KR101915793B1 - 연소 터빈용 가요성 이미징 섬유 번들 모니터링 시스템 - Google Patents

연소 터빈용 가요성 이미징 섬유 번들 모니터링 시스템 Download PDF

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Abstract

가스 터빈 엔진 내의 부품의 온-라인 이미징을 위한 이미징 시스템에 관한 것이다. 이미징 시스템은 복수의 광 소자들에 의해 형성된 가요성 이미징 번들을 포함한다. 광 소자들의 이미징 단부는 엔진의 작동 동안 엔진의 고온 가스 경로 내의 부품을 이미징하고 관찰 단부는 고온 가스 경로로부터 변위된 장소에서 부품의 이미지를 제공한다. 광 소자들은 가요성 금속 덮개에 의해 둘러싸이는데, 가요성 금속 덮개가 가요성 이미징 번들을 둘러싸는 공기 소스로부터 광 소자들에 냉각 공기를 제공하도록 공기에 대해 투과성이다.

Description

연소 터빈용 가요성 이미징 섬유 번들 모니터링 시스템 {FLEXIBLE IMAGING FIBER BUNDLE MONITORING SYSTEM FOR COMBUSTION TURBINES}
본 발명은 터빈 엔진 부품(turbine engine component)을 모니터링(monitoring)하기 위한 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 가스 터빈 엔진(gas turbine engine)의 작동 동안 고온 가스 경로(hot gas path) 내의 터빈 블레이드(turbine blade) 상의 장소를 이미징(imaging)하기 위한 장치에 관한 것이다.
예를 들면, 가스 터빈 엔진의 내부 부분들과 같은 접근하기 어렵거나 한정된 영역들은, 잠재적인 문제점들을 확인하는 것에 의해서, 즉 부분의 고장 전에 상기 부분 내의 결함들을 확인하는 것에 의해서, 내부 엔진 부분들의 무결성을 확인하고 엔진의 안전한 작동을 유지하기 위해, 또는 현존 문제점의 근원을 확인하기 위해 루틴 검사(routine inspection)를 종종 요구한다. 예를 들면, 문제점들은 가스 터빈 엔진의 루틴 가동 휴지 시간 유지보수(routine downtime maintenance) 동안과 같은, 보어스코프(borescope)의 이용에 의한 가시적 검사를 통해 확인될 수 있다.
터빈 엔진의 부가 모니터링은 엔진의 고온 가스 경로 내에 위치된 부품들의 상태를 추가로 확인하도록 엔진의 작동 동안 수행될 수 있다. 부품들이 상대적으로 차가울 때 다양한 구조 및 재료가 터빈 엔진의 가동 휴지 시간 동안 내부 터빈 부품들의 검사를 위해 이용된 보어스코프 내로 통합될 수 있지만, 터빈의 작동 동안 터빈 부품들의 가시적 모니터링은 모니터링 장비 상에 부가적인 제한을 준다. 공지된 고온 모니터링 시스템(high temperature monitoring system)에서, 관찰 튜브(viewing tube)는 고온 가스 경로 내의 장소로부터 얻어진 이미지들(images)을 엔진의 외부 장소로 이송하기 위한 광학 부품들, 즉 일련의 렌즈들(lenses)을 지지하기 위해, 그리고 고온 가스들(hot gases)의 열로부터 광학 부품들을 격리하기 위해 이용될 수 있다. 또한, 모니터링 시스템 내로 냉각 유체의 가압 유동을 도입하기 위해 터빈 엔진의 외부에 있는 냉각 공기 소스로부터 도관을 통하여 제공될 수 있는 것과 같이 냉각 공기 유동이 요구될 수 있다.
또한, 엔진의 작동 동안 터빈 엔진 부품들(turbine engine components)을 지속적으로 모니터링하기 위해 이용된 것들과 같은, 종래의 모니터링 시스템들에 대하여 이용가능한 가용 모니터링 장소들은 일반적으로 터빈 엔진의 외측 케이싱 벽(outer casing wall)으로부터 내부 부분까지의, 대체적으로 직선형 관통 접근 경로와 같은, 미리 결정된 접근 경로를 제공하는 것들을 포함해 왔다. 따라서, 지속적인 모니터링 시스템들에 의한 터빈 엔진 내의 부품들의 모니터링은 일반적으로 엔진의 외측 케이싱 벽과 내부 부분 사이의 실질적으로 방해되지 않는 접근을 제공하는 장소들로 제한되어 왔다.
본 발명의 하나의 양태에 따라, 이미징 시스템(imaging system)은 가스 터빈 엔진 내의 부품의 이미징을 위해 제공된다. 이미징 시스템은 엔진의 고온 가스 경로 내의 부품을 이미징하기 위한 이미징 단부(imaging end), 및 고온 가스 경로로부터 변위된 장소에서 부품의 이미지를 제공하는 관찰 단부를 포함하는 가요성 이미징 번들(flexible imaging bundle)을 포함한다. 이미징 단부는 부품의 이미지를 수신하기 위한 이미징 평면(imaging plane)을 형성하는 복수의 리셉터 사이트(receptor site)를 포함한다. 가요성 이미징 번들은 복수의 고온 광 소자(optical element)들에 의해 형성된 복수의 개별 광 경로를 형성하며, 각각의 광 경로는 리셉터 사이트에 대응한다. 관찰 단부는 복수의 방사 사이트(emission site)를 포함하며, 각각의 방사 사이트는 리셉터 사이트에 대응하며, 여기에서 관찰 단부를 형성하는 방사 사이트들의 장소 및 개수는 가요성 이미징 번들을 통하여 이미징 단부로부터 관찰 단부로 간섭성 이미지(coherent image)의 전달을 실행하도록 이미징 단부를 형성하는 상기 리셉터 사이트들의 장소 및 개수에 일-대-일 대응한다.
이미징 단부에서 리셉터 사이트들은 미리 결정된 이미징 어레이(imaging array) 형태로 서로에 대해 나란한 관계로 위치될 수 있으며, 관찰 단부에서 방사 사이트들은 미리 결정된 관찰 어레이(viewing array) 형태로 서로에 대해 나란한 관계로 위치될 수 있다.
관찰 어레이를 형성하는 방사 사이트들의 장소 및 개수는 이미징 어레이를 형성하는 상기 리셉터 사이트들의 장소 및 개수에 일-대-일 대응하는 것이 바람직하다.
이미징 어레이는 바람직하게는 이미징 단부에서 직사각형 어레이 형태로 배치된 리셉터 사이트들의 복수의 로우(row) 및 컬럼(column)을 포함하며, 관찰 어레이는 관찰 단부에서 직사각형 어레이 형태로 배치된 방사 사이트들의 복수의 로우 및 컬럼을 포함한다.
고온 광 소자들은 적어도 약 350 ℃의 온도에 대한 내온성(temperature resistance)을 가지는 광 섬유를 포함한다.
광 소자들은 복수의 광 섬유들을 포함할 수 있고 가요성 이미징 번들은 관찰 단부에서 간섭성 이미지를 제공하기 위해 적어도 약 1000개의 광 섬유들을 포함할 수 있다.
광 소자들을 둘러싸는 가요성 금속 덮개(sheath)가 제공될 수 있으며, 가요성 금속 덮개는, 공기가 상기 가요성 금속 덮개를 통과하여 광 소자들과 냉각 접촉하도록 공기에 대해 투과성을 가진다.
이미징 시스템은 이미징 단부 및 부품으로부터 이미징 단부로 광을 이미징하기 위해 위치된 하나 이상의 광 소자를 둘러싸는 하우징(housing)을 포함할 수 있으며, 냉각 통로가 냉각 공기의 통과를 제공하기 위해 상기 하우징에 관통 형성될 수 있다.
이미징 시스템은 방사 사이트들로부터 방사된 이미징 번들을 통하여 전달된 이차원 근 적외선 이미지(two-dimensional near infrared image)를 수신 및 기록하기 위한 카메라(camera), 및 방사 사이트들로부터 카메라로 방사되는 광을 이미징하기 위한 하나 이상의 렌즈를 포함할 수 있다.
본 발명의 다른 양태에 따라, 터빈 블레이드 상의 장소를 이미징하기 위한 장치는, 외측 케이싱 벽 및 외측 케이싱 벽으로부터 방사상 내측에 위치되는 블레이드 링 구조물(blade ring structure), 그리고 상기 블레이드 링 구조물 내에 형성된 고온 가스 경로 내에서 회전 축선을 중심으로 회전하기 위해 지지되는 세장형 터빈 블레이드를 포함하는, 가스 터빈 엔진에 제공된다. 상기 장치는 이미징 단부 및 관찰 단부를 포함하는 가요성 섬유 광학 이미징 번들(flexible fiber optic imaging bundle)을 포함하며, 이미징 단부는 상기 이미징 단부를 지나는 고온 가스 경로 내에서의 블레이드의 회전 운동 동안 블레이드 상의 미리 결정된 위치를 이미징하기 위해 블레이드 링 구조물 근처에서 터빈 엔진에 장착되며, 관찰 단부는 외측 케이싱 벽 근처에서 터빈 엔진에 장착되고 고온 가스 경로로부터 변위된 장소에서 블레이드의 간섭성 이미지를 제공한다. 이미징 단부는 이미징 단부를 지나는 블레이드의 운동 동안 블레이드의 이미지를 수신하기 위한 이미징 평면을 형성하는 복수의 리셉터 사이트를 포함한다. 가요성 섬유 광학 이미징 번들은 복수의 고온 광 소자를 포함하며 각각의 광 소자는 리셉터 사이트에 대응하는 개별 광 경로를 형성한다. 가요성 금속 덮개는 광 소자를 둘러싸고 블레이드 링 구조물과 외측 케이싱 벽 사이의 쉘 영역(shell area)을 통하여 연장한다. 관찰 단부는 복수의 방사 사이트를 포함하며, 각각의 방사 사이트는 이미징 번들의 광 소자의 단부에 형성되며 이미징 단부에서 수신된 이미지에 대응하는 간섭성 이차원 이미지의 방사를 실행하도록 리셉터 사이트에 대응한다.
이미징 단부는 블레이드의 단부와 회전 축선 사이의 장소를 포함하는 블레이드 상의 미리 결정된 장소로부터 이미지를 수신하기 위해 지향될 수 있다.
가요성 금속 덮개는 가요성 편조형(braided) 금속 덮개를 포함할 수 있으며, 이 가요성 편조형 금속 덮개는 가요성 이미징 번들 내에서 광 소자로의 냉각 공기의 통과를 제공하기 위해 공기에 대해 투과성이다. 냉각 공기는 블레이드 링 구조물과 외측 케이싱 벽 사이의 쉘 영역을 통과하는 공기를 포함하고 고온 가스 경로내의 압력보다 더 높은 압력의 공기를 포함한다.
삭제
이미징 단부는 상기 관찰 단부에서 근 적외선 이미지를 제공하기 위한 고속 이미지로서, 광 소자를 통하여 이송된 근 적외선 이미지를 포함하는 이미지를 수신할 수 있는데, 상기 근 적외선 이미지는 가스 터빈 엔진의 작동 동안 블레이드 상의 미리 결정된 장소로부터 얻어진 세기 변화의 이미지를 포함하는 온도 맵핑(temperature mapping)을 제공한다.
고온 광 소자는 가스 터빈 엔진의 작동 동안 이미지를 이송하기 위해 적어도 약 350 ℃의 온도에 대해 내온성을 가지는 광 섬유를 포함할 수 있다.
이미징 번들은 블레이드 링 구조물과 외측 케이싱 벽 사이의 가요성 간접 가시선 광학 경로(flexible indirect line-of-sight optical path)를 형성할 수 있다.
이미징 단부는 외측 케이싱 벽에 인접한 관찰 단부의 장소 및 배향과 관계 없이 블레이드 링 구조물에 인접하게 위치 및 배향된다.
하우징은 이미징 단부를 둘러싸기 위해 제공될 수 있고, 공기 통로는, 블레이드 링 구조물과 외측 케이싱 벽 사이의 쉘 영역을 통과하는 공기를 포함하고 고온 가스 경로 내의 압력 보다 더 높은 압력의 공기를 포함하는, 냉각 공기를 수용하기 위해 상기 하우징에 관통 형성될 수 있다.
본 명세서는 본 발명을 특정하게 지적하고 구분되게(distinctly) 청구하는 청구범위로 종결되지만, 본 발명이 첨부된 도면과 관련된 아래의 설명으로부터 용이하게 이해될 것으로 믿어지며, 도면에서 동일한 도면 부호는 동일한 요소를 나타낸다.
도 1은 터빈 엔진의 일 부분을 절단한 횡단면도로서, 터빈 엔진의 부품으로부터 이미지를 수신하기 위해 위치된 가요성 이미징 번들을 포함하는 이미징 시스템을 나타내는 도면이며;
도 2는 가요성 이미징 번들의 단부에 위치된 어레이(array)의 일 부분의 확대된 단부도이며;
도 3은 가요성 이미징 번들의 단부의 부분 절개도이며;
도 4는 블레이드 링 구조물에서 지지되는 가요성 이미징 번들의 이미징 단부의 확대도이다.
바람직한 실시예의 아래의 상세한 설명에서, 본 발명의 일 부분을 형성하고, 본 발명이 실시될 수 있는 구체적인 바람직한 실시예가 예시적으로 그러나 제한적이 아닌 방식으로 도시되는 첨부된 도면을 참조한다. 다른 실시예들이 이용될 수 있으며 본 발명의 사상 및 범위로부터 벗어나지 않으면서 변화될 수 있다는 것이 이해되어야 한다.
도 1을 참조하면, 가스 터빈 엔진(12)의 작동 동안 가스 터빈 엔진(12) 내의 부품의 이미징을 제공하기 위한 이미징 시스템(10)이 도시된다. 특히, 터빈 엔진(12)에 장착된 이미징 시스템(10)이 도시되는데, 상기 이미징 시스템(10)은 외측 케이싱 벽(18)과 터빈 엔진(12) 내 터빈 섹션(turbine section)의 외측 케이싱 벽(18)으로부터 방사상 내측에 지지되는 블레이드 링 구조물(20) 사이로 연장되게 위치된다. 도시된 실시예에서, 이미징 시스템(10)은 세장형 터빈 블레이드(14)를 포함하는 부품 상의 장소를 이미징하기 위해 제공된다. 블레이드(14)는 엔진(12)의 블레이드 링 구조물(20) 내에 규정된 고온 가스 경로(22) 내로 연장하며, 블레이드(14)는 엔진(12)의 회전자(도시안됨)를 위한 회전 축선(16)을 중심으로 한 회전을 위해 지지된다.
이미징 시스템(10)은 엔진(12)의 고온 가스 경로(22)에 있는 부품, 즉 블레이드(14)를 이미징하기 위해 이미징 시스템(10)의 내측 단부(25)에 위치된 이미징 단부(6)를 포함하는 가요성 이미징 번들(24)을 포함한다. 이미징 번들(24)은 고온 가스 경로(22)로부터 변위된 장소에서, 즉 외측 케이싱(18)의 외부 장소에서 블레이드(14)의 이미지를 제공하기 위해 이미징 시스템(10)의 외측 단부(27)에 위치된 관찰 단부(28)를 더 포함한다.
가요성 이미징 번들(24)의 이미징 단부(26)의 일 부분의 확대 단부도를 보여주는, 도 2에서 볼 수 있는 바와 같이, 이미징 단부(26)는 블레이드(14)의 이미지를 수신하기 위해 이미징 평면(32)(도 3 참조)을 형성하는 복수의 리셉터 사이트(receptor site; 30)를 포함한다. 가요성 이미징 번들(24)은 복수의 개별 광 경로를 형성하고, 본 실시예에서, 개별 광 경로가 복수의 광 섬유 번들 소자(34)(이하 광 소자(34))에 의해 형성되며, 또한 도 3을 참조한다. 각각의 광 경로의 단부는 리셉터 사이트(30)에 대응하는 광 소자(34)의 단부에 의해 형성되며, 복수의 광 소자(34)가 가요성 이미징 번들(24) 내에 섬유 번들(fiber bundle; 35)을 형성한다.
가요성 이미징 번들(24)의 관찰 단부(28)는 이미징 단부(26)와 실질적으로 동일한 구성으로 형성되며, 도 2에서 괄호 안의 도면 부호로 예시된다. 즉, 관찰 단부(28)는 복수의 방사 사이트(36)를 포함하며, 각각의 방사 사이트(36)는 이미징 단부(26)에서 수신되는 이미지에 대응하는 이미지의 방사를 실행하도록 각각의 리셉터 사이트(30)에 대응한다.
도 2에서 도시된 바와 같이, 이미징 단부(26)에서의 리셉터 사이트(30)는 미리 결정된 이미징 어레이(38) 형태로 서로에 대해 나란한 관계로 위치된다. 유사하게, 관찰 단부(28)에서의 방사 사이트(36)는 미리 결정된 관찰 어레이(40) 형태로 서로에 대해 나란한 관계로 위치된다. 관찰 어레이(40)를 형성하는 방사 사이트(36)의 장소 및 개수는 이미징 어레이(38)를 형성하는 리셉터 사이트(30)의 장소 및 개수에 일-대-일 대응을 하는 것이 바람직하다. 이미징 어레이(38)는 바람직하게는 이미징 단부(26)에서 직사각형 어레이 형태로 배열되는 리셉터 사이트(30)의 복수의 로우(row)(기준선(R)을 따라 이격됨) 및 컬럼(column)(기준선(C)을 따라 이격됨)을 포함한다. 관찰 어레이(40)는 대응 구성으로 형성되고 관찰 단부(28)에서 직사각형 어레이 형태로 배열되는 방사 사이트(36)의 복수의 로우 및 컬럼을 포함한다.
도 2에 도시된 바와 같은, 본 발명의 일 실시예에서, 각각의 광 소자(34)는 6x6 직사각형 어레이 형태로 배치되는 36개의 10㎛ 광 섬유(33)의 고온 다중-섬유 번들(hot temperature multi-fiber bundle)을 포함한다. 광 섬유(33)는 바람직하게는 뉴욕 엘름스포드(Elmsford, New York)에 소재하는 쇼트 노쓰 어메리카, 아이엔씨.(SCHOTT North America, Inc)로부터 얻을 수 있는 것과 같은 적어도 약 350 ℃ 또는 그 초과의 온도까지 내온성을 가진다. 또한, 광 섬유(33)는 바람직하게는 가시 광으로부터 근 적외선 광까지의 범위 내의, 즉 최대 약 1.7 ㎛ 까지의 파장에서 광에 대해 투과성이다.
리셉터 사이트(30)와 방사 사이트(36) 사이의 일-대-일 대응은 이미징 어레이(38)로부터 관찰 어레이(40)로 간섭성 이미지를 전달하기 위한 가요성 이미징 번들(24)의 구성을 제공한다. 근 적외선 파장에서 간섭성 이미지의 전달은 블레이드(14) 상 이미징된(imaged) 장소의 온도 맵핑을 위해 가요성 이미징 번들(24)의 관찰 단부(28)에서 고 해상도 근 적외선 이미지의 형성을 가능하게 한다. 즉, 이미징된 장소 내의 가시 또는 근 적외선 광 세기의 변화는 이미지에서 세기 변화에 의해 표시된 바와 같이, 블레이드(14) 내의 열 및/또는 구조적 변화의 분석을 위한 온도 맵을 형성하기 위해 얻어질 수 있다.
적어도 약 1000개의 광 섬유(33)가 간섭성 이미지의 전달을 제공하기 위해 요구되는 것으로 믿어진다. 따라서, 본 발명의 일 실시예에서, 적어도 약 30개의 광 소자(34)는 리셉터 및 방사 사이트(30, 36) 각각을 형성하도록 제공될 수 있으며, 리셉터 및 방사 사이트에서 30개의 광 소자(34)는 간섭성 이미지를 제공하기 위해 이미징 및 관찰 단부(26, 28)에서 30x36=1080개의 광 섬유(33)에 대응한다. 실질적으로 1000 개 초과의 광 섬유(33)가 관찰 단부(28)에 제공되는 이미지의 해상도를 증가시키기 위해 제공될 수 있다는 것에 유의하여야 한다. 바람직한 일 실시예에서, 이미징 번들(24)은 10,000개의 광 소자(34)에 대응하는, 360,000개의 광 섬유(33)를 포함할 수 있다. 또한, 각각의 광 소자(34)는 여기서 설명된 것보다 더 많거나 더 적은 개수의 광 섬유(33)로 형성될 수 있다. 대안적으로, 광 소자(34)의 각각에 대해 상술된 바와 같이 복수의 광 섬유(33), 예를 들면 6개의 광 섬유(33)의 그룹화(grouping)를 포함하는 것이 아니라, 광 소자(34)는 이미징 및 관찰 단부(26, 28)의 각각에서 어레이 형태로 배치되는 개별 섬유(33)를 포함할 수 있다.
도 3을 참조하면, 가요성 이미징 번들(24)은 섬유 번들(35)을 둘러싸는 가요성 금속 덮개(42)를 더 포함한다. 가요성 금속 덮개(42)는 적어도 약 350℃ 또는 그 초과의 고온에 대해 내성을 가지는 금속으로 형성된다. 본 발명의 일 실시예에서, 가요성 금속 덮개(42)는 가요성 편조형 스테인레스 강 금속 덮개(flexible braided stainless steel metal sheathing)를 포함할 수 있다. 가요성 금속 덮개(42)는 열에 대해 광 소자(34)를 차폐하기 위해, 그리고 쉘 영역(44)(도 1) 내에 위치된 부품들(도시안됨)과의 접촉으로부터의 손상에 대해 광 소자(34)를 보호하기 위해 광 소자(34)에 대한 보호를 제공하며, 상기 쉘 영역을 통해 가요성 이미징 번들(24)은 블레이드 링 구조물(20)과 외측 케이싱 벽(18) 사이로 연장하여 통과한다. 예시적으로, 쉘 영역(44)을 통하여 연장하기 위한 광 소자의 길이는 약 1.2 미터일 수 있다. 또한, 중간 슬리이브(intermediate sleeve; 37)는 가요성 금속 덮개(42)의 내부와의 접촉으로부터 광 소자(34)를 보호하도록 섬유 번들(35)의 외부 둘레에 제공될 수 있다. 예를 들면, 중간 슬리이브(37)는 섬유 번들(35)에 대한, 마모 손상과 같은, 손상에 대한 보호를 제공하도록 섬유유리 슬리이브(fiberglass sleeve)를 포함할 수 있다.
도 3에서 볼 수 있는 바와 같이, 가요성 이미징 번들(24)은 가요성 이미징 번들(24)의 이미징 단부(26)를 위한 강성 팁 섹션(rigid tip section)을 형성하도록 가요성 금속 덮개(42)의 단부에 체결되는 단부 팁 하우징(end tip housing; 66)을 포함한다. 단부 팁 하우징(66)은 고온 납땜(68)에 의해, 또는 다른 공지된 부착 메카니즘(attachment mechanisms)에 의해 가요성 금속 덮개(42)에 부착될 수 있다. 섬유 번들(35)의 이미징 어레이 단부는 단부 팁 하우징(66) 내에서 부싱(bushing; 70)에 의해 지지되는데, 부싱(70)은 이미징 어레이(38)의 외부 형상과 정합하도록 구성된 내부 개구(72)를 구비하도록 형성될 수 있다. 예를 들면, 내부 개구(72)는 이미징 어레이(38)의 직사각형 형상과 정합하는 직사각형 형상을 가질 수 있다.
도 4를 참조하면, 이미징 시스템(10)은 대물 렌즈 섹션(objective lens section; 47) 및 장착 섹션(mounting section; 49)을 포함하는 이미징 하우징(46)을 포함한다. 장착 섹션(49)은 블레이드 링 구조물(20) 내의 개구(51)를 통하여 장착되며, 블레이드 링 구조물(20)의 방사상 내측에 위치되는 베인 덮개 부분(vane shroud portion; 21)(도 1)으로 연장할 수 있다. 대물 렌즈 섹션(47)은 장착 섹션(49) 내부로 연장하여 장착 섹션(49)에 의해 지지된다. 대물 렌즈 섹션(47)은 이미징 단부(26)를 둘러싸도록 단부 팁 하우징(66)과 결합하고 단부 팁 하우징(66)으로 강성(rigidly) 연결되는 근위 단부(59)를 포함한다. 단부 팁 하우징(66)과 근위 단부(59) 사이의 연결부는 나사산 연결부(61)를 포함할 수 있다.
대물 렌즈 섹션(47)은 고온 가스 경로에 위치되거나 고온 가스 경로에 인접한 원위 단부(55)를 포함하고, 원위 단부(55)에 인접한 장소로부터 근위 단부(59)에 인접한 장소로 대물 렌즈 섹션(47)을 따라 위치된 복수의 렌즈(48)를 포함하는, 광학 부품을 더 포함한다. 대물 렌즈 섹션(47)은 블레이드(14)를 따라서 위치되는 미리 결정된 장소(50)(도 1)로부터의 광을, 가요성 이미징 번들(24)의 이미징 단부(26)에서 이미징 평면(32)(도 3)으로 이미징한다. 특히, 대물 렌즈 섹션(47)의 렌즈(48)는 리셉터 사이트(30)의 이미징 평면(32)으로 미리 결정된 장소(50)를 포커싱(focusing)하도록 구성된다.
미리 결정된 장소(50)는 블레이드(14)의 방사상 외측 팁(radially outer tip; 52)(도 1)과 회전 축선(16) 사이에서 블레이드(14)의 길이를 따르는 위치에 위치될 수 있다. 미리 결정된 장소는, 대물 렌즈 섹션(47)의 렌즈들(48)에 의해 형성되고 각도(θ)에 의해 규정된 시야(63)(도 1) 내의 영역을 포함한다. 시야의 각도(θ)는 약 50°일 수 있다.
도 1을 참조하면, 가요성 이미징 번들(24)의 관찰 단부(28)는 관찰 단부(26)에 대해 설명된 바와 실질적으로 동일한 구성을 갖도록 형성될 수 있다. 이미징 시스템(10)의 외측 단부(27)는 외측 케이싱 벽(18) 상의 접근 포트(access port; 76)로 연장하고, 상기 이미징 시스템(10)의 외측 단부(27)는, 접근 포트(76)에 강성으로 장착되고 가요성 이미징 번들(24)의 관찰 단부(28)에서 단부 팁 하우징(74)을 수용하도록 구성된 관찰 하우징(54)을 포함한다. 관찰 하우징(54)은 또한, 관찰 단부(28)에서의 방사 사이트(36)로부터 카메라(58)로 방사되는 광을 이미징하기 위해 위치된 렌즈(56)를 포함하는, 하나 이상의 광 소자를 둘러쌀 수 있다.
도 1에서 볼 수 있는 바와 같이, 이미징 시스템(10)은 카메라(58)에 의해 수신된 이미지의 기록 및 수집을 제어하기 위한 프로세서(processor; 60)를 더 포함할 수 있다. 카메라(58)는 약 1.5㎛ 정도의, 즉 근 적외선 스펙트럼(spectrum) 범위에서의 파장에서 전달되는 이미지를 수신하여 처리할 뿐만 아니라 가시 광의 범위에서 이미지를 처리하기 위한 어레이를 가지는 근 적외선 촛점면 카메라(near infrared focal plane camera)를 포함할 수 있다.
도 4를 참조하면, 대물 렌즈 섹션(47)의 렌즈(48)는 쉘 영역(44)에 제공된 쉘 공기, 예를 들면 베인 및 관련된 덮개 구조물과 같은 터빈 부품들의 냉각을 위해 쉘 영역(44)으로 제공되는 공기에 의해 냉각된다. 특히, 대물 렌즈 섹션(47)과 개구(51) 사이, 뿐만 아니라 대물 렌즈 섹션(47)과 장착 섹션(49)의 내경 사이에 갭(80)이 제공될 수 있어, 이미징 하우징(46)을 통한 공기 통로를 형성한다. 갭(80)은 대물 렌즈 섹션(47)을 둘러싸는 고리형 영역에 의해 형성될 수 있다. 쉘 영역(44)으로 제공된 공기는, 대물 렌즈 섹션(47)이 블레이드 링 구조물(20)의 쉘 측면(84)과 교차하는 장소(82)에서 갭(gap; 80) 내로 유동할 수 있다. 갭(80)을 통과하는 공기는 원위 단부(55)로 유동하는데, 원위 단부(55)에서 상기 공기가 원위 렌즈(48a)에 인접한 공기의 퍼징(purging) 및 냉각 유동을 제공하도록 챔버(chamber; 86) 내로 통과할 수 있다.
도 3을 더 참조하면, 본 발명은 광 소자(34)를 냉각하기 위한 냉각 공기 유동을 더 제공하여, 터빈 작동 동안 이미징 시스템(10)의 긴 기간 사용을 용이하게 한다. 특히, 쉘 공기를 포함하는 냉각 공기는 가요성 금속 덮개(42)의 벽을 통하여 섬유 번들(35)과 냉각 접촉되게 유동한다. 즉, 가요성 금속 덮개(42)는 공기 투과성이고, 여기서 공기는 도 3 및 도 4에서 유동 라인(flow lines; 88)에 의해 도시된 바와 같이, 가요성 금속 덮개(42)를 형성하는 가요성 편조형 스테인레스 강 금속 덮개의 벽 내의 편조형 요소(braid element)들 사이에 형성된 작은 갭을 통하여 유동할 수 있다. 또한, 공기는 광 소자(34)를 냉각하도록 중간 슬리이브(37)를 통과할 수 있다. 가요성 금속 덮개(42)를 통과하는 공기 유동(88)은 또한 이미징 단부(26)에서 가요성 이미지 번들(24) 외부로 유동할 수 있는데, 부싱(bushing; 70)과 단부 팁 하우징(66) 사이의 하나 또는 둘 이상의 갭을 통하여 외부로 나가거나, 또는 광 소자(34)의 단부에서 이미징 어레이(38)와 부싱(70) 사이의 갭 또는 갭들을 통하여 외부로 나가서, 냉각 공기가 렌즈들(48)의 냉각을 위해 대물 렌즈 섹션(47) 내부로 지나가는 것을 허용한다. 가요성 이미징 번들(24)로부터의 대물 렌즈 섹션(47)에서 수용된 냉각 공기는 갭(80)을 통과하여 원위 단부(55)를 통하여 밖으로 나가는 공기 유동과 합류한다.
쉘 영역(44) 내의 공기가 통상적으로 약 250 psi의 압력에 있으며, 따라서 공기가 가요성 금속 덮개(42)를 통과하게 하고 그리고 대물 렌즈 섹션(47)을 따라 지나가게 하여서 섬유 번들(35) 및 렌즈(48)를 냉각시키기 위해 가압 공기의 소스(source)를 제공하는 것에 유의하여야 한다. 특히, 냉각 공기가 고온 가스 경로(22)의 방향으로 유동하도록, 쉘 영역(44) 내의 공기는 고온 가스 경로(22)의 압력보다 실질적으로 더 큰 압력에 있다. 이 같은 냉각 배열체는 섬유(34)에 지속적인 냉각을 일으켜서, 가요성 이미징 번들(24)에 의해 제공된 지속적인 온-라인 이미징(on-line imaging) 동안 섬유(34)에 대한 열 저하 및/또는 손상을 실질적으로 방지한다.
본 발명의 이미징 시스템(10)은 터빈 엔진의 작동 동안, 즉 이미징 시스템(10)의 이미징 단부(26)를 지나는 블레이드 또는 블레이드들(14)의 회전 운동 동안 블레이드(14)의 미리 결정된 장소(50)의 2차원 이미지를 제공하도록 구성된다. 이미징 시스템(10)은 기준선(R 및 C) 각각에 의해 형성된 방향에 대응할 수 있는 높이 및 길이 크기를 가지는, 시야(63) 내에 형성된 바와 같이, 미리 결정된 장소(50)의 영역 내에 위치된 피쳐들(features)을 포함하는, 이미지를 제공한다. 따라서, 미리 결정된 장소(50)는 도 1에서 관찰 장소(50)에 의해 일반적으로 도시된 바와 같이, 블레이드(14) 상의 관찰 구역 또는 영역을 포함한다.
이미징 시스템(10)은 특히 가요성 이미징 번들(24)을 통하여 가시적 및 근 적외선 이미지를 전달하도록 구성된다. 시스템(10)에 의해 이미징된 피쳐들은 예를 들면 미리 결정된 장소(50) 내의 가시 또는 근 적외선 광 세기에서의 변화를 포함하는, 즉 온도 맵핑을 제공하는 결함 또는 응력의 인디케이터(indicator)를 포함할 수 있다. 예를 들면, 피쳐들은, 이미징 평면(32)에 형성되고 가요성 이미징 번들(24)을 통하여 방사 사이트(36)로 전달된 근 적외선 스펙트럼에서의 이미지를 통해 표시될 수 있으며, 상기 방사 사이트에서, 이미징 평면(32)에서의 상기 이미지에 대응하는, 2차원 이미지가 형성되고 카메라(58)로 전달된다. 미리 결정된 장소(50)의 온도 맵핑은 온-라인으로 수행되고 예를 들면 엔진(12)의 작동 동안 부품의 잠재적 고장을 표시하는 부품에 관한 상태를 확인하기 위해 이용될 수 있다.
이미징 시스템(10)은 다수의 블레이드 패스(blade pass)들로부터 얻어진 이미지들의 고속 처리를 제공하도록 구성된다. 특히, 이미징 시스템(10)은 터빈 엔진(12)의 회전자(도시안됨) 둘레에 위치되는 블레이드들(14)의 각각의 블레이드 패스에 대한 이미지를 얻는다. 이미징 시스템(10)은 지속적인 온-라인 모드(mode)로 작동되며, 여기에서 가시적 및 적외선 이미지가 터빈 엔진(12)의 작동 동안 각각의 블레이드 패스에 대해, 그리고 각각의 회전자 회전시에 지속적으로 얻어질 수 있다.
여기서 개시된 가요성 이미징 번들(24)은 내부 엔진 부품들을 관찰하기 위해 제공된 종래 시스템에서 먼저 맞닥뜨려졌던 접근 제한을 회피하도록 구성된다. 가요성 이미징 번들(24)은, 관찰 단부(28)의 위치에 의해 부과되는 실질적인 제한 없이, 특정하게 선택된 미리 결정된 장소(50)를 관찰하기 위한 이미징 단부(26)의 배치를 가능하게 한다. 예를 들면, 도 1에 도시된 바와 같이, 가요성 이미징 번들(24)은 이미징 단부(26)와 관찰 단부(28) 사이의 비선형 (간접) 가시선을 형성할 수 있고, 실질적으로 벤딩되거나 만곡될 수(bent or curved) 있으며, 즉 가요성 이미징 번들(24)의 마주하는 단부들 사이에 자유롭게 형성된 경로를 제공하도록 하나 또는 둘 이상의 곡률 반경을 갖도록 만곡될 수 있다. 즉, 이미징 단부(26)는 외측 케이싱 벽(18)에 인접한 관찰 단부(28)의 장소 및 배향과 관계없이, 블레이드 링 구조물(20)에 인접하게 위치되고 배향될 수 있다. 따라서, 쉘 영역(44) 내의 가요성 이미징 번들(24)의 형상 및 위치는 쉘 영역(44) 내에 위치된 부품들(도시안됨) 둘레를 따라 연장하도록 및/또는 부품들을 관통하여 연장하도록 용이하게 변경될 수 있다. 또한 쉘 공기에 의해 광학 번들(35)을 냉각하도록 가요성 이미징 번들(24)을 구현하는 것은, 고온 온-라인 적용예에서, 즉 고온 가스 경로(22)에 직접 인접하게 가요성 이미징 번들(24)을 고온 광 소자(34) 및/또는 렌즈들(48)의 실질적인 저하 없이 이용하는 것을 용이하게 한다.
본 발명의 설명으로부터, 본 발명은 터빈 엔진을 통하여 이미지를 이송하기 위한 가요성 도관을 제공하며, 터빈 엔진 내에서 가요성 이미징 번들의 마주하는 단부들은 터빈 상의 바람직한 장소들에서 독립적으로 위치될 수 있다는 것이 명백해야 한다. 또한, 본 발명은 고온 환경, 즉 적어도 350 ℃의 온도에서 간섭성 근 적외선 이미지를 이송하도록 구성되는 내구성이 있는 가요성 구조물과 같은 가요성 이미징 번들을 제공하여 간섭성 이미지가 터빈 작동 동안 터빈의 내부 부품들로부터 얻어질 수 있도록 한다.
비록 본 발명이 블레이드(14)를 포함하는 부품을 관찰하는 것을 특별히 인용하여 설명되었지만, 본 발명은 터빈 엔진(12) 내에 위치된 다른 부품들을 관찰하기 위해 이용될 수 있다는 것을 이해하여야 한다. 예를 들면, 이미징 시스템(10)은 또한 고온 가스 경로(22) 내에 위치된 정지되어 있는 베인(vane; 도시안됨)과 같은, 정지되어 있는 부품을 관찰하기 위해 구현될 수 있다.
본 발명의 특정한 실시예들이 도시되고 설명되었지만, 다양한 다른 변화 및 변형들이 본 발명의 사상 및 범위로부터 이탈하지 않고 이루어질 수 있다는 것이 본 기술 분야의 기술자에게 명백할 것이다. 따라서, 본 발명의 범위 내에 있는 이 같은 변화 및 변형 모두를 첨부된 청구범위들에서 포괄하는 것으로 의도된다.

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  10. 가스 터빈 엔진 내에서 터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치로서, 상기 가스 터빈 엔진은 외측 케이싱 벽(outer casing wall) 및 상기 외측 케이싱 벽으로부터 방사상 내측에 위치된 블레이드 링 구조물(blade ring structure), 그리고 상기 블레이드 링 구조물 내에 형성된 고온 가스 경로 내에서의 회전 축선을 중심으로 한 회전을 위해 지지되는 세장형 터빈 블레이드(elongated turbine blades)를 포함하고,
    상기 터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치는:
    이미징 단부 및 관찰 단부를 포함하는 가요성 섬유 광학 이미징 번들(flexible fiber optic imaging bundle)로서, 상기 이미징 단부를 지나는 상기 고온 가스 경로 내에서의 상기 블레이드의 회전 운동 동안 상기 블레이드 상의 미리 결정된 위치를 이미징하기 위해 상기 블레이드 링 구조물 근처에서 상기 터빈 엔진에 상기 이미징 단부가 장착되며, 상기 관찰 단부는 상기 외측 케이싱 벽 근처에서 상기 터빈 엔진에 장착되고 상기 고온 가스 경로로부터 변위된 위치에서 상기 블레이드의 간섭성 이미지(coherent image)를 제공하고, 상기 이미징 단부는 상기 이미징 단부를 지나는 상기 블레이드의 운동 동안 상기 블레이드의 이미지를 수신하기 위한 이미징 평면을 형성하는 복수의 리셉터 사이트를 포함하고, 상기 가요성 섬유 광학 이미징 번들은 복수의 고온 광 소자를 포함하며 각각의 고온 광 소자는 리셉터 사이트에 대응하는 개별 광 경로를 형성하는, 가요성 섬유 광학 이미징 번들; 및
    상기 고온 광 소자들을 둘러싸고 상기 블레이드 링 구조물과 상기 외측 케이싱 벽 사이의 쉘 영역(shell area)을 통하여 연장하는, 가요성 금속 덮개(sheath)를 포함하며,
    상기 관찰 단부는 복수의 방사 사이트를 포함하며, 각각의 방사 사이트는 상기 이미징 번들의 광 소자의 단부에서 형성되고 상기 이미징 단부에서 수신된 상기 이미지에 대응하는 간섭성 2차원 이미지의 방사를 실행하도록 리셉터 사이트에 대응되고,
    상기 가요성 금속 덮개는, 가요성 편조형(braided) 금속 덮개를 포함하며, 상기 가요성 섬유 광학 이미징 번들 내의 상기 광 소자로 냉각 공기의 통과를 제공하기 위해 공기에 대해 투과성이고,
    상기 냉각 공기는, 상기 블레이드 링 구조물과 상기 외측 케이싱 벽(outer casing wall) 사이의 상기 쉘 영역을 통과하는 공기 및 상기 고온 가스 경로 내의 압력보다 더 높은 압력의 공기를 포함하는,
    터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 이미징 단부는, 상기 회전 축선과 상기 블레이드의 단부 사이의 장소를 포함하는 상기 블레이드 상의 미리 결정된 장소로부터 이미지를 수신하도록, 지향되는,
    터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치.
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  14. 제 10 항에 있어서,
    상기 광 소자들의 마주하는 단부들은 상기 리셉터 및 방사 사이트들을 형성하며, 상기 리셉터 사이트들 및 방사 사이트들은 상기 이미징 단부 및 관찰 단부 각각에서 나란한 관계로 위치되며, 상기 리셉터 사이트에 형성된 상기 블레이드 상의 미리 결정된 장소의 이미지가 상기 방사 사이트에서 복제되는(duplicated),
    터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치.
  15. 제 14 항에 있어서,
    상기 이미징 단부는 상기 관찰 단부에서 근 적외선 이미지를 제공하기 위해 상기 광 소자를 통하여 이송되는 근 적외선 이미지를 포함하는 이미지를 수신하고, 상기 근 적외선 이미지는 상기 가스 터빈 엔진의 작동 동안 상기 블레이드 상의 미리 결정된 장소로부터 얻어진 세기 변화의 이미지를 포함하는 온도 맵핑(temperature mapping)을 제공하는,
    터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치.
  16. 제 15 항에 있어서,
    상기 고온 광 소자는 상기 가스 터빈 엔진의 작동 동안 이미지를 이송하도록 350℃ 이상의 온도에 대해 내온성을 가지는 광 섬유를 포함하는,
    터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치.
  17. 제 10 항에 있어서,
    상기 가요성 섬유 광학 이미징 번들은 상기 블레이드 링 구조물과 상기 외측 케이싱 벽 사이의 가요성 간접 가시선(line-of-sight) 광학 경로를 형성하는,
    터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치.
  18. 제 17 항에 있어서,
    상기 이미징 단부는 상기 외측 케이싱 벽에 대해 인접한 상기 관찰 단부의 장소 및 배향과 관계없이 상기 블레이드 링 구조물에 인접하게 위치되고 배향되는,
    터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치.
  19. 가스 터빈 엔진 내에서 터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치로서, 상기 가스 터빈 엔진은 외측 케이싱 벽(outer casing wall) 및 상기 외측 케이싱 벽으로부터 방사상 내측에 위치된 블레이드 링 구조물(blade ring structure), 그리고 상기 블레이드 링 구조물 내에 형성된 고온 가스 경로 내에서의 회전 축선을 중심으로 한 회전을 위해 지지되는 세장형 터빈 블레이드(elongated turbine blades)를 포함하고,
    상기 터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치는:
    이미징 단부 및 관찰 단부를 포함하는 가요성 섬유 광학 이미징 번들(flexible fiber optic imaging bundle)로서, 상기 이미징 단부를 지나는 상기 고온 가스 경로 내에서의 상기 블레이드의 회전 운동 동안 상기 블레이드 상의 미리 결정된 위치를 이미징하기 위해 상기 블레이드 링 구조물 근처에서 상기 터빈 엔진에 상기 이미징 단부가 장착되며, 상기 관찰 단부는 상기 외측 케이싱 벽 근처에서 상기 터빈 엔진에 장착되고 상기 고온 가스 경로로부터 변위된 위치에서 상기 블레이드의 간섭성 이미지를 제공하고, 상기 이미징 단부는 상기 이미징 단부를 지나는 상기 블레이드의 운동 동안 상기 블레이드의 이미지를 수신하기 위한 이미징 평면을 형성하는 복수의 리셉터 사이트를 포함하고, 상기 가요성 섬유 광학 이미징 번들은 복수의 고온 광 소자를 포함하며 각각의 고온 광 소자는 리셉터 사이트에 대응하는 개별 광 경로를 형성하는, 가요성 섬유 광학 이미징 번들;
    상기 고온 광 소자들을 둘러싸고 상기 블레이드 링 구조물과 상기 외측 케이싱 벽 사이의 쉘 영역(shell area)을 통하여 연장하는, 가요성 금속 덮개;
    상기 블레이드로부터 상기 이미징 단부로 광을 이미징하기 위해 하우징 내에 위치된 하나 이상의 광학 소자 및 상기 이미징 단부를 둘러싸는, 하우징; 및
    상기 블레이드 링 구조물과 상기 외측 케이싱 벽 사이의 상기 쉘 영역을 통과하는 공기 및 상기 고온 가스 경로 내의 압력 보다 높은 압력의 공기를 포함하는, 냉각 공기를 수용하기 위해 상기 하우징을 통과하여 형성되는 공기 통로;를 포함하고,
    상기 관찰 단부는 복수의 방사 사이트를 포함하며, 각각의 방사 사이트는 상기 이미징 번들의 광 소자의 단부에서 형성되고 상기 이미징 단부에서 수신된 상기 이미지에 대응하는 간섭성 2차원 이미지의 방사를 실행하도록 리셉터 사이트에 대응되는,
    터빈 블레이드 상의 위치를 이미징하기 위한 장치.
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