(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジンの構成要素の歪みを検出するためのシステムおよび方法を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジンの構成要素１０２の歪みを検出するためのシステム１００および方法に関し、システム１００は、構成要素１０２内に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカ１０４を含む。さらに、システム１００は、経時的に検出可能な基準マーカ１０４の位置を監視するように構成された非破壊検査ツール１０６を含む。したがって、構成要素１０２の歪みは、検出可能な基準マーカ１０４の位置の移動の関数として検出することができる。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）の構成要素（１０２）の歪みを検出するためのシステム（１００）であって、
前記構成要素（１０２）内に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）と、
経時的に前記検出可能な基準マーカ（１０４）の位置を監視するように構成された非破壊検査ツール（１０６）とを含み、
前記構成要素（１０２）の歪みは、前記検出可能な基準マーカ（１０４）の前記位置の移動の関数として検出される、システム（１００）。
【請求項２】
前記構成要素（１０２）が、第１の材料で少なくとも部分的に構成されたプロセス成形構成要素（１０２）を含む、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項３】
前記プロセス成形構成要素（１０２）が、複合積層レイアップ、注入、成形、または鋳造の少なくとも１つを介して形成される、請求項２に記載のシステム（１００）。
【請求項４】
前記少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）が、第２の材料で構成され、前記第１および第２の材料が、様々な密度を有する、請求項２に記載のシステム（１００）。
【請求項５】
前記第２の材料が、金属、金属合金、無線識別（ＲＦＩＤ）チップ、または高分子プラスチックの少なくとも１つを含む、請求項４に記載のシステム（１００）。
【請求項６】
前記金属または金属合金が、スズ、アルミニウム、ニッケル、鉛、ステンレス鋼、銅、またはリン青銅の少なくとも１つを含む、請求項５に記載のシステム（１００）。
【請求項７】
前記非破壊検査ツール（１０６）が、超音波、磁気粒子、液体浸透、放射線撮影、遠隔目視検査（ＲＶＩ）、渦電流探傷試験、または低コヒーレンス干渉法の少なくとも１つの検査方法（２００）を含む、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項８】
複数の所定の位置に位置した複数の検出可能な基準マーカ（１０４）をさらに含む、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項９】
前記ガスタービンエンジン（１０）が、航空機エンジンを含み、前記航空機エンジンが、検査中に航空機に設置されたままである、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項１０】
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記構成要素（１０２）が、タービンブレード、タービンベーン、圧縮機ブレード、圧縮機ベーン、ファンブレード、ノズル、ディスク、またはシャフトの少なくとも１つを含む、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項１１】
ガスタービンエンジン（１０）の構成要素（１０２）の歪みを検出するための方法（２００）であって、
内部に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）を有する、前記ガスタービンエンジン（１０）の前記構成要素（１０２）を形成することと、
前記検出可能な基準マーカ（１０４）を含む前記構成要素（１０２）を前記ガスタービンエンジン（１０）内に設置することと、
非破壊検査ツール（１０６）を介して、経時的に前記ガスタービンエンジン（１０）構成要素（１０２）内の前記検出可能な基準マーカ（１０４）の位置を監視することとを含み、
前記構成要素（１０２）の歪みは、前記検出可能な基準の前記位置の移動の関数として検出される、方法（２００）。
【請求項１２】
内部に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）を有する、前記構成要素（１０２）を形成することが、第１の材料を使用して複合積層レイアップ、注入、成形、または鋳造の少なくとも１つを介して前記ガスタービンエンジン構成要素（１０２）を形成することをさらに含む、請求項１１に記載の方法（２００）。
【請求項１３】
前記少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）が、第２の材料で構成され、前記第１および第２の材料が、様々な密度を有し、前記第２の材料が、金属、金属合金、無線識別（ＲＦＩＤ）チップ、または高分子プラスチックの少なくとも１つを含む、請求項１２に記載の方法（２００）。
【請求項１４】
複数の所定の位置に位置した複数の検出可能な基準マーカ（１０４）を有する、前記ガスタービンエンジン（１０）の前記構成要素（１０２）を形成することをさらに含む、請求項１１に記載の方法（２００）。
【請求項１５】
前記ガスタービンエンジン（１０）が、航空機エンジンを含み、前記方法が、前記航空機エンジンを航空機の翼に設置することと、前記航空機エンジンを搭載したまま、前記非破壊検査ツール（１０６）を介して、経時的に前記構成要素（１０２）内の前記検出可能な基準マーカ（１０４）の前記位置を監視することとをさらに含む、請求項１１に記載の方法（２００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、構成要素の歪みを測定するための、ガスタービンエンジンの前記構成要素用の内部の検出可能な基準マーカまたは基準点に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、一般に、直列流れ配列で、圧縮機部と、燃焼部と、タービン部と、排気部とを含む。運転中、空気が圧縮機部の入口に流入し、ここでは１つまたは複数の軸方向または遠心式圧縮機が、空気が燃焼部に到達するまで空気を連続的に圧縮する。燃料は、圧縮空気と混合されて燃焼部内で燃焼することで燃焼ガスをもたらす。燃焼ガスは、タービン部内で画定された高温ガス経路を通って燃焼部から送られた後、排気部を介してタービン部から排出される。
【０００３】
具体的な構成では、タービン部は、直列流れ配列で、高圧（ＨＰ）タービンと、低圧（ＬＰ）タービンとを含む。ＨＰタービンおよびＬＰタービンは各々、ロータシャフト、ロータシャフトによって取り付けられた、またはロータシャフトによって担持されたロータディスク、ディスクに取り付けられてディスクの外周から半径方向に延びるタービンブレードなどの様々な回転タービン構成要素、ならびにステータベーンまたはノズル、タービンシュラウド、およびエンジンフレームのなどの様々な固定タービン構成要素を含む。回転タービン構成要素および固定タービン構成要素は、タービン部を通って高温ガス経路を少なくとも部分的に画定する。たとえば、ガスタービンバケットまたはブレードは、一般に、流路のガスの熱および運動エネルギーをロータの機械的回転に変換するように設計された翼形形状を有する。燃焼ガスが高温ガス経路を通って流れると、熱エネルギーは、燃焼ガスから回転タービン構成要素および固定タービン構成要素に転送される。このようなガスタービンエンジンは、航空機に広く用いられている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許第９０１６５６０号明細書
【発明の概要】
【０００５】
運転中、様々なガスタービンエンジン構成要素が、部品の寸法歪みにつながる可能性がある運転負荷および／または環境条件に晒される。いくらかの歪みは許容可能であるが、ある一定のしきい値を超える歪みは、構成要素の修理または交換を必要とする場合がある。したがって、ガスタービンエンジンの運転中にこのような構成要素の歪みを検査することは重要である。構成要素の検査の従来の方法では、たとえば座標測定機（ＣＭＭ）または白色光検査システムを使用したさらなる検査のために、ガスタービンエンジンから部品を取り外す必要がある。しかし、このような方法は、エンジンの休止時間を必要として飛行時間も減少させるので、時間がかかり高価である。
【０００６】
上述の観点から、構成要素の取り外しを必要としない、ガスタービンエンジン構成要素を検査するための改良されたシステムおよび方法が有利であろう。
【０００７】
本発明の態様および利点は、その一部を以下の説明に記載しており、あるいはその説明から明らかになり、あるいは本発明の実施により学ぶことができる。
【０００８】
一態様において、本開示は、ガスタービンエンジンの構成要素の歪みを検出するためのシステムに関する。システムは、構成要素内に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカを含む。さらに、システムは、経時的に検出可能な基準マーカの位置を監視するように構成された非破壊検査ツールを含む。したがって、構成要素の歪みは、検出可能な基準の位置の移動の関数として検出することができる。
【０００９】
別の態様において、本開示は、ガスタービンエンジンの構成要素の歪みを検出するための方法に関する。方法は、内部に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカを有する、ガスタービンエンジンの構成要素を形成することを含む。別のステップは、検出可能な基準マーカを含む構成要素をガスタービンエンジン内に設置することを含む。方法はまた、非破壊検査ツールを介して、経時的にガスタービンエンジン構成要素内の検出可能な基準マーカの位置を監視することを含む。したがって、構成要素の歪みは、検出可能な基準の位置の移動の関数として検出することができる。
【００１０】
本発明のこれらおよび他の特徴、態様および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照して、よりよく理解されよう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成するものであるが、本発明の実施形態を例示し、また説明と共に本発明の原理を説明する働きをする。
【００１１】
本発明と見なされる主題は、本明細書の終わりの部分において具体的に指摘され、明確に特許請求される。しかし、本発明は、以下の説明を添付図面と併せて参照することによって、もっともよく理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本開示による、航空機内で利用することができるガスタービンエンジンの一実施形態の断面図である。
【図２】本開示による、ガスタービンエンジンの構成要素の歪みを検出するためのシステムの一実施形態の概略図である。
【図３】本開示による、ガスタービンエンジンの構成要素の歪みを検出するためのシステムの非破壊検査ツールによって生成された複数の画像を示す図である。
【図４】本開示による、ガスタービンエンジンの構成要素の歪みを検出するための方法の一実施形態の流れ図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、本発明の実施形態についての参照が詳細に行われるが、その１つまたは複数の実施例が図面に示されている。各実施例は、本発明の限定ではなくて本発明の説明として示している。実際には、本発明の範囲および精神から逸脱せずに、本発明において種々の修正および変更を加えることができることは、当業者には明らかであろう。たとえば、一実施形態の一部として例示しまたは説明した特徴は、別の実施形態で使用してさらに別の実施形態を生成することができる。したがって、本発明は、そのような修正および変更を添付の特許請求の範囲およびその均等物の範囲内に属するものとして保護することを意図している。
【００１４】
本明細書で使用する場合、用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、ある構成要素を他の構成要素から区別するために交換可能に使用することができ、個々の構成要素の位置または重要性を意味することは意図されていない。
【００１５】
用語「上流」および「下流」は、流路内の流体の流れに対して相対的な方向を意味している。たとえば、「上流」は流体が流れる元である方向を意味し、「下流」は流体が流れる先である方向を意味する。
【００１６】
一般に、本開示は、ガスタービンエンジンの構成要素の歪みを検出するためのシステムおよび方法に関する。一実施形態では、システムは、構成要素内に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカを含む。さらに、システムは、経時的に検出可能な基準マーカの位置を監視するように構成された非破壊検査ツールを含む。したがって、構成要素の歪みは、検出可能な基準の位置の移動の関数として検出することができる。
【００１７】
本開示は、従来技術にはない多くの利点を提供する。より具体的には、検出可能な基準材料をガスタービンエンジン構成要素で使用することによって、システムの非破壊検査ツールは、部品をガスタービンエンジンに設置したままや通常通り使用したままで、構成要素の歪みを検出することができる。したがって、分解および現場で部品を検査する特性がなくなるために検査コストを低減し、リアルタイムの異常検出を可能にする。
【００１８】
次に図面を参照すると、図１は、本主題の態様による、航空機内で利用することができるガスタービンエンジン１０の一実施形態の断面図を示しており、参照のためにエンジン１０を通って延びる長手方向または軸方向の中心軸線１２を有するエンジン１０が示されている。一般に、エンジン１０は、コアガスタービンエンジン（全体を参照番号１４で示す）と、その上流に配置されたファン部１６とを含むことができる。コアエンジン１４は、一般に、環状入口２０を画定する実質的に管状の外側ケーシング１８を含むことができる。加えて、外側ケーシング１８はさらに、コアエンジン１４に流入する空気の圧力を第１の圧力レベルに増大させるブースタ圧縮機２２を囲むとともに支持することができる。高圧多段軸流圧縮機２４が次に、ブースタ圧縮機２２から圧縮空気を受け、かかる空気の圧力をさらに増大させることができる。高圧圧縮機２４から出る圧縮空気は次に、燃料が圧縮空気流に噴射される燃焼器２６に流れることができ、結果として生じる混合物が燃焼器２６内で燃焼される。高エネルギーの燃焼生成物は、エンジン１０の高温ガス経路に沿って燃焼器２６から第１の（高圧）駆動シャフト３０を介して高圧圧縮機２４を駆動するために第１の（高圧）タービン２８に導かれ、そして、第１の駆動シャフト３０とほぼ同軸である第２の（低圧）駆動シャフト３４を介してブースタ圧縮機２２およびファン部１６を駆動するために第２の（低圧）タービン３２に導かれる。タービン２８および３２の各々を駆動した後、燃焼生成物は、排気ノズル３６を介してコアエンジン１４から排出され、推進ジェット推力をもたらす。
【００１９】
さらに、図１に示すように、エンジン１０のファン部１６は、一般に、環状ファンケーシング４０に囲まれるように構成される回転可能な軸流ファンロータアセンブリ３８を含むことができる。ファンケーシング４０は、複数の実質的に半径方向に延びる、周方向に間隔を置いた出口ガイドベーン４２によってコアエンジン１４に対して支持されるように構成することができることを当業者は理解されたい。このようにして、ファンケーシング４０は、ファンロータアセンブリ３８およびその対応するファンロータブレード４４を囲むことができる。そのうえ、ファンケーシング４０の下流部４６は、コアエンジン１４の外側部分上に延びて、付加的な推進ジェット推力をもたらす二次的なまたはバイパス気流導管４８を画定することができる。
【００２０】
いくつかの実施形態では、第２の（低圧）駆動シャフト３４は、ファンロータアセンブリ３８に直接連結してダイレクトドライブ構成としてもよいことを理解されたい。あるいは、第２の駆動シャフト３４は、減速装置３７（たとえば、減速ギヤまたはギヤボックス）を介してファンロータアセンブリ３８に連結し、インダイレクトドライブまたはギヤードドライブ構成としてもよい。要望または必要に応じて、このような減速装置（単数または複数）はまた、エンジン１０内の任意の他の適切なシャフトおよび／またはスプールの間に設けてもよい。
【００２１】
エンジン１０の運転中、初期空気流（矢印５０で示す）が、ファンケーシング４０の関連する入口５２を通ってエンジン１０に流入することができることを理解されたい。空気流５０は、次にファンブレード４４を通過し、導管４８を通って移動する第１の圧縮空気流（矢印５４で示す）およびブースタ圧縮機２２に流入する第２の圧縮空気流（矢印５６で示す）に分離する。第２の圧縮空気流５６の圧力は、その後増大し、高圧圧縮機２４に流入する（矢印５８で示すように）。燃料と混合して燃焼器２６内で燃焼した後、燃焼生成物６０は、燃焼器２６を出て第１のタービン２８を通って流れる。その後、燃焼生成物６０は、第２のタービン３２を通って流れ、排気ノズル３６を出てエンジン１０の推力をもたらす。
【００２２】
次に図２を参照すると、ガスタービンエンジン１０の構成要素１０２の歪みを検出するためのシステム１００の一実施形態の概略図が示されている。本明細書で使用する場合、歪みは、通常、内部で発生したまたは発生する可能性がある損傷を示す、構成要素１０２の変化を意味する。したがって、歪みという用語は、概して、材料の変化以外に、クリープ、屈曲、湾曲、および／または変形などのより深刻な変化をも包含する。さらに、特定の実施形態では、上述したように、ガスタービンエンジン１０は、航空機エンジンを含むことができる。したがって、そのような実施形態では、航空機エンジンは、本明細書に記載の検出／検査手順中に航空機に設置することができる。したがって、本開示のシステム１００は、航空機エンジンを航空機に設置したまま構成要素１０２の歪みを検出するように構成される。さらに、ガスタービンエンジン１０の構成要素１０２は、これらに限定されないが、タービンブレード、タービンベーン、圧縮機ブレード、圧縮機ベーン、ファンブレード、ノズル、ディスク、シャフト、または任意の他の適切なエンジン構成要素を含む任意のエンジン構成要素を含むことができる。
【００２３】
より具体的には、ガスタービンエンジン１０の構成要素１０２は、少なくとも部分的には、金属、金属合金、または高分子マトリックス複合材料などの第１の材料で構成されたプロセス成形構成要素とすることができる。さらに、特定の実施形態では、プロセス成形構成要素（単数または複数）１０２は、複合積層レイアップ、注入、成形、鋳造、または任意の他の適切なプロセスを介して形成することができる。たとえば、図２に示すように、図示の構成要素１０２は、複合積層構成要素である。
【００２４】
したがって、示されているように、システム１００はまた、ガスタービンエンジン１０の構成要素１０２内に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカ１０４を含む。より具体的には、図示の実施形態では、層１０３，１０５のレイアップ中、検出可能な基準マーカ１０４は、最終構成要素１０２が内部に完全にまたは部分的に埋め込まれたマーカ１０４を有するように、層１０３，１０５の間に、またはその１つまたは複数に隣接して容易に配置することができる。さらなる実施形態では、検出可能な基準マーカ１０４は、ガスタービンエンジン１０に設置されるとマーカ１０４が構成要素１０２と一体となるように、その製造中に構成要素１０２の金型に配置してもよい。さらに、示されているように、システム１００は、複数の所定の位置に位置した複数の検出可能な基準マーカ１０４を含むことができる。たとえば、図示の実施形態では、４つの検出可能な基準マーカ１０４が構成要素１０２に設けられているが、４つより多い、または少ない検出可能な基準マーカ１０４が、構成要素１０２内または上の任意の位置に含まれてもよいことを理解されたい。
【００２５】
検出可能な基準マーカ（単数または複数）１０４は、たとえば、ガスタービンエンジン１０の構成要素１０２の第１の材料とは異なる任意の適切な第２の材料で構成されてもよいことを理解されたい。したがって、構成要素１０２の第１の材料および検出可能な基準マーカ（単数または複数）１０４の第２の材料は、様々なまたは異なる密度を有することができる。このことから、検出可能な基準マーカ（単数または複数）１０４は、以下でより詳細に説明する非破壊検査ツール１０６によって容易に視認することができる。より具体的には、特定の実施形態では、検出可能な基準マーカ（単数または複数）１０４の第２の材料は、金属、金属合金、無線識別（ＲＦＩＤ）チップ、高分子プラスチックなどを含んでもよい。さらに、金属または金属合金は、スズ、アルミニウム、ニッケル、鉛、ステンレス鋼、銅、またはリン青銅を含むことができる。
【００２６】
加えて、システム１００はまた、経時的に検出可能な基準マーカ１０４の位置を監視するように構成された非破壊検査ツール１０６を含む。したがって、構成要素１０２の歪みは、検出可能な基準１０４の位置の移動の関数として検出することができる。非破壊検査ツール１０６は、これらに限定されないが、Ｘ線、超音波、磁気粒子、液体浸透、放射線撮影、遠隔目視検査（ＲＶＩ）、渦電流探傷試験、低コヒーレンス干渉法などを含む任意の適切な非破壊検査ツールおよび／または方法を含んでもよいことを理解されたい。たとえば、一実施形態では、非破壊検査ツール１０６は、ツール１０６が構成要素１０２内に埋め込まれた検出可能な基準マーカ１０４を探し出すことを可能にする検出器ヘッド１０８を含むことができる。さらに、検出器ヘッド１０８は、必要に応じて、構成要素１０２の画像を生成するように構成されたコントローラ１１０および／またはユーザインターフェース１１２に連結してもよい。したがって、検出器ヘッド１０８は、遠くから、またはヘッド１０８を構成要素１０２に隣接して配置することによって、検出可能な基準マーカ（単数または複数）１０４の画像を取得するように構成することができる。たとえば、図３（１）に示すように、非破壊検査ツール１０６によって生成された第１の画像は、４つの基準マーカ１０４の位置（たとえば、初期時）を示しており、図３（２）は、４つの基準マーカ１０４の歪み位置（たとえば、一定の時間後）を示す、非破壊検査ツール１０６による第２の画像を示している。このように、コントローラ１１０は、第１および第２の画像の測定値の差を自動的に判定し、構成要素１０２の合計歪みを判定することができる。このようなプロセスはまた、ユーザによって手動で完了させることもできる。
【００２７】
次に図４を参照すると、ガスタービンエンジン１０の構成要素の歪みを検出するための方法２００の一実施形態の流れ図が示されている。２０２で示すように、方法２００は、内部に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカを有する、ガスタービンエンジン構成要素を形成することを含む。２０４で示すように、方法は、検出可能な基準マーカ１０４を含む構成要素１０２をガスタービンエンジン１０内に設置することを含む。２０６で示すように、方法２００は、非破壊検査ツール１０６を介して、経時的に構成要素１０２内の検出可能な基準マーカ１０４の位置を監視することを含む。２０８で示すように、基準マーカ１０４の１つまたは複数の位置が監視中に変化した場合、歪み２１２が構成要素１０２で発生する。基準マーカ１０４の１つまたは複数の位置が監視中に変化しない場合、歪みなし２１０が構成要素１０２で発生する。
【００２８】
一実施形態では、内部に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカ１０４を有する、ガスタービンエンジン１０の構成要素１０２を形成するステップは、第１の材料を使用して複合積層レイアップ、注入、成形、鋳造、または他の適切なプロセスの少なくとも１つを介して構成要素１０２を形成することと、製造プロセス中にマーカ１０４を配置することとを含むことができる。
【００２９】
別の実施形態では、方法２００は、複数の所定の位置に位置した複数の検出可能な基準マーカ１０４を有する、ガスタービンエンジン１０の構成要素１０２を含むことができる。
【００３０】
追加の実施形態では、方法２００は、航空機エンジンを航空機の翼に設置することと、航空機エンジンを搭載したまま、非破壊検査ツールを介して、経時的にガスタービンエンジン構成要素内の検出可能な基準マーカの位置を監視することとを含むことができる。
【００３１】
本明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１０）の構成要素（１０２）の歪みを検出するためのシステム（１００）であって、
前記構成要素（１０２）内に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）と、
経時的に前記検出可能な基準マーカ（１０４）の位置を監視するように構成された非破壊検査ツール（１０６）とを含み、
前記構成要素（１０２）の歪みは、前記検出可能な基準（１０４）の前記位置の移動の関数として検出される、システム（１００）。
［実施態様２］
前記構成要素（１０２）が、第１の材料で少なくとも部分的に構成されたプロセス成形構成要素を含む、実施態様１に記載のシステム（１００）。
［実施態様３］
前記プロセス成形構成要素が、複合積層レイアップ、注入、成形、または鋳造の少なくとも１つを介して形成される、実施態様２に記載のシステム（１００）。
［実施態様４］
前記少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）が、第２の材料で構成され、前記第１および第２の材料が、様々な密度を有する、実施態様２に記載のシステム（１００）。
［実施態様５］
前記第２の材料が、金属、金属合金、無線識別（ＲＦＩＤ）チップ、または高分子プラスチックの少なくとも１つを含む、実施態様４に記載のシステム（１００）。
［実施態様６］
前記金属または金属合金が、スズ、アルミニウム、ニッケル、鉛、ステンレス鋼、銅、またはリン青銅の少なくとも１つを含む、実施態様５に記載のシステム（１００）。
［実施態様７］
前記非破壊検査ツール（１０６）が、超音波、磁気粒子、液体浸透、放射線撮影、遠隔目視検査（ＲＶＩ）、渦電流探傷試験、または低コヒーレンス干渉法の少なくとも１つの検査方法を含む、実施態様１に記載のシステム（１００）。
［実施態様８］
複数の所定の位置に位置した複数の検出可能な基準マーカ（１０４）をさらに含む、実施態様１に記載のシステム（１００）。
［実施態様９］
前記ガスタービンエンジン（１０）が、航空機エンジンを含む、実施態様１に記載のシステム（１００）。
［実施態様１０］
前記航空機エンジンが、検査中に航空機に設置されたままである、実施態様９に記載のシステム（１００）。
［実施態様１１］
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記構成要素（１０２）が、タービンブレード、タービンベーン、圧縮機ブレード、圧縮機ベーン、ファンブレード、ノズル、ディスク、またはシャフトの少なくとも１つを含む、実施態様１に記載のシステム（１００）。
［実施態様１２］
ガスタービンエンジン（１０）の構成要素（１０２）の歪みを検出するための方法（２００）であって、
内部に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）を有する、前記ガスタービンエンジン（１０）の前記構成要素（１０２）を形成することと、
前記検出可能な基準マーカ（１０４）を含む前記構成要素（１０２）を前記ガスタービンエンジン（１０）内に設置することと、
非破壊検査ツール（１０６）を介して、経時的に前記ガスタービンエンジン構成要素（１０２）内の前記検出可能な基準マーカ（１０４）の位置を監視することとを含み、
前記構成要素（１０２）の歪みは、前記検出可能な基準（１０４）の前記位置の移動の関数として検出される、方法（２００）。
［実施態様１３］
内部に少なくとも部分的に構成された少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）を有する、前記構成要素（１０２）を形成することが、第１の材料を使用して複合積層レイアップ、注入、成形、または鋳造の少なくとも１つを介して前記ガスタービンエンジン構成要素（１０２）を形成することをさらに含む、実施態様１２に記載の方法（２００）。
［実施態様１４］
前記少なくとも１つの検出可能な基準マーカ（１０４）が、第２の材料で構成され、前記第１および第２の材料が、様々な密度を有する、実施態様１３に記載の方法（２００）。
［実施態様１５］
前記第２の材料が、金属、金属合金、無線識別（ＲＦＩＤ）チップ、または高分子プラスチックの少なくとも１つを含む、実施態様１４に記載の方法（２００）。
［実施態様１６］
前記金属または金属合金が、スズ、アルミニウム、ニッケル、鉛、ステンレス鋼、銅、またはリン青銅の少なくとも１つを含む、実施態様１５に記載の方法（２００）。
［実施態様１７］
前記非破壊検査ツール（１０６）が、超音波、磁気粒子、液体浸透、放射線撮影、遠隔目視検査（ＲＶＩ）、渦電流探傷試験、または低コヒーレンス干渉法の少なくとも１つの検査方法を含む、実施態様１２に記載の方法（２００）。
［実施態様１８］
複数の所定の位置に位置した複数の検出可能な基準マーカ（１０４）を有する、前記ガスタービンエンジン（１０）の前記構成要素（１０２）を形成することをさらに含む、実施態様１２に記載の方法（２００）。
［実施態様１９］
前記ガスタービンエンジン（１０）が、航空機エンジンを含む、実施態様１２に記載の方法（２００）。
［実施態様２０］
前記航空機エンジンを航空機の翼に設置することと、前記航空機エンジンを搭載したまま、前記非破壊検査ツール（１０６）を介して、経時的に前記構成要素（１０２）内の前記検出可能な基準マーカ（１０４）の前記位置を監視することとをさらに含む、実施態様１９に記載の方法（２００）。
【符号の説明】
【００３２】
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心軸線
１４  コアエンジン
１６  ファン部
１８  外側ケーシング
２０  環状入口
２２  ブースタ圧縮機
２４  高圧多段軸流圧縮機
２６  燃焼器
２８  高圧タービン、第１のタービン
３０  高圧駆動シャフト、第１の駆動シャフト
３２  低圧タービン、第２のタービン
３４  低圧駆動シャフト、第２の駆動シャフト
３６  排気ノズル
３７  減速装置
３８  軸流ファンロータアセンブリ
４０  環状ファンケーシング
４２  出口ガイドベーン
４４  ファンロータブレード
４６  下流部
４８  気流導管
５０  空気流
５２  入口
５４  第１の圧縮空気流
５６  第２の圧縮空気流
５８  空気流
６０  燃焼生成物
１００  システム
１０２  最終構成要素
１０３  層
１０４  検出可能な基準マーカ、検出可能な基準
１０５  層
１０６  非破壊検査ツール
１０８  検出器ヘッド
１１０  コントローラ
１１２  ユーザインターフェース
２１２  歪み
【図１】
2017150485.tif 000003
【図２】
2017150485.tif 000004
【図３】
2017150485.tif 000005
【図４】
2017150485.tif 000006
【外国語明細書】
2017150485000001.pdf