光学式パイロメータ
【課題】光ファイバの耐久性を向上させ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と、光ファイバ２の他端に臨み光強度を検出するフォトダイオード４と、フォトダイオード４を実装した基板５を収容したハウジング３とを有し、ハウジング３に外部から内部へ光ファイバ２を非固定で挿入する非固定挿入口６が設けられ、非固定挿入口６からハウジング３の内部へ挿入された光ファイバ先端部２ａがハウジング３の内部で弛みを持たせて引き回されフォトダイオード４に固定されている。
【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と、光ファイバ２の他端に臨み光強度を検出するフォトダイオード４と、フォトダイオード４を実装した基板５を収容したハウジング３とを有し、ハウジング３に外部から内部へ光ファイバ２を非固定で挿入する非固定挿入口６が設けられ、非固定挿入口６からハウジング３の内部へ挿入された光ファイバ先端部２ａがハウジング３の内部で弛みを持たせて引き回されフォトダイオード４に固定されている。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、光ファイバの耐久性を向上させ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は、タービンブレードの放射光の光強度を検出するフォトダイオードを有する。フォトダイオードやその周辺の電気回路は航空エンジンの内部の温度に耐えられない。そこで、フォトダイオードは、航空エンジンの外部に設けられる。航空エンジンの外部から内部に光ファイバが挿入され、この光ファイバが航空エンジンの外部に設けられたハウジングまで布設される。ハウジングには、フォトダイオードやその周辺の電気回路が収容される。ハウジング内外における光結合には光ファイバ同士を突き合わせる光コネクタが用いられる。
【０００４】
タービンブレードからの放射光を光ファイバで伝送してフォトダイオードに入射させることにより、タービンブレードの温度を測定することができる。
【０００５】
【特許文献１】特開平１１−７２３９０号公報
【特許文献２】特開昭６０−１２３８０５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従来の光学式パイロメータについて、コスト分析として、部品ごと、アセンブリごとに、購入コスト、製作コスト、組み立てコストを網羅して順位付けしたところ、光コネクタの購入コストと組み立てコストが上位に順位付けされた。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広い温度環境で使用されることから、光コネクタは、ジルコニアなどの使用温度範囲が広い部品を使用しているため、購入コストが高い。また、光コネクタは、ジルコニアで保持した光ファイバの端面を研磨してその端面同士を突き合わせるため、組み立てコストが高い。
【０００７】
コスト分析の手法によれば、順位が上位の部品をコスト改善対象にするとよい。したがって、光学式パイロメータは、光コネクタに関してコストを改善すれば、効果的にコストダウンできる。
【０００８】
本発明者は、ハウジングと光ファイバを一体化して光コネクタを廃止することで、効果的にコストダウンを実現できないかと考えた。
【０００９】
しかし、ハウジングと光ファイバを一体化すると、熱・曲げ応力による光ファイバ破断という新しい問題が生じる。光ファイバが布設される航空エンジンは温度が高く振動が大きい環境で温め、光ファイバをハウジングにリジッドに固定すると、熱や振動により光ファイバに生じる応力を逃がせないからである。
【００１０】
そこで、本発明の目的は、上記課題を解決し、光ファイバの耐久性を向上させ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】
【００１１】
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臨み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を実装した基板を収容したハウジングとを有する光学式パイロメータにおいて、前記ハウジングに該ハウジングの外部から内部へ前記光ファイバを非固定で挿入する非固定挿入口が設けられ、該非固定挿入口から前記ハウジングの内部へ挿入された光ファイバ先端部が前記ハウジングの内部で弛みを持たせて引き回され前記フォトダイオードに固定されているものである。
【００１２】
光ファイバ先端部が、前記ハウジングの内部で前記非固定挿入口から前記フォトダイオードまで所定の半径以上の曲げを有して引き回されていてもよい。
【発明の効果】
【００１３】
本発明は次の如き優れた効果を発揮する。
【００１４】
（１）光ファイバの耐久性を向上させることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
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。
【００１６】
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３参照）のタービンブレードに一端を臨ませた光ファイバ２の他端がハウジング３に非固定で挿入され、ハウジング３の内部へ挿入された光ファイバ先端部２ａがハウジング３の内部で弛みを持たせて引き回されてからフォトダイオード４に固定されたものである。
【００１７】
フォトダイオード４は、光ファイバ２の他端に臨みタービンブレードの光強度を検出するものである。このフォトダイオード４が実装された基板５がハウジング３に収容されている。基板５には、回路を構成する電子部品が実装される。
【００１８】
ハウジング３の外部から内部へ光ファイバ２を非固定で挿入するために、ハウジング３には非固定挿入口６が設けられる。この非固定挿入口６からハウジング３の内部へ挿入された光ファイバ先端部２ａがハウジング３の内部で、非固定挿入口６からフォトダイオード４まで所定の半径以上の曲げを有する弛みを持たせて引き回されている。図示例では、光ファイバ先端部２ａが半径Ｒの半円形に引き回されているが、これに限定されず、Ｕ字状、ループ状など所定の半径以上の曲げを有する弛みがあればよい。
【００１９】
ハウジング３は、外形が直方体状に形成された箱であり、上面視で長辺にあたる側面に非固定挿入口６が設けられている。本実施形態では、複数基（図示例は２基）の光学式パイロメータ１が積み重ねられて使用される。このために、航空エンジンの外壁に取り付けられる基礎プレート７が設けられ、この基礎プレート７の上に２基の光学式パイロメータ１が積み重ねられ、これら光学式パイロメータ１がボルトで一括して基礎プレート７に固定されている。
【００２０】
上段の光学式パイロメータ１は、非固定挿入口６が長辺の片側端に近い位置に設けられ、これとほぼ対称に、フォトダイオード４が長辺の反対側端に近い位置に設けられている。一方、下段の光学式パイロメータ１は、非固定挿入口６が長辺の反対側端に近い位置に設けられ、これとほぼ対称に、フォトダイオード４が長辺の片側端に近い位置に設けられている。
【００２１】
ここで、図２（ａ）に示されるように、光ファイバ２は、フェルール２１に挿入されて提供される。フェルール２１は、コンジットと呼ばれる金属管２２とその金属管２２内に長手方向運動自在に収容された樹脂製の保護チューブ２３とから構成される。その保護チューブ２３内に光ファイバ２が長手方向運動自在に収容される。金属管２２の一部が除去されて保護チューブ２３の一部が露出され、その保護チューブ２３の一部が除去されて光ファイバ２の一部が露出される。
【００２２】
光ファイバ２が布設される航空エンジン近傍の環境では、温度が−５４℃〜＋２００℃の変化を有する。金属管２２、保護チューブ２３、光ファイバ２はそれぞれ熱膨張率が異なる。温度の変化により金属管２２から露出している部分の長さが変化する。図２（ｂ）、図２（ｃ）のように、金属管２２の先端から光ファイバ２の先端までの長さをｄＬ１とし、保護チューブ２３の先端から光ファイバ２の先端までの長さをｄＬ２とする。金属管２２の全長は常温で７７０．５ｍｍとする。−５４℃〜＋２００℃においてｄＬ１は−２．５ｍｍ変化し、ｄＬ２は＋２１．９ｍｍ変化する。
【００２３】
図１に示されるように、光ファイバ２は、ハウジング３の外部ではフェルール２１に挿入されている。フェルール２１の先端は、ハウジング３の非固定挿入口６に設けられた口金８に固定されている。ハウジング３の内部には、フェルール２１の先端から露出された保護チューブ２３が所定の長さ突きだしている。その保護チューブ２３の先端から露出された光ファイバ先端部２ａが前述のように半径Ｒの半円形に引き回されている。光ファイバ先端部２ａの端面は、フォトダイオード４の受光面に当接され、接着、溶着などにより固定されている。
【００２４】
このようにして、ハウジング３にフェルール２１が固定され、フェルール２１内の光ファイバ２はハウジング３に固定されることなく非固定挿入口６からハウジング３内に挿入され、ハウジング３内で光ファイバ先端部２ａが弛みを持たせて引き回されフォトダイオード４に固定されている。
【００２５】
本実施形態では、このような２基の光学式パイロメータ１と基礎プレート７を一体にした光学式パイロメータアレイアセンブリが提供される。２基の光学式パイロメータ１からは、それぞれフェルール２１が伸びており、それぞれの光ファイバ２の一端がタービンブレードの異なるスポットに臨ませて設置される。
【００２６】
図３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、光ファイバ２の一端にはセンサヘッド部３１が設けられる。センサヘッド部３１は、航空エンジン３２の外部から航空エンジン３２の内部に挿入されている。センサヘッド部３１は、航空エンジン３２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。
【００２７】
次に、本発明の光学式パイロメータ１の作用を説明する。
【００２８】
本発明の光学式パイロメータ１は、タービンブレードに一端を臨ませた光ファイバ２の他端がそのまま連続的に（継ぎ目無く）フォトダイオード４に接続されている。これにより、従来はコスト要因の上位に順位付けされていた光コネクタが除去され、光学式パイロメータ１が大幅にコストダウンできる。
【００２９】
また、本発明の光学式パイロメータ１は、光ファイバ２をハウジング３にリジッドに固定するのではなく、非固定挿入口６を介して光ファイバ２をハウジング３に非固定で挿入し、光ファイバ先端部２ａをハウジング３の内部で弛みを持たせて引き回してからフォトダイオード４に固定した。航空エンジンのような温度が高く振動が大きい環境では、金属管２２、保護チューブ２３、光ファイバ２の熱膨張率の違いにより、温度に応じて光ファイバ先端部２ａの長さが相対的に変化する。しかし、本発明では、弛みが光ファイバ先端部２ａの長さの変化を吸収するので、光ファイバ２に破断が生じるような応力は加わらない。
【００３０】
また、本発明の光学式パイロメータ１は、光ファイバ先端部２ａがハウジング３の内部で、非固定挿入口６からフォトダイオード４まで所定の半径以上の曲げを有する弛みを持たせて引き回されている。一般に、光ファイバは、曲げを加えると、その曲げの大きさ（半径の小ささ）に応じて伝送損失が増加するが、本発明では光ファイバ先端部２ａが所定の半径以上の曲げを有するので、伝送損失の増加は招かない。よって、温度測定の精度が向上する。
【００３１】
本発明の光学式パイロメータ１は、タービンブレードに一端を臨ませた光ファイバ２の他端がそのまま連続的に（継ぎ目無く）フォトダイオード４に接続されている。このため、光コネクタのように継ぎ目がある場合に生じる接続損失がない。よって、温度測定の精度が向上する。
【実施例】
【００３２】
本発明の光学式パイロメータ１に用いる光ファイバ２について曲率半径と伝送損失の関係を評価した。
【００３３】
図４に示されるように、ファイバ径４００μｍの光ファイバ２において、曲率半径が小さくなるほど伝送損失が大きくなる。曲率半径Ｒ＝４０ｍｍのとき、伝送損失が２．５％であった。光学式パイロメータ１において伝送損失２．５％は許容できる。よって、曲率半径Ｒは、４０ｍｍかそれ以上であれば良い。
【００３４】
次に、温度サイクル試験を行った。
【００３５】
温度サイクル−５５℃〜１２５℃で３００ｈ（３ｈ×１００サイクル）、＋７１℃〜１２５℃で１２０ｈ（１．５ｈ×８０サイクル）の合計４２０ｈの熱ストレスを光学式パイロメータ１に印加した。この結果、光ファイバ２に劣化、破断がないことが確認された。
【００３６】
次に、振動試験を行った。
【００３７】
ＭＩＬ−ＨＤＢＫ−７８１ＡＦｉｇ６５の振動プロファイル（図５）により、加振レベル０．０１ｇ2／Ｈｚのランダム加振を光学式パイロメータ１に印加した。この結果、光ファイバ２に折損等の異常が発生しないことが確認された。
【００３８】
以上のように、本発明の光学式パイロメータ１は、部品を削減して購入コストや組み立てコストを削減できただけでなく、伝送損失を低く抑えることができると共に温度ストレス試験や振動ストレス試験にも合格した。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】本発明の一実施形態を示す光学式パイロメータの図であり、（ａ）は上面図、（ｂ）は側面図である。
【図２】（ａ）は本発明に用いる光ファイバの構造図、（ｂ）は使用環境の最低温度における光ファイバの構造図、（ｃ）は使用環境の最高温度における光ファイバの構造図である。
【図３】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４】本発明の光学式パイロメータに用いる光ファイバの曲率半径対伝送損失特性グラフである。
【図５】振動試験に用いる振動プロファイルの図である。
【符号の説明】
【００４０】
１ 光学式パイロメータ
２ 光ファイバ
２ａ 光ファイバ先端部
３ ハウジング
４ フォトダイオード
５ 基板
６ 非固定挿入口
７ 基礎プレート
【技術分野】
【０００１】
本発明は、光ファイバの耐久性を向上させ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は、タービンブレードの放射光の光強度を検出するフォトダイオードを有する。フォトダイオードやその周辺の電気回路は航空エンジンの内部の温度に耐えられない。そこで、フォトダイオードは、航空エンジンの外部に設けられる。航空エンジンの外部から内部に光ファイバが挿入され、この光ファイバが航空エンジンの外部に設けられたハウジングまで布設される。ハウジングには、フォトダイオードやその周辺の電気回路が収容される。ハウジング内外における光結合には光ファイバ同士を突き合わせる光コネクタが用いられる。
【０００４】
タービンブレードからの放射光を光ファイバで伝送してフォトダイオードに入射させることにより、タービンブレードの温度を測定することができる。
【０００５】
【特許文献１】特開平１１−７２３９０号公報
【特許文献２】特開昭６０−１２３８０５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従来の光学式パイロメータについて、コスト分析として、部品ごと、アセンブリごとに、購入コスト、製作コスト、組み立てコストを網羅して順位付けしたところ、光コネクタの購入コストと組み立てコストが上位に順位付けされた。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広い温度環境で使用されることから、光コネクタは、ジルコニアなどの使用温度範囲が広い部品を使用しているため、購入コストが高い。また、光コネクタは、ジルコニアで保持した光ファイバの端面を研磨してその端面同士を突き合わせるため、組み立てコストが高い。
【０００７】
コスト分析の手法によれば、順位が上位の部品をコスト改善対象にするとよい。したがって、光学式パイロメータは、光コネクタに関してコストを改善すれば、効果的にコストダウンできる。
【０００８】
本発明者は、ハウジングと光ファイバを一体化して光コネクタを廃止することで、効果的にコストダウンを実現できないかと考えた。
【０００９】
しかし、ハウジングと光ファイバを一体化すると、熱・曲げ応力による光ファイバ破断という新しい問題が生じる。光ファイバが布設される航空エンジンは温度が高く振動が大きい環境で温め、光ファイバをハウジングにリジッドに固定すると、熱や振動により光ファイバに生じる応力を逃がせないからである。
【００１０】
そこで、本発明の目的は、上記課題を解決し、光ファイバの耐久性を向上させ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】
【００１１】
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臨み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を実装した基板を収容したハウジングとを有する光学式パイロメータにおいて、前記ハウジングに該ハウジングの外部から内部へ前記光ファイバを非固定で挿入する非固定挿入口が設けられ、該非固定挿入口から前記ハウジングの内部へ挿入された光ファイバ先端部が前記ハウジングの内部で弛みを持たせて引き回され前記フォトダイオードに固定されているものである。
【００１２】
光ファイバ先端部が、前記ハウジングの内部で前記非固定挿入口から前記フォトダイオードまで所定の半径以上の曲げを有して引き回されていてもよい。
【発明の効果】
【００１３】
本発明は次の如き優れた効果を発揮する。
【００１４】
（１）光ファイバの耐久性を向上させることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
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。
【００１６】
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３参照）のタービンブレードに一端を臨ませた光ファイバ２の他端がハウジング３に非固定で挿入され、ハウジング３の内部へ挿入された光ファイバ先端部２ａがハウジング３の内部で弛みを持たせて引き回されてからフォトダイオード４に固定されたものである。
【００１７】
フォトダイオード４は、光ファイバ２の他端に臨みタービンブレードの光強度を検出するものである。このフォトダイオード４が実装された基板５がハウジング３に収容されている。基板５には、回路を構成する電子部品が実装される。
【００１８】
ハウジング３の外部から内部へ光ファイバ２を非固定で挿入するために、ハウジング３には非固定挿入口６が設けられる。この非固定挿入口６からハウジング３の内部へ挿入された光ファイバ先端部２ａがハウジング３の内部で、非固定挿入口６からフォトダイオード４まで所定の半径以上の曲げを有する弛みを持たせて引き回されている。図示例では、光ファイバ先端部２ａが半径Ｒの半円形に引き回されているが、これに限定されず、Ｕ字状、ループ状など所定の半径以上の曲げを有する弛みがあればよい。
【００１９】
ハウジング３は、外形が直方体状に形成された箱であり、上面視で長辺にあたる側面に非固定挿入口６が設けられている。本実施形態では、複数基（図示例は２基）の光学式パイロメータ１が積み重ねられて使用される。このために、航空エンジンの外壁に取り付けられる基礎プレート７が設けられ、この基礎プレート７の上に２基の光学式パイロメータ１が積み重ねられ、これら光学式パイロメータ１がボルトで一括して基礎プレート７に固定されている。
【００２０】
上段の光学式パイロメータ１は、非固定挿入口６が長辺の片側端に近い位置に設けられ、これとほぼ対称に、フォトダイオード４が長辺の反対側端に近い位置に設けられている。一方、下段の光学式パイロメータ１は、非固定挿入口６が長辺の反対側端に近い位置に設けられ、これとほぼ対称に、フォトダイオード４が長辺の片側端に近い位置に設けられている。
【００２１】
ここで、図２（ａ）に示されるように、光ファイバ２は、フェルール２１に挿入されて提供される。フェルール２１は、コンジットと呼ばれる金属管２２とその金属管２２内に長手方向運動自在に収容された樹脂製の保護チューブ２３とから構成される。その保護チューブ２３内に光ファイバ２が長手方向運動自在に収容される。金属管２２の一部が除去されて保護チューブ２３の一部が露出され、その保護チューブ２３の一部が除去されて光ファイバ２の一部が露出される。
【００２２】
光ファイバ２が布設される航空エンジン近傍の環境では、温度が−５４℃〜＋２００℃の変化を有する。金属管２２、保護チューブ２３、光ファイバ２はそれぞれ熱膨張率が異なる。温度の変化により金属管２２から露出している部分の長さが変化する。図２（ｂ）、図２（ｃ）のように、金属管２２の先端から光ファイバ２の先端までの長さをｄＬ１とし、保護チューブ２３の先端から光ファイバ２の先端までの長さをｄＬ２とする。金属管２２の全長は常温で７７０．５ｍｍとする。−５４℃〜＋２００℃においてｄＬ１は−２．５ｍｍ変化し、ｄＬ２は＋２１．９ｍｍ変化する。
【００２３】
図１に示されるように、光ファイバ２は、ハウジング３の外部ではフェルール２１に挿入されている。フェルール２１の先端は、ハウジング３の非固定挿入口６に設けられた口金８に固定されている。ハウジング３の内部には、フェルール２１の先端から露出された保護チューブ２３が所定の長さ突きだしている。その保護チューブ２３の先端から露出された光ファイバ先端部２ａが前述のように半径Ｒの半円形に引き回されている。光ファイバ先端部２ａの端面は、フォトダイオード４の受光面に当接され、接着、溶着などにより固定されている。
【００２４】
このようにして、ハウジング３にフェルール２１が固定され、フェルール２１内の光ファイバ２はハウジング３に固定されることなく非固定挿入口６からハウジング３内に挿入され、ハウジング３内で光ファイバ先端部２ａが弛みを持たせて引き回されフォトダイオード４に固定されている。
【００２５】
本実施形態では、このような２基の光学式パイロメータ１と基礎プレート７を一体にした光学式パイロメータアレイアセンブリが提供される。２基の光学式パイロメータ１からは、それぞれフェルール２１が伸びており、それぞれの光ファイバ２の一端がタービンブレードの異なるスポットに臨ませて設置される。
【００２６】
図３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、光ファイバ２の一端にはセンサヘッド部３１が設けられる。センサヘッド部３１は、航空エンジン３２の外部から航空エンジン３２の内部に挿入されている。センサヘッド部３１は、航空エンジン３２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。
【００２７】
次に、本発明の光学式パイロメータ１の作用を説明する。
【００２８】
本発明の光学式パイロメータ１は、タービンブレードに一端を臨ませた光ファイバ２の他端がそのまま連続的に（継ぎ目無く）フォトダイオード４に接続されている。これにより、従来はコスト要因の上位に順位付けされていた光コネクタが除去され、光学式パイロメータ１が大幅にコストダウンできる。
【００２９】
また、本発明の光学式パイロメータ１は、光ファイバ２をハウジング３にリジッドに固定するのではなく、非固定挿入口６を介して光ファイバ２をハウジング３に非固定で挿入し、光ファイバ先端部２ａをハウジング３の内部で弛みを持たせて引き回してからフォトダイオード４に固定した。航空エンジンのような温度が高く振動が大きい環境では、金属管２２、保護チューブ２３、光ファイバ２の熱膨張率の違いにより、温度に応じて光ファイバ先端部２ａの長さが相対的に変化する。しかし、本発明では、弛みが光ファイバ先端部２ａの長さの変化を吸収するので、光ファイバ２に破断が生じるような応力は加わらない。
【００３０】
また、本発明の光学式パイロメータ１は、光ファイバ先端部２ａがハウジング３の内部で、非固定挿入口６からフォトダイオード４まで所定の半径以上の曲げを有する弛みを持たせて引き回されている。一般に、光ファイバは、曲げを加えると、その曲げの大きさ（半径の小ささ）に応じて伝送損失が増加するが、本発明では光ファイバ先端部２ａが所定の半径以上の曲げを有するので、伝送損失の増加は招かない。よって、温度測定の精度が向上する。
【００３１】
本発明の光学式パイロメータ１は、タービンブレードに一端を臨ませた光ファイバ２の他端がそのまま連続的に（継ぎ目無く）フォトダイオード４に接続されている。このため、光コネクタのように継ぎ目がある場合に生じる接続損失がない。よって、温度測定の精度が向上する。
【実施例】
【００３２】
本発明の光学式パイロメータ１に用いる光ファイバ２について曲率半径と伝送損失の関係を評価した。
【００３３】
図４に示されるように、ファイバ径４００μｍの光ファイバ２において、曲率半径が小さくなるほど伝送損失が大きくなる。曲率半径Ｒ＝４０ｍｍのとき、伝送損失が２．５％であった。光学式パイロメータ１において伝送損失２．５％は許容できる。よって、曲率半径Ｒは、４０ｍｍかそれ以上であれば良い。
【００３４】
次に、温度サイクル試験を行った。
【００３５】
温度サイクル−５５℃〜１２５℃で３００ｈ（３ｈ×１００サイクル）、＋７１℃〜１２５℃で１２０ｈ（１．５ｈ×８０サイクル）の合計４２０ｈの熱ストレスを光学式パイロメータ１に印加した。この結果、光ファイバ２に劣化、破断がないことが確認された。
【００３６】
次に、振動試験を行った。
【００３７】
ＭＩＬ−ＨＤＢＫ−７８１ＡＦｉｇ６５の振動プロファイル（図５）により、加振レベル０．０１ｇ2／Ｈｚのランダム加振を光学式パイロメータ１に印加した。この結果、光ファイバ２に折損等の異常が発生しないことが確認された。
【００３８】
以上のように、本発明の光学式パイロメータ１は、部品を削減して購入コストや組み立てコストを削減できただけでなく、伝送損失を低く抑えることができると共に温度ストレス試験や振動ストレス試験にも合格した。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】本発明の一実施形態を示す光学式パイロメータの図であり、（ａ）は上面図、（ｂ）は側面図である。
【図２】（ａ）は本発明に用いる光ファイバの構造図、（ｂ）は使用環境の最低温度における光ファイバの構造図、（ｃ）は使用環境の最高温度における光ファイバの構造図である。
【図３】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４】本発明の光学式パイロメータに用いる光ファイバの曲率半径対伝送損失特性グラフである。
【図５】振動試験に用いる振動プロファイルの図である。
【符号の説明】
【００４０】
１ 光学式パイロメータ
２ 光ファイバ
２ａ 光ファイバ先端部
３ ハウジング
４ フォトダイオード
５ 基板
６ 非固定挿入口
７ 基礎プレート
【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臨み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を実装した基板を収容したハウジングとを有する光学式パイロメータにおいて、前記ハウジングに該ハウジングの外部から内部へ前記光ファイバを非固定で挿入する非固定挿入口が設けられ、該非固定挿入口から前記ハウジングの内部へ挿入された光ファイバ先端部が前記ハウジングの内部で弛みを持たせて引き回され前記フォトダイオードに固定されていることを特徴とする光学式パイロメータ。
【請求項２】
光ファイバ先端部が、前記ハウジングの内部で前記非固定挿入口から前記フォトダイオードまで所定の半径以上の曲げを有して引き回されている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臨み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を実装した基板を収容したハウジングとを有する光学式パイロメータにおいて、前記ハウジングに該ハウジングの外部から内部へ前記光ファイバを非固定で挿入する非固定挿入口が設けられ、該非固定挿入口から前記ハウジングの内部へ挿入された光ファイバ先端部が前記ハウジングの内部で弛みを持たせて引き回され前記フォトダイオードに固定されていることを特徴とする光学式パイロメータ。
【請求項２】
光ファイバ先端部が、前記ハウジングの内部で前記非固定挿入口から前記フォトダイオードまで所定の半径以上の曲げを有して引き回されていることを特徴とする請求項１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２００９−２４４１６９（Ｐ２００９−２４４１６９Ａ）
【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２００８−９２５３０（Ｐ２００８−９２５３０）
【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）】
[ Back to top ]