CN104335126B - 无线引擎监控系统和可配置的无线引擎传感器 - Google Patents

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    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B23/00—Testing or monitoring of control systems or parts thereof
    • G05B23/02—Electric testing or monitoring
    • G05B23/0205—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults
    • G05B23/0208—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterized by the configuration of the monitoring system
    • G05B23/0213—Modular or universal configuration of the monitoring system, e.g. monitoring system having modules that may be combined to build monitoring program; monitoring system that can be applied to legacy systems; adaptable monitoring system; using different communication protocols

Abstract

多个无线引擎传感器，每个都包括感测作为引擎数据的引擎参数的感测电路。处理器把感测电路配置为以基于引擎操作条件的预定采样速率进行感测。无线电收发器无线地接收和发送关于感测到的引擎参数的引擎数据并且接收关于采样速率的数据。引擎监控模块安装在飞机引擎处并且无线传感器收发器配置为从无线引擎传感器接收关于感测到的引擎参数的引擎数据。第一无线发送器被外壳承载。存储器被外壳承载。处理器耦接到存储器、传感器收发器和第一无线发送器并且收集并在存储器中存储关于引擎参数的引擎数据并且经第一无线发送器发送引擎数据。

Description

无线引擎监控系统和可配置的无线引擎传感器
技术领域
本发明涉及飞机引擎的实时监控，并且更具体而言，本发明涉及为了引擎维修或其它分析而通过收集实时飞机引擎数据并且处理引擎数据来确定飞机引擎的当前性能的系统和相关方法。
背景技术
位于佛罗里达州墨尔本的Harris公司已经设计出利用与飞机的众多部件连接的地面数据链接单元记录飞机引擎的性能的系统和方法，地面数据链接单元包括数字飞行数据获取单元(DFDAU)、飞机数字飞行数据记录器(DFDR)，以及用于较大型喷气式涡轮引擎的通常被称为全权限数字引擎控制(FADEC)的数据多路复用系统或者有时就用在较小型飞机上的较小型喷气涡轮引擎而言被提到的引擎控制单元(ECU)，较小型飞机包括生成小于15000磅推力的涡轮螺桨引擎或者其它引擎。术语“FADEC/ECU”可以用来对应于本行业中所使用的术语“FADEC”或“ECU”。
这种地面数据链接单元的例子在共同受让的美国专利No.6,047,165中公开，该专利的全部公开内容通过引用被结合于此。利用这种地面数据链接单元的引擎监控系统在共同受让的美国专利No.6,148,179和No.6,353,734中公开，这两个专利的全部公开内容通过引用被结合于此。
在通过引用被结合的‘179和‘734专利中，通过在引擎操作期间，例如在地面数据链接单元中，收集引擎数据并且经宽带扩频通信信号把收集到的引擎数据下载到基于地面的扩频接收器，所公开的系统和方法可以提供对飞机引擎的性能的记录。信号在基于地面的扩频接收器中被解调以获得引擎数据供进一步处理。还有可能把数据上传到地面数据链接单元，诸如算法、飞行管理文件、视频和娱乐文件以及其它数据文件。
这种Harris公司的地面数据链路(GDL)单元优于采用例如在飞机最初起飞之后升高至1000英尺时基本引擎参数的“快照”的现有技术系统。数据局限于飞行期间的一个快照并且不是实时的。这些现有技术数据“快照”没有超越总指标和反应性维修技术。“快照”通常可以包含关于有限的引擎参数(例如，N1、N2、EGT和Wf)的数据，其中“快照”数据或者“机载(on board)”记录或者利用VHF通信数据链路经ACARS下载。其它监控系统需要飞行员把数据手动输入飞行日志或者需要诸如闪存驱动器和快速访问记录仪(QAR)的可移动介质。
在通过引用被结合的‘165、‘179和‘734专利中所公开的地面数据链接单元系统克服了与现有技术“快照”关联的缺陷，“快照”从来不会给出飞机飞行期间引擎性能的真实完整且完全的飞行指示。而且，所描述的这些非GDL的现有技术监控系统不仅具有有限价值的数据集合，而且由于有限的通信选项，例如来自FCC的在航空频谱可用的有限频率和窄带宽/频谱，而具有用于从飞机取回可以是或者可以不是全飞行引擎数据的高成本。过大的引擎数据文件需要高带宽，例如，大约10kbps直至大约36MB/FLT HR(无压缩)，那些非GDL系统可能不能输送这么大的文件。
虽然如在‘165、‘179和‘734专利中所公开的地面数据链接单元是优于现有技术引擎监控系统的主要改进，但是所公开的地面数据链接单元通常是安装在飞机上的大单元并且与如前所述的许多机载系统连接。因此，Harris公司开发出了无线引擎监控系统(WEMS)模块，该模块实时地监控飞机引擎，而不借助于与许多飞机系统连接的较大的地面数据链接单元。WEMS模块在共同受让的美国专利No.6,943,699、7,456,756、7,595,739和7,755,512中公开，这些专利的全部公开内容通过引用被结合于此。
WEMS模块是直接安装在飞机引擎上的引擎监控模块。它不安装在例如航空电子舱或者类似的机身位置，另一方面，这种位置是用于连接到许多机载单元的地面数据链接单元的优选位置。在一个例子中，WEMS模块连接到引擎上的全权限数字引擎控制器(FADEC)/引擎控制单元(ECU)。在一个例子中，WEMS模块通常很小，大约2x2x4英寸，并且可以记录、存储、加密和发送“全飞行”引擎数据。WEMS模块直接与FADEC/ECU连接并且以例如一秒或更小的采样频率记录数百个引擎参数。它具有优选的保形天线和RF收发器，以便利用RF/802.11/蜂窝技术下载(和上传)数据，作为非限制性例子，所述技术包括其它扩频技术。
利用WEMS模块的“全飞行”引擎数据的这种收集和存储允许对引擎的高级预测和诊断并且增加引擎“在翼时间”(time on wing，TOW)并且减小引擎的每小时维修成本(MCPH)。在一个例子中，WEMS数据利用RF/(802.11)扩频/蜂窝信号下载到机场服务器进行处理和/或经因特网、PSTN、蜂窝或其它通信网络运输到其它工作站进行飞行后分析。数据还可以上传到WEMS模块，包括用于机载处理的算法。WEMS模块提供直接安装在引擎上的自动无线解决方案，从而在大兆字节的文件中记录用于大型和小型涡轮引擎二者的全飞行引擎数据并利用高速数据链路提取。
虽然WEMS模块作为用于全飞行引擎数据的档案数据存储器操作，但是期望提供在飞行期间“实时”下载大量的引擎数据并且与通常在大部分国际航班上可以获得的通信资源连接的能力。此外，期望以成本有效的方法使用WEMS模块来检测并诊断关于飞机引擎的涡轮单元内大部分机械地承力的部件的问题。这将需要对诸如涡轮叶片和轴承组件的旋转子系统以及对诸如温度、振动、应变和压力的气路参数的精确监控，但是还将允许对涡轮部件故障的早期检测和诊断并且帮助防止灾难性故障。全世界大约有四万种喷气式引擎可以被监控以确定全飞行引擎数据。因而，监控全飞行引擎数据将提高引擎数据的效率和安全性。
发明内容
用于飞机引擎的监控系统包括与飞机引擎关联的多个无线引擎传感器。每个无线引擎传感器包括配置为感测作为引擎数据的引擎参数的感测电路以及连接到感测电路并配置为把感测电路调节为以基于引擎操作条件的预定采样速率感测引擎参数的处理器。无线电收发器连接到感测电路和处理器并且配置为无线地接收和发送关于感测到的引擎参数的引擎数据并且为感测电路接收关于采样速率的数据。引擎监控模块包括配置为安装在飞机引擎的外壳和安装在外壳中并配置为从无线引擎传感器接收关于感测到的引擎参数的引擎数据的无线传感器收发器。第一无线发送器被外壳承载。存储器被外壳承载。处理器被外壳承载并且耦接到存储器、传感器收发器和第一无线发送器并且配置为收集并在存储器中存储关于由多个无线引擎传感器在飞机引擎的操作期间感测的引擎参数的引擎数据且经第一无线发送器发送引擎数据。
根据非限制性例子，无线接收器位于飞机中并且配置为接收从第一无线发送器发送的引擎数据。第二处理器位于飞机上并且连接到无线接收器并且配置为接收并处理引擎数据并且基于引擎操作条件为选定的无线引擎传感器确定预定的采样速率。在一个非限制性例子中，多个无线引擎传感器配置为形成引擎无线传感器网络。在另一个例子中，无线引擎传感器配置为感测燃料流量、温度、压力、液位、加速度或振动。
在另一个例子中，第一无线发送器配置为发送引擎数据和链接到飞机引擎的标识符的数据地址。在另一个例子中，第二无线发送器位于飞机中并且可操作地连接到无线接收器并配置为发送引擎数据。第二无线发送器包括配置为经空对地通信信号发送引擎数据的UHF发送器。第二无线发送器配置为经卫星通信链路发送引擎数据。在另一个例子中，无线局域网(LAN)在飞机中形成，无线接收器和第二无线发送器连接到该无线LAN。
在另一个例子中，作为无线引擎传感器的一部分的无线电收发器连接到感测电路和处理器并且配置为无线地接收和发送关于感测到的引擎参数的引擎数据并且为感测电路接收关于采样速率的数据。在无线传感器收发器的处理器配置为处理关于预定采样速率的数据并且经无线传感器收发器把关于预定采样速率的数据发送到选定的无线引擎传感器。
附图说明
当根据附图考虑时，本发明的其它目标、特征和优点将从以下本发明的具体描述变得清楚。
图1-7是在通过引用被结合并且共同受让的‘699、‘756、‘739和‘512专利中所描述的WEMS模块及相关联部件的视图。根据本发明的非限制性例子，WEMS模块的描述关于图1-7给出，之后是WEMS模块用于多跳通信的更多细节，包括它与引擎无线传感器网络(EWSN)一起使用并且以不同速率采样无线引擎传感器。
图1是喷气式引擎的部分不完整等角视图，示出安装在引擎上的FADEC/ECU和WEMS模块，其中WEMS模块与FADEC/ECU连接用于下载引擎监控数据，诸如在共同受让并且通过引用被结合的‘699、‘756、‘739和‘512专利中所公开的。
图2是示出飞机引擎和飞机的框图，并且图1的WEMS模块与FADEC/ECU连接用于下载全飞行引擎数据文件以及上传算法和其它数据。
图3是示出可以下载到机场服务器并且通过PSTN、因特网或蜂窝基础设施传输到实时分析工作站或其它处理器的WEMS引擎数据的不完整框图。
图4是示出如在共同受让的‘165、‘179和‘734专利中所公开的地面数据链接(GDL)单元的基本元件并且示出与GDL单元连接的WEMS模块的框图。
图5是示出如在‘699、‘756、‘739和‘512专利中所公开的WEMS模块的基本部件的框图。
图6是生成要被WEMS模块收集、存储并从其发送的引擎事件的喷气式引擎的例子的截面。
图7是示出在引擎启动和飞行期间可以被WEMS模块监控的各种喷气式引擎事件报告的图表。
图8是根据本发明的非限制性例子的与图5所示类似并且示出各种部件的更多细节的WEMS模块的框图。
图9是根据本发明的非限制性例子的飞机及其引擎的部分不完整视图并且示出在第一通信“跳”中向客舱无线LAN单元无线传送其数据然后在第二通信“跳”中通过卫星通信链路(或者通过UHF)向引擎服务提供商(ESP)传送数据的引擎安装的WEMS模块。
图10-12是示出根据本发明的非限制性例子的可以支持WEMS模块的使用的飞机引擎市场的图表。
图13是示出根据本发明的非限制性例子的与引擎无线传感器网络(EWSN)和引擎服务提供商(ESP)操作中心交互操作的WEMS模块的框图。
图14是示出全飞行引擎数据如何可以用来最大化飞机引擎的在翼时间(TOW)的图。
图15是作为非限制性例子示出代表性度量的图，其中，作为非限制性例子，可以为航空公司提供可预测的引擎维修操作成本。
图16是关于最大爬升推力的百分比示出降级(derate)与海拔高度的关系曲线。
具体实施方式
现在将参考附图在下文中更完全地描述本发明，在附图中示出本发明的优选实施例。但是，本发明可以以许多不同的形式体现并且不应当被认为局限于本文所阐述的实施例。更确切地说，这些实施例的提供将使本公开内容透彻和完整，并且将向本领域技术人员完全传达本发明的范围。相同的数字贯穿全文指相同的元件，并且撇号用来指示备选实施例中的相似元件。
如在通过引用被结合的‘699、‘756、‘739和‘512专利中所公开的无线引擎监控系统(WEMS)收集全飞行引擎数据并且在一个例子中配置为与如在通过引用被结合的‘165、‘179和‘734专利中所公开的地面数据链接(GDL)单元的基本部件交互操作。WEMS模块直接安装到喷气式引擎并且优选地与FADEC/ECU连接，并且以与如在‘165、‘179和‘734专利中所公开的基于无线地面链路的飞机数据通信系统相似的方式利用无线通信信号，优选地是宽带扩频通信信号，下载数据。WEMS模块也可以经任何RF连接下载。
为了技术理解，如在‘699、‘756、‘739和‘512专利中阐述的WEMS模块的描述关于图1-7描述，之后是对WEMS模块关于其多跳通信、与引擎无线传感器网络(EWSN)一起使用以及无线传感器采样的更具体解释。
图1示出直接安装在喷气式引擎12上并且电连接到FADEC/ECU控制单元14的WEMS模块10，该FADEC/ECU控制单元14也安装在喷气式引擎上。喷气式引擎12示出涡轮16和其它部件的基本元件。喷气式引擎整流罩/引擎机舱18以虚线示出并且WEMS模块10部署在整流罩中。WEMS模块10包括基本功能RF和存储器部件，诸如在‘165、‘179和‘734专利的地面数据链接单元中所公开的。依赖于优选的保形天线的类型和喷气式引擎中所使用的整流罩18的本质，WEMS模块可以安装在引擎上的不同位置。
图2示出可作为双向多路复用器操作的用于让信号出入喷气式引擎12的FADEC/ECU 14的基本框图。信号包括模拟和数字信号并且FADEC/ECU 14从飞机22的驾驶舱20向引擎给出命令。它还发送引擎状态和健康信号。许多信号被FADEC/ECU 14处理，然后FADEC/ECU 14经ARINC 429总线24发送信号，在这个非限制性例子中是以通常每秒10千位发送到驾驶舱20和从驾驶舱20发送。
在一个例子中，WEMS模块10包括独立的数据地址作为IP地址(对每个模块)，该地址链接到引擎的序列号。WEMS模块安装在引擎上并且诸如通过FADEC/ECU上的另一个端口或者直接进入ARINC 429总线24来与FADEC/ECU连接。射频收发器能力内置到WEMS模块中并可操作来记录、压缩和加密全飞行数据文件。它通常使用在一个例子中作为尺寸为邮票大小的小贴片天线形成的保形天线30，例如，该天线30安装在为WEMS模块10形成保护外壳的壳体31上。虽然保形天线是优选的，但是，依赖于WEMS模块10安装在其上的整流罩和引擎类型，独立天线也可能被使用。独立天线可以安装在机身上独立的位置或者用于增强通信的其它位置。
WEMS模块10可以使用档案数据存储器来记录、存储和加密并且随后发送“全飞行”引擎数据。在一个例子中，如在通过引用被结合的‘699、‘756、‘739和‘512专利中所描述的WEMS模块10可以以优选的一秒的采样频率记录数百个引擎参数。因而，WEMS模块允许高级预测和诊断技术来增加引擎的“在翼时间”(TOW)并且减小引擎维修成本。例如，WEMS模块10可以与喷气式引擎诊断单元一起操作，诸如与预测和健康管理应用(包括由位于纽约Rochester的Impact Technologies有限公司设计的那些应用)一起使用。WEMS模块10可以通过几乎任何类型的射频信号(包括扩频调制技术)下载引擎数据。WEMS模块10可以利用蜂窝、因特网或PSTN通信基础设施操作，以下载全飞行引擎数据文件并上传算法或其它数据或程序。每个WEMS模块通常都将包括独立的因特网协议(IP)地址，使得它能够对于识别及数据的上传和下载是可独立寻址的。
图3示出包括如在‘699、‘756、‘739和‘512专利中所描述的WEMS模块10的飞机22的高层面框图。WEMS模块10把引擎数据下载到机场服务器32和/或从机场服务器32上传用于机载处理的数据，该机场服务器32可以利用通信网络34(诸如公共交换电话网络(PSTN)、因特网或蜂窝基础设施)操作。机场服务器32包括接收器和发送器并且通过通信网络34与例如如由引擎服务提供商提供的飞行后分析工作站或者其它相似的处理器38通信，在那里，引擎数据可以被分析以确定对引擎的最佳维修程序，并且由此延长无需除去引擎而使引擎保留在飞机上的时间。实时分析工作站38可以直接连接到机场服务器或者可以直接从WEMS模块10接收数据。
如前面所指出的，WEMS模块10可以与地面数据链接单元相似地操作，因为它利用优选的扩频或其它无线通信信号存储数据并发送数据。但是，WEMS模块10小得多，并且直接安装到飞机引擎上。它具有比大规模地面数据链接单元所需功能更少的功能，地面数据链接单元利用许多飞机部件操作，包括DFDAU、DFDR和引擎传感器。
现在参考图4，示出用于可以与WEMS模块10一起使用的无线扩频数据通信系统的全面通信系统体系架构的代表性例子。这个例子中的体系架构具有三个互连的子系统：(1)引擎WEMS子系统100；(2)地面子系统200(通常基于机场，但不一定在机场)；及(3)远程引擎数据控制中心300，用于分析任何下载的引擎数据。用于一架飞机22的WEMS系统100可以包括多个WEMS模块10，每个模块安装在引擎100a-d上。图示出两架飞机22和22’，每架飞机具有相应的WEMS模块10、10’。每个WEMS模块10、10’包括机载单元(AU)102、102’，每个AU包括处理器、收发器、存储器和其它必要的部件。每个WEMS模块10、10’可操作来通过无线通信链路120与地面子系统200的无线路由器(WR)部分201通信。为了描述，以下描述继续参考一架飞机22和WEMS模块10。
在这个非限制性例子中，无线路由器部分201把它从WEMS模块10接收到的引擎数据文件或者经有线以太网LAN 207直接路由到机场基站202或者通过局域网207和驻留在机场的无线桥部分203间接地路由。无线通信链路120可以是具有位于电磁频谱的未被许可部分中的载波频率的扩频射频(RF)链路，在一个非限制性例子中，诸如在2.4-2.5GHz S频带内。无线通信链路120还可以是RF、因特网、蜂窝或其它链路。
在这个例子中，地面子系统200包括多个地面和/或驻留在机场的无线路由器部分201，其中一个或多个部分在由该系统服务的各种机场的环境内分布。相应的地面和/或机场无线路由器201可操作来从WEMS模块10接收无线地向下链接的引擎数据。每个地面子系统无线路由器201可以把引擎数据转发到基站202的服务器/档案计算机终端204，基站202可以驻留在机场或其它位置的地面子系统200的局域网207上。
基站202可以经本地通信路径207耦接到远程引擎数据控制中心300的中央网关(CG)部分306，远程网关(RG)部分206经通信路径230连接到本地通信路径207，来自各架飞机的引擎数据在远程引擎数据控制中心300被分析。作为非限制性例子，通信路径230可以包括ISDN电话公司(Telco)陆上线路，并且网关部分可以包括标准的LAN接口。其它通信网络(诸如蜂窝、因特网或者其它无线通信)也可以使用。应当观察到，在不背离本发明范围的情况下，诸如像卫星链路或蜂窝的其它通信介质可以用于地面子系统到控制中心的通信。
远程引擎数据控制中心300可以包括系统控制器(SC)部分301和多个工作站(WS)303，这些都经局域网305互连到系统控制器301。引擎安全性、维修和监控分析都是在远程引擎数据控制中心300，以评估从地面子系统200的机场基站部分202传送到远程引擎数据控制中心300的引擎数据文件。为了不同的目的，可以分配相应的工作站303。
系统控制器301可以具有服务器/档案终端单元304，该单元304优选地包括用于在它从地面子系统取回下载的文件时提供引擎数据文件的高效传输和分析的数据库管理软件。作为非限制性例子，一旦取回文件，这种数据库管理软件就可以从基站部分的存储器删除现有的文件。
如以上简要描述并且在图5中图解说明的，每个WEMS模块10可以包括外壳和双向无线(基于射频载波的)子系统，该子系统包含诸如微处理器132的处理单元和关联的存储器或数据存储器134，其既充当档案数据存储134a又充当用于通信的缓冲器134b，通信包括分组通信。存储器134耦接到FADEC/ECU。处理单元132可以接收并压缩引擎数据并且把压缩后的数据存储在其关联的存储器134中。可以由处理单元132生成包括许多引擎数据项的报告。
引擎数据和报告可以经RF收发器136及其优选的保形天线30下载。为了提供双向RF通信能力，收发器136可利用无线路由器201操作成用于数据的上传和下载。
如果RF通信链路是扩频，并且是优选的802.11链路，则在这个非限制性例子中感兴趣的未被许可的2.4-2.5GHz S频带部分的多个子频带信道当中每一个都可用并优选地被使用。其它未被许可或许可的频带也可以使用。无线路由器201可以持续地广播询问信标，该信标包含代表在机场的发射功率等级限制的信息。利用在其收发器内的自适应功率单元，WEMS模块10可以通过把其发射功率调节到不超过由控制机场的管辖权强加的通信限制的等级来对这种信标信号作出响应。然后，无线(RF)收发器136访问存储在存储器134中的引擎数据文件、加密引擎数据并且经无线地面通信链路的选定子信道把引擎数据文件发送到无线路由器201。
接收无线路由器201暂时把数据文件转发到基站部分，直到该文件可以经通信路径230自动地发送到远程引擎数据控制中心300以供分析为止。关联的部件的更多细节在以上标识出并且通过引用被结合的专利中描述。
如在‘699、‘756、‘739和‘512专利中所描述的无线引擎监控系统(WEMS)使用与在如‘165、‘179和‘734专利中所描述的GDL单元中相似的部件，但是为了与FADEC/ECU连接并安装在引擎上而具有缩减的尺寸和功能。WEMS模块安装在引擎上通常在整流罩下面并且在给予最佳天线和收发器功能的位置，但是优选地与FADEC/ECU相邻或者在其附近。有可能结合WEMS模块与FADEC/ECU。WEMS模块记录、存储、加密并发送“全飞行”引擎数据并且在一个例子中直接连接到FADEC/ECU。作为例子，它可以以一秒的采样频率记录数百个引擎参数，并且是具有保形天线的微型化模块。它获取“全飞行”引擎数据并且允许或者机载或者优选地在远程工作站的高级预测和诊断技术以增加引擎“在翼时间”并降低引擎维修成本。它是直接安装在引擎上的自动化无线解决方案并且对大型涡轮引擎记录全飞行引擎数据并且利用如前所述的高速数据链路产生大兆字节的文件。它是对只记录几个引擎数据“快照”从而导致有限数据和有限分析的那些系统的改进。
为了参考，喷气式引擎参考图6和7描述，在该喷气式引擎上可以使用如在‘699、‘756、‘739和‘512专利中所描述的无线引擎监控系统(WEMS)模块10。每个引擎可以具有一个引擎上安装的WEMS模块并且每个WEMS模块可以具有特定的数据地址，诸如因特网地址或其它IP地址，以允许服务提供商近乎实时地访问WEMS模块及其数据并且执行“智能”维修。这个地址链接到引擎序列号并且将用来存储例行和关键引擎信息。因而，WEMS模块的使用可以减小引擎的每小时维修成本(MCPH)。
图6图示出总体上以400表示的喷气式引擎的一个截面，其示出可以用于引擎事件的实时监控的基本部件和去往及来自喷气式引擎的引擎气流FADEC/ECU控制402。这些事件可以在最初起飞的大约第一分钟内下载到远程引擎数据控制中心300或者保存到WEMS模块中的存储器并且随后下载，以确定“在翼”引擎维修在目的地是否被批准。
为了澄清，描述这种喷气式引擎的标号以400系列开始。如图6中所示，引擎气流FADEC/ECU控制402可以包括核心舱放气；油箱加压；油箱排空；主动间隙控制；低压和高压补偿；以及排气和排水功能。如本领域技术人员所知，这些功能可以通过基本FADEC/ECU控制系统402来监控。图6中的引擎例子对应于通用电气CF6-80C2先进设计，该设计带有具有Nl推力管理的FADEC/ECU或PMC控制和通用涡轮机。虽然图示出这种喷气式引擎，但是如本领域技术人员所知，当然也可以使用其它用于不同喷气式引擎的控制系统。
所图示的引擎具有六个可变级和一个加固级叶片(blade)，其具有低喷射燃烧器、30个加压喷嘴和改善的喷射。它具有凯夫拉尔(Kevlar)壳体，以提供较低的壳体重量和复合风扇外部导叶。它具有带一个叶片材料级以及先进冷却和主动间隙控制的增强型高压涡轮(HPT)。
风扇模块包括铝/凯夫拉尔壳体404和93英寸改进型航空/叶片406。它具有复合外部导叶408，该复合外部导叶408具有铝/复合后风扇箱410和钛风扇架412以减少损耗。它另外还在风扇支柱(具有12个位置)416之间具有四级正交增压器414和可变旁通气阀(VBV)。引擎包括压缩机进气温度(CIT)探测器418。
高压压缩机包括IGV护罩密封420和具有级3-14的槽形壳体424的叶片鸽尾型密封422。压缩机包括轮叶平台密封426、短软线级低损耗放气系统428以及改进的减少涂层摩擦间隙430。
压缩机后架包括燃烧器430以及带有燃料喷嘴434和外部导叶436的火花塞432。它包括放气密封438和4R/A/O密封440，以及4R轴承442和4B轴承444。它还包括5R轴承446、5R/A/O密封448、扩散器450和压力平衡密封452。压缩机后架还包括级1喷嘴454。
高压涡轮区包括用于控制级1和2的主动间隙，以及456处指示的涂覆护罩。它还包括定向固化级l叶片和阻尼叶片458以及冷空气传送系统。高压涡轮包括热量匹配支持结构、主动间隙控制、简化的具有支架叶轮支持和线形升限的撞击。改进的内部结构加载路径具有改进的圆度控制、固体护罩以及改善的升限。这些部件位于高压涡轮区总体上在460的区域内。
低压涡轮技术区包括间隙控制462、360壳体464、消除出气漩涡的空气动力学支柱466以及形成为一块铸件的涡轮后架468。
这些部件中许多都包括在初始起飞及整个飞行期间内生成信号的传感器和结构力传感器。信号可经由WEMS模块被中继给地面维修人员和/或具有其自己的处理器和用于高级分析的数据分析技术的独立远程引擎数据控制中心。
图7图示出一个例子中在引擎启动期间被监控的部件，包括引擎液压系统、油压(psi)、引擎切断开关、油温(degc)、燃料流量(lb/hr)、百分比形式的N2L和N1L、摄氏温度的油温和EGT以及Wf。一些范围在该图的纵轴上显示，时间则在该图的横轴上显示。
这种信息可经由WEMS模块下载到基于地面的处理器，并且远程引擎数据控制中心可以确定在目的地站是否批准在翼维修。
现在将关于图8-16描述可以用于多跳通信能力、用于与引擎无线传感器网络(EWSN)一起使用并用于以不同采样速率采样无线引擎传感器的WEMS模块。为了描述，标号以500系列开始。用于WEMS模块10、喷气式引擎12、FADEC/ECU控制单元14、喷气式引擎整流罩18、在客舱的驾驶舱20、飞机22、ARINC 429总线24、保形天线30以及壳体31(外壳)的标号与类似标号一起贯穿整个说明书都保持相同。
图8是类似于图5所示的WEMS模块10的框图，并且示出可以根据非限制性例子使用的不同部件和子部件的更多细节。FADEC14与WEMS模块10连接并且向WEMS模块中与基带媒体访问控制(MAC)电路504和双WiFi/WiMax无线电506交互操作的电力控制器502提供电力，其中电路504和无线电506又根据802.11和802.16标准作为收发器操作。在一个例子中，是第一无线发送器发送飞行数据，如随后解释的。但是，这个收发器(无线电)506可以根据其它标准操作成通过保形天线发送和接收数据，在这个例子中，保形天线对应于发送(Tx)保形天线32a和接收(Rx)保形天线32b。FADEC 14经ARINC 429总线24与处理器510通信，在这个非限制性例子中，处理器510对应于诸如Holt HI-8582/8583集成电路芯片的片上系统(SOC)。这种芯片与接口现场可编程门阵列(FPGA)512交互操作，而FPGA 512与ATA控制器514和引擎数据存储器516，例如60GB的闪存存储器，交互操作。接口FPGA 512与作为WEMS主机CPU 518的处理器交互操作，而CPU 518又与程序闪存和RAM 520以及基带媒体访问控制电路504交互操作。关联的引擎无线传感器网络(EWSN)中央处理单元(CPU)522和收发器523可以充当用于无线网络传感器的询问单元和接收器，如以下解释的。收发器(无线电)523可以通过保形天线，诸如在发送(Tx)保形天线524a和接收(Rx)保形天线524b处图示出的例子，发送和接收数据。
在这个系统中，不需要对飞机的任何修改并且在WEMS模块10安装在飞机引擎上之后不需要任何手动干预。如以下指示的，在飞行期间，WEMS模块获取、存储并加密“全飞行引擎数据”并且可以在飞行期间或飞行后自动且无线地下载引擎数据。根据本发明的非限制性例子，WEMS模块10可以在飞行期间获取大量的数据并且诸如利用遵守ARINC 429的通信协议提供对所获取的引擎数据的全球“实时”下载。这是用于作为双线数据总线用在大部分高端商用和运输机上的航空电子数据总线以及支持航空电子局域网(LAN)的数据协议的技术标准。它是在独立端口上发送和接收的自计时和自同步串行数据总线。双绞线提供平衡的差分通信信令。
每个ARINC通信分组通常都具有32位的值和五个字段，包括奇偶位、指示数据字段是否有效的符号/状态矩阵(SSM)、指示字中的数据是否被认为是正确数据的正常操作(NO)；指示数据由测试源提供的功能测试(FT)；指示造成数据可疑或丢失的故障的故障警告(FW)；以及指示数据丢失或不正确的非计算数据(NCD)。作为符号/状态矩阵的SSM可以指示数据的符号或者其它朝向，诸如南/北或东/西。诸如Holt集成电路HI-8582或HI-8583的ARINC429片上系统电路510是把16位并行数据总线直接连接到ARINC429串行总线24的硅栅COMS器件。ARINC 429处理器510包括两个接收器，每个接收器都具有标记识别、32x32FIFO和模拟线路接收器。对每个接收器，至多16个标记可以被编程。
图9图示出根据本发明的非限制性例子的飞机22和两个飞机引擎12的不完整截面图，每个引擎都具有引擎安装的WEMS模块10。飞机22包括具有客舱无线LAN单元(CWLU)532的驾驶舱530，其中CWLU 532作为无线接入点操作并且从WEMS模块10接收通信信号。CWLU 532与卫星通信单元540交互操作，单元540包括卫星数据单元542、低噪声放大器/功率放大器(LNA/PA)544和高增益卫星通信天线546。这些部件构成用于卫星通信链路的第二无线发送器。CWLU 532还与UHF收发器550交互操作，UHF收发器550可以用于空对地通信，诸如用在飞机上的较老的空对地无线电电话频带。UHF收发器也作为第二无线发送器操作。多跳通信是利用WEMS模块10、CWLU 532和卫星554图示的，卫星554与地面输入点556的用户卫星天线通信，该卫星天线诸如接收用于引擎服务提供商(ESP)562的数据的卫星接收天线。在飞行期间，WEMS模块无线连接到客舱无线LAN单元532并且可以把关键的“飞行中引擎安全数据”下载到ESP 562或者让机载处理器分析该数据。这种数据可以支持用于海洋路线的FAA ETOPS(扩展双业务)。卫星通信链路提供“实时”引擎数据传输并且支持在ESP或机载的关键引擎决定，包括确定是否有一个引擎应当关闭的“飞行中引擎关闭”。飞机引擎数据的实时分析可以在引擎服务提供商562实现，包括用于引擎诊断、飞机引擎的健康和状态、燃烧性能(performance burns)、在翼时间和环境影响(碳排放)或飞行飞机(on-board the aircraft)的基于性能的合约报告。卫星通信可以包括不同的通信信令和协议，包括直接广播卫星(DBS)、固定卫星服务(FSS)、Ku、Ka和C频带通信。
可替代地，UHF收发器550可以用于在作为可连接到陆地地面系统的较老电话频带一部分的848-850MHz和894-896MHz的通信。如图8和9中所示的系统允许显著的“高值”和“时间关键”数据在飞行期间被下载并且提供引擎数据的全球“实时”下载。WEMS模块10与通常在国际航班上可以获得的资源连接，包括根据非限制性例子在ARINC 763标准下操作的WiFi客舱无线LAN单元532，该LAN单元532适用于服务在飞行中的商用飞机，从而允许乘客具有“空中办公室”。可以提供到机载卫星通信的访问，该通信是利用所描述的卫星数据单元542和其它部件根据ARINC 741标准操作的。现在航空公司可以更紧密地监控飞机引擎性能，包括满足利用一个引擎以超过60分钟的转移时间应用到航线上双引擎飞机并且对具有多于两个引擎的飞机以超过180分钟的转移时间应用到航线的IAWETOPS认证要求。ETOPS是由美国联邦航空管理局(FAA)定义的扩展双业务的首字母缩写并且允许诸如空中客车A300或波音737以及一直到波音787的双引擎客机飞行在之前禁止双引擎飞机进入的长距离路线。
作为实时飞机引擎数据的WEMS数据允许机组人员作出进行飞行中检查的决定并且如果必要的话就关闭或调节引擎的引擎推力。算法可以在驾驶舱或者在基于地面的ESP编程到WEMS模块或处理器中，以便基于感测到的引擎数据提供确定引擎操作参数的处理并且如果某些引擎操作参数已经被超过就确定是否应当发生飞行中关闭。算法可以甚至在飞行期间上传到WEMS模块，从而允许WEMS模块“飞行中”可配置。依赖于环境或其它条件，还有可能组装从驾驶舱到WEMS模块的关于什么超标要被调查和处理的请求。例如，有可能配置WEMS模块在飞行期间只下载特定被监控的参数和数据，而不是下载大量的数据。因而，WEMS模块关于数据收集、存储和发送是可配置的。WEMS模块是可配置的并且可以被驾驶舱或ESP编程。例如，如果在飞行期间发生振动，则有可能对各种振动传感器增大采样频率，同时减小其它传感器的采样频率，使得在飞行期间收集更多关于振动统计的数据。
图10-12示出用于全世界众多可以使用所述WEMS模块的飞机引擎的图和统计。这种数据给出了对WEMS技术的相关市场的例子。
在一个例子中，WEMS模块根据IEEE 802.11或IEEE 802.16标准操作并且在优选的2.4GHz频带利用无线局域网(WLAN)530实现。它还在3.6和5.0GHz频带内操作。空中调制技术使用诸如在802.11b和802.11g协议中定义的相同基本协议，通常使用2.4GHzISM频带，它把各个带当中每个带都分成通道。例如，2.4000至2.4835GHz频带被分成隔开5MHz的13个通道，通道的可用性常常由每个国家规定。因而，依赖于飞机的全球地理位置，依赖于在具体地点的管辖需求，WEMS单元可以经其无线电506在不同的通道上并且以不同的功率通信。有些通道还可以依赖于本地需求而重叠。数据帧通常被分成具体的标准化的部分，这种部分包括MAC头、有效载荷和帧检查序列(FCS)。不同的MAC头和帧控制字段可以使用并且被再分成各种子字段。这些可以依赖于飞机的地理位置和本地管辖规则来修改。
802.16是用于如无线MAN的宽带城域网的无线宽带标准，商业上称为“WiMAX”(微波接入全球互通)。WiMAX利用无线本地环路标准化空中接口和相关的功能。它需要物理设备层(PHY)并且利用可缩放的OFDMA(正交频分多址)操作，以承载数据并支持大约1.25MHz和20MHz之间的通道带宽，具有大约2048个子载波。它支持自适应调制解码和高效的64QAM编码方案。在有些情况下，可以使用16QAM和QPSK。WEMS模块10和该系统其它关联的部件可以包括多输入多输出(MIMO)天线来为较高的带宽提供非视线传播(NOLS)特性并且为良好的误码性能提供混合自动重复请求(HARQ)。MAC子层可以包括多个会聚子层，这些子层描述诸如以太网、异步传输模式(ATM)和因特网协议(IP)的有线技术如何可以封装在空中接口上并且数据如何分类。为了更高的安全性，高级加密标准(AES)或数据加密标准(DES)可以在数据传输中使用。各种省电机制都可以使用，包括睡眠或空闲模式。服务质量(QOS)可以通过在用户站和基站之间分配每个连接来支持。
图13图示出WEMS模块10如何可以在与现有引擎无线传感器网络(EWSN)600的无线连接中交互操作，其中EWSN 600是由在这个例子中图示为独立节点600a-f的多个不同的无线引擎传感器构成的，以便提供对诸如飞机引擎中涡轮叶片和轴承组件的旋转子系统以及诸如温度、振动、应变和压力的气路参数的精确监控。虽然只图示出六个无线引擎传感器，但是应当理解，用于一个喷气式飞机引擎的引擎无线传感器网络可以包括至少数百个这种无线引擎传感器。在WEMS模块10的独立EWSN CPU 522(对应于图8中的EWSNCPU)可以与从不同无线引擎传感器接收到的用于通信的引擎数据交互操作并且传感器处理器可以配置构成EWSN的无线传感器来改变采样速率并且通过与每个无线引擎传感器交互操作的适当无线收发器来询问传感器。从无线引擎传感器接收到的引擎数据可以如以上解释的那样被处理并且飞机部件可以通过FADEC来调节。
WEMS模块10不仅连接到FADEC 14，如图13中所图示的，并且还连接到配置为构成EWSN 600并且监控关键引擎参数的无线引擎传感器。EWSN拓扑可以从简单的星形网络变成高级的多跳无线网状网络。跳和网络之间的传播可以通过路由或泛洪。如图13中所示，各种无线引擎传感器包括燃料流量传感器(SF)；温度传感器(ST)；压力传感器(SP)；液位(level)传感器(SL)；加速度传感器(SA)；以及振动传感器(SV)。每个无线引擎传感器都可以包括各种换能器，换能器是双向的并且提供引擎控制。每个无线引擎传感器构成通常包括感测机制并且包括无线电收发器和天线以及微控制器(处理器)和关联的软件和能量(或功率)源的无线节点。这允许对故障的实时检测和诊断，这可以提醒飞行员。
EWSN 600与WEMS模块10交互操作，提供监控、检测和诊断问题的成本有效的方法，并且以涡轮单元中机械地承力的部件或引擎其它部件为目标。EWSN 600的使用还在FADEC 14和EWSN数据源之间提供数据融合的机会，以便自动且无线地把数据转发到引擎服务提供商操作中心562用于飞行后分析并且允许对在不同涡轮部件中发生的问题的检测、诊断和预测。从EWSN 600获得的数据提供涡轮部件故障的早期检测和诊断并且帮助防止灾难性故障并允许对有价值的引擎操作、性能和设计信息的实时数据获取。驾驶舱20可以包括客舱无线LAN单元532，该单元532包括用于本地引擎诊断的处理器或其它CPU 574。
WEMS模块10对于功率生成设计是有益的，使得飞机涡轮设计者得益于在他们的引擎的持续现场操作期间收集到的数据。这允许对将来引擎系统的安全性、可靠性和高效性的设计改进。基于由与EWSN 600交互操作的WEMS模块获得的数据，任务关键网络(MCN)也将能够探索对商用航空市场的相关机会，这是将来电子启用式飞机健康管理(AHM)的潜在驱动力，这种管理是实时的、持续的和主动的。一个有益的机会可应用于具有健康和使用监控系统(HUMS)的商用/军事直升机技术。
不同的无线引擎传感器可以用在引擎无线传感器网络600中。通常，每个无线引擎传感器形成一无线引擎传感器节点并且提供无线电接口和处理器能力。无线引擎传感器可以在喷气式涡轮引擎的恶劣环境下在600或更高摄氏度操作，以测量应变、热量和气体。这些无线引擎传感器比有线传感器有利，有线传感器难以实施又不切实际或者昂贵并且难以对损坏导线的旋转部件实现，这使得有线传感器在飞机引擎中是不切实际的。有些无线引擎传感器使用无源电源，因为电池电力是不可行的。对于在不同的旋转和非旋转表面上使用，这些无线引擎传感器通常重量轻并且保形，并且可以在涡轮喷气式引擎内部操作，而不会使引擎失去平衡或扰乱空气动力特性。无线引擎传感器有可能在发生两至大约三倍的叶片经过频率的模态振动的情况下以50KHz的变化测量应变并且以甚至更高的频率操作。在一个例子中，无线引擎传感器是从在超过1000摄氏度操作的表面声波(SAW)设备形成的，从而允许它们用于严峻射频(RF)多径和多普勒环境中不同的无线应变、温度和感测应用。在一个非限制性例子中，SAW传感器在询问期间从共振天线结构捕捉RF能量，诸如从WEMS模块的收发器发射的信号，以便通过压电耦接到衬底材料来激励不同的表面声波。通常，当施加应变时，声波在金属性反射体之间与在那个时刻经历的应变成比例地延迟，因此，应变感测是设备固有的。所反射的声波重新辐射进RF域并且现在调制的数据信号被远程RF询问单元(诸如被位于WEMS模块的收发器)接收并且通过任何关联的EWSN CPU处理引擎数据。两个应变反射体之间的任何差分时间延迟都被计算，例如，在这个非限制性例子中是基于接收到的信号的相位在EWSN CPU计算。RF“数据”和“参考”信号之间的任何时间间隔通常是大约100-200纳秒，并且因此在收集数据点时，以高RPM自旋的喷气式引擎被冻结在位置。
所述无线引擎传感器的优点包括没有在高温下发生故障的复杂电路系统的无源功率特征连同小、重量轻并且保形的无线技术，以最小化对引擎性能的影响。
还有可能具有使用微波声学传感器的无源、无线引擎传感器网络600，例如，利用诸如体声波(BAW)设备、薄膜体声波共振器(FBAR)、声板模式(APL)设备或者如上所述的表面声波(SAW)设备的声波技术。SAW设备通常在压电晶体的表面上具有一层金属性电极并且通过把电信号转换成在晶体表面上传播的机电波来操作。压电晶体在电信号的施加下形成。SAW延迟线可以与作为具有几个波长周期性的周期性叉指换能器(IDT)电极结构形成的输入和输出结构一起使用。IDT在表面的同步操作发起以例如3x103M/S传播的机电波，比电磁波在真空中传播慢几个数量级。
为此，术语“延迟线”也应用到无线引擎传感器，依赖于从几MHz到几GHz的操作频率，通常是几微米到亚微米长。利用来自WEMS模块的RF询问信号，例如，设备有利地作为无源设备操作。因此，不需要电池或其它外部电源。不同的声波材料可以被使用，诸如石英、铌酸锂和钽酸锂。而且，可以使用诸如硅酸镓镧的不同压电晶体。在无线引擎传感器中使用的叉指电极通常是高温稳定的材料，例如，在一个非限制性例子中，作为Pt/Rh/Zro2电极形成。不同的无线询问系统可以结合在WEMS模块中，或者在又与WEMS模块交互操作的单独的控制器中。系统可以包括利用CDMA通信技术操作的15位编码的换能器以及频率调制连续波或频率步进连续波传感器(FMCW或FSCW)。高Q共振器响应基于共振频率的变化提供用于感测的某种系统。
无线引擎传感器还可以使用微机电系统(MEMS)技术。有可能使用RF供电的LC传感器和高温热电偶或者甚至光学传感器。例如，热电偶可以测量高达2300℃的温度。RF供电的LC温度传感器可以使用高K温度敏感陶瓷材料来利用高K温度敏感陶瓷材料实现LC谐振回路温度感测。在一个例子中，这是在作为共振频率的任何温度数据通过其收发器的感应链路发送到对应于WEMS模块的读取器时生成时变电磁场的感应供电系统。当无线引擎传感器的电容变化时，远程读取器的共振频率变化，并且对诸如温度的各种环境变量作出响应。无线引擎传感器可以形成为与平面电感器集成的陶瓷多层电容器，这构成LC共振电路。传感器的电容是敏感材料的电常数的函数并且平面配置的电容器具有随温度的线性介电常数变化。
无线引擎传感器可以形成为具有铅镧锆钛酸(PLZT)陶瓷电容器的电感器，具有依赖于温度的特性。它可以包括电感器-电容器(L-C)调谐的电子振荡器，该电子振荡器结合温度敏感材料，由于温度变化变换成振荡器频率的调制而造成电容器值的变化。这导致影响共振谐波响应的频率的电场变化。通过跨作为传感器节点一部分的天线的端子监控阻抗，在WEMS模块(或者在与WEMS模块连接的独立读取器设备)的收发器检测温度变化。它可以使用用一层导电的NiCr涂覆的陶瓷以及并联板温度感测元件设计，该设计结合厚膜高K温度敏感陶瓷材料和厚膜电极来使传感器容易附连并在旋转部件上使用。
不同的无线引擎传感器可以形成为具有适当信号调节电路系统的温度传感器、压力传感器、振动传感器、接近性传感器或位置传感器。通信模块可以利用BFSK(二进制相移键控)调制和利用数字数据接口、频率合成器及发送器和接收器的跳频扩频(FHSS)多址来实现通信。微处理器和可编程逻辑可以作为通信协议堆栈实现被包括。作为节点的每个无线引擎传感器可以发送其自己的功率能力数据，以便从一个或多个其它传感器节点接收功率数据并且可以确定通过无线传感器通信网络的最优数据传输路线。通常，数据传输路线将通过具有最大功率能力的一个或多个无线传感器节点。有些功率路由可以利用至少自组织(ad-hoc)、按需距离矢量路由协议(AODD)、动态源路由(DSR)和全球状态路由(GSR)之一来实现。每个无线引擎传感器节点还可以发送代表其位置的数据并且，如果在固定的位置，则位置数据将是常量。如果无线引擎传感器位于旋转部件上，则传感器位置将改变，并且位置数据将优选地与传感器数据和功率能力数据同时发送。有可能使用任何接收到的标识数据来确定无线引擎传感器节点是否发送作为网络成员的标识数据。每个无线引擎传感器节点都可以被指派对网络的给定接入时间，类似于TDMA系统。有可能使用振动供电的发电机作为电源的一部分，该发电机是通过引擎振动来驱动的并且把机械功率转换成电功率。不同的电力回收机制可以利用使节点尽可能小的MEMS技术来实现。
如前面指出的，WEMS模块10包括如图13中所示的EWSNCPU，这可以由WEMS模块中的处理器、由机组人员或者位于驾驶舱的处理器或者由引擎服务提供商操作中心562远程配置。操作中心还可以经WEMS模块向EWSN 600发送改变对特定无线引擎传感器的采样速率的指令。采样速率对于每个不同的无线引擎传感器可编程，以便利用“定制采样”来允许可编程的传感器监控、提供对故障的检测和诊断并且允许对关键引擎参数的“实时”监控的智能维修。
图14是示出全飞行自动化引擎数据可以用来最大化在翼时间(TOW)的图。目前这一代的引擎提供“数百个”参数并且数据采样通常以一秒的间隔发生并且会带来更低的MCPH成本。
图15是图示出代表性度量的图，作为非限制性例子，其中使用“固定价格”运营合约，并且示出示例引擎大修成本，仅仅作为例子，该大修成本具有1百万美元的确定整数。作为非限制性例子，示出大修之间的不同时间以及具有不同合约期的年限和小时。这为航空公司提供用于引擎维修运营成本的可预测的维修储备，以防止昂贵的，例如大约一百万美元的，维修成本，以最小化引擎大修“奇袭”。几个引擎服务提供商提供“固定价格”引擎维修计划，其结果是节约每小时维修成本、每小时电力和10年LTSA(长期服务协定)。
图16是示出爬升降级益处的图。
EWSN结合WEMS模块的使用提供了对减小推力起飞至安全起飞的最小需求的监控，因为不同的无线引擎传感器可以以更大的速率被采样，例如，在起飞时并且推力可以被调节。在有些情况下，当全推力多于安全所需时，诸如对于较低重量飞行、长跑道或逆风，有可能通过经FMC(飞行管理系统)告诉引擎OAT(室外空气温度)高得多而选择低于全推力的推力设置。利用EWSN的温度控制是有益的并且各种起飞表可以用作辅助。
通常，排气温度(EGT)边际指引擎的正常操作EGT温度和其最大EGT(即它必须被检查、大修或替换的温度)之间的缓冲。较高的EGT是会造成压气机失速的HPC磨损的指示。不同的变量可以被测量，诸如经过燃料计量阀门的流量、可变放气阀门、可变定子叶片、风扇速度(N1)、核心速度(N2)、风扇入口温度、风扇入口压力、LPC出口温度、燃烧室静压、HPT排气温度和核心排气压力。其它致动器可以被测量，包括燃料流量(WF)、可变放气阀门(VBV)和可变定子叶片(VSV)操作。
通常EGT是引擎健康的主要测量。EGT可以与称为引擎压力比(EPR)的主要引擎功率指示进行比较。例如，在全功率EPR，存在最大允许的EGT限值。一旦引擎达到其达到这个EGT限值的阶段，引擎就需要维修。低于EGT限值的量是EGT边际并且这个边际在引擎是新的或者已经大修过时将最大。EGT边际是引擎的正常操作EGT温度和其最大EGT之间的缓冲并且较高的EGT是会造成压气机失速的HPC磨损的指示。引擎很少以全推力额定值被使用并且通常具有减小EGT并增加EGT边际的起飞功率的降级等级。在5％和10％的降级将减小EGT并增加EGT边际多达36度。如果飞机起飞重量小于允许的最大起飞重量(MTOW)并且有长跑道可用或者OATS相对低，则可以使用降级。
通过无线引擎传感器、感测材料和高级算法的集成，机体健康管理允许飞行中的诊断和评估，其中该高级算法重构损坏字段并且估计结构持久性和剩余的使用寿命。这些算法可以结合在WEMS模块中并且结合高级信息处理技术，其中高级信息处理技术包括神经网络、专家系统、模糊逻辑系统、模式识别、用于频谱分析和特征提取的信号处理以及用于检测、估计、预测和融合的统计算法。还有可能使用EWSN 600和WEMS模块10来维修具有诸如气路传感器或致动器中偏移量误差的气路影响的LRU(现场可更换单元)故障状态。这可以减少误警及有误歧义。所述WEMS模块10还使得能够对生命有限的部分(LLP)有更多的控制，其中LLP诸如对引擎完整性很关键并且难以在引擎外面检查的旋转涡轮引擎部分。WEMS模块10结合无线传感器网络600提供引擎的基于状态的维修(CBM)，以便利用飞机引擎的先进舰队(fleet)管理和除去规划在提高操作性能的同时优化引擎维修成本。
本申请与标题为“WIRELESS ENGINE MONITORINGSYSTEM WITH MULTIPLE HOP AIRCRAFTCOMMUNICATIONS CAPABILITY AND ON-BOARDPROCESSING OF ENGINE DATA”和“WIRELESS ENGINEMONITORING SYSTEM AND ASSOCIATED ENGINE WIRELESSSENSOR NETWORK”的共同未决的专利申请相关，这两个申请都在相同的日期并且由相同的受让人和发明人提交，其公开内容通过引用被结合于此。
本发明的许多修改和其它实施例将是受益于前面所述和相关附图中给出的示教的益处的本领域技术人员可以想到的。因此，应当理解，本发明不限于所公开的具体实施例，并且修改和实施例要包括在所附权利要求的范围之内。

Claims (11)

1.一种用于飞机引擎的监控系统，包括：
与飞机引擎关联的多个无线引擎传感器，每个无线引擎传感器配置为感测作为引擎数据的引擎参数并且无线地发送关于感测到的引擎参数的引擎数据并且接收关于采样速率的数据；
引擎监控模块，包括：
外壳，配置为安装在飞机引擎处，
无线传感器处理器和无线传感器收发器，安装在外壳内并且配置为从所述无线引擎传感器接收关于感测到的引擎参数的引擎数据，
第一无线收发器，被外壳承载，
存储器，被外壳承载，
处理器，被外壳承载并且耦接到存储器、无线传感器处理器和无线传感器收发器以及第一无线收发器并且配置为：
收集并在所述存储器中存储关于由所述多个无线引擎传感器在飞机引擎的操作期间感测的引擎参数的引擎数据，并且通过无线通信信号经第一无线收发器将引擎数据发送到飞机中；
无线局域网(LAN)通信单元，该无线LAN通信单元位于飞机内并且形成飞机内的无线接入点和无线LAN，该无线LAN通信单元包括接收从第一无线收发器发送的引擎数据的无线通信单元，并且还包括位于飞机内的与无线通信单元关联的飞机处理器，该飞机处理器接收并处理在飞机的飞行期间来自通信单元的引擎数据、确定引擎操作参数和至少一个引擎传感器的引擎传感器操作并且向引擎监控模块发回关于引擎参数感测的数据；
其中，所述无线传感器处理器和无线引擎收发器接收并处理关于引擎参数感测的数据，并且将无线信号从无线传感器收发器发送到选定的无线引擎传感器以改变其数据采样速率。
2.如权利要求1所述的系统，并且还包括位于飞机内并且可操作地连接到无线LAN通信单元并且配置为通过无线通信信号从飞机接收和发送引擎数据的第二无线收发器。
3.如权利要求2所述的系统，其中，第二无线收发器配置为通过卫星通信链路发送引擎数据。
4.如权利要求1所述的系统，其中所述多个无线引擎传感器配置为形成引擎无线传感器网络。
5.如权利要求1所述的系统，其中所述第一无线收发器配置为发送引擎数据和链接到飞机引擎的标识符的数据地址。
6.一种监控飞机引擎的方法，包括：
在飞机引擎处安装多个无线引擎传感器，每个无线引擎传感器配置为感测作为引擎数据的引擎参数并且无线地发送关于感测到的引擎参数的引擎数据并且接收关于采样速率的数据；
在飞机引擎处安装引擎监控模块，所述引擎监控模块包括：配置为安装在飞机引擎处的外壳，安装在外壳内并配置为从所述无线引擎传感器接收关于感测到的引擎参数的引擎数据的无线传感器处理器和无线传感器收发器，被外壳承载的第一无线收发器，被外壳承载的存储器，被外壳承载并且耦接到存储器、无线传感器处理器和无线传感器收发器的处理器：
通过将包括无线接入点和无线通信单元的无线局域网(LAN)通信单元定位在飞机内来形成飞机内的无线局域网(LAN)；
收集并在所述存储器中存储关于由所述多个无线引擎传感器在飞机引擎的操作期间感测的引擎参数的引擎数据；
通过无线LAN经第一无线收发器将引擎数据发送到无线通信单元；
在飞机的飞行期间在与无线LAN关联的处理器内处理引擎数据；
确定引擎操作参数和至少一个引擎传感器的引擎传感器操作，并且向引擎监控模块发回关于引擎参数感测的数据；及
在无线传感器处理器内接收并处理关于引擎参数感测的数据，并且将无线信号从无线传感器收发器发送到选定的无线引擎传感器以改变其数据采样速率。
7.如权利要求6所述的方法，并且还包括在引擎监控模块处处理关于预定采样速率的数据并且经无线传感器收发器把关于预定采样速率的数据发送到选定的无线引擎传感器。
8.如权利要求6所述的方法，并且还包括把所述多个无线引擎传感器形成为引擎无线传感器网络。
9.如权利要求6所述的方法，并且还包括在位于飞机内的无线LAN通信单元内接收引擎数据并且经位于飞机内的第二无线收发器发送所接收的引擎数据。
10.如权利要求9所述的方法，并且还包括通过卫星通信链路经第二无线收发器发送引擎数据。
11.如权利要求6所述的方法，并且还包括向引擎监控模块指派数据地址并且把该数据地址链接到用于跟踪飞机引擎的引擎序列号。
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