专利名称：Instrumented component for wireless telemetry的制作方法
技术领域：
本发明大体上涉及监视操作环境且特别地涉及能够无线发射电子数据的测量构 件和遥测系统，电子数据指示操作环境内的个体构件状况，诸如燃气涡轮发动机的操作环 境内的个体构件状况。
发明内容
本发明的实施例提供高温无线遥测系统，其被配置成对操作温度大约450°C或更 高的操作环境内的旋转构件或固定构件进行操作，诸如在燃气涡轮发动机的特定部段内。用于燃气涡轮发动机的示例性高温遥测系统可包括沉积于诸如涡轮桨叶的构件 上的至少一个传感器。遥测发射器电路可固结到涡轮桨叶上且连接材料可沉积于涡轮桨 叶上用于从传感器向遥测发射器电路发送电子数据信号，电子数据信号指示涡轮桨叶的状 况。提供感应电力系统来向遥测发射器电路供电，遥测发射器电路具有固结到诸如涡轮桨 叶的构件上的旋转数据天线；以及，固结到与涡轮桨叶相邻的静态密封部段上的固定数据 天线。
图1是示例性燃气涡轮的截面图。图2是示例性燃气涡轮叶片的透视图。图3是图2的叶片的侧视图。图4是沉积于基层上的示例性热通量传感器。图5是示例性涡轮桨叶、传感器和无线遥测装置的透视图。图6是示例性无线遥测装置的示意图。图7是示例性压缩机桨叶的局部透视图。图8是图7的示例性压缩机桨叶的局部侧视图。图9是图5的示例性涡轮桨叶的局部截面图。图10是图9的示例性涡轮桨叶的透视图，安装到涡轮桨叶上的遥测发射器外壳和 示例性旋转天线组件的分解图。图11是图10的遥测发射器外壳的示例性实施例的分解图。图12示出示例性旋转天线组件的构件。图13是涡轮静态密封的局部透视图，该涡轮静态密封具有安装到其上的固定天 线组件的示例性实施例。图14是图12的涡轮静态密封和涡轮桨叶组件的局部截面图，涡轮桨叶组件具有
5安装于其上的示例性旋转电力和天线组件。图15是示例性遥测发射器电路的方块图。图16是示例性感应电力驱动器电路的示意图。
具体实施例方式图1示出示例性燃气涡轮10，诸如用于发电的燃气涡轮。本发明的实施例可用于 燃气涡轮10或多种其它操作环境和用于各种目的。燃气涡轮10包括压缩机12、至少一个 燃烧器14 (断开)和涡轮16。压缩机12、燃烧器14和涡轮16有时被统称作燃气或燃气涡 轮发动机10。涡轮16包括多个旋转桨叶18，其固定到可旋转的中央轴20上。多个固定叶 片22定位于桨叶18之间，且叶片22的尺寸和配置适于在桨叶18上引导空气。桨叶18和 叶片22通常由镍基合金制成且可被涂覆热屏障涂层(“TBC”)26，诸如钇稳定氧化锆。同 样，压缩机12包括定位于相应叶片23之间的多个旋转桨叶19。在使用中，空气通过压缩机12抽入，在压缩机中，空气被压缩且被朝向燃烧器14 驱动。燃烧器14混合空气与燃料并点燃它，从而形成工作气体。这种工作气体温度通常在 大约1300°C之上。这气体通过涡轮16膨胀，由叶片22在桨叶18上引导。当气体通过涡 轮16，其旋转桨叶18和轴20，从而通过轴20传输可用机械功。燃气涡轮10也可包括冷却 系统(未图示)，其尺寸和配置适于向桨叶18和叶片22供应冷却剂，例如水蒸汽或压缩空 气。涡轮桨叶18和叶片22操作的环境特别恶劣，经受高操作温度和腐蚀气氛，其可导 致桨叶18和叶片22的严重恶化。如果TBC 26出现碎裂或另外恶化，这会特别有可能出 现。本发明的实施例是有利的，因为构件可发射指示燃气涡轮10操作期间的构件状况的实 时或邻近实时的数据。美国专利第6，576，861号公开了可用于沉积传感器和连接器的实施例的方法和 设备，连接器用于连接传感器与发射器或另外发送数据信号，该专利的公开内容以引用的 方式结合到本文中。在这方面，其中公开的方法和设备可用于图案化大约100微米与500 微米之间的细微传感器和/或连接器特征而无需使用遮罩。可通过使用导电材料、电阻材 料、介电材料、绝缘材料和其它专用材料来沉积特征以形成多层电路和传感器。可使用替代 方法来沉积多层电路、传感器和连接器，例如可使用热喷涂、气相沉积、激光烧结和固化在 较低温度喷涂的材料的沉积物以及其它合适技术。图2示出自压缩机12移除的一对相邻叶片23，其中一个叶片23具有安装或连接 到其上的传感器50用于检测叶片状况。引线或连接器52可沉积为用于从传感器50向发 射器54发送数据信号的器件，发射器54被配置成用于向收发器56无线发射数据信号。连 接器52可为一个或多个电引线用于从传感器50向发射器54传导信号。替代实施例允许 各种类型的连接器52用作从传感器50向发射器54发送数据信号的器件，这取决于具体应 用。发射器54可为多通道且取决于它们在燃气涡轮10壳体内的位置可具有各种规 格。发射器54可被配置成在压缩机12的前面级中起作用，经受大约80°C至120°C之间的 操作温度。发射器54可被配置成在压缩机12的后面级和/或涡轮16的级内起作用，经受 大于大约120°C和高达大约300°C的操作温度。发射器54可使用绝缘体上硅(SOI)技术和能在温度大于大约120°C的区域中操作的其它材料制成。图3示出压缩机叶片23的示意平面图，其具有与它连接的传感器50和连接传感 器50与发射器54的连接器52。可提供电源51，诸如用于向发射器54供电的适当大小的电 池。发射器54可经由连接器52从传感器50接收信号，信号随后被无线发射至收发器56。 收发器56可安装于轮毂58上或压缩机12外部的表面上，例如图1所示的示例性位置。收 发器56可安装于各种位置，只要其足够邻近发射器54以从发射器54接收无线数据发射， 诸如RF信号。可通过在叶片23的表面上直接制作或沉积传感器50和连接器52而使一个或多 个传感器50与一个或多个压缩机叶片23连接。连接器52可从传感器50延伸到终端位置， 诸如叶片23的外围边缘使得连接器52的远端53暴露用于连接到发射器54。传感器50和 连接器52可定位于叶片23上以最小化对叶片23的气动力的任何不利影响。实施例允许 连接器52的远端53可在终端位置(其可邻近构件的外围边缘)或其它合适位置暴露。这 允许现场技术员快速且容易地将连接器52连接到发射器54，无论其位置在何处。图4示出示例性传感器61，其可沉积于诸如TBC 60的屏障涂层内，TBC 6可为钇 稳定氧化锆。TBC 60可沉积于结合涂层(bond coat)62上，结合涂层62可沉积于基层64 上。基层64可为各种成分，诸如适用于涡轮16诸如涡轮桨叶18的超合金。可形成传感器 61用于各种目的且可包括使用常规K、N、S和R型热电偶材料沉积的热电偶66或它们相 应构成要素的任何组合，只要对于燃气涡轮10内的特定应用，该组合生成可接受的热电电 压。K型热电偶材料NiCr或NiAl可用于具有高达大约800°C的操作环境的压缩机12 的部段中。举例而言，NiCr(20)可用于在压缩机12中沉积应变计。N型热电偶材料，诸如 NiCrSi和NiSi的合金，例如可用于在具有大约800°C与1150°C之间的操作环境的涡轮16 的部段中沉积传感器。S型、B型和R型热电偶材料可用于在具有大约1150°C至1350°C之间操作环境的 涡轮16的部段中沉积传感器。举例而言，Pt-Rh、Pt-Rh(10)和Pt-Rh (13)可沉积在涡轮16 内形成传感器50，只要对于燃气涡轮10内的特定应用，该材料生成可接受的热电电压。对 于压缩机12的较深部段和整个涡轮16上的高温应用，可使用Ni合金(例如NiCr、NiCrSi、 NiSi)和其它抗氧化Ni基合金(诸如MCrAlX，其中M可为Fe、Ni或Co，且X可为Y、Ta、Si、 Hf、Ti和其组合)可作为传感材料。这些合金可用作沉积为各种传感配置的传感材料以形 成传感器，诸如热通量传感器、应变传感器和磨损传感器。在燃气涡轮10内的构件，诸如桨叶18、19和/或叶片22、23可具有专用传感器 50，其通过沉积以符合构件表面和/或嵌入在燃气涡轮10内沉积的屏障或其它涂层内。举 例而言，图5示出示例性涡轮桨叶70，其可为自涡轮16的行1的桨叶，具有耐高温引线，诸 如连接器72，其通过沉积以连接嵌入的或表面安装的传感器74与无线遥测装置76。装置 76可安装于遥测构件暴露于相对较低温度的位置，诸如邻近桨叶70的根部78，在那里，操 作温度通常为大约150°C至250°C和更高。诸如可用于发射数据的那些硅基电子半导体可具有有限的应用，这归因于操作温 度约束。硅和绝缘体上硅(SOI)电子芯片技术的温度和性能性质可限制它们应用为低于大 约200°C的操作环境。本发明的方面允许这些电子系统部署用于压缩机12内的无线遥测装置76，其通常具有大约IOCTC至150°C的操作温度。无线遥测传感器系统的实施例可被配置成在压缩机12的后面级中和涡轮16内的 较高温度区域内操作。这些区域可具有大约150至250°C和更高的操作温度。具有能在这 些较高温度区域中操作的温度和电性质的材料可用于沉积传感器50、74、连接器52、72和 制作无线遥测装置76。传感器50、74和高温互连线或者连接器52、72可使用已知沉积过程来沉积，诸如 等离子体喷涂、EB PVD、CVD、脉冲激光沉积、微型等离子体、直写、微型HVOF或溶液等离子体 喷涂。通常，在燃气涡轮10的固定构件和旋转构件上都需要动态压力测量、动态和静态应 变以及动态加速度测量以及构件表面温度和热通量测量。因此，嵌入式或表面安装的传感 器50、74可被配置成应变计、热电偶、热通量传感器、压力换能器、微加速度计以及其它所 希望的传感器。图6是无线遥测装置76的代表性实施例的示意图。装置76可形成为电路板或 集成芯片，其包括压纹(embossed)、表面安装或另外沉积于其上的多个电子构件，诸如电阻 器、电容器、电感器、晶体管、换能器、调制器、振荡器、发射器、放大器和二极管，具有或不具 有一体式天线和/或电源。可制作无线遥测装置76的实施例以在压缩机12和/或涡轮16 中使用。无线遥测装置76可包括经由互连结构98彼此电连接的板80、电子电路90、运算 放大器92、调制器94以及RF振荡器/发射器96。图6的实施例是示例性实施例且取决于 性能规格和操作环境构想到装置76的其它实施例。装置76的实施例允许电源100和发射 与接收天线102制作于板80上从而形成发射器，诸如图2和图3所示的发射器54或者图 5所示的无线遥测装置76。图7示出诸如桨叶110的示例性桨叶的局部透视图，桨叶110具有桨叶根部112， 桨叶可为压缩机12内的压缩机桨叶。一个或多个凹口或沟槽114可形成于根部112内，诸 如在桨叶根部112的底部内。凹口 114可形成为各种形状或尺寸且沿着桨叶根部112长度 位于桨叶根部112内的各种位置。一个或多个凹口或沟槽116可形成于桨叶根部112的一 个或多个面118中。凹口 116可形成为各种形状或尺寸且位于桨叶根部112内在面118内 的各种位置。凹口 114、116可使用各种方法形成，诸如通过在铸造桨叶118之后将它们铣 削出来或者作为桨叶110模具的部分形成它们。图8示出配备了无线遥测装置76的构件的压缩机桨叶110，无线遥测装置76的 构件固结于桨叶根部112内。在这方面，无线遥测装置76的替代实施例允许图6所示的一 个或多个电构件90、92、94、96、100、102单独地安装于或包含于离散板80上，这些板80与 诸如桨叶根部112的配备构件电连接并固结在一起。举例而言，图6所示的发射和接收天 线102可单独于板80安装且与板80电连接，板80具有形成于其上的发射器122且与天线 102电连接。天线120可坐落于凹口 116内且发射器122可坐落于凹口 114内。在这方面，天 线120和发射器122并非安装/压纹或沉积于板80上。在其它实施例中，天线120可沉积 于无线遥测板80上，如图6所示，且可使用无线遥测将数据发射至接收器，诸如固定安装的 收发器56。电源100可与板80形成一体或者单独于板定位且安装为离散构件。图9示出示例性桨叶130的局部视图，其可为涡轮桨叶，诸如涡轮桨叶18之一。涡轮桨叶130包括根部132，根部132限定外模线以与涡轮16的转子盘配合，其中，桨叶30可 被固定用于燃气涡轮10的操作。传感材料可沉积于桨叶130上或者在沉积于桨叶表面的 屏障涂层内以形成传感器134。连接材料可沉积形成连接器140使得自传感器134的数据 信号可传送至发射器138且随后至旋转天线组件142。凹口 136可形成于桨叶130的一部 分内使得一个或多个连接器140坐落于桨叶130的外表面下方。发射器138和天线组件142可与桨叶130 —体地固定使得由根部132限定的外 模线不改变。举例而言，发射器138可固结到根部132的揪树部分上方的过渡区域或平台 上，且天线组件142可固结到根部132的面上。可选地，凹口可形成于平台和面内使得发射 器138和/或天线组件142全部或一部分坐落于桨叶根部172的外模线表面下方。发射器 138和天线组件142可使用环氧化物或粘合剂固定于相应凹口内且回填材料可放置于它们 之上以保护它们防止高温或颗粒。关于图5，无线遥测装置76可在外部固结到桨叶根部78或者以桨叶根部的外模线 并不显著地改变的方式嵌入。装置76可邻近桨叶根部78固结使得其包含于腔内，当桨叶 根部78插入转子盘内时在桨叶根部78与涡轮16的转子盘之间形成该腔。这使得配备了 传感器74、连接器72和装置76的涡轮桨叶70以与未配备构件的涡轮桨叶相同方式安装于 涡轮16的转子盘的配合区段内。在这方面，配备的桨叶70可被制成具有无线提取数据和 发射该数据到接收装置所需的所有构件，数据指示桨叶70和/或其上所沉积的屏障涂层的 各种操作参数或状况。举例而言，一个或多个凹槽或沟槽可形成于桨叶70的基层的一部分内，诸如桨叶 根部78，可在一个或多个凹槽或沟槽内包含一或多个无线遥测装置76。可通过在桨叶根部 78所希望的区域铣削来形成沟槽并利用环氧化物或者其它合适粘结剂将装置76固定于沟 槽内。可利用合适高温胶结物或陶瓷坯泥回填沟槽来保护装置76。本发明的实施例允许从诸如从涡轮发动机桨叶130的旋转构件发射传感器数据， 涡轮发动机桨叶130具有位于桨叶根部132上的某些电子构件，其在具有温度在大约300°C 至500 V之间的环境中操作。出于本发明公开内容的目的，术语“高温，，在无额外限制的情 况下将指最大操作温度在大约300°C至500°C之间的任何操作环境，诸如在燃气涡轮10的 部分内。本发明的实施例提供在配备了遥测系统的燃气涡轮10中使用的构件，遥测系统 可包括一个或多个传感器，连接传感器与至少一个遥测发射器电路的引线、至少一个发射 天线、电源和至少一个接收天线。图10示出涡轮桨叶130、无线遥测发射器组件150和旋转 天线组件142。引线或连接器152当邻近桨叶根部132安装时可从诸如传感器70、134的一 个或多个传感器延伸到遥测发射器组件150。引线152可从传感器70、134向遥测发射器组 件150发送电子数据信号，其中信号由遥测发射器电路处理，遥测发射器电路形成于包含 在图11所示的电子器件封装154内的电路板上。引线或连接器140可沉积以用于从遥测 发射器电路向旋转天线组件142发送电子数据信号。图11示出高温电子器件封装154，其可包含高温电路板且形成遥测发射器组件 150的部分。电子器件封装154的主体可由诸如Kovar合金，Fe-Ni-Co合金制成。取决于 确切成分，Kovar合金的热膨胀系数范围为大约4.5-6.5X10_6/°C。常用于诸如涡轮桨叶 130的高温涡轮构件的Ni基合金具有在大约15. 9-16. 4X 10_6/°C范围的热膨胀系数。电子器件封装154可牢固地固结就位同时允许电子器件封装154与涡轮桨叶130之间的相对移 动。这种相对移动可由于其不同的热膨胀率造成，在周围空气温度与邻近桨叶根部132通 常经历的> 450°C的操作温度之间的很多次热循环期间可能会随时间发生这种相对移动。如图11最佳地示出的遥测发射器组件150可包括安装支架156和盖或覆盖板 158，电子器件封装154安置于它们之间。多个连接销155使得能在包含于封装154(诸如 上面制作有无线遥测电路的封装)内的电子电路板与各种外部装置(诸如自传感器的引 线、感应线圈组件和/或数据发射天线)之间进行连接。安装支架156、覆盖板158和将它 们连接在一起的固位螺钉159可全都由与涡轮桨叶130相同的材料制成。这确保在涡轮桨 叶130与安装支架156之间无热膨胀差异。因此，在热瞬态期间在安装支架156和/或涡 轮桨叶130中并不生成应力。当电子器件封装154和安装支架156所在的操作系统处于高温时，电子器件封装 154的热膨胀系数可小于安装支架156的热膨胀系数。因此，电子器件封装154，包括其中所 含的任何电路板，膨胀将小于安装支架156，这可能会导致由于系统中的振动能量所致的损 坏。为了将电子器件封装154固定于安装支架156内以适应支架156与电子器件封装154 之间的尺寸变化差别，陶瓷纤维编织织物层160可放置于电子器件封装154与安装支架156 的内表面之间。织物160可由合适陶瓷纤维制成，包括诸如碳化硅、氮化硅或氧化铝这样的 纤维。举例而言，一定量的由3M制造的Nextel 氧化铝基织物可用于织物160。在电子器件封装154和陶瓷纤维编织织物160与安装支架156和覆盖板158组装 以形成遥测发射器组件150的情况下，可利用合适的附连手段，诸如栓接、焊接、钎焊或经 由瞬间液相结合将安装支架156附连到涡轮桨叶130上。图10示出凹口或平凹腔162，其 邻近桨叶根部132铣削或另外方式形成于涡轮桨叶130内用于接纳组件150。覆盖板158可形成有凸缘164，凸缘164定向垂直于G力的方向，以向覆盖板添加 结构支承，这对抗旋转涡轮桨叶130以全速操作时出现的G荷载力。这缓解固位螺钉159承 载经由G力施加到覆盖板158的荷载，且允许它们制得足够小使得遥测发射器组件150装 配于相对小凹口 162内而不干扰任何相邻构件。如果需要固位螺钉159承载由G力施加的 荷载，那么它们所需大小将过于大而不能装配于可用空间中。图10示出旋转天线组件142可固结到根部132的端面或颈部。组件142可为电子 组件，其热膨胀系数不同于用于涡轮热气体路径构件(诸如涡轮桨叶130，包括其根部132) 的Ni基合金的热膨胀系数。可在涡轮桨叶130接近音速旋转期间保护一个或多个旋转天 线组件142以防止气流。在一实施例中，气流防护材料对RF辐射频率是透明的以便能通过 该材料发射功率和数据。可旋转的天线组件142的实施例可包括图10和图12所示的耐用保护性RF透明 覆盖物170，其基本上是中空夹具，在该中空夹具内包含数据天线和感应电力构件。RF透明 覆盖物170在燃气涡轮10操作期间保护其内含物防止气流和热气体进入。某些陶瓷适合 于保护RF发射设备防止元件处于高温。但是，许多陶瓷和陶瓷基体复合物倾向于在旋转涡 轮桨叶130在燃气涡轮10操作期间所经历的振动、冲击和G荷载下切屑和开裂。本发明的发明者已确定RF透明覆盖物170可由RF透明、高韧性结构陶瓷材料制 成。可使用陶瓷基体复合物以及选自被称作增韧陶瓷的材料家族的材料来制作外壳170。 可用诸如碳化硅、氮化硅、氧化锆和氧化铝这样的材料，由于掺杂添加元素和/或具体加工办法所产生的设计微结构，其具有增强的韧性。一种RF透明、易于形成且相对廉价的材料是选自通常被称作氧化锆_增韧氧化铝 (ZTA)的陶瓷家族的材料。选自这个氧化铝材料家族的陶瓷材料的强度和韧性显著高于常 规纯氧化铝材料。这是由于在整个氧化铝上均勻地合并细微氧化锆粒子实现的应力诱发转 化增韧造成。典型氧化锆含量在10%与20%之间。因此，相对于常规纯氧化铝材料，ZTA提 供延长的构件寿命和增强的性能。当压缩地加载陶瓷时，ZTA的设计微结构是抗断裂的。但是，如果张紧地充分加载， 陶瓷将彻底失效，如同传统陶瓷材料。因此，RF透明覆盖物170被设计成使得在燃气涡轮 10操作期间陶瓷材料中的张应力最小。这通过设计和制作使得满足以下条件而达成(1) ZTA构件的所有拐角、边缘和弯曲经过机械加工以排除尖锐拐角和边缘以便减小在这些位 置的应力集中系数，以及(2) ZTA构件在旋转天线安装支架174中的方位和装配使得在操作 期间施加到ZTA箱的G力并不在附连凸缘中生成显著弯曲应力。这通过使凸缘定向平行于 G荷载方向而不是垂直于G荷载方向而实现，因此ZTA凸缘压缩地而不是弯曲地加载。图12示出旋转天线安装支架174可与RF透明覆盖物170组装以形成旋转天线组 件142，如图所示固结到图10的涡轮桨叶130上。在旋转天线安装支架174与RF透明覆盖 物170之间的界面加载最小化RF透明覆盖物170中可能会出现的张应力。这种设计使得 在RF透明覆盖物170中出现的张应力小于最小断裂应力，导致结构构件的长寿命。安装支 架174可由与涡轮桨叶130相同的金属制成，因为它们之间相同的热膨胀系数将导致在加 热和冷却循环期间在附连区域中生成最小应力。安装支架174可被设计成使得在燃气涡轮10操作期间由旋转天线组件142所经 历的所有G荷载在朝向支架174上端178延伸的方向中吸收，如由图12中的箭头G所示。 并无安装支架174的部分延伸足够远超过包含于其中的天线以衰减RF发射数据信号。RF 透明覆盖物170被固定就位使得其内部应力场主要是压缩性的且可使用穿过其凸缘上的 半圆凹坑(divot)的螺纹销(未图示)固位。安装支架174可经由常规手段，诸如焊接、钎焊、粘合、栓接或螺钉连接附连到涡 轮桨叶根部132的面上。可通过以下步骤组装旋转天线组件142的一实施例将所希望的 天线放置于RF透明覆盖物170的中空主体内，穿过形成于覆盖物170中的孔将引线171从 天线馈送出来，然后利用陶瓷灌封材料来填充包含天线的覆盖物170的中空主体。包含天 线的灌封RF透明覆盖物170然后可滑动到安装支架174内，其可在先前固结到涡轮桨叶根 部132上。覆盖物170可经由销固定到安装支架174，销插入于安装支架174中的孔中和覆 盖物170中的凹坑中。可利用各种手段向本发明的实施例供电，诸如感应RF能量和/或通过收获燃气涡 轮发动机16内的热或振动功率。在能量收获功率模型中，可从操作的燃气涡轮发动机16 中的可用能量来生成热电或振电功率。可使用热电堆从热能发电，或者压电材料可从燃气 涡轮发动机16的振动发电。这些电源形式的实例描述于在2006年9月6日提交的申请号 11/516，338美国专利申请中，该申请以引用的方式全部结合到本文中。本发明的实施例提供用于向无线高温遥测系统的构件供电的感应电力模式。这些 系统可被配置成气隙变压器，其中变压器初级感应线圈组件186是固定的且次级感应线圈 组件195旋转。举例而言，提供感应RF功率配置用于向包含于遥测发射器组件150内的旋转遥测发射器供电。图13示出静态密封区段180的一部分，诸如可用于燃气涡轮10的涡 轮发动机16的一个静态密封区段。多个静态密封区段180可与多个涡轮桨叶130相邻环 绕涡轮发动机16。静态密封区段180可与涡轮桨叶130合作用于密封通过涡轮发动机16 的热气体路径内的热气体，如本领域技术人员所认识的那样。图13示出弓形支架182，其具有形成于其中的相应通道或凹槽，固定数据发射天 线184和固定初级感应线圈组件186可固定于通道或凹槽内。数据发射天线184可插入于 非传导保持器185内用于利用支架182来固定数据发射天线184。非传导保持器185确保 数据发射天线184并不接触支架182，支架182可由金属制成，从而确保正确操作。非传导 保持器185可由用于RF透明覆盖物170的相同ZTA增韧陶瓷材料制成。在弓形支架182中 采用天线184的情况下，诸如图13所示，保持器185可分段以提供柔性，这允许安装于弯曲 支架182中。相同分段配置可应用于感应线圈组件186以使得能安装于弯曲支架182中。初级感应线圈组件186和数据发射天线保持器185可在附连到支架182的区域中 形成有凸角。在支架182中相关联材料区域以相同凸角形状但略微更大地被去除以容纳安 装。凸角形状限定能使感应线圈组件186和天线和保持器184、185积极固位的曲率半径， 它们可从一端放置于支架182内并滑动就位。凸角形状使得能维持积极固位同时确保在感 应线圈组件186和天线保持器185中并不生成张应力，感应线圈组件186和天线保持器185 都可由相对较脆的材料制成，其在张应力下经受结构破损。凸角可定位成距感应线圈组件186和数据发射天线184的前面足够远以确保金属 支架182并不干扰功能。陶瓷胶结剂可涂覆于感应线圈组件186和天线保持器185的表面 与在支架182中它们的相应凹腔之间以便提供牢靠配合且适应加热与冷却期间的热膨胀 差异。薄板(未图示)可在支架182的每一端上附连，其覆盖感应线圈组件186和数据天 线184的凸角区域，确保在操作期间的固位。一个或多个支架182可由与静态密封区段180相同的合金(诸如lnconel 625) 制成，且具有弓形形状以符合静态密封区段180的内表面。可使用间断的焊接188将支架 182固结到静态密封区段180的内表面上以最小化静态密封区段180的扭曲。感应线圈组件 186可包括至少一个固定核芯190和至少一个固定初级绕组192，其中由JP Technologies 销售的“H胶结剂” 194包住固定核芯190的部分。图14示出具有包含于RF透明覆盖物170内的旋转次级感应线圈组件195的实施 例，其可邻近涡轮发动机桨叶根部132安装。旋转感应线圈组件195可由核芯200和绕组 201制成，类似于固定感应线圈组件186。可提供旋转数据发射天线202用于与固定数据发 射天线184通信。数据发射天线202可包入于非传导保持器203内，非传导保持器203可 在构造上类似于非传导保持器185。在替代实施例中，数据发射天线202可包含于RF透明 覆盖物170中，而不使用非传导保持器203，在此情况下，其可利用能高温灌封的材料保持 就位。单个或多个固定初级感应线圈186可布置于一个或多个静态密封区段180的内表面 上以形成弧，当燃气涡轮10操作时，该弧可由旋转的次级感应线圈组件195和天线202外 接。一个或多个固定初级绕组192可由高频高电流电源通电。可向每个固定感应线圈 组件186个别地供电或者一系列固定感应线圈组件186可电连接且由单个电源驱动。在示 例性实施例中，可存在五个相邻的固定感应线圈组件186，每个由其自身的电源驱动。流经每个固定初级绕组192的电流在旋转次级感应线圈组件195中形成磁场，继而在旋转次级 绕组201中形成电流。来自旋转次级绕组201的电流向包含于无线遥测发射器组件150内 的无线遥测发射器电路供电，如在本文中下文更全面地描述的。图14示出在启动燃气涡轮10之前在RF透明覆盖物170与固定核芯190之间可 存在初始间隙“A”。在燃气涡轮10启动时，初始间隙“A”可为大约13mm且当涡轮桨叶130 和静态密封区段180 —起更靠近时在基本荷载减至大约4mm。可使用磁性核芯材料来制作 固定核芯190和旋转核芯200。磁性材料可用作核芯材料以将所需功率在所需间隙“A”上 耦合至包含于遥测发射器组件150内的遥测发射器电路。选定磁性材料用于聚焦由固定初 级绕组192产生且由一个或多个旋转次级绕组201接收的磁场。这种效果增强了固定元件 与旋转元件之间的耦合效率。本文所公开的感应电力系统的实施例可采用多个个体初级和次级感应线圈组件 186、195来适应燃气涡轮10的各种几何形状。举例而言，固定感应线圈组件186和数据发 射初级天线184可需要跨越静态密封区段180的特定距离来向系统构件感应足够的功率且 发射所需数据。感应线圈组件186和数据发射天线184的实施例可需要大约四英尺长。在 此实例中，为了易于制作，各具有大约一英尺长度的四个个体功率/天线组件可被制成具 有相应支架182，且在一个或多个静态密封区段180上彼此相邻安装。如果个体天线之间的 端对端间隙距离足够小，那么天线组件将如同其为单个四英尺长天线一样起作用。这种天 线组件可由直的或弯曲元件形成，从而提供变化长度的组件，其为直的、弯曲的或者根据具 体应用需要另外配置。在一实施例中，多个这种天线组件可跨越涡轮16内一个或多个静态 密封区段180的顶半部中大约112度的弧。本发明的发明者已确定特定类别的磁性核芯材料满足或超过本发明实施例的 性能要求。这类材料的一般术语为纳米晶体铁合金。这类材料的一种组分以商标名称 NAMGLASS 销售且具有以下组分大约82%的铁，且余量为硅、铌、硼、铜、碳、镍和钼。已确 定这种纳米晶体铁合金材料具有合乎需要的特征，诸如高于500°C的居里温度，很低的矫顽 力、低涡流损失、高饱和通量密度且磁导率在整个高温操作范围上很稳定。这种纳米晶体铁合金材料可以环圈形式以带绕配置或者“C”核芯变压器核芯在市 场上购买到。本发明的实施例利用这种纳米晶体铁合金材料形成“I”核芯形状，其用于初 级固定核芯190。选择“I”形状是因为这个形状在固定安装支架182上的通道中保持本身 就位。每个感应线圈组件186的感应核芯190包括多个0.007"厚的纳米晶体铁合金材料 叠层，其建置成大约十一英寸长的弧。相同纳米晶体铁合金材料可用于旋转天线200变压 器核芯。可通过增加驱动信号的频率，即由图16所示的示例性感应电力驱动器电路所产 生的高频交流信号来增加用于耦合固定元件与旋转元件之间的功率的磁场强度。因此，本 发明的实施例可采用高频来驱动固定初级绕组192，诸如大于大约200kHz的频率。替代实 施例可实现至少一个百万赫兹的操作频率，且功率驱动器被设计成在这样的频率操作。用于绕组核芯190、200的丝可由27%包镍铜制成，具有陶瓷绝缘层，以便减小氧 化和高温破损。这种丝的处置特征比标准有机绝缘裸铜显著更有挑战性，这是由于保护性 陶瓷涂层的结果，且对于缠绕初级元件和旋转元件的过程开发了特殊技术。其它丝可为绝 缘银或阳极化铝。
13
在初级感应线圈组件186和旋转感应线圈组件195 二者的构造中可使用两类陶瓷 材料。重要的是确保绕组192、201并不短路(传导)到核芯元件190、200。除了提供在丝 上的陶瓷绝缘层之外，化合物，诸如H胶结剂，具有超细粒度的陶瓷胶结剂，可用作绕组核 芯190、200上的绝缘基础涂层。在缠绕了绕组核芯190、200之后，它们将被灌封Cotronics 940，一种氧化铝基陶瓷胶结剂。图15示出示例性遥测发射器电路210的示意图，该遥测发射器电路210可制作于 在图11所示的高温电子器件封装154内装配的电路板上，高温电子器件封装154包含于图 10所示的遥测发射器组件150内。遥测发射器电路210可被配置成与传感器一起操作，诸 如图9的传感器134，其可为用于测量与涡轮桨叶130相关联的应变的应变计传感器。旋转 次级感应线圈组件195可向发射器电路210的电压整流器提供大约250kHz AC功率。这个 电路将AC输入变成DC输出且向电压调节器电路馈电。发射器电路210的电压调节器维持恒定的DC电压输出，即使AC输入电压可变。需 要恒定电压输出来实现更好的准确度和稳定操作频率用于信号输出。电压调节器也向应变 计传感器134和镇流电阻器(未图示)供应恒定电压。应变计传感器134和镇流电阻器向 发射器电路210提供传感器信号输入。随着安装了应变计传感器134的表面偏转，应变计 改变阻力，这造成在发射器电路210输入的电压变化。来自应变计传感器134的信号所提供的变化的电压首先由差分放大器放大且然 后由高增益AC放大器放大。所得信号被施加至发射器电路210的电压控制振荡器(VCO) 部段中的变容管二极管。VCO在较高载波频率振荡。这个载波频率可被设置成关于发射器 电路210在125至155MHz的频带。通过改变变容管上的电压略微改变固定载波频率。这 种频率变化或偏差与应变计传感器134所经历的偏转或应变直接相关。VCO载波输出被馈 送到缓冲器级且缓冲器输出经由图10的引线140连接到包含于旋转天线组件142中的发 射天线。在接收装置中，诸如图1的收发器56或者位于高温或燃气涡轮10内的其它区域 中的其它装置，载波信号被移除且偏差变成与应变成比例的放大输出。在这种被设计用于 高温使用的发射器电路210中所用的晶体管可由耐高温材料制成，诸如宽带隙半导体材 料，包括 SiC、A1N、GaN、AlGaN, GaAs, GaP、InP、AlGaAs, AlGaP、AlInGaP 和 GaAsAlN 或其它 耐高温晶体管材料可用于高达大约500至600°C。在电路板上制作的无线遥测发射器电路210的各种实施例可适用于处于变化操 作温度的燃气涡轮10内且具有一系列传感器类型。可使用各种温度敏感材料来制作发射 器电路210的元件和其替代实施例，诸如高达大约350°C的绝缘体上硅(SOI)集成电路；大 约 300-350°C 的多硅倍半氧烷(polysilseqioxane)、PFA、聚酰亚胺、Nomex, PBZT, ΡΒ0, PBI 和Voltex缠绕电容器；以及，大约450至500°C的PLZT, NPO、Ta2O5, BaTiO3多层陶瓷电容
ο电阻器的各种实施例可由用于大约高达350°C的操作环境的Ta、TaN, Ti、SnO2, Ni-Cr, Cr-Si和Pd-Ag和用于大约350°C和更高的操作环境的Ru、RuO2, Ru-Ag和Si3N4制 成。由 SiC、A1N、GaN、AlGaN, GaAs、GaP、InP、AlGaAs、AlGaP、AlInGaP 和 GaAsAlN 或其它耐 高温半导体材料制成的个体高温电子构件，诸如离散晶体管、二极管或电容器晶粒可由用 于在不超过大约350°C温度操作的单个SOI CMOS装置替换。
虽然在本文中示出和描述了本发明的优选实施例，但显然这些实施例仅以举例说 明的方式提供。在不偏离本发明的情况下，本领域技术人员将会想到各种变型、变化和替 代。因此，本发明意图仅受到所附权利要求书的精神和范围限制。
权利要求
一种用于燃气涡轮发动机的遥测系统，该燃气涡轮发动机具有压缩机、燃烧器和涡轮，所述遥测系统包括传感器，其与涡轮桨叶连接；遥测发射器电路，其固结到所述涡轮桨叶上；第一连接材料，其沉积于所述涡轮桨叶上用于从所述传感器向所述遥测发射器电路发送电子数据信号，所述电子数据信号指示所述涡轮桨叶的状况；感应电力系统，其用于向所述遥测发射器电路供电；旋转数据天线，其固结到所述涡轮桨叶的根部端面；第二连接材料，其沉积于所述涡轮桨叶上用于从所述遥测发射器电路向所述旋转数据天线发送电子数据信号；以及固定数据天线，其固结到与所述涡轮桨叶相邻的静态密封区段上。
2.根据权利要求1所述的遥测系统，其还包括遥测发射器组件，所述遥测发射器组件 固结于邻近所述涡轮桨叶根部形成的凹口内，所述遥测发射器电路包含于所述遥测发射器 组件内。
3.根据权利要求2所述的遥测系统，所述遥测发射器组件包括安装支架，其具有与所述涡轮桨叶的热膨胀系数基本上相同的第一热膨胀系数； 电子器件封装，其具有与第一热膨胀系数不同的第二热膨胀系数，所述遥测发射器电 路包含于所述电子器件封装内；覆盖板，其具有凸缘，当所述燃气涡轮处于操作中时，所述凸缘定向垂直于施加于所述 遥测发射器组件上的G力的方向；以及陶瓷纤维编织织物层，其在所述电子器件封装与所述安装支架的内表面之间。
4.根据权利要求1所述的遥测系统，其还包括遥测发射器电路，所述遥测发射器电路 被配置成具有电子电路，所述电子电路用于处理来自应变计传感器的电子数据信号，所述 应变计传感器沉积于所述涡轮桨叶的表面上，所述遥测发射器电路能够在至少大约450°C 的环境内操作。
5.根据权利要求1所述的遥测系统，其还包括所述遥测发射器电路被配置成具有用于 处理所述电子数据信号的电子电路，所述电子电路包括由选自以下材料组中的材料制成的 至少一个晶体管SiC、AIN、GaN、AlGaN、GaAs、GaP、InP、AlGaAs、AlGaP、AlInGaP 和 GaAsAIN。
6.根据权利要求1所述的遥测系统，其还包括所述遥测发射器电路被配置成具有用于 处理所述电子数据信号的电子电路，所述电子电路包括选自以下材料组中的材料制成的至 少一个电容器PLZT、NPO、Ta205 和 BaTi03。
7.根据权利要求1所述的遥测系统，其还包括所述遥测发射器电路被配置成具有用于 处理所述电子数据信号的电子电路，所述电子电路包括选自以下材料组中的材料制成的至 少一个电阻器Ru、Ru02、Ru-Ag 和 Si3N4。
8.根据权利要求1所述的遥测系统，其还包括固结到所述涡轮桨叶的根部端面的RF透 明覆盖物，其中所述旋转数据天线包含于所述RF透明覆盖物内。
9.根据权利要求8所述的遥测系统，其还包括由氧化锆增韧氧化铝制成的RF透明覆盖物。
10.根据权利要求9所述的遥测系统，其还包括安装支架，所述安装支架具有与RF透明覆盖物组装在一起的顶部凸缘和底部凸缘，其中所述安装支架附连到涡轮桨叶根部的端面 上使得顶部凸缘和底部凸缘定向平行于燃气涡轮操作期间的G加载方向。
11.根据权利要求8所述的遥测系统，其还包括安装支架，所述安装支架具有与RF透明 覆盖物组装在一起的顶部凸缘和底部凸缘，所述安装支架由热膨胀系数基本上与涡轮桨叶 根部的端面的热膨胀系数相同的材料制成。
12.根据权利要求1所述的遥测系统，进一步地其包括的所述感应电力系统包括 固定初级感应线圈组件，其固结到与所述涡轮桨叶相邻的所述静态密封区段上； 旋转次级感应线圈组件，其固结到涡轮桨叶根部的端面上；以及电源，其使所述固定初级感应线圈组件通电使得所述旋转次级感应线圈组件在大约 250kHz至IMHz之间的频率下操作。
13.根据权利要求12所述的遥测系统，进一步地其包括的所述固定初级感应线圈组件 和所述旋转次级感应线圈组件各具有由磁性纳米晶体铁合金制成的核芯。
14.根据权利要求13所述的遥测系统，进一步地其包括的所述固定初级感应线圈组件 和所述旋转次级感应线圈组件的相应核芯缠绕有丝，所述丝选自以下组包入陶瓷绝缘层 内的27%包镍铜丝、绝缘银丝和阳极化铝丝。
15.根据权利要求12所述的遥测系统，其还包括所述固定初级感应线圈组件包括由磁性纳米晶体铁合金制成的固定核芯，所述磁性纳 米晶体铁合金制成“I”配置，且缠绕有包入陶瓷绝缘层内的27%包镍铜丝；所述旋转次级感应线圈组件包括由磁性纳米晶体铁合金制成的旋转核芯，所述磁性纳 米晶体铁合金制成“C”配置且缠绕有包入所述陶瓷绝缘层内的27%包镍铜丝；以及所述电源使所述固定初级感应线圈组件通电使得所述旋转次级感应线圈组件在所述 燃气涡轮发动机启动时在所述固定初级感应线圈组件与所述旋转次级感应线圈组件之间 大约13mm的间隙上以大约250kHz的频率操作。
16.根据权利要求12所述的遥测系统，其还包括遥测发射器组件，其固结于邻近所述涡轮桨叶根部形成的凹口内，所述遥测发射器电 路包含于所述遥测发射器组件内；安装支架，其具有与RF透明覆盖物组装在一起的顶部凸缘和底部凸缘，所述安装支架 附连到所述涡轮桨叶根部的所述端面且覆盖所述旋转次级感应线圈组件；第一天线保持器，其由氧化锆增韧氧化铝制成，具有固结于所述安装支架的内壁内的 凸角形近端，所述旋转数据天线固定于所述第一天线保持器的远端内；弓形支架，其具有第一凸角形凹口和第二凸角形凹口，每个凹口的大小适于接纳所述 固定初级感应线圈组件和所述固定数据天线中相应的一个，所述弓形支架固结到所述静态 密封区段；以及第二天线保持器，其由氧化锆增韧的氧化铝制成，具有固结于第二凸角形凹口内的凸 角形近端，所述固定数据天线固定于所述第二天线保持器的远端内。
17.根据权利要求1所述的遥测系统，进一步地其包括的所述感应电力系统包括多个固定初级感应线圈组件，其固结到至少一个静态密封组件以形成跨越大约112度 的连续弧；以及所述多个固定感应线圈组件的每一个具有由磁性纳米晶体铁合金制成的核芯，且缠绕有包入陶瓷绝缘层内的27%包镍铜丝。
18.一种遥测系统，其包括遥测发射器组件，其固结于燃气涡轮发动机内具有大约450°C操作温度的位置处的构 件上；遥测发射器电路，其包含于所述遥测发射器组件内，所述遥测发射器电路被配置成处 理指示所述构件的状况的电子数据信号；天线组件，其在具有大约450°C操作温度的位置固结到所述构件上； 数据发射天线，其包含于所述天线组件内，所述数据发射天线从所述遥测发射器电路 接收指示所述构件的状况的电子数据信号；以及感应电力系统，其被配置成向所述遥测发射器电路供电，所述感应电力系统在所述燃 气涡轮发动机内在具有大约450°C的操作温度的位置处操作。
19.根据权利要求18所述的遥测系统，其还包括 用于传感燃气涡轮发动机内构件的状况的器件；以及沉积于所述构件上的连接材料，其用于从传感器件向所述遥测发射器电路发送指示所 述构件的状况的电子数据信号。
20.一种用在燃气涡轮发动机内的遥测系统，所述遥测系统包括遥测发射器电路板，其邻近涡轮桨叶根部固结且具有电子电路，所述电子电路被配置 成从传感器接收电子数据信号且发射指示所述燃气涡轮发动机内构件的状况的电子数据 信号；第一数据天线，其固结到所述涡轮桨叶根部的端面且被配置成接收从所述遥测发射器 电路板发射的电子数据信号；第二数据天线，其固结到与所述第一数据天线相邻的静态密封区段且被配置成接收从 所述第一数据天线发射的电子数据信号；至少一个初级感应线圈组件，其固结到所述静态密封区段上且具有由磁性纳米晶体铁 合金制成的核芯；次级感应线圈组件，其固结到所述涡轮桨叶根部的端面上且具有由所述磁性纳米晶体 铁合金制成的核芯；以及其中，所述至少一个初级感应线圈组件在大约250kHz通电使得所述次级感应线圈组 件具有大约250kHz的操作频率且向所述遥测发射器电路板供电。
全文摘要
文档编号H04Q9/00GK101953171SQ20088012422
公开日2011年1月19日 申请日期2008年11月7日 优先权日2007年11月8日
发明者John R Fraley, Anand A Kulkarni, Alexander B Lostetter, David J Mitchell, Subramanian Ramesh, Waits Rod, Edward R Roesch, Roberto M Schupbach 申请人:Arkansas Power Electronics Int K, Siemens Energy Inc