ES2293543T3 - Procedimiento y dispositivo para identificar el estado del rotor de una turbomaquina. - Google Patents

Abstract

Rotor (3) para una turbomáquina, que en estado descubierto presenta un área (29) de control visible por fuera, en la que durante el funcionamiento de la turbomáquina se presenta un esfuerzo poco crítico en comparación, y que en estado descubierto presenta un área (37) de vigilancia no visible por fuera, en la que durante el funcionamiento de la turbomáquina se presenta un esfuerzo crítico en comparación, con un punto (31) débil dispuesto en el área (29) de control del tipo de un punto teórico de rotura, que está configurado como entalladura (32), caracterizado porque para la limitación del punto (31) débil está prevista una escotadura (34), especialmente una perforación (35) de descarga, en la que puede salir el defecto (39) poco crítico.

Description

Procedimiento y dispositivo para identificar el estado del rotor de una turbomáquina.

La invención se refiere a un rotor para una turbomáquina, que en estado descubierto presenta un área de control visible por fuera, en la que durante el funcionamiento de la turbomáquina se presenta un esfuerzo poco crítico en comparación y que en estado descubierto presenta un área de vigilancia no visible por fuera, en la que durante el funcionamiento de la turbomáquina se presenta un esfuerzo crítico en comparación, con un punto débil dispuesto en el área de control del tipo de un punto teórico de rotura que está configurado como entalladura. Además, la invención se refiere a una turbomáquina según el preámbulo de la reivindicación 8, y a un procedimiento para la identificación del estado del rotor de una turbomáquina según el preámbulo de la reivindicación
10.

Por el documento DE 19 96 27 35 A1 se conoce un procedimiento para la vigilancia del comportamiento plástico de componentes giratorios de una etapa de compresor o una etapa de turbina. Durante el procedimiento se fija al menos un elemento de prueba a un componente a vigilar en un área en la que se presentan unas temperaturas y esfuerzos de funcionamiento parecidos. Tras una duración de funcionamiento predeterminada se examina el comportamiento plástico del elemento de prueba para deducir de ello el comportamiento plástico del componente a vigilar. El elemento de prueba está configurado como tira de chapa que disminuye parcialmente, que está soldada frontalmente a un disco de rotor en el área de las muescas de retención para álabes de la turbina.

La forma de realización mostrada en el mismo se percibe como desventajosa, ya que la tira de chapa puede romperse durante el funcionamiento y entonces puede causar daños en la turbina de gas.

Se conoce además, el hecho de que, ya antes de su montaje, se examina si existen puntos defectuosos en los componentes del rotor de una turbina de gas para evitar daños que pueden presentarse durante el funcionamiento de la turbina de gas. El rotor está configurado por varios discos de rotor situados uno al lado del otro y un tirante. Además de los esfuerzos térmicos, está sometido especialmente a los esfuerzos mecánicos originados por la fuerza centrífuga, de manera que se examina si existen puntos defectuosos en sus componentes.

Especialmente se examina si existen puntos defectuosos en los discos de rotor a través de las inspecciones de material conocidas, como por ejemplo ultrasonido, que aparecen como indicaciones, que pueden existir tras la fabricación de los discos de rotor. En este caso, las indicaciones denotan puntos defectuosos, inclusiones de materiales extraños, no homogeneidades en la estructura de material o también grietas. Los discos de rotor identificados sin indicación tras esta primera inspección se emplean, entonces, para la construcción del rotor. Sin indicación quiere decir que realmente no existen puntos defectuosos o que los puntos defectuosos presentes en el componente son tan pequeños, que a partir de ellos teóricamente según un cálculo mecánico de rotura no pueden producirse ni crecer grietas críticas durante el funcionamiento de la turbina de gas.

A pesar de la primera inspección de los discos de rotor, estos pueden presentar unos puntos defectuosos no identificados o subestimados en su impacto, de manera que por motivos de la seguridad de funcionamiento, la turbina de gas se abre tras un número predefinido de arranques a fines de funcionamiento, y el rotor se examina en una inspección repetitiva.

Para la inspección, los rotores deben descomponerse, es decir desmontarse en sus componentes de rotor para examinar si existen grietas en las áreas de los discos de rotor que no son visibles en el interior del rotor por fuera y por lo tanto no pueden examinarse.

Para comprobar si existen grietas en los discos de rotor individuales se utiliza de manera repetitiva los procedimientos ya conocidos.

El documento US 2002/019708 A1 describe un rotor con todas las características del preámbulo de la reivindicación 1.

Se conoce además, que mediante un análisis determinístico puede determinarse el número de arranques permitido de la turbina de gas, según el cual ha de realizarse una inspección para ver si existen defectos de los componentes de rotor. En este caso las condiciones marginales mecánicas de rotura y los esfuerzos de funcionamiento supuestos se eligen de tal manera que el número de arranques permitido se interpreta de manera conservadora, es decir que el número de arranques permitido se calcula demasiado bajo.

A este respecto la figura 5 muestra un diagrama de número de arranques-longitud de grieta, según el estado de la técnica.

Se representa el comportamiento de crecimiento de una grieta en un disco de rotor. En este caso la curva 51 característica se determina según el análisis mencionado anteriormente. Con un número de arranques creciente, la longitud a de grieta aumenta de manera desproporcionada. Sin embargo, durante el funcionamiento, una grieta no debe superar la longitud a_{perm} de grieta permitida calculada como máxima.

Para garantizar el funcionamiento seguro de la turbina de gas se supone un defecto, que activa teóricamente un crecimiento de grietas según la curva 51 característica. Como no debe superarse la longitud a_{perm} de grieta permitida como máxima, de esta manera puede determinarse el número N_{perm} de arranques permitido mediante la curva 51 característica. Como muy tarde al alcanzar el número N_{perm} de arranques permitido se desmonta el rotor y se examina si existen puntos defectuosos en los discos de rotor.

Sin embargo, el desmontaje y la inspección del rotor aumentan la duración de la revisión y de esta manera reducen la disponibilidad de la turbina de gas.

Conforme a esto, el objetivo de la presente invención es exponer un rotor para una turbomáquina con el que se alcanza un aumento de la disponibilidad de la turbomáquina. Además el objetivo de la invención es exponer para ello una turbomáquina y un procedimiento para la identificación del estado de un rotor.

El objetivo dirigido al rotor se soluciona a través de las características de la reivindicación 1, el objetivo dirigido a la turbomáquina a través de las características de la reivindicación 8, y el objetivo dirigido al procedimiento a través de las características de la reivindicación 10. En las reivindicaciones dependientes se exponen configuraciones ventajosas.

La solución del objetivo dirigido al rotor prevé para limitar el punto débil una escotadura, especialmente una perforación de descarga, en la que puede salir el defecto poco crítico.

Mediante la invención es posible por primera vez observar el crecimiento propio de grietas del componente a vigilar, y no el crecimiento de grietas de un elemento de prueba adicional bajo los esfuerzos ocurridos reales hasta el momento, que se han originado por el modo de funcionamiento, es decir, especialmente por los arranques de la turbomáquina. Para ello es dispuesto un punto débil en el área de control poco crítica en comparación con la integridad del disco de rotor, a partir de la cual puede crecer un defecto poco crítico originado por el conjunto de esfuerzo real hasta el momento. Sin añadir un elemento de prueba adicional se extraen conclusiones sobre un posible daño mecánico de rotura del rotor basándose en el defecto poco crítico, que están situadas en el área de vigilancia no visible por fuera.

La invención se basa en el conocimiento de que los defectos no detectados o tolerados en la primera inspección pueden desencadenar un crecimiento de grietas durante el funcionamiento de la turbomáquina. Con el punto débil previsto según la invención se introduce de manera encauzada un defecto en el área de control visible por fuera. A partir del punto débil puede crecer entonces, un defecto poco crítico originado por el conjunto de esfuerzo. Sólo cuando se descubre, estando abierta la turbomáquina y montado además el rotor, un defecto poco crítico dispuesto en el área de control, cuya longitud supera un valor límite, entonces el estado del rotor se identifica como "para inspeccionar". Tan sólo entonces son necesarios el desmontaje del rotor y una inspección detallada de los componentes de rotor.

Por lo tanto el procedimiento anterior, en el que se han deducido los criterios para la decisión sobre el desmontaje del rotor a través de un análisis determinístico aplicando una condición marginal conservadora está cada vez más apartado. Si en una inspección de los componentes de rotor desmontados resultaba que no existía ningún defecto en el interior del rotor, entonces hasta el momento el rotor se desmontaba de manera innecesaria y con eso los componentes de rotor se inspeccionaban de manera innecesaria.

Si ninguno de los defectos de las áreas de control supera el valor límite, entonces, visto desde el punto de vista temporal, el desmontaje del rotor y la inspección de los componentes de rotor puede desplazarse hacia atrás, lo que da lugar a un aumento de la duración de disponibilidad de la turbomáquina, y a una reducción de los costes de revisión.

Además, para la limitación del punto débil está prevista una entalladura, especialmente una perforación de descarga, en la que puede salir el defecto poco crítico. De este modo se evita un crecimiento del defecto en una longitud supercrítica y/o más allá del área de control.

Según una configuración ventajosa, el punto débil está configurado en un saliente anular de tal manera que en éste actúan cargas dirigidas en dirección circunferencial durante el funcionamiento de la turbomáquina. En lugar de una carga que actúa en dirección radial como en el documento DE 19 96 27 35 A1, puede lograrse a través de la carga que actúa en dirección circunferencial una mejora superior a la media con respecto a la posibilidad de comparación de las cargas del área de control y el área de vigilancia. A través de la eliminación de la tira de chapa conocida se evitan también daños, que se producirían a través de una tira de chapa desprendida en la turbomáquina.

Según una configuración, el rotor comprende varios discos de rotor y al menos un tirante que sujeta los discos de rotor. Si al menos uno de los discos de rotor presenta un defecto crítico en el área de control durante la revisión, entonces hay que desmontar el rotor y comprobar al menos si hay puntos defectuosos en el componente en cuestión.

La invención puede aplicarse de manera especialmente ventajosa a rotores soldados o de una sola pieza, ya que si bien en éstos no es posible un desmontaje, sin embargo sí se puede determinar el estado del rotor en cuanto a defectos críticos internos, que podrían, dado el caso, dar lugar al fallo del rotor.

Convenientemente está previsto un punto débil al menos en uno de los discos de rotor. Es especialmente ventajosa la configuración, en la que cada disco de rotor presenta un punto débil. Una parte de las áreas de control cubre un primer intervalo de revisión, tras el cual debería ser necesario descomponer el rotor e inspeccionar los discos de rotor de manera calculada. Para cada intervalo de revisión adicional pueden estar previstas áreas de control adicionales con puntos débiles adicionales y entalladuras correspondientes que producen un crecimiento de grietas para el modo de funcionamiento hasta el momento existente. De esta manera, el conjunto de carga entero puede actuar en el punto débil correspondiente para extraer entonces conclusiones para el rotor entero durante la inspección del área de control.

De forma alternativa a esto, el área de control podría configurarse de tal manera que el punto débil cubra todos los intervalos de revisión con su abertura de descarga correspondiente. Por lo tanto hay que registrar en cada revisión la longitud de grieta real y compararla con una longitud de grieta permitida predeterminada, asignada a la revisión correspondiente para determinar el estado del rotor.

En un perfeccionamiento ventajoso el área de vigilancia limita con un cubo del disco de rotor, ya que en este lugar pueden producirse unas cargas mayores durante el funcionamiento de la turbomáquina. Dado que en esta área se producen primero daños mecánicos de rotura es conveniente su vigilancia.

La solución del objetivo dirigido a la turbomáquina propone configurar el rotor de esta turbomáquina según una de las reivindicaciones 1 a 7.

La solución del objetivo dirigido al procedimiento para la identificación del estado del rotor descubierto de una turbomáquina propone que primero se examine si existe un defecto poco crítico en el área de control del rotor, y que en caso de no existir un defecto en el área de control, el estado se determine como "no inspeccionar", o en caso de que exista un defecto, se deduzca que exista un defecto adicional dispuesto en la área de vigilancia, a partir del cual se determina, a continuación, el estado del rotor.

A este respecto, las ventajas descritas en relación con el rotor son también válidas de manera análoga también para la turbomáquina y el procedimiento.

La invención se explica a través de un dibujo. Muestran:

la figura 1, un corte a través de un disco de rotor con un punto débil,

la figura 2, la vista lateral del disco de rotor según la figura 1,

la figura 3, la vista desde arriba sobre la circunferencia del disco de rotor según la figura 1,

la figura 4, un diagrama de número de arranques-longitud de grieta según la invención,

la figura 5, un diagrama de número de arranques-longitud de grieta según el estado de la técnica y

la figura 6, un corte parcial longitudinal a través de una turbina de gas.

Una turbina de gas y su modo de funcionamiento son conocidos generalmente. Al respecto, la figura 6 presenta una turbina 1 de gas, un compresor 5 para aire de combustión, una cámara 6 de combustión, así como una turbina 8 para el accionamiento de tanto el compresor 5 como de una máquina operadora, por ejemplo un generador. La turbina 8 y el compresor 5 están dispuestos en un rotor 3 común, también denominado como rotor de turbina, con el que está conectada también la máquina operadora, y que está alojada de manera giratoria con respecto a su eje longitudinal. La cámara 6 de combustión está dotada de quemadores 7 para la combustión de un combustible líquido o gaseoso.

La turbina 1 de gas presenta una mitad 12 de carcasa inferior resistente a la torsión en la que se introduce el rotor 3 ensamblado durante el montaje de la turbina 1 de gas. A continuación se monta una mitad 13 de carcasa superior para cerrar la turbina 1 de gas.

El rotor 3 presenta un tirante 10 central que sujeta unos con otros varios discos 19 de rotor adyacentes.

En el interior, el compresor 5 así como la turbina 8 presentan en cada caso un número de álabes 16 móviles rotatorios conectados con el rotor 3. Los álabes 16 móviles están dispuestos en forma de corona en los discos 19 de rotor anulares, y de esta manera, forman un número de hileras de álabes 15 móviles. Además, tanto el compresor 5 como la turbina 8 comprenden un número de álabes 14 directrices fijos que igualmente están fijados en forma de corona formando series 17 de álabes directrices, en una pared interior de la carcasa por el compresor 5 o por la turbina 8, respectivamente.

La figura 1 muestra el corte a través de los discos 19 de rotor de una turbina 1 de gas a lo largo de su radio. El eje 2 de giro del rotor 3 discurre a través del centro del disco 19 de rotor anular que puede estar configurado como disco de compresor o bien como disco de turbina. El disco 19 de rotor presenta ranuras 23 de retención de álabes móviles para alojar álabes 16 móviles en su extremo 21 radialmente extremo. En un lado 25 frontal del disco 19 de rotor está previsto un saliente 27 que sobresale libremente. El saliente 27 presenta un área 29 de control que es visible por fuera en estado descubierto del rotor 3 ensamblado. Entonces, el rotor 3 está situado en la mitad 12 de carcasa inferior de la turbina 1 de gas y la mitad 13 de carcasa superior se ha retirado.

La figura 3 muestra el área 29 de control con un punto 31 débil que está configurado como entalladura 32 con una longitud de entalladura a_{entalladura0}. En este caso la entalladura 32 está prevista en un borde 33 axial del saliente 27, estando dispuesta de manera opuesta una escotadura 34 como abertura 35 de descarga. La abertura 35 de descarga está distanciada con respecto al borde 33 de tal manera que el valor de la distancia equivale a una longitud de grieta \alpha_{Entalladura_{perm}} permitida como máxima explicada posteriormente.

Está dispuesta una área 37 de vigilancia adyacente al cubo 36 del disco 19 de rotor en el interior radial en la que pueden producirse esfuerzos críticos durante el funcionamiento de la turbina 1 de gas.

El punto 31 débil que está dispuesto en el área 29 de control poco crítica para el funcionamiento del rotor 3, puede compararse de manera proporcional con un punto 41 defectuoso asumido en el área 37 de vigilancia en cuanto a tamaño y efecto. Además, los esfuerzos que aparecen en el área 29 de control pueden compararse de manera proporcional con los esfuerzos que aparecen en el área 37 de vigilancia.

Durante el funcionamiento de la turbina 1 de gas, en el punto 31 débil, y, dado el caso, cuando existe un punto 41 defectuoso, pueden producirse esfuerzos y conjuntos de esfuerzos, que pueden producir en estos lugares un crecimiento de grietas en cada caso.

Por motivos de seguridad de funcionamiento, el punto 31 débil debe tener unas dimensiones de tal manera, que es más probable que crezca una grieta 40 allí que desde un punto defectuoso descubierto.

En caso de que durante la revisión al menos un área 20 de control de uno de los discos 19 de rotor presente una grieta 40 como defecto 39, que acaba, partiendo del punto 31 débil en la abertura 35 de descarga, entonces debe partirse del hecho de que se ha producido una grieta 45 comparable en el área 37 de vigilancia al existir un punto 41 defectuoso, de manera que hay que clasificar el estado del rotor 3 o el disco 19 de rotor, respectivamente, como "a inspeccionar". A continuación debe inspeccionarse el disco 19 de turbina que presenta el defecto 39 poco crítico a través de una inspección más detallada, para lo cual debe desmontarse el rotor 3.

De manera alternativa, la abertura de descarga podría estar tan alejada de la entalladura, que esto posibilite un crecimiento de grieta que se extiende sobre varios intervalos de revisión. La longitud de grieta permitida asignada en cada caso a un intervalo de revisión que señala al estado "a inspeccionar", debe compararse entonces siempre con la longitud de grieta medida realmente presente. Conforme a esto es posible una valoración del crecimiento de grieta que se produce mediante el funcionamiento de la turbina de gas entre dos revisiones siguientes.

En caso de que la inspección del disco 19 de rotor en el área 37 de vigilancia no presente ningún defecto 43, entonces, debido al defecto 39 poco crítico en el área 29 de control, puede partirse del hecho de que en el área 37 de vigilancia tampoco existe ningún punto 41 defectuoso significativo. Si no, podría identificarse allí un defecto 43. De esta manera puede seguir usándose el disco 19 de rotor en cuestión.

La figura 4 muestra un diagrama de número de arranques-longitud de grieta que se aplica en la invención. Se aplica sobre la abscisa el número N de arranques de la turbina 1 de gas y sobre la ordenada se aplica la longitud a de grieta de grietas 40 de discos 19 de rotor.

Una curva 53 característica dibujada en línea continua muestra el transcurso calculado de manera conservadora de la longitud a de grieta de la grieta 40 en el área 29 de control en función del número N de arranques de la turbina 1 de gas. Con una longitud \alpha_{Entalladura_{perm}} de grieta permitida de manera máxima como valor límite, está predefinida la longitud a de grieta máxima de la grieta 40 incluyendo la longitud \alpha_{Entalladura0} de la entalladura 32, con la que puede accionarse el disco 29 de rotor sin que haya que clasificar su estado o el del rotor 3 como "a inspeccionar". La curva 53 característica corta la longitud \alpha_{Entalladura_{perm}} de grietas permitida como máxima en el punto 55. De allí puede determinarse, entonces, el número N_{Cal_{perm}} de arranques permitido calculado bajo suposición conservadora.

Como muy tarde, al alcanzar el número N_{Cal_{perm}} de arranques permitido calculado se desmonta la turbina 1 de gas para fines de revisión. El área 29 de control visible por fuera muestra, entonces, dado el caso una grieta 40 partiendo de la entalladura 32 con la longitud a_{real} real, que se registra en el diagrama como punto 63 P (N_{Cal_{perm}}, a_{real}). Con la coordenada P(0, a_{entalladura0}) se fija un segundo punto 61 como origen de una curva 57 característica adicional, de manera que pueden determinarse en el intervalo de abscisas de [0, N_{Cal_{perm}}] la curva 57 característica debido a las propiedades mecánicas de rotura del material del disco 19 de rotor. La curva 57 característica representada con puntos y rayas muestra, por lo tanto, el crecimiento de grieta que se ha producido a través del conjunto de esfuerzos real. A continuación se determina el transcurso 65 siguiente de la curva 57 característica mediante extrapolación para luego determinar un punto 59 de intersección con la longitud \alpha_{Entalladura_{perm}} de grieta permitida como máxima. De este modo se determina el número N_{Cal_{perm}} de arranques realmente permitido, según el cual debe desmontarse el rotor 3 y en el área 37 de vigilancia crítica debe inspeccionarse si hay defectos 43. De esta manera se realiza una determinación exacta en comparación de la vida útil restante de los discos 19 de rotor.

La diferencia \Deltan entre el número N_{real_{perm}} de arranques realmente permitido y el número N_{Cal_{perm}} de arranques permitido calculado es la ganancia en arranques N de la turbina 1 de gas lograda a través la invención. Sólo después de alcanzar el número N_{real_{perm}} de arranques realmente permitido debe desmontarse el rotor 3 e inspeccionar en el área 37 de vigilancia crítica si existen defectos 43 en los discos 19 de rotor y en los componentes de rotor adicionales.

Para cada intervalo de revisión se crea con el punto 31 débil un índice de crecimiento de grieta según el tipo de un punto de rotura controlada, expuesto hasta este momento al conjunto de esfuerzos real con el que se permiten conclusiones en cuanto a defectos 43 en áreas de los discos 19 de rotor no visibles por fuera.

Claims (12)

1. Rotor (3) para una turbomáquina, que en estado descubierto presenta un área (29) de control visible por fuera, en la que durante el funcionamiento de la turbomáquina se presenta un esfuerzo poco crítico en comparación, y que en estado descubierto presenta un área (37) de vigilancia no visible por fuera, en la que durante el funcionamiento de la turbomáquina se presenta un esfuerzo crítico en comparación, con un punto (31) débil dispuesto en el área (29) de control del tipo de un punto teórico de rotura, que está configurado como entalladura (32), caracterizado porque para la limitación del punto (31) débil está prevista una escotadura (34), especialmente una perforación (35) de descarga, en la que puede salir el defecto (39) poco crítico.

2. Rotor (3) según la reivindicación 1, caracterizado porque el punto (31) débil está configurado en un saliente anular, de manera que en éste actúan cargas dirigidas en dirección circunferencial durante el funcionamiento de la turbomáquina.

3. Rotor (3) según la reivindicación 1 o 2, caracterizado porque el rotor (3) comprende varios discos (19) de rotor y al menos un tirante (10) que sujeta los discos (19) de rotor.

4. Rotor (3) según la reivindicación 1, 2 o 3, caracterizado porque el rotor (3) es de una sola pieza, especialmente soldado.

5. Rotor (3) según la reivindicación 4, caracterizado porque el al menos un punto (31) débil está previsto en al menos uno de los discos (19) de rotor en el lado frontal.

6. Rotor (3) según la reivindicación 5, caracterizado porque el rotor (3) presenta varios puntos (31) débiles distribuidos en un disco (19) de rotor o en varios discos (19) de rotor, y porque para el escalonamiento de revisión los puntos (31) débiles están configurados de diferente modo con sus escotaduras (34) correspondientes de tal manera que, para cada revisión, el conjunto de esfuerzo acumulado hasta el momento de revisión en cada caso causa un crecimiento de grietas comparable en el área de control.

7. Rotor (3) según la reivindicación 6, caracterizado porque el área (37) de vigilancia limita con un cubo (36) del disco (19) de rotor.

8. Turbomáquina con un rotor (3), caracterizado porque el rotor (3) está configurado según una de las reivindicaciones 1 a 7.

9. Turbomáquina según la reivindicación 8, caracterizado porque la turbomáquina está configurada como compresor (5), como turbina (1) de gas o como turbina de vapor.

10. Procedimiento para la identificación del estado del rotor (3) descubierto de una turbomáquina, que en estado descubierto presenta un área (29) de control visible por fuera, en la que durante el funcionamiento de la turbomáquina se presenta un esfuerzo poco crítico en comparación y que en estado descubierto presenta un área (37) de vigilancia no visible por fuera, en la que durante el funcionamiento de la turbomáquina se presenta un esfuerzo crítico en comparación, caracterizado porque primero se examina el área (29) de control del rotor (3) en relación con un defecto (39) poco crítico configurado como grieta (40), y porque al presentarse un defecto (39) poco crítico, el estado del rotor se identifica como para revisar, cuando la grieta (40) generada en el área (29) de control presenta una longitud de grieta que supera un valor límite.

11. Procedimiento según la reivindicación 10, caracterizado porque tras la identificación del estado para revisar el rotor (3) se desmonta.

12. Procedimiento según la reivindicación 10 a 11, con un rotor según las reivindicaciones 1 a 7.