(57)【要約】【課題】エアフォイルの亀裂の存在および成長を監視し、エアフォイルの残余寿命を予測する。【解決手段】ガスタービンエンジン用エアフォイルの残存する有効寿命を予測する方法および制御は、フラッタ、傾きなどのブレードの状態を監視するステップを含む。エアフォイルのたわみの測定量が、図表化されたデータと比較され、これによって、そのたわみなどの原因をなしていると見込まれる亀裂長さを予測する。予測された亀裂長さが確定された時点で、エアフォイルのその亀裂に蓄積される損傷の量が監視されると共に、記憶される。ブレードの有効寿命の量は、時間の経過と共に蓄積された損傷を集計することによって、予測することができる。この残存する有効寿命を示すことができ、これによって、航空機の運航計画または保守の予定を必要に応じて修正することができる。【選択図】図８
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧縮機部、ファン部およびタービン部であって、前記圧縮機部および前記タービン部の各々が、複数のブレードを支持するロータを有する、圧縮機部、ファン部およびタービン部と、
前記ロータの少なくとも１つと関連するセンサであって、前記センサが、前記ロータの前記少なくとも１つに付随する前記ブレードの状態を検知し、情報をコンピュータに伝達し、前記コンピュータが、前記ロータの前記少なくとも１つにおけるブレードの予測される損傷を確定するために情報を監視し、前記損傷が、前記ブレードの予想寿命を予測するのに利用される、センサと、
を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記予想寿命が、前記ガスタービンエンジンの運転状態、および時間の経過と共にブレードに蓄積される損傷に依存することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
予想寿命の前記予測が、前記損傷を識別するために、前記ブレードのたわみを監視し、前記たわみを、検知された運転速度における図表化された情報と比較することを含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
所定の予想レベルを超える前記ブレードの１つと関連する読取り値が存在する場合、差し迫っている故障が予測されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項５】
前記ブレードの前記予想寿命が、前記ブレードの連続的な運転量と関連付けられることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
前記連続的な運転量が、共振周波数を挟む前記ブレードの小掃引で示されることを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
前記ブレードの前記連続的な運転量が、飛行の回数に関して示されることを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ブレードの前記連続的な運転量が、前記ブレードに作用する応力で示される前記ガスタービンエンジンの運転の種類と関連付けられることを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記コンピュータが、前記ブレードの残存する予測寿命を短縮させる、時間の経過と共に前記ブレードに蓄積される損傷を記憶することを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記損傷が、式に基づいて確定されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１１】
前記損傷が、前記ブレードにおける予測された亀裂長さであることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
ガスタービンエンジンを運転する方法であって、
（１）圧縮機部、ファン部およびタービン部を提供するステップであって、該圧縮機部および該タービン部の各々が、複数のブレードを保持するロータを有する、提供ステップと、
（２）前記ロータの前記少なくとも１つに付随する前記ブレードの状態を検知するステップであって、センサが、情報をコンピュータに伝達し、該コンピュータが、前記ロータの前記少なくとも１つにおけるブレードの予測される損傷を確定するように情報を監視し、前記損傷が、前記ブレードの予想寿命を予測するのに利用される、検知ステップと、
を含むことを特徴とするガスタービンエンジン運転方法。
【請求項１３】
前記予想寿命が、前記ガスタービンエンジンの運転条件、および時間の経過と共にブレードに蓄積される損傷に依存することを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項１４】
予想寿命の前記予測が、前記損傷を識別するために、前記ブレードのたわみを監視し、前記たわみを、検知された運転速度における図表化された情報と比較することを含むことを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項１５】
所定の予想レベルを超える前記ブレードの１つと関連する読み取り値が存在する場合、差し迫っている故障が予測されることを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項１６】
前記ブレードの前記予想寿命が、前記ブレードの連続的な運転量と関連付けられることを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項１７】
前記連続的な運転量は、共振周波数を挟む前記ブレードの小掃引で示されることを特徴とする請求項１６に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項１８】
前記ブレードの前記連続的な運転量が、飛行の回数に関して示されることを特徴とする請求項１６に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項１９】
前記ブレードの前記連続的な運転量が、前記ブレードに作用する応力で示される前記ガスタービンエンジンの運転の種類と関連付けられることを特徴とする請求項１６に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項２０】
前記コンピュータが、前記ブレードの残存する予想寿命を短縮させる、時間の経過と共に前記ブレードに蓄積される損傷を記憶することを特徴とする請求項１９に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項２１】
前記損傷が、式に基づいて確定されることを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項２２】
前記損傷が、予測された亀裂長さであることを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【請求項２３】
前記提供ステップおよび前記検知ステップの関数として、前記エンジンの使用を計画するステップをさらに含むことを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン運転方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、タービンエンジンにおけるエアフォイルの運動、振動、傾き（ｌｅａｎ）またはフラッタを監視し、監視状態における異常をエアフォイルに存在し得る亀裂（クラック）の長さの予測に利用するシステムに関する。亀裂の長さが確定されると、エンジンの予想運転状態を前提として、「残余寿命」が計算される。この予想寿命は、運航計画や飛行任務、および保守の計画を立てるのに利用される。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、ファン部、圧縮機部、燃焼部およびタービン部を含む多数の機能部を備える。燃焼部内で、空気および燃料が燃焼される。燃焼生成物は、下流に流れて、一連のタービンロータを通過し、これらのロータを駆動して動力を発生させる。次いで、タービンは、ファン部のロータおよび圧縮機部のロータを駆動する。
【０００３】
前述（燃焼部以外）のファン部、圧縮機部およびタービン部の各々に付随するロータは、取外し可能なブレードを備える。これらのブレードは、エアフォイル形状を有し、（ファンロータの場合）空気を移動させるように作動可能であり、（圧縮ロータの場合）空気を圧縮するように作動可能であり、（タービンロータの場合）燃焼生成物によって駆動されるように作動可能である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ブレードなどのエアフォイルには、亀裂が生じることがある。これらの亀裂により、時間の経過と共に、エアフォイル構成部品に問題が生じてしまう。これまで、故障に至るエアフォイルの亀裂の存在および成長を効果的に予測、検出および監視し、エアフォイルの残余寿命を予測するシステムはなかった。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
開示される本発明の実施形態では、タービンエンジンに付随するロータにおけるブレードの運動が監視される。各ブレードの振動、フラッタ、傾きなどが監視される。一例として、ブレードの前縁をセンサによって検知できる位置に、ブレードの前縁が予測された時間よりも早く（または遅く）達した場合に、ブレードに振動、傾き、またはフラッタが発生していると判断される。
【０００６】
本発明によれば、亀裂がエアフォイルに生じた場合に予期されるいくつかの特定の状態が識別される。従って、エアフォイルの運転中に異常が見つかったときに、亀裂を検知しかつ亀裂の長さを予測するように、検知した状態を記憶された情報と比較する。ある長さの亀裂が予測されると、種々のシステム状態において特定のエアフォイルの残存する有効寿命を予測する他の記憶された情報に、アクセスすることができる。この時点で、残余寿命を、例えば、運航計画または保守の予定に利用することができる。
【０００７】
一例として、２機の航空機において、一方のエンジンが他方のエンジンと比べて相対的に残余寿命が短いブレードを有する場合、有効寿命の限界に近づいているブレードを有する航空機に対しては、より低い応力の運転の運行計画が組まれる。一例として、軍事用途では、より長い予測寿命のブレードを有するジェット機は、空対地ミッションなどのより高い応力の任務に利用され、他方、有効寿命が限界に近いブレードを有するジェット機は、相対的に安定した速度での飛行が見込まれる空中擁護などのより低い応力の運転の任務に利用される。
【０００８】
本発明のこれらの特徴および他の特徴は、以下の最良の形態および添付の図面から詳細に理解することができるだろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１には、エンジン中心軸または軸方向に延びる中心線軸１２を中心として周方向に配置された、発電用または推進用のガスタービンエンジンなどのガスタービンエンジン１０が示されている。エンジン１０は、ファン１４、圧縮機１６、燃焼部１８およびタービン１１を備える。当技術分野でよく知られているように、圧縮機１６内で圧縮された空気は、燃料と混合され、燃焼部１８内で燃焼され、タービン１１内で膨張する。圧縮機内で圧縮された空気およびタービン１１内で膨張した燃料混合物は、高温ガス流と呼ばれる。タービン１１は、ロータ１３，１５を備え、これらのロータ１３，１５は、膨張に応じて回転して、圧縮機１６およびファン１４を駆動する。タービン１１は、交互に整列した回転ロータブレード２０と、静止エアフォイルつまりステータベーン１９と、を備える。図１は、例示のみを目的とする概略的な図であって、発電および航空機の推進に利用されるガスタービンに用いられる本発明を制限するものではない。圧縮機１６およびファン１４も、ロータおよび取り外し可能なブレードを備える。
【００１０】
図２には、タービンブレード３０などのエアフォイルの残余寿命を監視する本発明の方法が示されている。本発明は、圧縮機やファンのブレードなど他のブレードにも適用される。センサ４０により、ブレード３０の運動が監視される。状態、例えば、エアフォイルの前縁が所定の点を通過する時間を、予測時間と比較して、監視することができる。予測時間と異なる時間に前縁が所定の点を実際に通過した場合、当該エアフォイルに何らかの問題が生じていることが分かる。
【００１１】
本発明によれば、相対周波数の変化または他の変化を、エアフォイルにおいて成長している亀裂（クラック）の長さと関連付ける伝達関数が作成される。エアフォイルを監視する異なるモードが、エアフォイルの異なる位置において用いられるとともに、亀裂の位置および亀裂の長さを予測するように利用される。図２に示されるような伝達関数は、実験および解析の少なくとも一方によって決定され、当業者によって、一般的に利用可能である。時間の経過とともに、損傷が蓄積される。従って、特定の亀裂長さを前提として、かつ当該エアフォイルに作用する特定の応力に基づいて、残余寿命を予測することができる。
【００１２】
図３には、エアフォイルの前縁（ＬＥ）の傾き（ｌｅａｎ）との関係を、関連するロータの異なる運転速度を表す複数の曲線と関連付ける、図表化された情報の一実施形態が示されている。ここで、具体的に特定された傾きを、関連する回転速度と関係付けることによって、ある長さの亀裂を予測することができる。この情報は、数学的に作成することができ、当業者であれば、適切な図表を作成することができるであろう。Ｙ軸は、１／１０００インチの単位で測定されたブレードのたわみ、または前縁の「傾き」の測定値である。
【００１３】
図４には、ある長さの亀裂を検知する他の方法が示されている。ここでは、前縁の先端（ＴＩＰＬＥ）のたわみが監視される。ここでも、具体的な運転速度が、複数の曲線と関連付けられ、適切な曲線および適切なたわみの大きさを求めることによって、ある長さの亀裂の予測が行なわれる。ここでも、Ｙ軸は、１／１０００インチの単位で測定された前縁のたわみとして測定されている。
【００１４】
測定され得る他の変形の例として、第１の曲げモード、剛体曲げモード、第１の捩じれモード、翼弦曲げモード、第２の前縁曲げモード、第２の曲げモード、第２の捩じれモード、第２の翼弦曲げモード、および第３の後縁曲げモードが挙げられる。
【００１５】
図５には、さらに他の実施形態が示されている。この実施形態では、モデル周波数偏移が計算され、複数の異なる測定値と関連付けられる。従って、図５の式に示されるように、ある長さの亀裂を予測することができる。
【００１６】
ある長さの亀裂が予測されると、エアフォイルの種々の応力レベルを残余寿命と関連付けるように、他の曲線群が用いられる。このような曲線の例が、図６に示されている。各曲線は、種々の応力レベルの影響を表している。この図において、残余寿命は、「小掃引（ｍｉｎｉ−ｓｗｅｅｐ）」、すなわち、エンジンがエアフォイルの共振周波数を挟んで加速および減速される回数によって、定められる。残存する「小掃引」の数が確定されると、当該エアフォイルの故障に至るまでの残存する有効寿命の予測がなされる。実用上、故障に最も近い特定のエアフォイルは、エンジン全体の有効寿命を制限し、このエアフォイルによって、有効寿命が尽きる前の保守が示される。残存する有効寿命の他の測定値として、飛行サイクルや飛行ミッションの回数が挙げられる。センサと関連するコンピュータは、見掛けの亀裂が生じているエアフォイルの各々に関する情報を記憶する。そのエアフォイルに蓄積された損傷の量がコンピュータに記憶され、その結果、このコンピュータは、残存している有効寿命の現在値を有する。この図から明らかなように、異なる応力レベルによって、残存する有効寿命は変化する。従って、コンピュータは、亀裂の長さおよび特定エンジンの運転の回数のみならず、その運転条件をも記憶しなければならない。
【００１７】
さらに、本発明によれば、異なる応力レベルの種々の影響を考慮して、特定のジェットエンジンを保有する航空機に対して、特定の運航計画を立てることによって、残存する飛行の回数を最適化することができる。例えば、軍事用途では、高応力の飛行および低応力の飛行がなされる。空対地攻撃ミッションは、加速および減速が頻繁に繰り返されるため相対的に高応力飛行となり得る。一方、航空機が比較的一定の速度で高空を飛行し続ける傾向にある空中擁護は、相対的に低応力飛行となり得る。本発明によって示される残余寿命に基づいて、野戦指揮官は、特定の航空機を前記運航計画のうちの１つに割り当てることができる。これによって、必要とされる保守に至るまでの時間を延ばすことができる。
【００１８】
本発明によって得られる情報は、明らかに差し迫った故障を示すこともできる。一例として、図７には、各ブレードがセンサを通り過ぎる時の一連の小掃引が、示されている。点１，２，３において、劇的な降下が生じている。これは、センサなどに接触するほど著しく曲がったブレードを示している。いずれにせよ、このような表示がなされた場合、即時の保守が必要となる。
【００１９】
図８には、本発明の基本的なフローチャートが示されている。まず、ブレードの回転が監視される。センサおよび関連するコンピュータが、フラッタなどを監視し、特定のブレードにおいて亀裂が成長しているかを確定する。亀裂が予測、検知されると、亀裂の長さが確定される。亀裂の長さが確定されると、当該エアフォイルの残余寿命が計算される。ついで、残存する有効寿命を連続的に計算することができるように、コンピュータは、そのエアフォイルの実際の運転状態を記憶し始める。前述したように、残余寿命の大きさは、飛行と保守の計画を立てるように利用され得る。
【００２０】
本発明の上記の実施形態は、全て、予測された亀裂の長さを利用することを開示しているが、本発明と関連して、ブレードの他の種類の損傷を用いてもよい。
【００２１】
本発明の好ましい実施形態を開示したが、当業者であれば、本発明の範囲内においてある種の修正がなされることが理解されるであろう。そのため、本発明の真の範囲と内容を決定するように、特許請求の範囲を検討されたい。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】典型的なガスタービンエンジンの概略図。
【図２】本発明による方法を概略的に示す図。
【図３】エアフォイルにおけるある長さの亀裂の予測を可能にする情報の第１の図表。
【図４】第２のシステム状態に基づいて、亀裂を予測する情報の代替的な図表。
【図５】ある長さの亀裂を予測するさらに他の代替的な図表。
【図６】亀裂の長さと、ブレードに作用する種々の応力レベルとに基づく残余寿命の図表。
【図７】ガスタービンエンジンの故障を示す応力状態の監視を示す。
【図８】本発明のフローチャート。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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