CN107121121A - 用于燃气涡轮发动机构件的测量扭曲的可检测数据标记 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种用于检测燃气涡轮发动机(10)的构件(102)中的扭曲的系统(100)和方法(200)。在一个实施例中，系统(100)包括至少部分地构造在构件(102)内的至少一个可检测数据标记(104)。另外，系统(100)包括非破坏性检查工具(106)，它构造成随着时间的推移监测可检测数据标记(104)的位置。因而，可根据可检测数据标记(104)的位置的移动来检测构件(102)的扭曲。

Description

用于燃气涡轮发动机构件的测量扭曲的可检测数据标记
技术领域
本发明大体涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地，涉及用于燃气涡轮发动机构件的测量所述构件中的扭曲的内部可检测数据标记或者基准点。
背景技术
燃气涡轮发动机大体包括成连续流顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在运行中，空气进入压缩机区段的入口，在那里，一个或多个轴向或离心压缩机逐步压缩空气，直到空气到达燃烧区段。燃料在燃烧区段内与压缩空气混合且燃烧，以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段被引导通过限定在涡轮区段内的热气路径，然后通过排气区段从涡轮区段排出。
在特定构造中，涡轮区段包括成连续流顺序的高压(HP)涡轮和低压(LP)涡轮。HP涡轮和LP涡轮各自包括各种可旋转涡轮构件，诸如转子轴、由转子轴安装或者以别的方式承载的转子盘、安装到盘上且从盘的周边沿径向延伸的涡轮叶片，以及各种固定涡轮构件，诸如定子导叶或喷嘴、涡轮护罩和发动机框架。可旋转和固定的涡轮构件至少部分地限定通过涡轮区段的热气路径。例如，燃气涡轮轮叶或叶片大体具有翼型形状，其设计成将流径气体的热能和动能转换成转子的机械旋转。随着燃烧气体流过热气路径，热能从燃烧气体传递到可旋转和固定的涡轮构件。通常在飞机上采用这样的燃气涡轮发动机。
在运行期间，各种燃气涡轮发动机构件易受可导致部件有尺寸扭曲的运行负载和/或环境条件的影响。虽然一些扭曲是可接受的，但超过某个阈值的扭曲就可能需要修理或更换。因而，重要的是在燃气涡轮发动机的运行中检查这样的构件的扭曲。检查构件的传统方法需要从燃气涡轮发动机中移除部件进行进一步检查，例如使用坐标测量机(CMM)或者白光检查系统。但是，这样的方法耗时且昂贵，因为它们需要发动机停机和减少运行时间。
考虑到以上，用于燃气涡轮发动机构件而不需要移除构件的改进的系统和方法将是有利的。
发明内容
将在以下描述中部分地阐述本发明的各方面和优点，根据该描述，本发明的各方面和优点可为明显的，或者可通过实践本发明来学习本发明的各方面和优点。
一方面，本公开涉及一种用于检测燃气涡轮发动机的构件中的扭曲的系统。系统包括至少部分地构造在构件内的至少一个可检测数据标记。另外，系统包括非破坏性检查工具，它构造成随着时间的推移监测可检测数据标记的位置。因而，可根据可检测数据标记的位置的移动来检测构件的扭曲。
另一方面，本公开涉及一种用于检测燃气涡轮发动机的构件中的扭曲的方法。方法包括使燃气涡轮发动机的构件形成有至少部分地构造在其中的至少一个可检测数据标记。另一个步骤包括将包含可检测数据标记的构件安装在燃气涡轮发动机内。方法还包括通过非破坏性检查工具，监测可检测数据标记随着时间的推移在燃气涡轮发动机构件内的位置。因而，可根据可检测数据标记的位置的移动来检测构件的扭曲。
技术方案1. 一种用于检测燃气涡轮发动机的构件中的扭曲的系统，所述系统包括：
至少部分地构造在所述构件内的至少一个可检测数据标记；以及
非破坏性检查工具，其构造成随着时间的推移监测所述可检测数据标记的位置，
其中，根据所述可检测数据标记的位置的移动来检测所述构件的扭曲。
技术方案2. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述构件包括至少部分地由第一材料构建而成的工艺形成式构件。
技术方案3. 根据技术方案2所述的系统，其特征在于，所述工艺形成式构件通过复合层板叠层、灌注、模制或铸造中的至少一个而形成。
技术方案4. 根据技术方案2所述的系统，其特征在于，所述至少一个可检测数据标记由第二材料构建而成，其中，所述第一材料和所述第二材料包括不同的密度。
技术方案5. 根据技术方案4所述的系统，其特征在于，所述第二材料包括下者中的至少一个：金属、金属合金、射频识别(RFID)芯片或聚合物塑料。
技术方案6. 根据技术方案5所述的系统，其特征在于，所述金属或金属合金包括下者中的至少一个：锡、铝、镍、铅、不锈钢、铜或磷青铜。
技术方案7. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述非破坏性检查工具包括以下检查方法中的至少一种：超声、磁性粒子、液体渗透剂、射线照相、远程视觉检查(RVI)、涡流测试或低相干干涉。
技术方案8. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述系统进一步包括位于多个预定位置中的多个可检测数据标记。
技术方案9. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括飞机发动机。
技术方案10. 根据技术方案9所述的系统，其特征在于，所述飞机发动机在检查期间保持安装在飞机上。
技术方案11. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述燃气涡轮发动机的构件包括下者中的至少一个：涡轮叶片、涡轮导叶、压缩机叶片、压缩机导叶、风扇叶片、喷嘴、盘或轴。
技术方案12. 一种用于检测燃气涡轮发动机的构件中的扭曲的方法，所述方法包括：
使所述燃气涡轮发动机的构件形成有至少部分地构造在其中的至少一个可检测数据标记；
将包含所述可检测数据标记的构件安装在所述燃气涡轮发动机内；以及
通过非破坏性检查工具，监测所述可检测数据标记随着时间的推移在所述燃气涡轮发动机构件内的位置，
其中，根据所述可检测数据标记的位置的移动来检测所述构件的扭曲。
技术方案13. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，使所述构件形成有至少部分地构造在其中的至少一个可检测数据标记进一步包括使用第一材料通过复合层板叠层、灌注、模制或铸造中的至少一个来形成所述燃气涡轮发动机构件。
技术方案14. 根据技术方案13所述的方法，其特征在于，所述至少一个可检测数据标记由第二材料构建而成，其中，所述第一材料和所述第二材料包括不同的密度。
技术方案15. 根据技术方案14所述的方法，其特征在于，所述第二材料包括下者中的至少一个：金属、金属合金、射频识别(RFID)芯片或聚合物塑料。
技术方案16. 根据技术方案15所述的方法，其特征在于，所述金属或金属合金包括下者中的至少一个：锡、铝、镍、铅、不锈钢、铜或磷青铜。
技术方案17. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，所述非破坏性检查工具包括以下检查方法中的至少一种：超声、磁性粒子、液体渗透剂、射线照相、远程视觉检查(RVI)、涡流测试或低相干干涉。
技术方案18. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括使所述燃气涡轮发动机的构件形成有位于多个预定位置中的多个可检测数据标记。
技术方案19. 根据技术方案11所述的方法，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括飞机发动机。
技术方案20. 根据技术方案19所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括将所述飞机发动机安装在飞机的机翼上，并且在所述飞机发动机保持运行的同时，通过所述非破坏性检查工具，监测所述可检测数据标记随着时间的推移在所述构件内的位置。
技术方案21. 一种用于检测燃气涡轮发动机(10)的构件(102)中的扭曲的系统(100)，所述系统(100)包括：
至少部分地构造在所述构件(102)内的至少一个可检测数据标记(104)；以及
非破坏性检查工具(106)，其构造成随着时间的推移监测所述可检测数据标记(104)的位置，
其中，根据所述可检测数据标记(104)的位置的移动来检测所述构件(102)的扭曲。
技术方案22. 根据技术方案21所述的系统(100)，其特征在于，所述构件(102)包括至少部分地由第一材料构建而成的工艺形成式构件(102)。
技术方案23. 根据技术方案22所述的系统(100)，其特征在于，所述工艺形成式构件(102)通过复合层板叠层、灌注、模制或铸造中的至少一个形成。
技术方案24. 根据技术方案22所述的系统(100)，其特征在于，所述至少一个可检测数据标记(104)由第二材料构建而成，其中，所述第一材料和所述第二材料包括不同的密度。
技术方案25. 根据技术方案24所述的系统(100)，其特征在于，所述第二材料包括金属、金属合金、射频识别(RFID)芯片或聚合物塑料中的至少一个。
技术方案26. 根据技术方案25所述的系统(100)，其特征在于，所述金属或金属合金包括锡、铝、镍、铅、不锈钢、铜或磷青铜中的至少一个。
技术方案27. 根据技术方案21所述的系统(100)，其特征在于，所述非破坏性检查工具(106)包括以下检查方法(200)中的至少一个：超声、磁性粒子、液体渗透剂、射线照相、远程视觉检查(RVI)、涡流测试或低相干干涉。
技术方案28. 根据技术方案21所述的系统(100)，其特征在于，所述系统(100)进一步包括位于多个预定位置中的多个可检测数据标记(104)。
技术方案29. 根据技术方案21所述的系统(100)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机(10)包括飞机发动机，其中，所述飞机发动机在检查期间保持安装在飞机上。
技术方案30. 根据技术方案21所述的系统(100)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机(10)的构件(102)包括下者中的至少一个：涡轮叶片、涡轮导叶、压缩机叶片、压缩机导叶、风扇叶片、喷嘴、盘或轴。
技术方案31. 一种用于检测燃气涡轮发动机(10)的构件(102)中的扭曲的方法(200)，所述方法(200)包括：
使所述燃气涡轮发动机(10)的构件(102)形成有至少部分地构造在其中的至少一个可检测数据标记(104)；
将包含所述可检测数据标记(104)的构件(102)安装在所述燃气涡轮发动机(10)内；以及
通过非破坏性检查工具(106)，监测所述可检测数据标记(104)随着时间的推移在所述燃气涡轮发动机(10)的构件(102)内的位置，
其中，根据所述可检测数据标记的位置的移动来检测所述构件(102)的扭曲。
技术方案32. 根据技术方案31所述的方法(200)，其特征在于，使所述构件(102)形成有至少部分地构造在其中的至少一个可检测数据标记(104)进一步包括使用第一材料通过复合层板叠层、灌注、模制或铸造中的至少一个来形成所述燃气涡轮发动机构件(102)。
技术方案33. 根据技术方案32所述的方法(200)，其特征在于，所述至少一个可检测数据标记(104)由第二材料构建而成，其中，所述第一材料和所述第二材料包括不同的密度，其中，所述第二材料包括下者中的至少一个：金属、金属合金、射频识别(RFID)芯片或聚合物塑料。
技术方案34. 根据技术方案31所述的方法(200)，其特征在于，所述方法(200)进一步包括使所述燃气涡轮发动机(10)的构件(102)形成有位于多个预定位置中的多个可检测数据标记(104)。
技术方案35. 根据技术方案31所述的方法(200)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机(10)包括飞机发动机，其中，所述方法进一步包括将所述飞机发动机安装在飞机的机翼上，并且在所述飞机发动机保持运行的同时，通过所述非破坏性检查工具(106)，监测所述可检测数据标记(104)随着时间的推移在所述构件(102)内的位置。
参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。附图结合在此说明书中且构成说明书的一部分，附图示出本发明的实施例，并且与描述共同用来说明本发明的原理。
附图说明
在说明书的结论部分中特别指出和明确声明了被视为本发明的主题。但是，可通过参照结合附图得到的以下描述来最佳地理解本发明，其中：
图1示出根据本公开的可在飞机内使用的燃气涡轮发动机的一个实施例的横截面图；
图2示出根据本公开的用于检测燃气涡轮发动机的构件中的扭曲的系统的一个实施例的示意图；
图3示出根据本公开的用于检测燃气涡轮发动机的构件中的扭曲的系统的非破坏性检查工具所产生的多个图像；以及
图4示出根据本公开的用于检测燃气涡轮发动机的构件中的扭曲的方法的一个实施例的流程图。
部件列表
10燃气涡轮发动机
12中心线轴线
14核心燃气涡轮发动机
16风扇区段
18外壳
20环形入口
22增压压缩机
24高压压缩机
25齿轮箱
26燃烧器
28高压涡轮
30高压传动轴
32低压涡轮
34低压传动轴
36排气喷嘴
37减速装置
38转子组件
40风扇壳
42出口导叶
44风扇转子叶片
46下游区段
48空气流管道
50空气流
52入口
54空气流
56空气流
58空气流
60燃烧产物
62A接近端口
62B接近端口
62接近端口
66涡轮喷嘴
68旋转涡轮叶片
70喷嘴导叶
72弧形外带
74弧形内带
76涡轮护罩
78喷嘴导叶
100系统
102构件
103层
104可检测数据标记
105层
106非破坏性检查工具
108检测器头
110控制器
112用户界面
200方法
202方法步骤
204方法步骤
206方法步骤
208方法步骤
210方法步骤
212方法步骤。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，在图中示出实施例的一个或多个示例。以解释本发明而非限制本发明的方式提供各个示例。实际上，对本领域技术人员明显的将是，可对本发明作出各种修改和变型，而不偏离本发明的范围或精神。例如，被示为或描述成一个实施例的一部分的特征可用于另一个实施例，以产生又一个实施例。因而，意于的是本发明覆盖落在所附权利要求及其等效方案的范围内的这样的修改和变型。
如本文使用，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地用来区分一个构件与另一个构件，而不意于表示单独的构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”指的是流体流出的方向，而“下游”指的是流体流去的方向。
大体上，本公开涉及一种用于检测燃气涡轮发动机的构件中的扭曲的系统和方法。在一个实施例中，系统包括至少部分地构造在构件内的至少一个可检测数据标记。另外，系统包括非破坏性检查工具，它构造成随着时间的推移监测可检测数据标记的位置。因而，可根据可检测数据标记的位置的移动来检测构件的扭曲。
本公开提供现有技术中不存在的许多优点。更具体地，通过在燃气涡轮发动机构件中使用可检测基准材料，系统的非破坏性检查工具可在部件保持安装在燃气涡轮发动机中或者正在工作时检测构件扭曲。因而，不必拆卸和现场检查的能力降低了检查成本，并且容许实时地检测故障。
现在参照附图，图1示出了根据本主题的各方面的可在飞机内使用的燃气涡轮发动机10的一个实施例的横截面图，其中显示了发动机10具有延伸通过其中的纵向或轴向中心线轴线12，以用于参照目的。大体上，发动机10可包括核心燃气涡轮发动机(大体由14指示)和定位在其上游的风扇区段16。核心发动机14可大体包括基本管状外壳18，它限定环形入口20。另外，外壳18可进一步封闭和支承增压压缩机22，以使进入核心发动机14的空气的压力提高到第一压力水平。然后高压多级轴向流压缩机24可接收来自增压压缩机22的加压空气，并且进一步提高这种空气的压力。然后离开高压压缩机24的加压空气可流到燃烧器26，燃料在燃烧器26内喷射到加压空气流中，其中产生的混合物在燃烧器26内燃烧。高能燃烧产物从燃烧器26沿着热气路径发动机10被引导到第一(高压)涡轮28，以通过第一(高压)传动轴30驱动高压压缩机24，并且然后被引导到第二(低压)涡轮32，以通过第二(低压)传动轴34驱动增压压缩机22和风扇区段16，第二(低压)传动轴34大体与第一传动轴30同轴。在驱动涡轮28和32中的各个之后，燃烧产物可通过排气喷嘴36从核心发动机14排出，以提供推进喷气推力。
另外，如图1中显示的那样，发动机10的风扇区段16可大体包括可旋转的轴向流风扇转子组件38，它构造成由环形风扇壳40包围。本领域普通技术人员应当理解，风扇壳40可构造成相对于核心发动机14由多个基本沿径向延伸的沿周向间隔开的出口导叶42支承。因而，风扇壳40可封闭风扇转子组件38及其对应的风扇转子叶片44。此外，风扇壳40的下游区段46可在核心发动机14的外部部分上面延伸，以便限定辅助或旁通空气流管道48，这会提供额外的推进喷气推力。
应当理解，在若干实施例中，第二(低压)传动轴34可直接联接到风扇转子组件38上，以提供直驱构造。备选地，第二传动轴34可通过减速装置37(例如，减速或齿轮箱)联接到风扇转子组件38上，以提供间接驱动或齿轮驱动构造。还可按期望或需要在发动机10内的任何其它适当的轴和/或轴杆之间提供这种减速装置。
在发动机10的运行期间，应当理解，初始空气流(由箭头50指示)可通过风扇壳40的相关联的入口52进入发动机10。然后空气流50传送通过风扇叶片44，并且分成移动通过管道48的第一压缩空气流(由箭头54指示)和进入增压压缩机22的第二压缩空气流(由箭头56指示)。然后第二压缩空气流56的压力升高且进入高压压缩机24(由箭头58指示)。在燃烧器26内与燃料混合且燃烧之后，燃烧产物60离开燃烧器26且流过第一涡轮28。在此之后，燃烧产物60流过第二涡轮32且离开排气喷嘴36，以对发动机10提供推力。
现在参照图2，示出了用于检测燃气涡轮发动机10的构件102中的扭曲的系统100的一个实施例的示意图。如本文使用，扭曲大体指的是构件102中的表明其中已经发生或可能发生损伤的变化。因而，用语扭曲大体包括非材料变化和更严重的变化，诸如蠕变、挠曲、弯曲和/或变形。另外，在某些实施例中，如所提到的那样，燃气涡轮发动机10可包括飞机发动机。因而，在这样的实施例中，在本文描述的检测/检查程序期间，飞机发动机可安装在飞机上。因而，本公开的系统100构造成在飞机发动机保持安装在飞机上时检测构件102的扭曲。另外，燃气涡轮发动机10的构件102可包括任何发动机构件，包括(但不限于)涡轮叶片、涡轮导叶、压缩机叶片、压缩机导叶、风扇叶片、喷嘴、盘、轴，或者任何其它适当的发动机构件。
更具体地，燃气涡轮发动机10的构件102可为工艺形成式构件，它至少部分地由第一材料构建而成，诸如金属、金属合金或聚合物基质复合。另外，在某些实施例中，工艺形成式构件102可通过复合层板叠层、灌注、模制、铸造或任何其它适当的工艺形成。例如，如图2中显示的那样，示出的构件102是复合分层构件。
因而，如显示的那样，系统100还包括至少一个可检测数据标记104，它至少部分地构造在燃气涡轮发动机10的构件102内。更具体地，在示出的实施例中，在层103、105的叠层期间，可检测数据标记104可轻易地置于一个或多个层103、105之间或者附近，使得最终构件102具有完全或部分地嵌在其中的标记104。在另外的实施例中，可检测数据标记104可在构件102的制造期间置于构件102的模具中，使得当安装在燃气涡轮发动机10中时标记104与构件102成一体。另外，如显示的那样，系统100可包括位于多个预定位置中的多个可检测数据标记104。例如，在示出的实施例中，在构件102中提供四个可检测数据标记104，但应当理解的是，在构件102的内或其上的任何位置处可包括不止四个或不到四个可检测数据标记104。
应当理解，可检测数据标记104可由例如不同于燃气涡轮发动机10的构件102的第一材料的任何适当的第二材料构建而成。因而，构件102的第一材料和可检测数据标记104的第二材料可具有不同的或有差别的密度。因而，可检测数据标记104可轻易地被非破坏性检查工具106观察到，这将在下面更详细地描述。更具体地，在某些实施例中，可检测数据标记104的第二材料可为金属、金属合金、射频识别(RFID)芯片、聚合物塑料或类似物。另外，金属或金属合金可包括锡、铝、镍、铅、不锈钢、铜或磷青铜。
另外，系统100还包括非破坏性检查工具106，它构造成随着时间的推移监测可检测数据标记104的位置。因而，可根据可检测数据标记104的位置的移动来检测构件102的扭曲。应当理解，非破坏性检查工具106可包括任何适当的非破坏性检查工具和/或方法，包括(但不限于)X射线、超声、基于磁、液体渗透剂、射线照相、远程视觉检查(RVI)、涡流测试、低相干干涉或类似方法。例如，在一个实施例中，非破坏性检查工具106可包括检测器头108，它允许工具106定位嵌在构件102内的可检测数据标记104。另外，检测器头108可以可选地联接到构造成产生构件102的图像的控制器110和/或用户界面112上。因而，检测器头108可构造成相隔一定距离获取可检测数据标记104的图像，或者通过将头108置于构件102附近来获取图像。例如，如图3(1)中显示的那样，由非破坏性检查工具106产生的第一图像示出四个数据标记104的位置(例如在初始时间)，而图3(2)则示出非破坏性检查工具106获得的第二图像，其描绘四个数据标记104的扭曲位置(例如在之后一些时间)。因而，控制器110可自动确定第一和第二图像的测量值之间的差，以确定构件102的总扭曲。这种过程也可由用户人工地完成。
现在参照图4，示出了用于检测燃气涡轮发动机10的构件中的扭曲的方法200的一个实施例的流程图。如202处显示的那样，方法200包括使燃气涡轮发动机构件形成有至少部分地构造在其中的至少一个可检测数据标记。如204处显示的那样，方法包括将包含可检测数据标记104的构件102安装在燃气涡轮发动机10内。如206处显示的那样，方法200包括通过非破坏性检查工具106，监测可检测数据标记104随着时间的推移在构件102内的位置。如208处显示的那样，如果一个或多个数据标记104的位置在监测期间改变，则扭曲212在构件102中已经发生。如果一个或多个数据标记104的位置在监测期间不变，则在构件102中尚未发生扭曲210。
在一个实施例中，使燃气涡轮发动机10的构件102形成有至少部分地构造在其中的至少一个可检测数据标记104的步骤可包括使用第一材料通过复合层板叠层、灌注、模制、铸造或者其它适当的工艺中的至少一个形成构件102和在制造工艺期间放置标记104。
在另一个实施例中，方法200可包括具有位于多个预定位置中的多个可检测数据标记104的燃气涡轮发动机10的构件102。
在额外的实施例中，方法200可包括将飞机发动机安装在飞机的机翼上，并且在飞机发动机保持运行的同时，通过非破坏性检查工具，监测可检测数据标记随着时间的推移在燃气涡轮发动机构件内的位置。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (10)

1. 一种用于检测燃气涡轮发动机(10)的构件(102)中的扭曲的系统(100)，所述系统(100)包括：
至少部分地构造在所述构件(102)内的至少一个可检测数据标记(104)；以及
非破坏性检查工具(106)，其构造成随着时间的推移监测所述可检测数据标记(104)的位置，
其中，根据所述可检测数据标记(104)的位置的移动来检测所述构件(102)的扭曲。
2.根据权利要求1所述的系统(100)，其特征在于，所述构件(102)包括至少部分地由第一材料构建而成的工艺形成式构件(102)。
3.根据权利要求2所述的系统(100)，其特征在于，所述工艺形成式构件(102)通过复合层板叠层、灌注、模制或铸造中的至少一个形成。
4.根据权利要求2所述的系统(100)，其特征在于，所述至少一个可检测数据标记(104)由第二材料构建而成，其中，所述第一材料和所述第二材料包括不同的密度。
5.根据权利要求4所述的系统(100)，其特征在于，所述第二材料包括金属、金属合金、射频识别(RFID)芯片或聚合物塑料中的至少一个。
6.根据权利要求5所述的系统(100)，其特征在于，所述金属或金属合金包括锡、铝、镍、铅、不锈钢、铜或磷青铜中的至少一个。
7.根据权利要求1所述的系统(100)，其特征在于，所述非破坏性检查工具(106)包括以下检查方法(200)中的至少一个：超声、磁性粒子、液体渗透剂、射线照相、远程视觉检查(RVI)、涡流测试或低相干干涉。
8.根据权利要求1所述的系统(100)，其特征在于，所述系统(100)进一步包括位于多个预定位置中的多个可检测数据标记(104)。
9.根据权利要求1所述的系统(100)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机(10)包括飞机发动机，其中，所述飞机发动机在检查期间保持安装在飞机上。
10.根据权利要求1所述的系统(100)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机(10)的构件(102)包括下者中的至少一个：涡轮叶片、涡轮导叶、压缩机叶片、压缩机导叶、风扇叶片、喷嘴、盘或轴。
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Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3016392B1 (fr) * 2014-01-13 2016-02-05 Snecma Procede d'identification de la configuration d'equilibrage installee sur un rotor de turbomachine
JP6909137B2 (ja) * 2017-11-30 2021-07-28 Ｔｏｙｏ Ｔｉｒｅ株式会社 ゴム材料の接触状態解析方法
US11268881B2 (en) 2018-05-04 2022-03-08 Raytheon Technologies Corporation System and method for fan blade rotor disk and gear inspection
US10902664B2 (en) 2018-05-04 2021-01-26 Raytheon Technologies Corporation System and method for detecting damage using two-dimensional imagery and three-dimensional model
US11079285B2 (en) 2018-05-04 2021-08-03 Raytheon Technologies Corporation Automated analysis of thermally-sensitive coating and method therefor
US10958843B2 (en) 2018-05-04 2021-03-23 Raytheon Technologies Corporation Multi-camera system for simultaneous registration and zoomed imagery
US10943320B2 (en) 2018-05-04 2021-03-09 Raytheon Technologies Corporation System and method for robotic inspection
US10928362B2 (en) 2018-05-04 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Nondestructive inspection using dual pulse-echo ultrasonics and method therefor
US10914191B2 (en) * 2018-05-04 2021-02-09 Raytheon Technologies Corporation System and method for in situ airfoil inspection
DE102018209609A1 (de) 2018-06-14 2019-12-19 MTU Aero Engines AG Inspektionsverfahren und System
CN109596360B (zh) * 2018-11-29 2020-05-19 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种航空发动机加力状态喷口调节片摆动故障排除方法
US11151728B2 (en) * 2019-12-20 2021-10-19 Ship And Ocean Industries R&D Center Structure monitoring system and method
FR3113420B1 (fr) * 2020-08-17 2022-10-21 Safran Aube composite de turbomachine d’aeronef
US20220373325A1 (en) * 2021-05-21 2022-11-24 General Electric Company Component imaging systems, apparatus, and methods

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007001460A2 (en) * 2005-06-28 2007-01-04 Direct Measurements Inc. Binary code symbol and method and apparatus for analyzing and measuring same
CN1979090A (zh) * 2005-12-07 2007-06-13 中国科学院高能物理研究所 同步辐射单色器晶体热膨胀形变检测方法
CN101403612A (zh) * 2007-10-04 2009-04-08 通用电气公司 用于测量涡轮叶片中变形的方法和系统
CN101563588A (zh) * 2006-12-21 2009-10-21 Mtu飞机发动机有限公司 用于非接触式叶片振动测量的装置和方法
WO2009143849A2 (en) * 2008-05-30 2009-12-03 Vestas Wind System A/S A wind turbine rotor, a wind turbine and use thereof
US20140208163A1 (en) * 2013-01-22 2014-07-24 General Electric Company Systems and methods for analyzing data in a non-destructive testing system

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3934144A (en) 1974-04-11 1976-01-20 United States Steel Corporation X-ray machine for rapid and precise inspection of mixed sizes of pneumatic tires
JPS5578205A (en) 1978-12-11 1980-06-12 Fujitsu Ltd Forming method of mark for size and behavior measurement for prepreg
WO1991002247A1 (en) 1989-08-07 1991-02-21 Hitachi Construction Machinery Co., Ltd. Ultrasonic inspection apparatus
US6820023B1 (en) 2000-10-10 2004-11-16 General Electric Company Automated ultrasonic inspection planning
US6343251B1 (en) 2000-10-20 2002-01-29 General Electric Company Method and system for monitoring the operation of and predicting part life consumption for turbomachinery
US6739512B2 (en) * 2001-11-16 2004-05-25 Siemens Westinghouse Power Corporation System and method for tracking a component in a network environment
US8336596B2 (en) 2002-11-22 2012-12-25 The Boeing Company Composite lamination using array of parallel material dispensing heads
US7698030B2 (en) 2003-09-24 2010-04-13 Siemens Energy, Inc. Turbine component tracking system
US7296615B2 (en) 2004-05-06 2007-11-20 General Electric Company Method and apparatus for determining the location of core-generated features in an investment casting
US7957851B2 (en) * 2005-05-09 2011-06-07 American Airlines, Inc. System and method for utilization of transmitted digital flight data acquisition information to accomplish vibration balance solutions
GB0514149D0 (en) 2005-07-09 2005-08-17 Rolls Royce Plc In-situ component monitoring
CH698140B1 (de) 2006-01-20 2009-05-29 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Digitalisierung dreidimensionaler Bauteile.
US8066052B2 (en) 2007-06-07 2011-11-29 United Technologies Corporation Cooled wall thickness control
DE102009007935B4 (de) 2009-02-06 2011-06-30 Lewandowski, Angela, 30159 Vorrichtung und Verfahren für die künstliche Verlängerung von Nägeln
US8108168B2 (en) 2009-03-12 2012-01-31 Etegent Technologies, Ltd. Managing non-destructive evaluation data
US9162776B2 (en) * 2010-08-18 2015-10-20 The Boeing Company Aircraft safety and configuration monitoring system and method
DE102011011392B4 (de) 2011-02-17 2012-10-25 Ssb Wind Systems Gmbh & Co. Kg Optische Messeinrichtung für die Verformung eines Rotorblattes einer Windkraftanlage
US8818078B2 (en) 2012-02-03 2014-08-26 Solar Turbines Inc. Apparatus and method for optically measuring creep
EP2669479B1 (en) * 2012-05-31 2015-10-07 Alstom Technology Ltd Axial flow turbine and method of controlling moisture content of the distal region of a last stage blade of said turbine
EP2679778B1 (en) 2012-06-27 2019-08-21 Ansaldo Energia IP UK Limited A method for measuring geometry deformations of a turbine component
US9016560B2 (en) 2013-04-15 2015-04-28 General Electric Company Component identification system
US20150051868A1 (en) 2013-08-13 2015-02-19 General Electric Company System for monitoring rotating elements
DE102013224358A1 (de) 2013-11-28 2015-05-28 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Vermessen von Großbauteilen
DE102014213919A1 (de) 2014-07-17 2016-01-21 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Prüfanordnung zur Bestimmung der Verformung eines Bauteils

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007001460A2 (en) * 2005-06-28 2007-01-04 Direct Measurements Inc. Binary code symbol and method and apparatus for analyzing and measuring same
CN1979090A (zh) * 2005-12-07 2007-06-13 中国科学院高能物理研究所 同步辐射单色器晶体热膨胀形变检测方法
CN101563588A (zh) * 2006-12-21 2009-10-21 Mtu飞机发动机有限公司 用于非接触式叶片振动测量的装置和方法
CN101403612A (zh) * 2007-10-04 2009-04-08 通用电气公司 用于测量涡轮叶片中变形的方法和系统
WO2009143849A2 (en) * 2008-05-30 2009-12-03 Vestas Wind System A/S A wind turbine rotor, a wind turbine and use thereof
US20140208163A1 (en) * 2013-01-22 2014-07-24 General Electric Company Systems and methods for analyzing data in a non-destructive testing system
CN104937554A (zh) * 2013-01-22 2015-09-23 通用电气公司 用于在非破坏性测试系统中分析数据的系统和方法

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