专利名称：传感器系统的制作方法
技术领域：
本公开内容一般涉及传感器，更具体而言，涉及用于检测、表征、监测和分析数据的集成传感器系统。相关エ艺描述在许多运载工具、系统和/或其它装置中，传感器被用于追踪各种性能、操作和/或状态信息。例如，一些运载工具可以包含用于追踪燃料液位、温度水平、外部温度、油压值和/或其它信息的传感器。其它系统或装置可以包含诸多追踪用于各种目的的信息的传感器。民用和军用航空器通常包含很多用于追踪来自众多源头的多类数据的传感器。这些传感器包括但不限于，发动机推力水平、发动机温度、海抜、空气速度、襟翼(flap)位置、起落架位置、副翼位置、定位、方向、其它信息、其组合等等。如已知的，与一般而言航空器和具体而言航空器推进系统相关的操作信息对于飞行员、机务人员、地勤人员和航空公司而言是重要的。如本文所用的，航空器“推进系统(propulsion system) ”可以包括但不必限于发动机、ー个或多个进入舱(inlet nacelle)、ー个或多个排气喷嘴、反推装置、支柱(strut)和/或其它相关结构和/或装置。ー种有时追踪航空器推进系统的操作状态是推进系统温度，对应于推进系统任何部分的温度，包含部分或全部罩下(undercowl)环境。在ー些航空器推进系统温度监测系统中，一个或多个热敏装置被放置在推进系统的一个或多个组件中或附近。通过热敏装置监测的温度被追踪并且与设定的阈值进行比较。如果检测的温度超过阈值，可以对机务人员或地勤人员发出警报或警告。一些用在航空器推进系统中的普通热敏装置是可以测量从2英尺到超过20英尺长的任何地方的线性装置。因此，沿热敏装置长度的热点可被推进系统的其它区域平均。然而，这些热敏装置具有局限性。具体而言，由于沿热传感器的温度被平均，可能错过ー些过热或火警状态。此外，定位高热、过热或火警状态可能是困难的，因为装置对于可能是监测结构或装置的延伸区域仅提供ー个测量。因此，在警报条件或状态出现之后，检修推进系统或其它结构的故障可能需要拆卸被监测的装置和/或进行推断工作以确定导致警报或其它可采取行动(actionable)操作状态的条件。此外，现有技术不允许任何调节警报触发点以实现改变操作条件比如外部环境或被监测系统的操作需求的能力。正是关于这些以及其它考虑因素，提供本文做出的公开内容。概述应当理解本概述提供用于以简化形式介绍选择的概念，其在下面的详述中进ー步被描述。本概述并非意欲用于限制所要求保护主题的范围。根据本文公开的实施方式的ー个方面，提供监测系统。该监测系统配置用于执行存储在存储器中的计算机可执行指令以从集成传感器系统获得数据。集成传感器系统包括两个或多个传感器，并且该数据可以通过至少一个传感器指示在被监测的结构上检测到的操作状态。监测系统进一歩配置用于获得包括至少ー个传感器的阈值和该至少一个传感器的期望值的操作数据。监测系统配置用于至少部分地基于操作数据调节该数据以获得调节 的数据值，并且将调节的数据值与阈值进行比较。基于该比较，监测系统可以确定被监测的 装置、系统、环境或结构(本文称为“结构”)是否在警报状态中操作。监测系统还使对不同 的位置使用不同的警报阈值成为可能。
根据本文公开的实施方式的另一个方面，提供用于监测结构的计算机执行方法。 该计算机执行方法一其中计算机包括硬件和软件的组合一包括用于在监测系统获得 数据的计算机执行操作。数据可以从至少一个传感器获得并且可以通过传感器指示在被监 测的结构上检测到的操作状态。在一些实施方式中，传感器包括热电偶。该方法还可以包 括获得包含两个或多个传感器中至少一个的阈值的操作数据，至少部分地基于操作数据调 节该数据以获得调节的数据值，并且将调节的数据值与阈值进行比较。该方法还包括基于 该比较确定被监测的结构是否在警报状态中操作。
根据本文公开的实施方式的另一个方面，提供用于监测结构的方法。该方法可以 包括用于在监测系统获得数据的计算机执行操作。该数据可以从两个或多个独立操作的热 电偶中至少一个获得，并且可以指示在被热电偶监测的航空器推进系统上的不同位置检测 到的温度。该方法可以包括获得包含每个热电偶的阈值的操作数据，至少部分地基于操作 数据调节该数据以获得调节的数据值，并且将调节的数据值与阈值进行比较。该方法包括 基于该比较确定航空器推进系统是否在警报状态中操作。该方法还包括将数据存储在与监 测系统通信的数据存储装置中。
根据本公开内容的方面，提供了系统，其包括配置用于执行存储在存储器中的计 算机可执行指令的监测系统，以便从包括多个传感器的传感器系统获得数据，该数据通过 多个传感器中至少一个指示在被监测结构上检测到的操作状态；获得包括多个传感器中每 个的阈值和多个传感器中每个的期望值的操作数据；至少部分地基于操作数据调节阈值以 获得调节的阈值；将感测的数据值与调节的阈值进行比较；并且确定被监测的结构是否在 警报状态中操作。
有利地，多个传感器中的一个或多个包括温度传感器。
优选地，温度系统集成在被监测的结构中。
优选地，被监测的结构包括航空器推进系统，并且其中温度传感器集成在航空器 推进系统的至少一个结构中。
可选地，温度传感器附着在被监测结构的至少一个表面上。
可选地,温度传感器使用等离子体火焰喷雾(plasma flame spray)、雾化喷射喷 雾(atomized jetted spray)或丝网印刷(screen print)的至少一种进行附着。
可选地，温度传感器印在柔性衬底上，并且该柔性衬底连接至被监测结构的至少 一个表面。
可选地，温度传感器印在衬底上，并且该衬底连接至在被监测结构的热侧的该结 构的表面。
可选地，温度传感器印在衬底上，并且该衬底连接至在被监测结构的冷侧的该结 构的表面。
优选地，传感器进一步包括印在该结构冷侧的风速计，并且其中获得数据包括获 得通过温度传感器得到的温度读数，至少部分地基于从风速计得到的数据调节获得的温度，并且基于从温度传感器和风速计得到的数据估算在该结构热侧的温度。
有利地，监测系统进一步配置用于执行存储在存储器中的计算机可执行指令，以 便响应于确定该结构在警报状态中操作而产生警报；将警报提供给警报接收者；并将数 据储存在数据存储装置中。
优选地，警报接收者包括操作人员。
有利地，多个传感器中的一个或多个包括面板、在面板中形成的插件腔、以及配置 用于有选择地插入插件腔中的面板插件。
优选地，插件腔进一步包括至少一个在其中形成的热电偶，并且其中多个传感器 中的一个或多个配置用于测量被监测结构处的温度。
可选地，面板插件配置用于从面板的冷侧插入插件腔中，并且其中面板插件配置 用于测量面板热侧处的状态。
有利地，调节阈值包括获得被监测结构的周围温度；获得与多个传感器中至少 一个相关联的推力调整；并且至少部分地基于周围温度和推力调整调节阈值以获得调节的 阈值。
有利地，警报状态包括过热状态。
权利要求1所述的系统，其中警报状态包括火警状态。
有利地，被监测的结构包括由含有多个六边形单元的面板形成的航空器发动机结 构。
优选地，多个传感器中的至少一个包括印在衬底上的传感器，并且其中衬底放置 在面板内并作为隔板放置在面板内。
可选地，多个传感器中的至少一个包括印在衬底上的传感器，并且其中衬底形成 面板的至少一个六边形单元的一个表面或连接至面板的至少一个六边形单元的至少一个表面。
有利地，多个传感器中的至少一个包括由第一热电偶材料形成的第一迹线、由第 二热电偶材料形成的第二迹线、以及至少一个第一迹线和第二迹线相交的接点。
根据本公开内容的进一步方面，用于监测结构的计算机执行方法，该方法包括用 于以下的计算机执行操作从多个温度传感器中的至少一个获得关于结构操作状态的数 据；获得包括多个温度传感器中至少一个的阈值的操作数据；至少部分地基于操作数据调 节阈值以获得调节的阈值；将数据值与调节的阈值进行比较；并且确定结构是否在警报状 态中操作。
有利地，被监测的结构包括航空器推进系统，其中多个温度传感器中的每个包括 热电偶，并且其中每个热电偶集成在航空器推进系统的至少一个组件中。
优选地，每个热电偶印在航空器推进系统的至少一个表面上。
可选地，每个热电偶印在衬底上，并且其中每个热电偶通过将衬底连接在航空器 推进系统的至少一个表面上而集成在航空器推进系统的至少一个组件中。
有利地，进一步包括将数据存储在与监测系统通信的数据存储装置中。
有利地，调节阈值包括获得被监测结构的周围温度；获得与多个传感器中至少 一个相关联的推力调整；并且至少部分地基于周围温度和推力调整调节阈值以获得调节的 阈值。
根据本公开内容的另进一歩方面，用于监测结构的计算机执行方法，该方法包括从多个独立操作的温度传感器中的至少ー个获得数据，该数据表示在航空器推进系统处检测到的温度；获得包括多个温度传感器中至少ー个的阈值的操作数据；至少部分地基于操作数据调节阈值以获得调节的数据值；将数据值与调节的阈值进行比较；并且将数据存储在与监测系统通信的数据存储装置中。有利地，每个温度传感器集成在航空器推进系统的至少ー个组件中。优选地，每个温度传感器附着在航空器推进系统的至少ー个平面上。可选地，每个温度传感器附着在柔性衬底上，并且其中每个温度传感器通过将柔性衬底连接在航空器推进系统的至少ー个表面上而集成在航空器推进系统的至少ー个组件中。有利地，调节阈值包括获得航空器的周围温度；获得航空器的标准操作温度；通过计算航空器的标准操作温度和周围温度之间的差别获得温度调整；获得与至少ー个温度传感器相关联的推力调整，该推力调整包括基于当获得数据时由航空器推进系统提供的最大推力的百分比的预期的温度提高；并且至少部分地基于温度调整和推力调整调节阈值以获得调节的阈值。优选地，柔性衬底连接至在航空器发动机的至少ー个组件热侧处的航空器发动机的至少ー个组件的表面。可选地，柔性衬底连接至在航空器发动机的至少ー个组件冷侧处的航空器发动机的至少ー个组件的表面。优选地，温度传感器进ー步包括附着在至少ー个组件冷侧的风速计，并且其中获得数据包括获得用温度传感器得到的温度读数，至少部分地基于从风速计得到的数据调节获得的温度，并且基于从温度传感器和风速计得到的数据估算在该航空器发动机的至少ー个组件热侧的温度。有利地，进ー步包括以可见显示呈现数据。优选地，可见显示包括通过在与传感器相关联的位置绘制传感器数据的矩阵生成的热图(thermal map)。本文讨论的特征、功能和优势可独立地在本发明的各种实施方式中实现，或者在其它实施方式中可结合，其进ー步的细节參照下面的描述和附图可见。附图简述
图1是显示本文公开概念和技术的各种实施方式的操作环境的系统图。图2是根据说明性的实施方式，说明集成传感器系统的方面的框图。图3是根据说明性的实施方式，示意性地说明集成在航空器推进系统中的集成传感器系统的线图。图4A是根据一个说明性的实施方式，说明用在集成传感器系统中的传感器的方面的线图。图4B是说明图4A中描述的传感器的其他方面的电路图。图5A是根据另ー个说明性的实施方式，说明用在集成传感器系统中的传感器的方面的线图。图5B是说明图5A中描述的传感器的其他方面的电路图。图5C-5E是说明图5A中描述的传感器的其他方面的线图。
图6是根据另一个说明性的实施方式，说明用在集成传感器系统中的传感器的方 面的线图。
图7是根据说明性的实施方式，说明用于对通过集成传感器系统获得的数据进行 检测、监测、分析以及作用的方法的方面的流程图。
图8根据说明性的实施方式，说明传感器读数的图示。
图9是根据说明性的实施方式，显示用于监测系统的计算机架构(computer architecture)的系统图。
详述
下面的详述涉及用于检测、表征、监测和分析数据的集成传感器系统。根据本文公 开的概念和技术，监测系统与集成传感器系统通信，集成传感器系统可包括许多用于监测 结构或者环境比如航空器发动机、推进系统、整个罩下环境或者其它系统、装置、结构或环 境的传感器。传感器可以产生数据并且将数据传输至监测系统或使监测系统可利用。监测 系统可以执行一个或多个用于监测由传感器产生的数据的应用程序，以确定结构是正常地 还是异常地操作。监测系统还可以存储限定警报状态的阈值，以及限定在某操作状态比如 周围温度、推力水平、飞行阶段、海拔等等下预期的各种值的期望值。阈值可以作为适合于 传感器系统的每个传感器的各阈值之阵列存储。
根据一些实施，监测系统配置用于使用通过各种系统获得的操作数据和其它数据 以调节通过传感器获得的数据。监测系统可以产生调节的数据值，其根据基于周围温度、推 力水平等等的预期差别调节通过传感器获得的实际数据。这些调节的数据值可以与阈值进 行比较以确定被监测的结构是正常地还是异常地操作。在其它实施方式中，监测系统调节 阈值以获得调节的阈值并将调节的阈值与通过传感器获得的数据进行比较。
如果监测系统确定被监测的结构不是正常地操作，则监测系统可以调用报告功能 以向一个或多个实体发出警报。监测系统还可以存储通过传感器获得的数据用于之后的分 析和/或检修故障。因此，由于传感器已经可以精密地限定被监测结构内的位置，所以分析 员可以获取实际的传感器读数，以便可以进行详细分析而不依赖于一般的警报状态和/或 不精确的位置信息。分析员可以查看许多飞行的历史数据以观察尚未达到警报状态但可表 示即将发生故障的趋势，该故障可随后被预防而非修理。这可允许预见性维护计划和/或 帮助提供有效的机队管理(fleet management)。因此，本文公开的概念和技术的实施方式 可以允许比现存的监测装置和/或传感器系统可能的更详细和更容易检修故障。本文公开 的概念和技术的这些和其它优势和特征通过下面各种实施方式的描述将变得显而易见。
在下面的详述中，参看附图，其形成本文的一部分并且通过图解显示具体的实施 方式或实例。参看附图中，在数个附图中同样的数字表示同样的元件。
现参见图1，将描述用于本文呈现的各种实施方式的一个操作环境100的方面。虽 然操作环境100可以具体体现在其它装置或系统中，但图1中所示的操作环境100在各种 实施方式中对应于航空器或其它交通工具。在说明的实施方式中，操作环境100包括监测 系统102。在一些实施方式中，监测系统102在网络104上操作或与网络104通信操作，尽 管不一定是这种情况。网络104的功能可以通过一个或多个通信链接，通过一个或多个交 通工具内部(in-vehicle)网络，通过一个或多个无线或有线连接，通过一个或多个通信网 络和/或通过其它系统、连接和/或装置来提供。
根据各种实施方式，监测系统102的功能通过嵌入式控制系统比如机载(on-board)计算机、航空器航空电子系统和/或其它计算装置或系统来提供。监测系统102的功能还可以通过个人计算机(“PC”)比如台式计算机、平板计算机或笔记本计算机系统；服务器计算机；掌上计算机和/或其他计算装置来提供。因此，虽然监测系统102的功能在此描述为与航空器航空电子系统相关联或通过航空器航空电子系统来提供，但应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。根据各种实施方式，监测系统102配置用于执行操作系统(未图解)和一个或多个应用程序，比如监测应用程序106、警报和报告应用程序(“报告应用程序”)108和/或其它应用程序。操作系统是用于控制监测系统102的操作的计算机程序。应用程序是可执行程序，其配置来在操作系统上执行以提供本文描述的以下功能用于监测、检测和分析从一个或多个传感器获得的数据，用于报告和/或记录通过监测系统102跟踪或測定的信息，和/或用于为各实体产生警报和警示。根据本文公开的概念和技术的各种实施方式，监测系统102与一个或多个系统比如发动机110通信和/或对其进行监测。在一个考虑的实施方式中，监测系统102与ー个或多个航空器发动机通信并且对其进行监測。由于除了图解的发动机110外监测系统102还可以监测各种系统或装置，或者监测系统102可以监测非图解的发动机110的各种系统或装置，因此应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。发动机110可包括、可接近、可通信于和/或可连接到集成传感器系统112。集成传感器系统112配置用于产生指示或表示发动机110的ー个或多个操作状态或条件的数据114。例如，集成传感器系统112可对应于一个或多个位于发动机110的温度传感器(图1中未图解)。因此，通过集成传感器系统112产生的数据114可对应于一个或多个通过集成传感器系统112获得的温度測量值。发动机110的一些考虑的实施方式，用于提供与集成传感器系统112相关联的功能的传感器和/或集成传感器系统112的各种说明性的实施方式在下面參考图2-7更详细地说明。由于集成传感器系统112可具体体现在其它结构和/或结构类型内，所以应当明白该说明的实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。监测应用程序106配置用于从集成传感器系统112获得数据114并分析数据114以确定与发动机110相关联的操作状态或条件。确定的操作状态或条件可用于确定发动机110是正常还是异常地操作。监测应用程序106可基于各种数据114进行这种确定。例如，通过监测应用程序106获得的数据114可以包括除通过集成传感器系统112获得或产生的数据之外的也与被监测结构或系统相关联的操作和/或环境数据。如上所述，在一些情况下监测系统102具体体现在航空器内。因此操作和/或环境数据可以包括各种与航空器相关联的数据，例如，指示当前飞行阶段的数据，指示与航空器的ー个或多个航空器发动机相关联的推力设置，历史性能或与航空器和/或航空器系统或组件相关联的操作数据，指示外部空气温度和/或其它周围状态的数据，其组合，等等。除了通过集成传感器系统112获得的数据外，或者代替通过集成传感器系统112获得的数据，这些数据114还可以通过监测应用程序106获得和分析。监测应用程序106可配置用于将获得的数据114与ー个或多个已知的、预期的、和/或历史的操作数据值(“操作数据”)116进行比较。操作数据116可以包括用于触发航空器警报、警告或警示状态的警报阈值数据(“阈值”)118以及其他数据。阈值118可被设 定为绝对值。例如，温度的阈值118可被设定为800华氏度或任何其它温度。阈值118还 可被设定为与正常值或接受值的偏差。例如，压力的阈值118可被设定为每秒增加20磅/ 平方英寸。应当明白这些实例是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。具体 而言，任何合适的值、比例或范围都可被设定和存储为阈值118。
操作数据116还可以包括期望值120。期望值120可以对应于预期在各种操作状 态、周围条件、位置、方向、飞行阶段和/或基于在被监测结构或系统的其它条件观察到的 测量值或传感器读数。例如，期望值120可以包括预期在具体推力水平、周围温度、飞行阶 段、海拔和/或其它与航空器相关联的条件下存在的温度或压力值。期望值120可以通过 飞行测试数据和分析、制造者信息和/或其它信息的来源获得。
期望值120可被监测应用程序106使用以调节阈值118。具体而言，监测应用程序 106可配置用于基于数据114修改阈值118。因此，监测应用程序106可以产生调节的阈值 118'( “调节的阈值”)，其基于阈值118，但也考虑可影响在集成传感器系统112观察的条 件的环境或操作信息。如在本文中将更详细解释的，代替调节阈值118或除了调节阈值118 外，监测应用程序106还可以配置用于调节从集成传感器系统112获得的数据114以获得 调节的数据值114'(本文还被称作“调节的数据值”)，并且将调节的数据值114'与阈值 118进行比较。在其它实施方式中，监测应用程序106配置用于将通过集成传感器系统112 获得的数据114与调节的阈值118'进行比较以确定推进系统是正常地还是异常地操作。
因此，本文公开的监测系统102的各种实施方式配置不仅用于监测和分析数据 114和/或将数据114与基本警报阈值比如阈值118进行比较，而且用于考虑大量其它数据 以产生调节的阈值118'，并将数据114与调节的阈值118'进行比较。因此，本文公开的 概念和技术的各种实施方式提供比通过仅将数据114与基本警报阈值118比较可能的更准 确地警报和/或警示。监测应用程序106配置用于调用或触发报告应用程序108以报告或 记录数据114用于各种目的。在一些实施方式中，例如，如果监测应用程序106确定发动机 110不是正常地操作，或者如果监测应用程序106确定在发动机110存在警报、警示或警告 状态，则监测应用程序106调用或触发报告应用程序108。在其它实施方式中，即使在发动 机110不存在警报、警示或警告状态，报告应用程序108也报告和/或记录数据114。
报告应用程序108可配置以提供本文描述的以下功能用于产生或检测警报、警 示或警告；报告警报、警示或警告；如果检测到警报、警示或警告，记录数据114，即使未检 测到警报、警示或警告，也记录数据114 ;和/或提供本文公开的其它功能。虽然应当明白 警告状态或其它与异常操作相关联的状态可被检测、报告和/或可触发数据114和/或调 节的数据值114'的存储，但出于简化公开内容的目的，描述指的是警报状态或条件。
如上所述，报告应用程序108的功能可通过监测应用程序106调用或触发，尽管不 一定是这情况。应当明白，如果需要，监测应用程序106和报告应用程序108的功能可通过 少于或多于两个应用程序提供。类似地，虽然监测应用程序106和报告应用程序108作为 单独实体在本文说明，但该实施方式是说明性的并被描述用于简化本文公开的概念和技术 的描述。因此，应当明白该说明的实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行 限制。
如果报告应用程序108确定或被告知在发动机110存在警报状态，则报告应用程序108可以产生警报122。报告应用程序108可以将警报122传输至警报接收者124。根 据各种实施，警报接收者124包括但不限于，可见指示器比如光、计量器或其它装置；声响 指示器比如汽笛、警报器或其它声响装置；一个或多个用于警示人员或飞行系统的警报状 态的其它系统；其组合，等等。报告应用程序108还可以将警报122传输至远程警报系统， 例如地勤人员、控制塔、远程监测装置、其它系统、装置或实体、其组合、等等。由于警报122 可被传输或提供至任何合适的警报接收者124，所以应当明白上面提供的实例是说明性的， 并且不应被理解为以任何方式进行限制。
报告应用程序108还可配置用于将数据114记录在数据存储装置126中。数据114 可被存储用于各种目的。例如，数据114可以存储在数据存储装置126并通过任何授权的人 员取出进行详细的分析和/或其它目的。因此，一个或多个实体可以对触发警报122的一 个或多个状态，或者用于维护计划、操作预报或其它诊断目的的原始数据114进行分析。由 于数据114可以存储用于任何目的，所以上面的实例不应被理解为以任何方式进行限制。
根据各种实施方式，数据存储装置126的功能通过一个或多个数据库、服务器计 算机、台式计算机、移动电话、笔记本计算机、其它计算系统等来提供。如果需要，数据存储 装置126的功能还可以通过一个或多个虚拟机来提供和/或通过云计算环境以其它方式拥 有(host)。在其它实施方式中，数据存储装置126的功能通过一个或多个与监测系统102 相关联的数据存储装置，例如存储器、大容量存储装置、本文限定的计算机可读存储介质、 其组合物来提供。在描述的实施方式中，数据存储装置126被称作位于或靠近监测系统102 的局部存储装置。例如，数据存储装置126可以是与监测系统102相关联的存储器装置。应 当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。
图1图解说明一个监测系统102、一个网络104、一个发动机110、一个警报接收者 124和一个数据存储装置126。然而，应当明白操作环境100的一些实施包括或省略多个监 测系统102、多个网络104、多个发动机110、多个警报接收者124和/或多个数据存储装置 126。因此，说明的实施方式应当理解为是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限 制。
现转向图2，根据一个说明性的实施方式显示集成传感器系统112。在图2中，集成 传感器系统112显示为包括许多传感器200A-N(以下总体和/或一般地称作传感器200)。 应当明白集成传感器系统112可以包括任何数量的传感器200。并且，如果需要，传感器200 可以物理地或逻辑地集合在一起，尽管不一定是该情况。传感器200的一些说明性的实施 方式在下面通过参看图4A-6进行图解说明和描述。
集成传感器系统112可集成于、连接到和/或通信于被监测的结构(未显示)。如 上所述，被监测的结构可以包括交通工具、系统、装置和/或其各种组件。如图2中所述，每 个传感器200或传感器200的组合可以产生数据114。
根据各种实施方式，通过传感器200产生的数据114以批处理或编译的格式和/ 或作为独立的数据流、测量值或数据包被报告或提供至监测系统102。更具体而言，在一些 实施中，传感器200独立地给监测系统102报告数据114而不进行平均、批处理、编译和/ 或以其它方式汇编或移位(de-localize)所测定的数据114。例如，如果在集成传感器系统 112中包括10个传感器200，则传感器200可提供10个数据流、数据包或测量值作为数据 114，并且通过各传感器200产生的数据114可提供至监测系统102。例如，如果10个传感器200中的9个获得100度的测量值并且10个传感器200中的一个获得1000的测量值，则这10个值可作为数据114提供至监测系统102。因此，监测系统102可以检测并可以作用于1000度測量值，1000度测量值可能对应于火警状态或应触发警报状态或条件的其它状态。然而，在一些实施方式(未显示)中，通过传感器200产生的数据114被批处理和报告为平均的或编译的值。在上面的实例中，数据114可一起批处理或编译，并且因此监测系统102可以测定传感器200上的平均温度为190度，对应于10个传感器200的平均数。因此，如上所述，监测系统可以或可以不检测1000度的读数。虽然通过不共同批处理数据114由本文公开的概念和技术的ー些实施方式可以实现各种益处，但ー些实施方式可以共同编译或批处理数据114用于其它目的。因此，说明的实施方式应当理解为是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。在本文所述的实施方式中，传感器200被独立和/或单独配置用于向监测系统102报告数据114。在其它实施方式中，集成传感器系统112向监测系统102报告数据114。因 此，监测系统102可以例如接收通过传感器200A获得的数据114，不仅仅是与传感器200相关联的编译的数据文件。应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。现转向图3，根据说明性的实施方式显示集成传感器系统112的实施。在图3中，显示传感器200放置在由发动机、气动整流罩(aerodynamic cowling)(舱(nacelle))和安装支柱(mounting strut)( “航空器推进系统”)300组成的航空器推进包之中、上面或内部。虽然在图3中不可见，但应当明白传感器200遍布和/或围绕航空器推进系统300分布的密度可以变化。具体而言，相对高密度的传感器200可被置于预期相对高温的区域中以提供高分辨率测量能力。类似地，相对低密度的传感器200可被置于预期相对低温的区域中。在一些实施方式中，预期相对高温的区域包括航空器推进系统300的涡轮罩(turbinecase),预期相对低温的区域包括航空气推进系统300的风扇舱(fancompartment)。应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。如上所述，代替或除了航空器推进系统300タト，集成传感器112和/或传感器200还可具体体现在其它的装置、环境或结构中。因此，说明的实施方式应当理解为是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。由于航空器结构在本领域中一般是理解的，所以说明的航空器推进系统300的各种结构不在本文中进行额外详细的描述。传感器200可以邻近、接近航空器推进系统300的各种结构放置和/或集成在航空器推进系统300的各种结构内部。例如，传感器200可以构建在航空器推进系统300的壁上，放置在航空器推进系统300内的各点，比如置于或靠近进气ロ，置于或靠近喷嘴，和/或置于其它可以通过设计、维修和/或建造航空器推进系统300的人员、通过用本文描述的关于集成传感器系统112和/或监测系统102的能力改装航空器推进系统300的人员和/或任何其它实体确定的位置。因此，说明的传感器200的位置应当理解为是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。传感器200可以包括任何合适的传感器装置和/或传感器装置的组合。例如，在一些实施方式中，传感器200包括ー个或多个光电传感器、光学传感器、热敏元件、压カ传感器和/或其组合。传感器200的一些说明性的实施方式在下面提出并通过參看图4A-6B进行了详细的描述。由于任何类型合适的传感器200可以在本文公开的概念和技术的各种 实施方式中使用，所以本文提供的传感器200的各种实施方式应当理解为是说明性的，并 且不应被理解为以任何方式进行限制。
现转向图4A，根据一个说明性的实施方式详细地显示传感器200的其他方面。具 体而言，图4A是根据一个说明性的实施方式图解说明传感器200'的方面的线图。图4A中 所示的传感器200'配置用于测量温度，尽管该实施方式是说明性的。传感器200'包括衬 底400。衬底400可以包括发动机组件、独立运送带(stand-alone carrier ribbon)或其 它衬底、或者任何其它适用于携带热电偶402或其它元件的结构。在说明的实施方式中，衬 底400通过钛试样(coupon)提供。应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以 任何方式进行限制。
如已知的，热电偶402可以包括用于测量通过热电偶402处或周围热量产生的电 压的材料的组合。热电偶402可以包括但不限于，由第一材料形成的第一迹线404和由第 二材料形成的第二迹线406。第一迹线404和第二迹线406可彼此接近相交或排列以促进 第一和第二材料之间的电子转移。更具体而言，如已知的，热量可以造成从第一材料至第二 材料的电子转移，并且可以测量产生的电压以测定热电偶402处或附近的温度。
热电偶402可通过任何合适的方法，包括例如等离子体火焰喷雾、雾化喷射喷雾 沉积、丝网印刷、喷墨和/或其它方法，喷射、印刷或以其它方式附着在衬底400上。在一些 实施方式中，第一迹线404和第二迹线406形成接点。在说明的实施方式中，提供介电迹线 408用于将导电热电偶迹线404和406与导电衬底400分离。在一些实施方式中，将导电热 电偶迹线404和406与导电衬底400分离可有助于防止这些元件之间的电短路。在一些实 施方式中，例如，如果衬底400不导电，则介电迹线408可以省略。
介电迹线408可以由陶瓷材料比如尖晶石或其它合适的材料形成，尽管该实施方 式是说明性的并且不应被理解为以任何方式进行限制。类似地，在说明的实施方式中，第一 迹线404和/或第二迹线406配置为N型热电偶，尽管该实施方式是说明性的。尽管图4A 中未显示，但应当明白热电偶402可以包括到一个或多个接口连接器的额外迹线或路径用 于备用，如图4B中更详细显示的。
在一些实施方式中，热电偶402印在发动机组件或其它结构的热侧上或以其它方 式置于该热侧处。例如，在组装航空器发动机之前、之中或之后，热电偶402可以印在航空 器发动机的内表面上。在一个实施中，热电偶402印在航空器发动机的复合蜂窝状面板的 内表面上。应当明白这些实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。
在一些实施方式中，热电偶402印在发动机的冷侧或以其它方式置于该冷侧处。 例如，热电偶402可以印在发动机组件的外表面上。如果热电偶402放置在发动机的外侧 或冷侧，则通过热电偶402测量的温度可用于使用一个或多个数学公式或算法估算组件的 热侧或内侧上的温度。在一个实施方式中，热电偶402印在蜂窝状面板的外表面上，并且数 学算法用于估算组件的热侧上的温度。应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解 为以任何方式进行限制。
在一些实施方式中，风速计或其它装置也可以印在发动机或其它组件的冷侧以进 一步补偿组件的冷侧上的对流传热。因此，可以理解本文公开的热电偶402可印在或位于 发动机或组件的热侧或冷侧上，和/或基于来自或通过热电偶402获得的数据，各种结构和/或装置可用于测定或估算发动机或其它组件处的温度。由于热电偶402可被其它类型的电路或传感器代替，并且由于热电偶402可用在其它结构中，所以应当明白本文讨论的各种实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。图4B是说明图4A中所描绘的传感器200'其他方面的电路图。如图4B中所示，传感器200'可以包括衬底400，其可以包括上面參看图4A所解释的各种材料和/或结构。传感器200'还可以包括一个或多个连接器410A-B(以下统称为和/或一般地称作“连接器410”)。传感器200'通过连接器410可以连接到、可以通信于和/或可以耦合于许多装置，比如监测系统102。在说明的实施方式中，传感器200'包括六个热电偶接点412和两个介电补片(dielectric patch) 414A-B (以下总体上和/或一般地称作“介电补片414”)。应当明白如果衬底400是导电性的，代替或除了说明的介电补片414外，介电迹线还可以包含在任何迹线以下和/或迹线之间。如图4B中所示，由第一热电偶材料形成的第一迹线416可以与由第二热电偶材料形成的第二迹线418在ー个接点412接触。如果需要，介电补片414可提供用于在不同于接点412的位置将迹线416、418和/或其它等价或多余的迹线彼此隔绝。如上所述，如果衬底400是导电性的，除介电补片414之外，介电迹线或介电层可放置在迹线416，418和衬底400之间。在说明的实施方式中，除六个接点412之外还包括一条迹线416和六条迹线418用于提供传感器200'以备用。该布置允许多个热电偶接点412在任一连接器414处各自被读�。被乖市砥涓髯缘募Ｏ咄ǔ？砝丶涓艨糜诜乐苟约Ｏ叩奈锢硗�。虽然说明的传感器200'包括六个热电偶接点412、一条迹线416和六条迹线418，但应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。现转向图5A，根据ー个说明性的实施方式详细地显示传感器200的其他方面。具体而言，图5A是根据另ー个说明性的实施方式图解说明传感器200"的方面的线图。图5A中所示的传感器200"配置用于测量温度，尽管该实施方式是说明性的。传感器200"包括衬底500。衬底500可以包括发动机组件、独立运送带或其它衬底，或任何其它适用于携带一个或多个热电偶502A-C(以下一般地或统称为“热电偶502”)的结构。衬底500可以由任何合适的材料形成，包括但不限于金属、聚合物和/或其它材料。在说明的实施方式中，衬底500通过允许传感器200 "弯曲和/或贴合形状(form-fitting)的柔性材料来提供。因此，传感器200"可以连接在弯曲的或不规则形状的表面上和/或位于各种结构上面或内部。根据各种实施方式，可以使用任何合适的连接方法，包括但不限于粘接、金属焊接或铜焊、塑性焊接、超声波焊接、激光焊接、机械紧固件和/或其它合适的方法和/或装置将衬底500机械地连接在结构上。每个热电偶502或其它装置可印在柔性衬底上并且以堆叠关系布置，如图5A所示。注意，当衬底500是导电的时，热电偶502可以通过在热电偶502和衬底500之间附着介电材料比如尖晶石而与衬底电绝缘，未显示。因此，传感器200"可以包括许多衬底500，尽管不一定是该情況。具体參看图5C-5E在下面更详细说明和描述传感器200"的各种实施。若需要，传感器200"可以包括一个或多个热电偶502和/或各种传感器或装置的组合。因此，传感器200"可以包括用于提供备用和/或提供各种功能组合的多个装置。应当明白，该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。图5B是根据一个实施方式，图解说明图5A中描绘的传感器200"其他方面的电路图。如所示，如果需要，传感器200"可以包括衬底500，其可以包括柔性或刚性材料。 传感器200"可以包括一个或多个连接器510A_B(以下统称为和/或一般地称作“连接器 510”)。传感器200"可以通过一个或多个连接器510连接到一个或多个装置比如监测系 统 102。
如已知，传感器200"可以包括对应于一个或多个热电偶502的电路，如上所讨论 的。热电偶502可以包括材料的组合，用于测量由热电偶502处或周围的热量产生的电压。 例如，热电偶502可以包括一些热电偶接点512。热电偶502还可以包括但不限于，由第一热 电偶材料形成的第一迹线514和由第二热电偶材料形成的第二迹线516。如图5B中所示， 传感器200"可以包括许多由第二热电偶材料形成的迹线，包括但不限于第二迹线516。
第一迹线514和第二迹线516可以在一个或多个接点512处彼此接近相交或排 列。如已知的，热量可以造成从第一迹线514至第二迹线516的电子转移，并且可以在或从 一个或多个连接器510测量产生的电压以测定热电偶502处或附近的温度。从图5B中所 示的视图可以理解在传感器200"的一些实施方式中，介电补片比如图4B中所示的介电补 片414可以省略，尽管不一定是该情况。热电偶502可通过任何合适的方法，包括例如使用 等离子体火焰喷雾、雾化喷射喷雾沉积和/或其它方法印在衬底500上，如上所述。
图5C是图解说明图5A中描绘的传感器200"其他方面的线图。具体而言，图5C 根据一个说明性的实施方式，显示进入航空器发动机或其它结构之中的传感器200"的说 明性实施。如图5C中所示，传感器200"可以连接在弯曲的或不规则形状的结构比如发动 机组件520上。在说明的实施方式中，发动机组件520包括许多单元结构(“单元”)522， 尽管不一定是该情况。因此，从图5C中说明的布置可以理解传感器200"可以连接至许多 单元522。
虽然图5C中说明的布置对应于传感器200 "连接在发动机组件520的内表面上的 布置，但应当明白这不一定是该情况。具体而言，如果需要，如上所述和说明的并且在下面 进行额外详细地描述的，传感器200"可以连接至发动机组件520的外侧。因此，应当明白 说明的实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。传感器200"可以使 用任何合适的方法或材料连接至发动机组件520和/或单元522。
现转向图5D，详细描述传感器200的其他方面。具体而言，图是根据另一个说 明性的实施方式图解说明图5A中描绘的传感器200"其他方面的线图。图根据一个说 明性的实施方式显示进入航空器发动机、壁、汽车发动机或另一个结构之中的传感器200" 的说明性实施。如图中所示，传感器200"可以连接至不规则形状的结构上，比如由蜂窝 状面板530形成的航空器发动机的发动机组件。
在说明的实施方式中，蜂窝状面板530包括许多六边形单元结构(“六边形单 元”)532，尽管不一定是该情况。在说明的实施方式中，传感器200"在可共同组装形成六 边形单元532和/或蜂窝状面板530的两个蜂窝状核心带之间放置或用作隔板。在各种实 施方式中，传感器200"位于接近发动机或其它结构的热侧的蜂窝状面板530的边缘。应当 明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。
现转向图5E，更详细的图解说明传感器200的其他方面。具体而言，图5E是根据 另一个说明性的实施方式，图解说明图5A中所描绘传感器200"其他方面的线图。图5E显 示在航空器发动机、壁、汽车发动机或另一个包括例如图中说明的蜂窝状面板530的结构中执行的传感器200"的另ー个说明性的实施。如图5E中所示，传感器200"可以连接在蜂窝状面板530的六边形单元532上。在图5E中说明的实施方式中，传感器200"连接至蜂窝状面板530的热侧540，尽管不一定是该情況。在各种实施方式中，除了或代替所说明的布置，传感器200"还位于蜂窝状面板530的冷侧542。因此，应当明白图5E中所示的实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。现转向图6，根据ー个说明性的实施方式，详细显示传感器200的其他方面。具体而言，图6是根据一个说明性的实施方式图解说明传感器200"，的方面的线图。如图6所示，传感器200"'可以在发动机或其它结构600内实施。在说明的实施方式中，结构600对应于航空器发动机面板，虽然应当明白该实施方式是说明性的。在一些实施方式中，结构600包括一般以602显不的热侧和一般以604显不的冷侦U。热侧602可以对应于例如航空器发动机组件比如结构600的入口侧或喷嘴侧，组件600的燃烧室侧，和/或其它热或高温环境，其中热或高温是作为相对于冷侧604的热或高温以绝对项和/或相对相测量的。应当明白这些实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。在一些实施方式中，结构600包括面板插件腔(“插件腔”)606，其中面板插件608从冷侧604插入以便面板插件608和/或其部分紧接热侧602。应当明白，如果需要，面板插件608可以从热侧602插入。因此，说明的实施方式应当理解我是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。在各种实施方式中，信号迹线610可放置在插件腔606处或附近。信号迹线610，或其部分，可以与ー个或多个位于面板插件608的电接触垫(electrical contact pad)612接触。在一些实施方式中，ー个或多个介电迹线614可位于接近信号迹线610的位置以使信号迹线610绝缘或至少限制其导电性。在结合热电偶的实施方式中，使用介电可以但不一定对于增强传感器200"，的功能有用，如一般理解的。面板插件608还可以包括一个或多个热电偶材料616，其可配置用于在位于或靠近结构600内的测量点620的热电偶接点618处汇合。当面板插件608位于插件腔606内，在结构600的热侧602的测量点620处或附近的温度可通过在结构600的冷侧604测量的信号来測量。应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。虽然上面图4A-6的讨论提及包含在传感器200、200'、200"、200"'内的热电偶，但应当明白热敏电阻、光电传感器和/或其它传感器可代替或作为所述的热电偶。现转向图7，根据说明性的实施方式，将更详细地描述用于检测、监测、分析和作用于通过本文公开的集成传感器系统获得的数据的方法700的方面。应当明白本文公开的方法700的操作并非必须以任何特定的顺序呈现并且以备选的顺序(ー种或多种)执行ー些或所有操作是可能的和被考虑的。操作已经以示范的顺序呈现以便于描述和说明。在不偏离所附权利要求的范围的情况下，操作可以增加、省略和/或同时执行。还应当明白，说明的方法700可在任意时刻结束且不需要全部执行。方法700的ー些或全部操作和/或实质上等同的操作可以通过执行在本文所定义的计算机存储介质上包含的计算机可读指令来进行。在说明书和权利要求中所用的术语“计算机可读指令”及其变型，在本文宽泛地用于包括例行程序、应用程序、应用�？�、程序�？�、程序、组件、数据结构、算法等等。计算机可读指令可以在各种系统配置上执行，包括单处 理器或多处理器系统、小型计算机、大型计算机、个人计算机、掌上计算装置、微处理器 (microprocessor-based)可编程消费电子产品(programmable consumer electronics)、其组合等等。
因此，应当理解本文所述的逻辑操作可以作为(I) 一系列在计算系统上运行的计 算机执行的行动或程序�？楹�/或(2)计算系统内互联的机器逻辑电路或电路�？槔词� 施。实施是一个选择的问题，取决于计算系统的性能和其它需求。因此，本文所述的逻辑操 作多样地指的是状态、操作、结构装置、行动或�？�。这些操作、结构装置、行动和�？榭梢� 以软件、以固件、以专用数字逻辑、及其任何组合实施。
出于说明和描述本公开内容的概念的目的，方法700被描述为通过执行监测应用 程序106和/或报告应用程序108由监测系统102执行。应当明白这些实施方式是说明性 的，并且不应被视为以任何方式进行限制。具体而言，应当明白通过执行任何合适的程序或 模块，任何合适的装置可配置用于提供本文公开的功能。
方法700开始于操作702，其中监测系统102从一个或多个传感器200、200'、 200"、200"'和/或集成传感器系统112获得数据114。如上所讨论的，传感器200、 200;、200"、200"'和/或集成传感器系统112可以包括任何类型的传感装置。在各种 考虑的实施方式中，传感器200、20(V、200"、200"'和/或集成传感器系统112可以包括 或被提供一个或多个热电偶、热敏电阻、和/或其它装置，以及各种与被监测的系统比如航 空器的航空电子系统或者其它装置或其它系统相关联的传感器或系统。
出于描述本文公开概念和技术的各种实施方式的目的，在操作702中获得的数 据114被描述为从一个或多个航空器系统并且通过一个或多个传感器200、200'、200"、 200"，获得。具体而言，在操作702中获得的数据114在此处被描述为通过监测系统102 从一个或多个航空器系统传感器和/或监视器并且通过一个或多个热电偶装置比如传感 器200、200'、200"、200"'获得。因此，在操作702中获得的数据114可以包括通过一个 或多个传感器200、200'、200"、200"'和/或集成传感器系统112监测或测量的温度， 对应于航空器处或附近测量的周围温度或操作温度的值，与被监测的发动机有关的推力水 平，和/或其它数据。应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行 限制。
从传感器200、20(V、200"、200"'、集成传感器系统112和/或其它装置获得的 数据114可以通过直接连接、通过网络连接、通过通信链接和/或通过其它装置或链接在监 测系统102获得。因此，根据各种实施，数据114可以对应于通过传感器200、200'、200"、 200"'、集成传感器系统112或其它装置或系统产生或解释的模拟信号或数字信号。
方法700从操作702继续至操作704，其中监测系统102获得操作数据116。操作 数据116可以包括但不限于，一个或多个阈值118，一个或多个与通过传感器200、200'、 200"、200"'和/或集成传感器系统112监测的结构、系统或装置相关联的期望值120， 和/或历史信息或数据，和/或当前操作特征比如海拔、推力指令、空气速度或马赫数。如 本文更详细解释的，阈值118和/或期望值120可作为数组存储，各个值与每个传感器位置 相关联。这些实施方式支持分析推进系统或其它装置、结构或环境——其可经历大范围的 正常或低于阈值的操作温度——上可见的温度。出于描述本文公开概念和技术的各种实施方式的目的，在操作704中获得的操作数据116在此处被描述为对应于至少ー个阈值118，比如与被监测结构相关的温度阈值，以及ー个或多个与传感器200、200'、200"、200"'和/或集成传感器系统112相关联的期望值。此外，应当明白存储了多个阈值118，其中每个阈值118可以与具体的传感器、传感器位置和/或集成传感器系统112的其它方面相关联。应当明白这些实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。方法700从操作704继续至操作706，其中监测系统102调节在操作704中获得的一个或多个阈值118以获得调节的阈值118'。如上所述，监测系统102还可以产生调节的数据值114'而不是产生调节的阈值118'。如上所解释的，调节的数据值114'和/或调节的阈值118'可以基于数据114、阈值118和/或操作数据116。在一些实施方式中，监测系统102通过将调整公式或算法应用于数据114和/或操作数据116调节数据114和/或阈值118以获得调节的数据值114'或调节的阈值118'。例如，在操作702中获得的操作数据116可以包括一般性传感器温度矩阵，其包括在每个传感器位置的期望的传感器值，基于测试分析各种操作条件下的被监测结构的测试值，和/或各种用于说明各种被监测结构比如发动机之间差别的统计值比如标准偏差。根据ー个实施方式，操作数据116包括说明期望的温度和已知的外部空气温度之间关系的外部空气温度调整，说明发动机推力和期望的发动机温度之间关系的推力调整，和/或额外或备选的数据。根据ー个实施方式，在操作706中进行的调整包括基于外部空气温度对于诸多期望的温度值进行的单个外部空气温度调整，计算为(发动机的最大推力一发动机的最小推力)パ发动机的最大温度一发动机的最小温度)的推力调整因数，和/或其它调整。在一些实施方式中，推力调整因数在海平面进行计算。如果需要，推力调整因数可以用许多方式进行计算并且存储在对每个传感器位置提供值的矩阵中。因此，上面的实例是说明性的并且不应被理解为以任何方式进行限制。在一个实例中，基于巡航高度(cruise level)对应于航空器花费其大部分操作飞行时间的高度的假设，用于在操作706中进行调整的一般性传感器温度在巡航高度下形成(develop)。可以基于在标准温度天上35，000英尺处的标称循环条件设定最大巡航推力(“MCT”)。外部空气温度调整可以计算为当前测量的条件，例如通过航空器空气数据系统报告的，与參比条件比如上面所述的一般性传感器温度之间的差。具体而言，在35，000英尺的标准温度是负63华氏度。因此，如果航空器的空气数据系统报告负43华氏度的外部空气温度，则该外部空气温度调整将对于所有传感器増加20度，也就是说由于上面计算的外部空气调整，可以预期任何传感器200、200'、200"、200"'的传感器读数比正常的高20度。应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。类似地，在一个实例中，基于随着推力超过期望推力，任意传感器的温度将上升一个參考量的假设，计算本文所解释的推力调整。具体而言，随着发动机的推力超过參比推力，可以预期温度上升，并且随着发动机的推力下降到參比推力以下，可以预期温度降低。推力调整(“TA”)可以计算为与推力指令成比例的最大温度上升的百分比。上面简要描述了这种计算的ー个实例。在各种实施中，对于每个传感器或传感器位置计算唯一的推力调整，因为发动机内的每个位置基于推力可能相比于其它传感器经受相对更多或更少的温度上升。因此，如果需要，推力调整可作为矩阵存储在操作数据116中。在一些实施方式中，推力调整矩阵具有与期望的一般温度矩阵相同的维度，尽管不一定是该情况。
在一个样本方案中，发动机的最大推力是100%而最小推力是0%。参比推力是60%。 通过测试或其它方式测定的最大推力处的温度是400华氏度，最小推力处的温度是200华 氏度。因此，推力差被计算为(100 — O) =100%，并且温差被计算为(400 — 200) =200华氏度。 因此，对于施加的每个推力百分比，该方案中的推力调整将是2华氏度。因此，对于具体条 件的推力调整将计算为[(指令的推力一参比推力)X调整因数]。因此，在60%推力—— 参比“一般”条件，调整将是[(60% - 60%) X2度/百分比]=0。在参比条件处没有调整。 上面的参比条件在75%推力处将产生[(75 - 60) X2] =30度。下面的参比条件将产生负 调整，例如[(50% — 60%) X2]=负20度。如上所述，对于每个传感器200、200'、200"、 200"'的推力调整可能是不同的。应当明白，该实施方式是说明性的，并且不应被理解为 以任何方式进行限制。
在第二种样本方案中，假设与第一实例中使用的相同的基本参比温度和推力调 整。然而，在第二种方案中，航空器以爬升推力(大约最大值的75%)爬升通过15，000英 尺并且周围温度是正15华氏度。在这个实例中，温度调整为(正15度一负63度)=正78 度。因此，传感器200、200'、200"、200"'的所有读数通过减去78度进行调节，反映了比 当前标称的在传感器200、200'、200"、200"'经历的高出78度，按上面每个实例的推力 调整为[(75%-60%) X2度]=30度。假设两个传感器200分别捕捉355华氏度和357华 氏度的温度读数，并且假设这两个传感器200的一般性未调节温度分别为262华氏度和268 华氏度，操作706的样本计算将是(355 - (262+78+30度)=负15华氏度)和(357度一 (268+78+30度)=负19华氏度)。如下面将理解，所有这些测定都是负的，因此将可能不触 发警报、警示或警告条件。可认为这些条件往往显示推进系统以低于期望的温度运行，然而 警报可以配置用于在比期望的温度高100或更多度来触发。应当明白，该实施方式是说明 性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。
方法700从操作706继续至操作708，其中监测系统102将操作702中获得的数 据114与操作706中计算出的调节的阈值118'进行比较。在其它实施方式中，如上面解 释的，监测系统102将调节的数据值114'与阈值118进行比较。更具体而言，用传感器 200,200;、200"、200"'和/或集成传感器系统112获得的传感器读数可以与操作706 中计算出的调节的阈值118'进行比较以确定期望的阈值118'和测量的值之间是否存在 差别，或者操作706中计算出的调节的数据值114'可以与阈值118进行比较以确定是否存 在差别。
在一些实施方式中，操作706中进行的比较是通过下列方法进行的采集与传感 器200,200'、200"、200"'和/或集成传感器系统112相关联的一般性传感器温度，对 传感器200、200'、200"、200"'和/或集成传感器系统112的一般性传感器温度应用外 部空气温度调整和推力调整，并且将得到的值与操作702中从传感器200、200'、200"、 200"'和/或集成传感器系统112获得的测量值进行比较。如果差值是正的，则获得的数 据114或调节的数据值114'超过期望值比如阈值118或调节的阈值118'，而如果差值是 负的，则获得的数据114或调节的数据值114'不超过期望值。
在一些实施方式中，超过预定阈值的正差值可以被理解为符合可报告的条件，尽 管不一定是该情况。例如，在一些实施方式中，超过期望值100华氏度的差值被监测系统102确定为相应于过热状态，而超过期望值250华氏度的差值通过监测系统102测定为相应于火警状态或其它警报状态。同吋，小于100度和250度的差值可分别被确定为不相应于过热和/或火警状态。其它值，以及范围、偏差、比例或其它关系可确定为过热、警报或其它可行动的或可警报的状态。应当明白设计者或其它实体可以指定与期望的一祥多或一祥少的阈值。因此，应当明白这些实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。方法700从操作708继续至操作710，其中监测系统102确定操作708中计算出的差值是否符合正常或异常的操作状态和/或被监测的结构是否在警报状态中操作。如上所述，如果操作708中计算出的差值超过期望值，或者如果操作708中计算出的差值超出期望值ー个预定的量，则监测系统102可以确定被监测的结构正在异常地操作或处于警报状态或条件中。应当明白该实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。如果监测系统102在操作710确定被监测的结构正在异常地操作或处于警报状态或条件中，则方法700继续至操作712。在操作712，监测系统102产生ー个或多个警报122和/或将操作702中获得的数据114存储在数据存储位置比如数据存储装置126。如上所解释的，数据114可被存储以允许由各种实体分析数据114用于检修故障或其它目的。因此，本文所述的数据存储可以在任何时间和/或所有时间进行，伴随或没有警报状态的检测，如上面通过图1所解释的。因此，应当明白说明的实施方式是说明性的，并且不应被理解为以任何方式进行限制。根据各种实施，在操作712中存储的数据114包括实际温度读数或其它实际的传感器读数。因此，分析人员可以检查实际的空间相关的局部传感器读数和/或触发警报状态的数据，而不是仅仅从机组人员或其它实体接收表明在具体结构中检测到过热或火警状态的信息。由于监测系统102追踪和/或存储与许多传感器和/或位置相关的数据，并且由于监测系统102追踪与那些传感器和/或位置相关的实际传感器读数，分析人员能够快速识别问题的位置以及触发警报或警告的准确条件或读数。因此，相比于其他传感器和/或监测装置，本文公开的概念和技术的ー些实施方式可以提供改进，所述其他监测装置监测覆盖被监测结构内的大面积的传感器和/或可以配置或可以不配置用于提供可存储和/或在检修故障或其它分析期间由分析人员获取的实际读数。因此，本文公开的概念和技术的实施方式可用于改进与警报状态相关的检修结构故障，尽管不一定是该情況。从操作712，或者如果监测系统102在操作710中确定被监测的结构在正常操作和/或不在警报状态或条件中操作，方法700继续至操作714。方法700在操作714结束。尽管未在图7中显示，但数据114可被存储用于任何目的，即使未检测到警报或警示条件。在一个实施方式中，数据114被存储并可用于诊断或分析趋势。在一些实施方式中，可从存储的数据114产生热图。图8中图解说明了热图800的ー个实例。如所示的，热图800可以作为通过采集传感器数据的矩阵和在对应于相关传感器200位置的三维位置中绘制数据产生的热梯度而生成。因此热图800可以对应于罩下环境的可见显示。热图800可以是用于维修活动和诊断的重要工具并且用以前的传感器系统是不能获得的。图9显示根据ー个实施方式能够执行本文所述软件组件的监测系统102的说明性计算机架构900，所述软件组件用于检测、监测、分析和作用于通过本文所呈现的传感器200、200'、200"、200"'和/或集成传感器系统112获得的数据114。如上所解释的，监测系统102可具体体现为单个计算装置或一个或多个处理单元、存储单元和/或其它在航 空器的航空电子系统和/或非机载(off-board)计算系统的计算系统中实施的计算装置的 组合。计算机架构900包括一个或多个中央处理单元902 ( “CPU”)，包括随机存取存储器 906 ( “RAM”)和只读存储器908( “ROM”)的系统存储器904，和将存储器与CPU 902连接 的系统总线910。
CPU 902可以是执行操作计算机架构900所必需的算法和逻辑操作的标准可编程 处理器。CPU 902可以通过从一个分立物理状态通过操纵区分并且改变这些状态的开关元 件过渡到下一个状态来执行必要的操作。开关元件一般可以包括保持两个二元状态之中一 个的电子电路，比如触发器，以及基于一个或多个其它开关元件的状态的逻辑组合提供输 出状态的电子电路，比如逻辑门。这些基本的开关元件可组合以产生更复杂的逻辑电路，包 括寄存器、加减器、算数逻辑单元、浮点单元等等。
计算机架构900还可以包括大容量存储装置912。大容量存储装置912可通过进 一步连接至总线910的大容量存储控制器(未显示)连接至CPU 902。大容量存储装置912 及其相关的计算机可读介质为计算机架构900提供永久存储器。大容量存储装置912可以 存储操作系统914、各种航空电子系统和控制系统以及特定应用程序模块或其它程序模块， 比如监测应用程序106、报告应用程序108和/或上面参看图1描述的其它程序或�？椤４� 容量存储装置912还可以存储通过各种系统和�？槭占蚴褂玫氖荩ǖ幌抻诓僮� 数据116，其可以包括阈值118、调节的阈值118'、期望值120和/或其它数据。尽管图9 中没有显示，但大容量存储装置912还可以存储数据114和/或调节的数据值114'。
计算机架构900可以通过转变大容量存储装置的物理状态以反映被存储的信息 来将程序和数据存储在大容量存储装置912上。在该公开内容不同的实施中，物理状态的 具体转变可以取决于各种因素。这些因素的实例包括但不限于，用于执行大容量存储装置 912的技术，大容量存储装置特征是主存储器还是二级存储器，诸如此类。例如，计算机架构 900可以通过由存储控制器发布指令，以改变磁盘驱动装置内具体位置的磁性特征、光存储 装置中具体位置的反射或折射特征或者固态存储装置中特定电容器、晶体管或其它分立元 件的电特征，将信息存储至大容量存储装置912。在不偏离本描述范围和精神的情况下，物 理介质的其它转变是可能的，前面提供的示例只是为了便于该描述。计算机架构900通过 检测大容量存储装置内一个或多个具体位置的物理状态或特征，可以进一步从大容量存储 装置912读取信息。
尽管本文含有的计算机可读介质的描述是指大容量存储装置，比如硬盘或CD-ROM 驱动器，但本领域技术人员应当理解，计算机可读介质可以是任何通过计算机架构900可 以存取的可用的计算机存储介质。举例而言，而不是限制，计算机可读介质可以包括以任 何用于存储信息的方法或技术比如计算机可读指令、数据结构、程序�？榛蚱渌葜葱� 的易失性和非易失性、可移动和不可移动介质。例如，计算机可读介质包括但不限于，RAM、 ROM、EPROM、EEPR0M、闪存或其它固态存储器技术、CD-ROM、数字多功能光盘(“DVD”)、 HD-DVD、BLU-RAY或其它光存储器、合式磁带(magnetic cassette)、磁带、磁盘存储器或其 它磁存储器，或任何其它可用于存储期望的信息并且可通过计算机架构900存取的介质。 如此处和权利要求中所用，术语“计算机存储介质”不包括暂时的计算机介质本身，比如传 播的波或信号。
根据各种实施方式，计算机架构900可以在使用与航空器中其它航空电子设备和/或航空器非机载系统的逻辑连接的网络环境中操作，其可以通过网络比如网络104进入。计算机架构900可以通过连接至总线910的网络接ロ单元916连接至网络104。应当理解网络接ロ単元916还可以用于连接至其他类型的网络和远程计算机系统。计算机架构900还可以包括用于对航空器終端和显示器比如飞行中的显示器(in-flight display)、维护接入终端(MAT)或其它系统或装置接收输入并提供输出的输入输出控制器918。输入输出控制器918也可以从其它装置接收输入，包括与飞行中显示器或其它系统或装置相关的主飞行显示器(“PFD”)、电子飞行包(“EFB”)、平视显示器(“HUD”)、键盘、鼠标、电子笔或触摸屏。基于前述的内容，应当理解本文提供了用于检测、表征、监测和分析数据的集成传感器系统的概念和技木。尽管本文呈现的主题已经用特定于结构特征和方法行为的语言进行了描述，但应当明白所附权利要求中限定的发明不必限于本文所描述的具体特征或行为。相反，具体的特征和行为是作为实施权利要求的示例形式进行公开的。上面描述的主题仅通过例证的方式提供并且不应被理解为限制性的。可以对本文描述的主题进行各种修改和变化，而不按照图示说明和描述的示例的实施方式和应用，并且不偏离在权利要求中提出的本发明的真实精神和范围。
权利要求
1.系统，其包括配置用于执行存储在存储器中的计算机可执行指令的监测系统，以便 从包括多个传感器的传感器系统获得数据，所述数据指示通过所述多个传感器中至少一个在被监测结构检测到的操作状态； 获得包括所述多个传感器中每个的阈值和所述多个传感器中每个的期望值的操作数据； 至少部分地基于所述操作数据调节所述阈值以获得调节的阈值； 将所感测的数据值与所述调节的阈值进行比较；并且 确定所述被监测结构是否在报警状态中操作。
2.权利要求1所述的系统，其中所述多个传感器中的一个或多个包括温度传感器。
3.权利要求2所述的系统，其中所述温度系统集成在所述被监测结构中。
4.权利要求3所述的系统，其中所述被监测结构包括航空器推进系统，并且其中所述温度传感器集成在所述航空器推进系统的至少一个结构中。
5.权利要求3所述的系统，其中所述温度传感器附着在所述被监测结构的至少一个表面上。
6.权利要求5所述的系统，其中所述温度传感器使用等离子体火焰喷雾、雾化喷射喷雾或丝网印刷进行附着。
7.权利要求3所述的系统，其中所述温度传感器印在柔性衬底上，并且所述柔性衬底连接至所述被监测结构的至少一个表面。
8.权利要求3所述的系统，其中所述温度传感器印在衬底上，并且所述衬底连接至在所述被监测结构的热侧的所述结构的表面。
9.权利要求3所述的系统，其中所述温度传感器印在衬底上，并且所述衬底连接至在所述被监测结构的冷侧的所述结构的表面。
10.权利要求9所述的系统，其中所述传感器进一步包括印在所述结构的所述冷侧的风速计，并且其中获得所述数据包括获得通过所述温度传感器得到的温度读数，至少部分地基于从所述风速计得到的数据调节获得的温度，并且基于从所述温度传感器和所述风速计得到的数据估算在所述结构的热侧的温度。
11.权利要求1所述的系统，其中所述监测系统进一步配置用于执行存储在所述存储器中的计算机可执行指令，以便 响应于确定所述结构在警报状态中操作，产生警报； 将所述警报提供给警报接收者；并且 将所述数据储存在数据存储装置中。
12.权利要求11所述的系统，其中所述警报接收者包括操作人员。
13.权利要求1所述的系统，其中所述多个传感器中的一个或多个包括面板、在所述面板中形成的插件腔以及配置用于选择性地插入所述插件腔中的面板插件。
14.权利要求13所述的系统，其中所述插件腔进一步包括至少一个在其中形成的热电偶，并且其中所述多个传感器中的所述一个或多个传感器配置用于测量所述被监测结构处的温度。
15.权利要求13所述的系统，其中所述面板插件配置用于从所述面板的冷侧插入所述插件腔中，并且其中所述面板插件配置用于测量所述面板的热侧的状态。
16.权利要求1所述的系统，其中调节所述阈值包括 获得所述被监测结构的周围温度； 获得与所述多个传感器中的所述至少一个相关联的推力调整；并且 至少部分地基于所述周围温度和所述推力调整调节所述阈值以获得所述调节的阈值。
17.权利要求1所述的系统，其中所述警报状态包括过热状态。
18.权利要求1所述的系统，其中所述警报状态包括火警状态。
19.权利要求1所述的系统，其中所述被监测结构包括由含有多个六边形单元的面板形成的航空器发动机结构。
20.权利要求19所述的系统，其中所述多个传感器中的所述至少一个包括印在衬底上的传感器，并且其中所述衬底放置在所述面板内并作为隔板放置在所述面板内。
21.权利要求19所述的系统，其中所述多个传感器中的所述至少一个包括印在衬底上的传感器，并且其中所述衬底形成所述面板的至少一个所述六边形单元的表面或连接至所述面板的至少一个所述六边形单元的至少一个表面。
22.权利要求1所述的系统，其中所述多个传感器中的所述至少一个包括由第一热电偶材料形成的第一迹线、由第二热电偶材料形成的第二迹线以及至少一个所述第一迹线和所述第二迹线相交的接点。
23.用于监测结构的计算机执行方法，所述方法包括计算机执行操作，该操作用于 从多个温度传感器中的至少一个获得关于所述结构的操作状态的数据； 获得包括所述多个温度传感器中所述至少一个的阈值的操作数据； 至少部分地基于所述操作数据调节所述阈值以获得调节的阈值； 将所述数据值与所述调节的阈值进行比较；并且 确定所述结构是否在警报状态中操作。
24.权利要求23所述的方法，其中被监测的结构包括航空器推进系统，其中所述多个温度传感器中的每个包括热电偶，并且其中每个所述热电偶集成在所述航空器推进系统的至少一个组件中。
25.权利要求24所述的方法，其中每个所述热电偶印在所述航空器推进系统的至少一个表面上。
26.权利要求24所述的方法，其中每个所述热电偶印在衬底上，并且其中每个所述热电偶通过将所述衬底连接至所述航空器推进系统的至少一个表面而集成在所述航空器推进系统的所述至少一个组件中。
27.权利要求23所述的方法，进一步包括将所述数据存储在与所述监测系统通信的数据存储装置中。
28.权利要求23所述的方法，其中调节所述阈值包括 获得被监测结构处的周围温度； 获得与所述多个传感器中的所述至少一个相关联的推力调整；并且 至少部分地基于所述周围温度和所述推力调整调节所述阈值以获得所述调节的阈值。
29.用于监测结构的计算机执行方法，所述方法包括 从多个独立操作的温度传感器中的至少一个获得数据，所述数据指示在航空器推进系统处检测到的温度； 获得包括所述多个温度传感器中的所述至少一个的阈值的操作数据； 至少部分地基于所述操作数据调节所述阈值以获得调节的数据值； 将所述数据值与调节的阈值进行比较；并且 将所述数据存储在与所述监测系统通信的数据存储装置中。
30.权利要求29所述的方法，其中每个所述温度传感器集成在所述航空器推进系统的至少一个组件中。
31.权利要求30所述的方法，其中每个所述温度传感器附着在所述航空器推进系统的 至少一个平面上。
32.权利要求30所述的方法，其中每个所述温度传感器附着在柔性衬底上，并且其中每个所述温度传感器通过将所述柔性衬底连接至所述航空器推进系统的至少一个表面而集成在所述航空器推进系统的所述至少一个组件中。
33.权利要求29所述的方法，其中调节所述阈值包括 获得所述航空器处的周围温度； 获得所述航空器的标准操作温度； 通过计算所述航空器的标准操作温度和所述周围温度之间的差别获得温度调整； 获得与所述温度传感器的所述至少一个相关联的推力调整，所述推力调整包括基于获得数据时由所述航空器推进系统提供的最大推力的百分比的预期的温度提高；并且 至少部分地基于所述温度调整和所述推力调整调节所述阈值以获得所述调节的阈值。
34.权利要求32所述的方法，其中所述柔性衬底连接至航空器发动机的至少一个组件的热侧的所述航空器发动机的所述至少一个组件的表面。
35.权利要求32所述的方法，其中所述柔性衬底连接至航空器发动机的至少一个组件的冷侧的所述航空器发动机的所述至少一个组件的表面。
36.权利要求35所述的方法，其中所述温度传感器进一步包括附着在所述至少一个组件的所述冷侧的风速计，并且其中获得所述数据包括获得用所述温度传感器得到的温度读数、至少部分地基于从所述风速计得到的数据调节获得的温度，并且基于从所述温度传感器和所述风速计得到的数据估算在所述航空器发动机的所述至少一个组件的热侧的温度。
37.权利要求29所述的方法，进一步包括在可见显示中呈现所述数据。
38.权利要求37所述的方法，其中所述可见显示包括通过在与所述传感器相关联的位置绘制传感器数据的矩阵生成的热图。
全文摘要
本发明的名称是传感器系统。本文公开了用于检测、表征、监测和分析数据的传感器系统的概念和技术。根据本文公开的一些实施方式，监测系统配置用于从传感器系统获得数据。传感器系统包括两个或更多个传感器并且可以指示通过传感器在被监测的结构检测到的操作状态。监测系统还获得包括传感器的阈值和传感器的期望值的操作数据。监测系统配置用于至少部分地基于操作数据调节阈值以获得调节的阈值，并且将数据值与调节的阈值进行比较。监测系统可以确定被监测的结构是否在报警状态中操作。
文档编号G01K7/02GK103017819SQ20121035642
公开日2013年4月3日 申请日期2012年9月21日 优先权日2011年9月23日
发明者K·A·马谢洛, R·S·怀特, J·L·杜斯, B·J·米切尔, J·A·马歇尔 申请人:波音公司
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