GAS TURBINE COMPRESSOR

To predict and prevent fretting fatigue damage which may occur in accompany with vibration at a contact end portion of a moving blade and a rotor disc, in a dovetail groove as a blade planting portion of the moving blade.SOLUTION: In a gas turbine combustor, a plurality of gap sensors are disposed on an inner surface of a casing while changing intervals in a circumferential direction, a vibration amplitude of a blade tip end is measured by measuring a gap to a tip of a moving blade by using the gap sensors, a master curve is created in advance on a relation between the vibration amplitude and a contact portion wear amount of the moving blade and the rotor disc in a dovetail groove, and a time point when a value of the vibration amplitude changed in accompany with an operation, reaches a limit value of the contact portion wear amount, is predicted by using the master curve.SELECTED DRAWING: Figure 2 【課題】動翼の翼植え込み部であるダブテール溝において、動翼とロータディスクの接触端部で振動に伴い発生が懸念されるフレッティング疲労損傷を未然に予測して防止すること。【解決手段】本発明のガスタービン燃焼器は、上記課題を解決するために、ケーシングの内面には、周方向に間隔を変えて複数個のギャップセンサーが配置され、前記ギャップセンサーを用いて動翼の先端とのギャップを計測することで翼先端の振動振幅を計測し、この振動振幅と、ダブテール溝における動翼とロータディスクの接触部摩耗量の関係について事前にマスターカーブを作製しておき、運転に伴い変化する振動振幅の値が接触部摩耗量の限界値に達する時点を、マスターカーブを用いて予測することを特徴とする。【選択図】図２