光学式パイロメータ
【課題】広い環境温度範囲でフォトダイオードの温度補正ができる光学式パイロメータを提供する。
【解決手段】タービンブレードに一端を臨ませた光ファイバ２の他端に設けられて光強度を検出するフォトダイオード３と、フォトダイオード３の温度を検出する電流出力式温度センサ４と、あらかじめフォトダイオード３の温度をパラメータとしてタービンブレードの温度とフォトダイオード３の検出信号との関係を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブル７と、フォトダイオード３の温度とフォトダイオード３の検出信号に基づいてテーブル７からタービンブレードの温度を求める演算部８とを備えた。
【解決手段】タービンブレードに一端を臨ませた光ファイバ２の他端に設けられて光強度を検出するフォトダイオード３と、フォトダイオード３の温度を検出する電流出力式温度センサ４と、あらかじめフォトダイオード３の温度をパラメータとしてタービンブレードの温度とフォトダイオード３の検出信号との関係を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブル７と、フォトダイオード３の温度とフォトダイオード３の検出信号に基づいてテーブル７からタービンブレードの温度を求める演算部８とを備えた。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、広い環境温度範囲でフォトダイオードの温度補正ができる光学式パイロメータに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空エンジンのタービンブレードの温度を測定するパイロメータには、タービンブレードから放射される赤外線を受光することによりタービンブレードの温度を測定する光学式パイロメータがある。
【０００３】
光学式パイロメータのような光学式温度センサには光電変換素子が内蔵される。光電変換素子は、光（赤外線）の強度を電圧信号に変換するものであり、例えば、フォトダイオードである。フォトダイオードのような光電変換素子には、温度依存性があり、光電変換素子の温度によって感度（光強度に対する電圧信号の変化の割合）が変動する。このため、光学式温度センサが置かれている環境温度によって測定した対象物の温度が変動する。これを温度ドリフトという。
【０００４】
この変動を防ぐために、一般の光学式温度センサでは、温度補正素子を用いた温度補正回路を付加する。
【０００５】
図５に示されるように、従来の光学式温度センサ４１は、対象物（図示せず）の光強度を検出するフォトダイオード４２と、該フォトダイオード４２の検出信号を電流／電圧変換して対象物の温度を表す電圧信号を出力する電流／電圧変換器４３と、上記フォトダイオード４２と熱結合させた電流出力式温度センサと４４、該電流出力式温度センサ４４を介して上記電流／電圧変換器４３の電圧を入力しゲイン調節するゲイン調整アンプ４５とを備える。
【０００６】
電流出力式温度センサ４４は、例えば、サーミスタである。
【０００７】
このようにフォトダイオード４２の温度を電流出力式温度センサと４４で検出してゲイン調整しフォトダイオード４２の温度依存した出力を補正することで、フォトダイオード４２の温度依存を補正して対象物の温度を求めることができる。
【０００８】
【特許文献１】特開平１１−７２３９０号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
ところで、タービンブレードの温度を測定する光学式パイロメータは、−５４℃から＋２００℃の過酷な環境温度範囲で使用される。
【００１０】
一般の工場や家庭などで使用される光学式温度センサ４１は、環境温度が常温かその近傍である。この程度の狭い温度範囲では、フォトダイオード４２の温度依存性による出力変動は小さく、温度依存した出力を図４の回路で十分に補正できる。
【００１１】
しかし、タービンブレードの温度を測定する光学式パイロメータは、環境温度の温度範囲が広い。このように広い環境温度範囲では、フォトダイオードの温度依存性が非常に大きい。このため、タービンブレードの温度を測定する光学式パイロメータに図５の回路を適用しても、温度依存した出力を補正できない。
【００１２】
このように、航空エンジンの分野では、一般の工場や家庭などで使用される機器にはない使用環境温度であるため、新規な光学式パイロメータが望まれる。
【００１３】
一方、光学式パイロメータは航空機に搭載するものであるため、小型軽量である必要があり、複雑なものや重量が重いものは採用できない。従って、フォトダイオードの温度依存性による出力変動を補正する回路が複雑化するのは好ましくない。
【００１４】
そこで、本発明の目的は、上記課題を解決し、広い環境温度範囲でフォトダイオードの温度補正ができる光学式パイロメータを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
上記目的を達成するために本発明は、航空エンジンのタービンブレードに一端を臨ませた光ファイバと、該光ファイバの他端に設けられて上記タービンブレードの光強度を検出するフォトダイオードと、該フォトダイオードに添わせて設けられ該フォトダイオードの温度を検出する電流出力式温度センサと、上記フォトダイオードの検出信号を数値化するＡ／Ｄ変換器と、上記電流出力式温度センサの検出信号を上記フォトダイオードの温度として数値化するＡ／Ｄ変換器と、あらかじめ上記フォトダイオードの温度をパラメータとして上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオードの検出信号との関係を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブルと、上記フォトダイオードの温度と上記フォトダイオードの検出信号に基づいて上記温度補正付き光強度温度変換テーブルを参照することにより、上記タービンブレードの温度を求める演算部とを備えたものである。
【００１６】
上記２つのＡ／Ｄ変換器と温度補正付き光強度温度変換テーブルと演算部とが１チップのＬＳＩに形成されてもよい。
【００１７】
上記温度補正付き光強度温度変換テーブルは、上記フォトダイオードの温度が航空エンジン搭載時の環境温度範囲における上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオードの検出信号との関係を設定されてもよい。
【発明の効果】
【００１８】
本発明は次の如き優れた効果を発揮する。
【００１９】
（１）広い環境温度範囲でフォトダイオードの温度補正ができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
以下、本発明の一実施形態を添付図面に基づいて詳述する。
【００２１】
図１に示されるように、本発明に係る光学式パイロメータ１は、航空エンジン（図２参照）のタービンブレード（図示せず）に一端を臨ませた光ファイバ２と、該光ファイバ２の他端に設けられて上記タービンブレードの光強度を検出するフォトダイオード３と、該フォトダイオード３に添わせて設けられ該フォトダイオード３の温度を検出する電流出力式温度センサ４と、上記フォトダイオード３の検出信号を数値化するＡ／Ｄ変換器５と、上記電流出力式温度センサ４の検出信号を上記フォトダイオード３の温度として数値化するＡ／Ｄ変換器６と、あらかじめ上記フォトダイオード３の温度をパラメータとして上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオード３の検出信号との関係を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブル（パラメータテーブルとも言う）７と、上記フォトダイオード３の温度と上記フォトダイオード３の検出信号に基づいて上記温度補正付き光強度温度変換テーブル７を参照することにより、上記タービンブレードの温度を求める演算部８とを備えたものである。
【００２２】
本実施形態では、上記２つのＡ／Ｄ変換器５，６と温度補正付き光強度温度変換テーブル７と演算部８とが１チップのＬＳＩ９に形成されている。ＬＳＩ９は、所望のソフトウェアを搭載可能なＣＰＵとメモリ、あるいは所望の回路形態にカスタマイズ可能なデジタル演算処理回路網を有することにより、演算部８を形成するものである。また、ＬＳＩ９は、複数チャンネルのＡ／Ｄ変換器と複数チャンネルのＤ／Ａ変換器とを内蔵している。この内蔵Ａ／Ｄ変換器をＡ／Ｄ変換器５，６として使用されている。また、内蔵Ｄ／Ａ変換器の一つは、演算部８で得られたタービンブレードの温度（数値）をアナログの温度出力信号として外部に出力するためのＤ／Ａ変換器１０として使用されている。ＬＳＩ９として、Ａ／Ｄ変換器とＤ／Ａ変換器とを内蔵したワンチップマイコンであるサイプレスセミコンダクタ社のＰＳｏＣ（登録商標）を用いても良い。
【００２３】
フォトダイオード３は電流／電圧変換器１１の入力端に接続され、電流／電圧変換器１１の出力端がＡ／Ｄ変換器５に接続されている。電流出力式温度センサ４は電流／電圧変換器１２の入力端に接続され、電流／電圧変換器１２の出力端がＡ／Ｄ変換器６に接続されている。
【００２４】
図２に示されるように、本発明に係る光学式パイロメータ１は、センサヘッド部２１と回路部２２とからなる。センサヘッド部２１には光ファイバ２の一端が収容されている。センサヘッド部２１は、航空エンジン２３の外部から航空エンジン２３の内部に挿入されている。センサヘッド部２１は、航空エンジン２３の内部でタービンブレード（図示せず）に光ファイバ２の一端を臨ませた状態で固定されている。
【００２５】
光ファイバ２は航空エンジン２３の外部を引き回されて回路部２２まで配線されている。光ファイバ２の他端は回路部２２内に固定されている。回路部２２は、図１に示したフォトダイオード３、電流出力式温度センサ４、ＬＳＩ９などを収容したものである。回路部２２は、航空エンジン２３の外壁に取り付けられる。
【００２６】
図３に、光学式パイロメータ１のＬＳＩ９における処理フローを示す。
【００２７】
ステップＳ１では、フォトダイオード３の出力Ｘの取り込みが行われる。出力Ｘは、例えば０〜５Ｖの範囲で変化するアナログ量である。ステップＳ２では、出力Ｘが物理量ｘに変換される。物理量ｘは、例えばμＡの単位で表される電流のデジタル量である。
【００２８】
一方、ステップＳ３では、フォトダイオード３の温度（電流出力式温度センサ４の温度）Ｙの取り込みが行われる。温度Ｙは、例えば０〜５Ｖの範囲で変化するアナログ量である。ステップＳ４では、温度Ｙが物理量ｙに変換される。物理量ｙは、例えばＫの単位で表される温度のデジタル量である。
【００２９】
ステップＳ５では、光源温度（タービンブレードの温度）ｆ（ｘ，ｙ）が計算される。光源温度ｆは、例えばＫの単位で表される温度のデジタル量である。ステップＳ６では、出力単位の変換が行われる。例えば、出力Ｆは、光源温度ｆを電圧（単位Ｖ）に変換したアナログ量である。
【００３０】
ステップＳ７では、オフセット電圧Ｚが用意される。オフセット電圧Ｚは、例えば単位Ｖのアナログ量である。ステップＳ８では、出力Ｆとオフセット電圧Ｚが加算される。
【００３１】
なお、図３の処理フローにおいて、ステップＳ５で行う計算は、フォトダイオード３の温度依存性特性を表した演算式を用いても良いし、この温度依存性特性に基づいて物理量ｘと物理量ｙと光源温度ｆとを対応付けたマップをあらかじめ温度補正付き光強度温度変換テーブル７に用意しておき、このマップを物理量ｘと物理量ｙで検索して光源温度ｆを求めても良い。
【００３２】
図４に、フォトダイオード３の温度をパラメータとして、タービンブレードの温度とフォトダイオード３の検出信号（電流）との関係をグラフにして示す。なお、電流値は、タービンブレードの温度が１０００℃、フォトダイオード温度が２５℃のときを１とした。温度補正付き光強度温度変換テーブル７には、このグラフが数値化（離散化）されて設定される。パラメータとするフォトダイオード３の温度範囲は、回路部２２が設置される航空エンジン２３の外壁における環境温度の範囲が好ましい。
【００３３】
本発明の光学式パイロメータ１の動作を説明する。
【００３４】
センサヘッド部２１に収容されている光ファイバ２の一端は、航空エンジン２３の内部でタービンブレードに臨んでいる。タービンブレードからは温度に応じて光強度が変化する放射光が放射され、その放射光が光ファイバ２に入射する。光ファイバ２を伝送された放射光は、航空エンジン２３の外壁に取り付けられている回路部２２のフォトダイオード３に入射する。
【００３５】
フォトダイオード３は、入射光の光強度にほぼ比例（ただし、温度に依存する）した電力を生じる。その電流が電流／電圧変換器１１で電圧に変換されて受光出力電圧、すなわちタービンブレードの光強度を示す検出信号となる。この検出信号がＬＳＩ９に入力される。タービンブレードの光強度の検出信号は、ＬＳＩ９内のＡ／Ｄ変換器５で数値化され、その数値が演算部８にいったん蓄積される。
【００３６】
一方、電流出力式温度センサ４は、フォトダイオード３の温度によって変化する電流を生じる。その電流が電流／電圧変換器１２で電圧に変換されてフォトダイオード３の温度を示す検出信号となる。この検出信号がＬＳＩ９に入力される。フォトダイオード３の温度の検出信号は、ＬＳＩ９内のＡ／Ｄ変換器６で数値化され、その数値が演算部８にいったん蓄積される。
【００３７】
演算部８では、フォトダイオード３の温度とフォトダイオード３の検出信号（タービンブレードの光強度を示す検出信号）に基づいて温度補正付き光強度温度変換テーブル７が参照される。
【００３８】
温度補正付き光強度温度変換テーブル７には、フォトダイオード３の温度が航空エンジン搭載時の環境温度範囲におけるタービンブレードの温度とフォトダイオード３の検出信号との関係があらかじめ数値化されて設定されている。従って、演算部８がフォトダイオード３の温度とフォトダイオード３の検出信号に基づいて温度補正付き光強度温度変換テーブル７を参照すると、タービンブレードの温度が求まる。
【００３９】
演算部８が出力したタービンブレードの温度値がＤ／Ａ変換器１０でアナログの温度出力信号に変換され、外部に出力される。
【００４０】
本発明によれば、フォトダイオード３の近傍に電流出力式温度センサ４を配置し、フォトダイオード３の出力と電流出力式温度センサ４の出力を数値化し、フォトダイオード３の温度依存性に基づく数値を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブル７を参照するようにしたので、環境温度に依存しないでタービンブレードの温度が測定される。
【００４１】
また、本発明によれば、演算部８をＡ／Ｄ変換器・Ｄ／Ａ変換器付きのワンチップマイコンで実現したので、回路構成が簡素になると共に重量が軽減され、航空機には好適な小型軽量の光学式パイロメータ１が提供される。
【００４２】
また、本発明によれば、演算部８をワンチップマイコンで実現したので、温度依存性が異なるフォトダイオードを使用する場合も、微調整（校正）がソフトウェアの部分的変更あるいは温度補正付き光強度温度変換テーブル７の書き換えで簡単に対応できる。
【００４３】
また、本発明によれば、温度補正付き光強度温度変換テーブル７に、フォトダイオード３の温度が航空エンジン搭載時の広い環境温度範囲のデータを書き込んだので、環境温度範囲が広い航空エンジンに適用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００４４】
【図１】本発明の一実施形態を示す光学式パイロメータの構成図である。
【図２】図１の光学式パイロメータを取り付けた航空エンジンの中心線の片側を示した側面図である。
【図３】図１の光学式パイロメータのＬＳＩが実行する処理のフローチャートである。
【図４】フォトダイオードの温度依存性を示す特性グラフである。
【図５】従来の光学式温度センサの構成図である。
【符号の説明】
【００４５】
１ 光学式パイロメータ
２ 光ファイバ
３ フォトダイオード
４ 電流出力式温度センサ
５，６ Ａ／Ｄ変換器
７ 温度補正付き光強度温度変換テーブル
８ 演算部
９ ＬＳＩ
１０ Ｄ／Ａ変換器
１１ 電流／電圧変換器
１２ 電流／電圧変換器
２１ センサヘッド部
２２ 回路部
２３ 航空エンジン
【技術分野】
【０００１】
本発明は、広い環境温度範囲でフォトダイオードの温度補正ができる光学式パイロメータに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空エンジンのタービンブレードの温度を測定するパイロメータには、タービンブレードから放射される赤外線を受光することによりタービンブレードの温度を測定する光学式パイロメータがある。
【０００３】
光学式パイロメータのような光学式温度センサには光電変換素子が内蔵される。光電変換素子は、光（赤外線）の強度を電圧信号に変換するものであり、例えば、フォトダイオードである。フォトダイオードのような光電変換素子には、温度依存性があり、光電変換素子の温度によって感度（光強度に対する電圧信号の変化の割合）が変動する。このため、光学式温度センサが置かれている環境温度によって測定した対象物の温度が変動する。これを温度ドリフトという。
【０００４】
この変動を防ぐために、一般の光学式温度センサでは、温度補正素子を用いた温度補正回路を付加する。
【０００５】
図５に示されるように、従来の光学式温度センサ４１は、対象物（図示せず）の光強度を検出するフォトダイオード４２と、該フォトダイオード４２の検出信号を電流／電圧変換して対象物の温度を表す電圧信号を出力する電流／電圧変換器４３と、上記フォトダイオード４２と熱結合させた電流出力式温度センサと４４、該電流出力式温度センサ４４を介して上記電流／電圧変換器４３の電圧を入力しゲイン調節するゲイン調整アンプ４５とを備える。
【０００６】
電流出力式温度センサ４４は、例えば、サーミスタである。
【０００７】
このようにフォトダイオード４２の温度を電流出力式温度センサと４４で検出してゲイン調整しフォトダイオード４２の温度依存した出力を補正することで、フォトダイオード４２の温度依存を補正して対象物の温度を求めることができる。
【０００８】
【特許文献１】特開平１１−７２３９０号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
ところで、タービンブレードの温度を測定する光学式パイロメータは、−５４℃から＋２００℃の過酷な環境温度範囲で使用される。
【００１０】
一般の工場や家庭などで使用される光学式温度センサ４１は、環境温度が常温かその近傍である。この程度の狭い温度範囲では、フォトダイオード４２の温度依存性による出力変動は小さく、温度依存した出力を図４の回路で十分に補正できる。
【００１１】
しかし、タービンブレードの温度を測定する光学式パイロメータは、環境温度の温度範囲が広い。このように広い環境温度範囲では、フォトダイオードの温度依存性が非常に大きい。このため、タービンブレードの温度を測定する光学式パイロメータに図５の回路を適用しても、温度依存した出力を補正できない。
【００１２】
このように、航空エンジンの分野では、一般の工場や家庭などで使用される機器にはない使用環境温度であるため、新規な光学式パイロメータが望まれる。
【００１３】
一方、光学式パイロメータは航空機に搭載するものであるため、小型軽量である必要があり、複雑なものや重量が重いものは採用できない。従って、フォトダイオードの温度依存性による出力変動を補正する回路が複雑化するのは好ましくない。
【００１４】
そこで、本発明の目的は、上記課題を解決し、広い環境温度範囲でフォトダイオードの温度補正ができる光学式パイロメータを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
上記目的を達成するために本発明は、航空エンジンのタービンブレードに一端を臨ませた光ファイバと、該光ファイバの他端に設けられて上記タービンブレードの光強度を検出するフォトダイオードと、該フォトダイオードに添わせて設けられ該フォトダイオードの温度を検出する電流出力式温度センサと、上記フォトダイオードの検出信号を数値化するＡ／Ｄ変換器と、上記電流出力式温度センサの検出信号を上記フォトダイオードの温度として数値化するＡ／Ｄ変換器と、あらかじめ上記フォトダイオードの温度をパラメータとして上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオードの検出信号との関係を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブルと、上記フォトダイオードの温度と上記フォトダイオードの検出信号に基づいて上記温度補正付き光強度温度変換テーブルを参照することにより、上記タービンブレードの温度を求める演算部とを備えたものである。
【００１６】
上記２つのＡ／Ｄ変換器と温度補正付き光強度温度変換テーブルと演算部とが１チップのＬＳＩに形成されてもよい。
【００１７】
上記温度補正付き光強度温度変換テーブルは、上記フォトダイオードの温度が航空エンジン搭載時の環境温度範囲における上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオードの検出信号との関係を設定されてもよい。
【発明の効果】
【００１８】
本発明は次の如き優れた効果を発揮する。
【００１９】
（１）広い環境温度範囲でフォトダイオードの温度補正ができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
以下、本発明の一実施形態を添付図面に基づいて詳述する。
【００２１】
図１に示されるように、本発明に係る光学式パイロメータ１は、航空エンジン（図２参照）のタービンブレード（図示せず）に一端を臨ませた光ファイバ２と、該光ファイバ２の他端に設けられて上記タービンブレードの光強度を検出するフォトダイオード３と、該フォトダイオード３に添わせて設けられ該フォトダイオード３の温度を検出する電流出力式温度センサ４と、上記フォトダイオード３の検出信号を数値化するＡ／Ｄ変換器５と、上記電流出力式温度センサ４の検出信号を上記フォトダイオード３の温度として数値化するＡ／Ｄ変換器６と、あらかじめ上記フォトダイオード３の温度をパラメータとして上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオード３の検出信号との関係を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブル（パラメータテーブルとも言う）７と、上記フォトダイオード３の温度と上記フォトダイオード３の検出信号に基づいて上記温度補正付き光強度温度変換テーブル７を参照することにより、上記タービンブレードの温度を求める演算部８とを備えたものである。
【００２２】
本実施形態では、上記２つのＡ／Ｄ変換器５，６と温度補正付き光強度温度変換テーブル７と演算部８とが１チップのＬＳＩ９に形成されている。ＬＳＩ９は、所望のソフトウェアを搭載可能なＣＰＵとメモリ、あるいは所望の回路形態にカスタマイズ可能なデジタル演算処理回路網を有することにより、演算部８を形成するものである。また、ＬＳＩ９は、複数チャンネルのＡ／Ｄ変換器と複数チャンネルのＤ／Ａ変換器とを内蔵している。この内蔵Ａ／Ｄ変換器をＡ／Ｄ変換器５，６として使用されている。また、内蔵Ｄ／Ａ変換器の一つは、演算部８で得られたタービンブレードの温度（数値）をアナログの温度出力信号として外部に出力するためのＤ／Ａ変換器１０として使用されている。ＬＳＩ９として、Ａ／Ｄ変換器とＤ／Ａ変換器とを内蔵したワンチップマイコンであるサイプレスセミコンダクタ社のＰＳｏＣ（登録商標）を用いても良い。
【００２３】
フォトダイオード３は電流／電圧変換器１１の入力端に接続され、電流／電圧変換器１１の出力端がＡ／Ｄ変換器５に接続されている。電流出力式温度センサ４は電流／電圧変換器１２の入力端に接続され、電流／電圧変換器１２の出力端がＡ／Ｄ変換器６に接続されている。
【００２４】
図２に示されるように、本発明に係る光学式パイロメータ１は、センサヘッド部２１と回路部２２とからなる。センサヘッド部２１には光ファイバ２の一端が収容されている。センサヘッド部２１は、航空エンジン２３の外部から航空エンジン２３の内部に挿入されている。センサヘッド部２１は、航空エンジン２３の内部でタービンブレード（図示せず）に光ファイバ２の一端を臨ませた状態で固定されている。
【００２５】
光ファイバ２は航空エンジン２３の外部を引き回されて回路部２２まで配線されている。光ファイバ２の他端は回路部２２内に固定されている。回路部２２は、図１に示したフォトダイオード３、電流出力式温度センサ４、ＬＳＩ９などを収容したものである。回路部２２は、航空エンジン２３の外壁に取り付けられる。
【００２６】
図３に、光学式パイロメータ１のＬＳＩ９における処理フローを示す。
【００２７】
ステップＳ１では、フォトダイオード３の出力Ｘの取り込みが行われる。出力Ｘは、例えば０〜５Ｖの範囲で変化するアナログ量である。ステップＳ２では、出力Ｘが物理量ｘに変換される。物理量ｘは、例えばμＡの単位で表される電流のデジタル量である。
【００２８】
一方、ステップＳ３では、フォトダイオード３の温度（電流出力式温度センサ４の温度）Ｙの取り込みが行われる。温度Ｙは、例えば０〜５Ｖの範囲で変化するアナログ量である。ステップＳ４では、温度Ｙが物理量ｙに変換される。物理量ｙは、例えばＫの単位で表される温度のデジタル量である。
【００２９】
ステップＳ５では、光源温度（タービンブレードの温度）ｆ（ｘ，ｙ）が計算される。光源温度ｆは、例えばＫの単位で表される温度のデジタル量である。ステップＳ６では、出力単位の変換が行われる。例えば、出力Ｆは、光源温度ｆを電圧（単位Ｖ）に変換したアナログ量である。
【００３０】
ステップＳ７では、オフセット電圧Ｚが用意される。オフセット電圧Ｚは、例えば単位Ｖのアナログ量である。ステップＳ８では、出力Ｆとオフセット電圧Ｚが加算される。
【００３１】
なお、図３の処理フローにおいて、ステップＳ５で行う計算は、フォトダイオード３の温度依存性特性を表した演算式を用いても良いし、この温度依存性特性に基づいて物理量ｘと物理量ｙと光源温度ｆとを対応付けたマップをあらかじめ温度補正付き光強度温度変換テーブル７に用意しておき、このマップを物理量ｘと物理量ｙで検索して光源温度ｆを求めても良い。
【００３２】
図４に、フォトダイオード３の温度をパラメータとして、タービンブレードの温度とフォトダイオード３の検出信号（電流）との関係をグラフにして示す。なお、電流値は、タービンブレードの温度が１０００℃、フォトダイオード温度が２５℃のときを１とした。温度補正付き光強度温度変換テーブル７には、このグラフが数値化（離散化）されて設定される。パラメータとするフォトダイオード３の温度範囲は、回路部２２が設置される航空エンジン２３の外壁における環境温度の範囲が好ましい。
【００３３】
本発明の光学式パイロメータ１の動作を説明する。
【００３４】
センサヘッド部２１に収容されている光ファイバ２の一端は、航空エンジン２３の内部でタービンブレードに臨んでいる。タービンブレードからは温度に応じて光強度が変化する放射光が放射され、その放射光が光ファイバ２に入射する。光ファイバ２を伝送された放射光は、航空エンジン２３の外壁に取り付けられている回路部２２のフォトダイオード３に入射する。
【００３５】
フォトダイオード３は、入射光の光強度にほぼ比例（ただし、温度に依存する）した電力を生じる。その電流が電流／電圧変換器１１で電圧に変換されて受光出力電圧、すなわちタービンブレードの光強度を示す検出信号となる。この検出信号がＬＳＩ９に入力される。タービンブレードの光強度の検出信号は、ＬＳＩ９内のＡ／Ｄ変換器５で数値化され、その数値が演算部８にいったん蓄積される。
【００３６】
一方、電流出力式温度センサ４は、フォトダイオード３の温度によって変化する電流を生じる。その電流が電流／電圧変換器１２で電圧に変換されてフォトダイオード３の温度を示す検出信号となる。この検出信号がＬＳＩ９に入力される。フォトダイオード３の温度の検出信号は、ＬＳＩ９内のＡ／Ｄ変換器６で数値化され、その数値が演算部８にいったん蓄積される。
【００３７】
演算部８では、フォトダイオード３の温度とフォトダイオード３の検出信号（タービンブレードの光強度を示す検出信号）に基づいて温度補正付き光強度温度変換テーブル７が参照される。
【００３８】
温度補正付き光強度温度変換テーブル７には、フォトダイオード３の温度が航空エンジン搭載時の環境温度範囲におけるタービンブレードの温度とフォトダイオード３の検出信号との関係があらかじめ数値化されて設定されている。従って、演算部８がフォトダイオード３の温度とフォトダイオード３の検出信号に基づいて温度補正付き光強度温度変換テーブル７を参照すると、タービンブレードの温度が求まる。
【００３９】
演算部８が出力したタービンブレードの温度値がＤ／Ａ変換器１０でアナログの温度出力信号に変換され、外部に出力される。
【００４０】
本発明によれば、フォトダイオード３の近傍に電流出力式温度センサ４を配置し、フォトダイオード３の出力と電流出力式温度センサ４の出力を数値化し、フォトダイオード３の温度依存性に基づく数値を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブル７を参照するようにしたので、環境温度に依存しないでタービンブレードの温度が測定される。
【００４１】
また、本発明によれば、演算部８をＡ／Ｄ変換器・Ｄ／Ａ変換器付きのワンチップマイコンで実現したので、回路構成が簡素になると共に重量が軽減され、航空機には好適な小型軽量の光学式パイロメータ１が提供される。
【００４２】
また、本発明によれば、演算部８をワンチップマイコンで実現したので、温度依存性が異なるフォトダイオードを使用する場合も、微調整（校正）がソフトウェアの部分的変更あるいは温度補正付き光強度温度変換テーブル７の書き換えで簡単に対応できる。
【００４３】
また、本発明によれば、温度補正付き光強度温度変換テーブル７に、フォトダイオード３の温度が航空エンジン搭載時の広い環境温度範囲のデータを書き込んだので、環境温度範囲が広い航空エンジンに適用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００４４】
【図１】本発明の一実施形態を示す光学式パイロメータの構成図である。
【図２】図１の光学式パイロメータを取り付けた航空エンジンの中心線の片側を示した側面図である。
【図３】図１の光学式パイロメータのＬＳＩが実行する処理のフローチャートである。
【図４】フォトダイオードの温度依存性を示す特性グラフである。
【図５】従来の光学式温度センサの構成図である。
【符号の説明】
【００４５】
１ 光学式パイロメータ
２ 光ファイバ
３ フォトダイオード
４ 電流出力式温度センサ
５，６ Ａ／Ｄ変換器
７ 温度補正付き光強度温度変換テーブル
８ 演算部
９ ＬＳＩ
１０ Ｄ／Ａ変換器
１１ 電流／電圧変換器
１２ 電流／電圧変換器
２１ センサヘッド部
２２ 回路部
２３ 航空エンジン
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空エンジンのタービンブレードに一端を臨ませた光ファイバと、該光ファイバの他端に設けられて上記タービンブレードの光強度を検出するフォトダイオードと、該フォトダイオードに添わせて設けられ該フォトダイオードの温度を検出する電流出力式温度センサと、上記フォトダイオードの検出信号を数値化するＡ／Ｄ変換器と、上記電流出力式温度センサの検出信号を上記フォトダイオードの温度として数値化するＡ／Ｄ変換器と、あらかじめ上記フォトダイオードの温度をパラメータとして上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオードの検出信号との関係を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブルと、上記フォトダイオードの温度と上記フォトダイオードの検出信号に基づいて上記温度補正付き光強度温度変換テーブルを参照することにより、上記タービンブレードの温度を求める演算部とを備えたことを特徴とする光学式パイロメータ。
【請求項２】
上記２つのＡ／Ｄ変換器と温度補正付き光強度温度変換テーブルと演算部とが１チップのＬＳＩに形成されたことを特徴とする請求項１記載の光学式パイロメータ。
【請求項３】
上記温度補正付き光強度温度変換テーブルは、上記フォトダイオードの温度が航空エンジン搭載時の環境温度範囲における上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオードの検出信号との関係を設定されることを特徴とする請求項１又は２記載の光学式パイロメータ。
【請求項１】
航空エンジンのタービンブレードに一端を臨ませた光ファイバと、該光ファイバの他端に設けられて上記タービンブレードの光強度を検出するフォトダイオードと、該フォトダイオードに添わせて設けられ該フォトダイオードの温度を検出する電流出力式温度センサと、上記フォトダイオードの検出信号を数値化するＡ／Ｄ変換器と、上記電流出力式温度センサの検出信号を上記フォトダイオードの温度として数値化するＡ／Ｄ変換器と、あらかじめ上記フォトダイオードの温度をパラメータとして上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオードの検出信号との関係を設定した温度補正付き光強度温度変換テーブルと、上記フォトダイオードの温度と上記フォトダイオードの検出信号に基づいて上記温度補正付き光強度温度変換テーブルを参照することにより、上記タービンブレードの温度を求める演算部とを備えたことを特徴とする光学式パイロメータ。
【請求項２】
上記２つのＡ／Ｄ変換器と温度補正付き光強度温度変換テーブルと演算部とが１チップのＬＳＩに形成されたことを特徴とする請求項１記載の光学式パイロメータ。
【請求項３】
上記温度補正付き光強度温度変換テーブルは、上記フォトダイオードの温度が航空エンジン搭載時の環境温度範囲における上記タービンブレードの温度と上記フォトダイオードの検出信号との関係を設定されることを特徴とする請求項１又は２記載の光学式パイロメータ。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【公開番号】特開２００９−２４４１６８（Ｐ２００９−２４４１６８Ａ）
【公開日】平成２１年１０月２２日（２００９．１０．２２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００８−９２５２９（Ｐ２００８−９２５２９）
【出願日】平成２０年３月３１日（２００８．３．３１）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【出願人】（５０３２２３２２３）株式会社ＩＨＩエスキューブ (27)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２１年１０月２２日（２００９．１０．２２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年３月３１日（２００８．３．３１）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【出願人】（５０３２２３２２３）株式会社ＩＨＩエスキューブ (27)
【Ｆターム（参考）】
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