工研究院有限公司 | Comprehensive analysis method for fault reasons of turbine moving blade |
| CN117920533A (en) * | 2024-03-21 | 2024-04-26 | 江苏安氟龙科技有限公司 | Coating machine mechanism for Teflon cloth processing |
-
1996
- 1996-05-22 JP JP12671696A patent/JP3663609B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010513877A (en) * | 2006-12-21 | 2010-04-30 | エムティーユー エアロ エンジンズ ゲーエムベーハー | Non-contact blade vibration measuring apparatus and method |
| JP2010276438A (en) * | 2009-05-28 | 2010-12-09 | Ihi Corp | Noncontact blade vibration measurement method for rotary blade |
| KR101241526B1 (en) * | 2009-11-18 | 2013-03-11 | 만 디젤 앤 터보 에스이 | Method for crack test at blades of rotor of turbo machine |
| CN103261586A (en) * | 2010-10-21 | 2013-08-21 | 西门子能量股份有限公司 | A diagnostic system and method for monitoring operating conditions of components of a turbine machine |
| JP2013541668A (en) * | 2010-10-21 | 2013-11-14 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | Diagnostic system and method for monitoring the operational status of turbine machine components |
| JP2013096989A (en) * | 2011-11-04 | 2013-05-20 | General Electric Co <Ge> | Systems and methods for use in monitoring operation of rotating component |
| CN102628834A (en) * | 2012-03-30 | 2012-08-08 | 广东电网公司电力科学研究院 | Method for diagnosing blade breakage failure of large-sized steam turbine |
| US9983576B2 (en) | 2012-10-19 | 2018-05-29 | Florida Power & Light Company | Method and system for monitoring rotor blades in combustion turbine engine |
| JP2014137018A (en) * | 2013-01-17 | 2014-07-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Vibration response monitoring device, rotary machine, and vibration response monitoring method |
| JP2016527127A (en) * | 2013-06-27 | 2016-09-08 | スネクマ | Aircraft remote connection system |
| US9689660B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-06-27 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Method and device for monitoring status of turbine blades |
| JP2015125147A (en) * | 2013-12-26 | 2015-07-06 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Methods and systems to monitor health of rotor blades |
| CN103983697B (en) * | 2014-05-09 | 2016-08-24 | 西安交通大学 | A kind of frequency domain quantitative Diagnosis method of Centrufugal compressor impeller crackle under running status |
| CN103983697A (en) * | 2014-05-09 | 2014-08-13 | 西安交通大学 | Method for quantitative diagnosis of frequency domain of centrifugal compressor impeller crack in operating state |
| CN106979170A (en) * | 2017-04-20 | 2017-07-25 | 中北大学 | A kind of fan blade monitoring method for centrifugal blower air inlet dust cover |
| JP2019100210A (en) * | 2017-11-29 | 2019-06-24 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Rotor blade monitoring system, rotor blade monitoring device, rotor blade monitoring method, program |
| CN110095243A (en) * | 2019-06-05 | 2019-08-06 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | A kind of steam turbine blade natural frequency measurement, device |
| CN110095243B (en) * | 2019-06-05 | 2023-12-01 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Measuring device for natural frequency of moving blade of steam turbine |
| CN112879344A (en) * | 2021-01-15 | 2021-06-01 | 杭州意能电力技术有限公司 | Method and device for judging abnormal deviation of installation angle of movable blade of axial flow fan |
| CN112879344B (en) * | 2021-01-15 | 2022-11-29 | 杭州意能电力技术有限公司 | Method and device for judging abnormal deviation of installation angle of movable blade of axial flow fan |
| CN113221424A (en) * | 2021-05-24 | 2021-08-06 | 西安热工研究院有限公司 | Comprehensive analysis method for fault reasons of turbine moving blade |
| CN117920533A (en) * | 2024-03-21 | 2024-04-26 | 江苏安氟龙科技有限公司 | Coating machine mechanism for Teflon cloth processing |
| CN117920533B (en) * | 2024-03-21 | 2024-06-11 | 江苏安氟龙科技有限公司 | Coating machine mechanism for Teflon cloth processing |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3663609B2 (en) | 2005-06-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH09310604A (en) | Moving blade failure diagnosing method of gas turbine and device therefor | |
| US10487683B2 (en) | System for detecting an ephemeral event on a vane impeller of an aircraft engine | |
| US9400229B2 (en) | Apparatus and method for monitoring the state of a roller bearing | |
| US4896537A (en) | Shrouded turbine blade vibration monitor | |
| US10787275B2 (en) | Propeller health monitoring | |
| US6785635B2 (en) | Apparatus and method for predicting failures of spinning disks in turbo-machinery | |
| US8225671B2 (en) | Apparatus and method for non-contacting blade oscillation measurement | |
| KR101761022B1 (en) | Abnormal operation diagnosis rotating device | |
| JPH0227103A (en) | Method and device for detecting vibration of turbine blade | |
| KR100323900B1 (en) | Monitoring system for displaying vibration status of multiple blades on rotating wheels | |
| GB2455798A (en) | Monitoring a rotating shaft in a gas turbine | |
| KR960014013B1 (en) | Turbine blade fatigue monitor | |
| JPH04339107A (en) | Monitor of vibration of turbine blade with shroud | |
| JP5940743B2 (en) | Measurement methods and turbines for turbine blade damage detection | |
| US10858122B2 (en) | Propeller health monitoring | |
| JP4253104B2 (en) | Abnormal diagnosis method for rotating machinery | |
| US20120283985A1 (en) | Non-invasive speed sensor | |
| EP1312815B1 (en) | Collective head bearing monitor | |
| JP6717731B2 (en) | Rotating electric machine | |
| US10184952B2 (en) | System and method for speed sensor position detection in a multiple channel control system | |
| JPH09310605A (en) | Failure diagnosis method and device for gas turbine moving blade | |
| CN109813419B (en) | System and method for measuring bearing loss of motor of railway vehicle | |
| JP3676273B2 (en) | Turbine vibration monitoring device | |
| CN208366462U (en) | A kind of shaft vibration monitoring system for flying spot device | |
| US4509367A (en) | Tachometer generator indexing device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20050117 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20050307 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20050320 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080408 Year of fee payment: 3 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080408 Year of fee payment: 3 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080408 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090408 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090408 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100408 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100408 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110408 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120408 Year of fee payment: 7 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120408 Year of fee payment: 7 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130408 Year of fee payment: 8 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140408 Year of fee payment: 9 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |