CN111238564B - 用于获得传感器数据的声学供电传感器单元和方法 - Google Patents

用于获得传感器数据的声学供电传感器单元和方法 Download PDF

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Abstract

本公开涉及用于获得传感器数据的声学供电传感器单元和方法。在示例中，描述一种用于获得指示飞机的飞行特性的传感器数据的声学供电传感器单元。声学供电传感器单元包括壳体，该壳体具有包括膜片的第一部分和联接到飞机的外部的第二部分。膜片被配置为从飞机的发动机接收声能。声学供电传感器单元还包括音圈致动器，所述音圈致动器设置在壳体内并且联接到膜片。音圈致动器被配置为通过所述膜片的振动来接收动能并且响应地生成电功率信号。声学供电传感器单元还包括一个或更多个传感器，所述一个或更多个传感器设置在所述壳体内并且使用来自所述电功率信号的能量被供电。所述一个或更多个传感器被配置为获得指示所述飞机的飞行特性的传感器数据。

Description

用于获得传感器数据的声学供电传感器单元和方法
技术领域
本公开总体上涉及飞机的操作，并且更具体地，涉及用于使用声学供电传感器单元来获得指示飞机的飞行特性的传感器数据的方法和系统。
背景技术
飞机需要持续的维护并进行定期测试。为了确定飞机的相关飞行特性，通常使用传感器。传感器可确定例如飞行期间的温度、加速度、压力和其他特性，以便评估飞行期间飞机和/或飞机的发动机的性能。
用于确定飞行特性的现有传感器需要使用电池或源自飞机机身的电力线。在使用电池对这种传感器供电的情况下，它们需要定期更换电池或者在飞行期间可能断电。在传感器由电力线供电的情况下，它们可能难以安装、卸载或重复使用。这些问题影响了确定飞机性能的现有方法的复杂性、成本和可靠性。
所需要的是一种能可靠且可持续地供电而不依赖电池同时易于安装和使用的传感器单元。
发明内容
在示例中，描述一种用于获得指示飞机的飞行特性的传感器数据的声学供电传感器单元。所述声学供电传感器单元包括壳体，所述壳体包括第一部分和联接到飞机的外部的第二部分，所述第一部分包括膜片，其中，所述膜片被配置为从所述飞机的发动机接收声能。所述声学供电传感器单元还包括音圈致动器，所述音圈致动器设置在所述壳体内并且联接到所述膜片，其中，所述音圈致动器被配置为通过所述膜片的振动而接收动能并且响应地生成电功率信号。所述声学供电传感器单元还包括一个或更多个传感器，所述一个或更多个传感器设置在所述壳体内并且使用来自所述电功率信号的能量被供电，其中，所述一个或更多个传感器被配置为获得指示所述飞机的飞行特性的所述传感器数据。
在另一示例中，描述一种用于获得指示飞机的飞行特性的传感器数据的系统。所述系统包括所述飞机的发动机。所述系统还包括与所述发动机关联的发动机舱。所述系统还包括声学供电传感器单元。所述声学供电传感器单元包括壳体，所述壳体包括第一部分和联接到所述发动机舱的第二部分，所述第一部分包括膜片，其中，所述膜片被配置为从所述发动机接收声能。所述声学供电传感器单元还包括音圈致动器，所述音圈致动器设置在所述壳体内并且联接到所述膜片，其中，所述音圈致动器被配置为通过所述膜片的振动而接收动能并且响应地生成电功率信号。所述声学供电传感器单元还包括一个或更多个传感器，所述一个或更多个传感器设置在所述壳体内并且使用来自所述电功率信号的能量被供电，其中，所述一个或更多个传感器被配置为获得指示所述飞机的飞行特性的所述传感器数据。
在另一示例中，描述了一种用于使用联接到飞机的声学供电传感器单元来获得传感器数据的方法。所述方法包括通过所述声学供电传感器单元的膜片从飞机发动机接收声能。所述方法还包括将所述膜片接收到的声能传递到所述声学供电传感器单元的音圈致动器。所述方法还包括由所述音圈致动器生成电功率信号。所述方法还包括使用来自所述电功率信号的能量为所述声学供电传感器单元的一个或更多个传感器供电。所述方法还包括通过所述一个或更多个传感器确定指示所述飞机的一种或更多种飞行特性的传感器数据。
已经讨论的特征、功能和优点可在各种示例中独立实现，或者可以在其他示例中进行组合。可参照以下描述和附图看出示例的其他细节。
附图说明
在所附的权利要求书中阐述了认为是例示性实施方式的特性的新颖特征。然而，当结合附图阅读时，通过参考以下对本公开的例示性示例的详细描述，将最好地理解例示性示例以及优选的使用模式、其他目的及其描述，其中：
图1例示了根据示例实现方式的示例声学供电传感器单元的框图。
图2A是根据示例实现方式的声学供电传感器单元的示例图。
图2B是根据示例实现方式的声学供电传感器单元的另一示例图。
图2C是根据示例实现方式的声学供电传感器单元的另一示例图。
图3是包括飞机和联接到飞机的多个声学供电传感器单元的系统的示例图。
图4示出了根据示例实现方式的用于使用联接到飞机的声学供电传感器单元来获得传感器数据的示例方法的流程图。
图5示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。
图6示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。
图7示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。
图8示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。
图9示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。
图10示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。
具体实施方式
现在，将参照附图更充分地描述所公开的示例，在附图中示出了所公开示例中的一些(但并非全部)。事实上，可描述许多不同的示例并且这些示例不应该被解释为限于本文中阐述的示例。相反，描述这些示例，使得本公开将是彻底和完全的，并且将把本公开的范围充分传达给本领域的技术人员。
在示例内，描述了用于使用联接到飞机的声学供电传感器单元来获得传感器数据的系统和方法。更具体地，描述了使用从飞机到传感器单元的功率传感器的声能的系统和方法。更具体地，描述了使用传感器单元的膜片接收声能，从膜片的振动接收动能并响应地产生用于为传感器供电的电功率信号的系统和方法。传感器被配置为获得指示飞机的飞行特性的传感器数据。
示例系统和方法涉及使从飞机接收的声能的量最大化。在一个示例中，传感器单元联接到飞机的发动机舱和/或朝向发动机舱定向，以使从与发动机舱关联的飞机的发动机接收的声能最大化。在一个示例中，膜片被构造为根据与来自发动机的相对高的功率输出关联的频率振动。例如，膜片可具有介于30毫米(mm)和40mm之间的直径，以便使从发动机接收的声能最大化。
示例系统和方法涉及使用传感器单元和/或多个传感器单元来评估飞机性能的各方面。在一个示例中，传感器单元的壳体可包括一个或更多个压差膜片和对应的压力换能器，压力换能器被构造为基于来自压力换能器的压力数据来确定压差。在该示例中，可通过将确定出的压差与期望压差进行比较来确定发动机性能。在另一示例中，可通过将由集成传感器获得的传感器数据与来自传感器单元的传感器数据进行比较来评估飞机的集成传感器。在另一示例中，可通过将来自传感器单元的传感器数据与来自一个或更多个附加传感器单元的传感器数据进行比较来评估传感器单元。描述了使用传感器单元评估飞机性能的各方面的其他示例。
现在参照附图，图1例示了根据示例实现方式的传感器单元100的示例的框图。在一些示例中，传感器单元100是声学供电传感器单元。传感器单元100包括电路板102。电路板102包括控制电路104，控制电路104包括功率转换模块106、一个或更多个处理器108和存储器110。
存储器110可包括可由一个或更多个处理器108读取或访问的一个或更多个计算机可读存储介质或采取可由一个或更多个处理器108读取或访问的一个或更多个计算机可读存储介质的形式。计算机可读存储介质可包括可全部或部分地与处理器108集成的易失性和/或非易失性存储部件，诸如光、磁、有机或其他存储器或磁盘存储器。存储器110被认为是非暂态计算机可读介质。在一些示例中，可使用单个物理装置(例如，一个光、磁、有机或其他存储器或盘存储单元)实现存储器110，而在其他示例中，可使用两个或更多物理装置实现存储器110。存储器110因此是非暂态计算机可读存储介质，并且可执行指令被存储在其上。这些指令包括计算机可执行代码。存储器110和控制电路104存储和使用来自传感器的传感器数据。
一个或更多个处理器108可以是通用处理器或专用处理器(例如，数字信号处理器、专用集成电路等)。处理器108可从传感器单元100的传感器接收输入，并且处理这些输入以生成存储在存储器110中的传感器数据。在一些示例中，由一个或更多个处理器108处理来自传感器的输入可包括从每个传感器接收原始数据并且为该数据指派对应值，在接收到数据时为数据指派时间戳记和/或将接收到的原始数据发送到存储器110的特定部分。一个或更多个处理器108可被配置为执行可执行指令(例如，计算机可读程序指令)，这些可执行指令被存储在存储器110中并且可被执行以提供本文中描述的传感器单元100和相关系统和方法的功能。
传感器单元100还包括主膜片112，主膜片112被配置为从飞机的发动机接收声能。例如，主膜片112可设置在传感器单元100的壳体的顶表面上。例如，如下面进一步描述的，传感器单元100可包括壳体的包括主膜片112的第一部分，并且还包括壳体的附接到飞机的第二部分。因此，顶表面可以是壳体的外部部分，该外部部分背离飞机的与壳体的第二部分附接的部分。
传感器单元100还包括音圈致动器114，音圈致动器114被配置为接收来自主膜片112的振动的动能，并且响应地生成电功率信号。功率转换模块106被配置为接收来自音圈致动器114的电功率信号，并且通过一个或更多个处理器108来执行以下中的一者或二者：(i)对电池116进行充电；和(ii)为传感器单元100的传感器供电。例如，功率转换模块106可以是多功能集成电路，其用作音圈致动器驱动器，确定与从音圈致动器接收的电功率信号关联的功率水平，并且确定电池116的充电水平。功率转换模块106可与一个或更多个处理器108通信，以确定是使用从音圈致动器114接收的电功率信号对电池116进行充电还是直接为传感器供电。
因此，在一个示例中，控制电路104和电池116电联接到音圈致动器114。例如，控制电路104可通过以下方式确定音圈致动器114的功率输出：确定从音圈致动器114接收的电流，并且使用确定出的电流和传感器单元100的已知电阻来计算功率输出。确定功率输出可由功率转换模块106、一个或更多个处理器108或其组合来执行，其中，功率转换模块106发送指示接收到的电功率信号中的电压或电流值的数据，并且一个或更多个处理器108确定功率输出。另外，基于确定出的功率输出，控制电路104可要么(i)使用电功率信号对一个或更多个电池116进行充电，要么(ii)使一个或更多个电池116放电以便为一个或更多个传感器供电。例如，如果音圈致动器114的功率输出低于第一阈值，则传感器可能需要来自电池116的电力，以便起作用。如果音圈致动器114的功率输出高于第二阈值(例如，电池116的最大功率输出)，则电功率信号可能足以对电池116进行充电并且为传感器供电。如果功率输出在第一阈值和第二阈值之间，则电功率信号可能足以为传感器供电，但不对电池116进行充电。以这种方式，传感器单元100可在飞行期间可靠地操作并保持电池116充满电或接近充满电。
虽然图1中描绘了音圈致动器114，可使用任何类型的动能-电能转换器。另外，在一些示例中，功率转换模块106可基于从处理器108接收的控制信号来确定是否对一个或更多个电池116进行再充电。在其他示例中，功率转换模块106可包括控制功率转换而无需来自处理器108的输入的逻辑部件。
传感器单元100还包括压差膜片118。压差膜片118可被放置在传感器单元100上的不同位置处，以允许确定两个或更多个位置之间的压差，如以下进一步解释的。压力换能器120对应于压差膜片118，并且可向处理器108提供输入，以基于压差膜片118的振动和/或偏转来确定压力数据。用压力数据确定的压差可用于评估发动机的性能，如以下进一步解释的。例如，可基于过去的飞行数据或模拟数据来确定期望飞行中压差。可将确定出的压力数据与期望压力数据进行比较，并且可基于确定出的压力数据与期望压力数据的相似程度来确定发动机性能。
传感器单元100的其他传感器可包括热电偶122、加速度计124和温度传感器126。其他传感器也是可能的。从压力换能器120、热电偶122、加速度计124、温度传感器126或传感器单元100的其他传感器确定的数据可被称为传感器数据。
传感器单元100还包括红外(IR)透明孔128以及允许传感器单元100与其他传感器单元通信或与飞机通信的天线130。在天线130设置在壳体内的示例中，IR透明孔128可允许减少天线130发送和接收的信号的衰减。
在一个示例中，如以下进一步描述的，传感器单元100可使用联接到控制电路104的天线130与其他相似的传感器单元进行通信，以比较来自相应传感器单元的传感器数据，并且基于相比较的传感器数据，评估传感器单元100的性能。在这些示例中，传感器单元100具有与其他传感器单元的传感器数据相似的传感器数据可指示传感器单元正在正常执行，而传感器单元100具有与其他传感器单元不一致的传感器数据可指示传感器单元100不在正常执行。
在另一示例中，天线130可从飞机接收控制信号。控制电路104可被配置为从传感器当中选择具体的传感器(诸如热电偶122)，以基于接收到的控制信号从音圈致动器114所生成的电功率信号接收能量。在一些示例中，控制电路104可自行做出该确定。尽管在一些示例中从电功率信号接收能量可包括直接从音圈致动器114接收电能，但是从电功率信号接收能量还可包括接收由电池116存储并从音圈致动器114接收的能量。
图2A是根据示例实现方式的传感器单元100的示例图。特别地，图2A描绘了传感器单元100的分解视图。如图2A中所示，传感器单元100包括图1中描绘的相同或相似的部件。如图2A中描绘的，传感器单元100包括控制电路104、主膜片112、音圈致动器114、压差膜片118、压力换能器120、IR透明孔128和天线130。为了简单起见，省略了图1中描绘的其他元件。
图2A还描绘了一起封装和/或装配了传感器单元100的其他部件的壳体的第一部分200a和壳体的第二部分200b。壳体的第一部分200a是包括主膜片112和压差膜片118的顶表面。在一个示例中，壳体的第一部分200a是弯曲的，以在顶表面两侧产生压差。这允许压差膜片118确定在较小空间两侧的明显压差。
壳体的第二部分200b可以是联接到壳体的第一部分200a的基板，并且用于将传感器单元100附接到飞机。例如，粘合剂可将壳体的第二部分200b联接到飞机。IR透明孔128被描述为是壳体的第二部分200b的一部分。然而，IR透明孔128可位于传感器单元100上的其他地方。
图2B是根据示例实现方式的传感器单元100的另一示例图。特别地，图2B描绘了传感器单元100的侧视图。图2B示出了壳体的第一部分200a、压差膜片118和主膜片112。另外，图2B将传感器单元100描绘为具有宽度“w”和高度“h”。如上所述，在一些示例中，可减小传感器单元的大小和轮廓以减小阻力。例如，在一个示例中，传感器单元100具有小于3英寸的宽度、小于1英寸的高度和低于4盎司的重量。
图2C是根据示例实现方式的传感器单元100的另一示例图。特别地，图2C描绘了传感器单元100的俯视图。图2C示出了壳体的第一部分200a、压差膜片118和主膜片112。另外，图2C描绘了主膜片112的直径“d”。在一些示例中，传感器单元100被配置为使从飞机的发动机接收的声功率的量最大化。因此，在一个示例中，主膜片112的直径不小于30毫米(mm)且不大于40mm。以这种方式，膜片可使从与飞机的发动机关联的频率接收的声能最大化。例如，飞机发动机可在从80Hz至90Hz的频率范围中输出相对高的声学功率输出。因此，在主膜片112中使用30mm至40mm的范围可允许传感器单元100使从约80Hz至90Hz的范围中的频率接收的能量的量最大化。可根据所期望的声能来源使用不同的直径。
图2C还示出了主膜片112和压差膜片118如何设置在壳体的第一部分200a上。主膜片112位于传感器单元100的顶部部分的中心。该区域可被称为传感器单元100的中心部分。压差膜片118设置在被主膜片112占据的中心部分的外侧。因此，这些可被称为设置在传感器单元100的外部部分上。如所描绘的，压差膜片118从传感器单元100的中心点径向定位。尽管描绘了三个压差膜片118且它们彼此之间基本上等距，但是其他布置也是可能的。例如，在一些示例中，两个压力换能器120可彼此相对地布置在传感器单元100的外部部分上。
另外，为了使接收到的声能最大化，壳体可联接到飞机的外部，使得主膜片112朝向发动机定向。例如，壳体的第二部分200b可联接到飞机机身的面对发动机的一部分。进而，壳体的第一部分200a也可面对发动机。壳体也可直接联接到发动机舱，以便使从发动机接收的声能最大化。
图3是包括飞机302和联接到飞机的多个传感器单元100的系统300的示例图。每个传感器单元100联接到与给定发动机关联的发动机舱304。尽管图3将飞机302描述为具有四个发动机，但是飞机可具有更多或更少的发动机。另外，尽管每个传感器单元被描绘为联接到发动机舱304，但是传感器单元可被放置在飞机302上的其他位置处。
如上所述，将可充电传感器单元联接到飞机302可用于众多目的。例如，飞机302可包括飞机控制器。飞机控制器可从传感器单元100接收传感器数据，并且基于接收到的传感器数据来控制飞机302。例如，飞机控制器可基于从传感器单元100接收的温度数据、加速度数据、压力数据等来改变飞行中行为。作为另一示例，飞机控制器可考虑发动机性能。来自与第一发动机对应的第一传感器单元的压力数据和来自与第二发动机对应的第二传感器单元的第二压力数据指示一个发动机的性能比另一个差。例如，这可基于第一发动机和第二发动机的相应压力数据之间的差值和期望压差来确定。响应于该确定，飞机控制器可在飞行期间更多地依赖性能更好的发动机。飞机控制器也可基于其他传感器数据来控制飞机302。
传感器单元100的操作也可取决于飞机302的操作。例如，传感器单元100可例如基于音圈致动器114的功率输出、来自压差膜片118的确定出的压差来确定飞机的发动机302何时在运行。响应于确定发动机正在运行，传感器单元100可对其一个或更多个电池116进行充电。类似地，传感器单元100可确定发动机何时不在运行，并且当发动机不在运行时响应地使电池放电以为一个或更多个传感器供电。
图4示出了根据示例实现方式的用于使用联接到飞机的声学供电传感器单元来获得传感器数据的示例的流程图。图4中示出的方法400提出了例如可与图1、图2A、图2B、图2C或图3中示出的传感器单元100一起，与传感器单元100的部件一起或者与飞机(诸如，图3中示出的飞机302)结合使用的方法的示例。另外，装置或系统可用于或者被配置为执行图4中展示的逻辑功能。在某些情形中，装置和/或系统的部件可被配置为执行功能，使得部件被实际配置和构造(利用硬件和/或软件)以使得能够有这种性能。在其他示例中，装置和/或系统的部件可被布置为诸如以特定方式操作时适合于、能够或适于执行功能。方法400可包括如框402-410中的一个或更多个所例示的一个或更多个操作、功能或动作。尽管顺序地例示了这些框，但是这些框也可并行和/或以与本文描述的顺序不同的顺序来执行。另外，各种框可基于所期望的实现方式被组合成更少的框，被划分成另外的框和/或被去除。
应当理解，对于本文中公开的该过程以及其他过程和方法，流程图示出了当前示例的一种可能实现方式的功能和操作。就此而言，每个框或每个框的多个部分可表示包括一个或更多个指令的模块、片段或程序代码的一部分，处理器能执行这些指令以实现过程中的特定逻辑功能或步骤。程序代码可被存储在任何类型的计算机可读介质或数据存储器(例如，诸如包括盘或硬盘驱动器这样的存储装置)上。另外，可按机器可读格式在计算机可读存储介质上或者在其他非暂态介质或制品上进行程序代码的编码。计算机可读介质可包括非暂态计算机可读介质或存储器，例如，诸如如同寄存器存储器、处理器高速缓存器和随机存取存储器(RAM)一样短时段存储数据的计算机可读介质。计算机可读介质还可包括诸如辅助或永久性长期存储器(例如，如同只读存储器(ROM)、光盘或磁盘、光盘只读存储器(CD-ROM)一样)这样的非暂态介质。计算机可读介质也可以是任何其他易失性或非易失性存储系统。例如，计算机可读介质可被认为是有形计算机可读存储介质。
另外，图4中的在本文中公开的其他过程和方法内的每个框或每个框的多个部分可代表被连线以执行过程中的特定逻辑功能的电路。如本领域的技术人员将合理理解的，替代实现方式被包括在本公开的示例的范围内，其中，可根据所涉及的功能不按所示出或讨论的顺序(包括基本上同时或按相反的顺序)执行功能。
在框402中，方法400包括通过传感器单元100的膜片112从飞机发动机接收声能。传感器单元100可连接到诸如飞机302这样的飞机，并且使用来自飞机发动机的声能对传感器单元100进行声学供电，如在方法400中进一步描述的。膜片112可以是传感器单元100的主膜片。另外，膜片112可被配置为响应于从飞机发动机接收到声能而振动。
在框404中，方法400包括将膜片112接收到的声能传递到传感器单元100的音圈致动器114。音圈致动器114可通过振动的膜片112的运动来接收动能。
在框406中，方法400包括由音圈致动器114生成电功率信号。音圈致动器114可被配置为将动能转换成电能。因此，由于音圈致动器从振动的膜片接收到动能，可生成所生成的电功率信号。
在框408中，方法400包括使用来自电功率信号的能量为传感器单元100的一个或更多个传感器供电。这一个或更多个传感器可包括压力换能器120、热电偶122、加速度计124、温度传感器126或其他传感器。可通过功率转换模块106由电功率信号为这一个或更多个传感器直接供电，或者可由电池116为这一个或更多个传感器供电，已使用来自电功率信号的能量为电池116充电。
在框410中，方法400包括通过一个或更多个传感器确定指示飞机的一种或更多种飞行特性的传感器数据。传感器数据可包括来自压力换能器120的压力数据、来自热电偶122的温度数据、来自加速度计124的加速度数据或来自其他传感器的其他数据。
图5示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。在框412中，功能包括使用传感器单元100的天线130向飞机302发送传感器数据。在框414中，功能包括基于从传感器单元接收到的传感器数据来控制飞机302。例如，飞机控制器在进行飞行中确定时可考虑传感器数据。例如，如果从传感器单元100的压力换能器120确定的压差低于阈值压差，则飞机控制器可确定发动机已发生故障，并且可增加飞机302的另一发动机的推力输出。
图6示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。特别地，图6对应于一个实施方式，在该实施方式中，传感器单元100的一个或更多个传感器包括被配置为在传感器单元100的不同位置处获得压力数据的多个压力换能器120，并且在该实施方式中，确定出的传感器数据包括压力数据。在框416中，功能包括基于压力数据来确定多个压力换能器中的第一压力换能器和多个压力换能器中的第二压力换能器之间的压差。在框418中，功能包括将该压差与和飞机发动机关联的期望压差进行比较。在框420中，功能包括基于确定出的压差与期望压差的比较来评估飞机发动机的性能水平。例如，可基于过去的飞行压差数据或者基于模拟数据来确定期望压差。在其他示例中，期望压差可对应于期望的发动机推力输出。确定出的压差与期望压差具有阈值相似度水平(例如，在彼此的10％内)可指示发动机正在正常操作。相反，压差不在阈值相似度水平内可能指示发动机性能不佳。因此，图6允许评估发动机的飞行中特性。
图7示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。在框422中，功能包括在传感器单元100与联接到飞机302的不同位置的一个或更多个附加传感器单元之间进行通信信号的发送和接收。在框424中，功能包括基于所发送和接收的通信信号来确定传感器单元100和附加传感器单元的相对位置。在框426中，功能包括将传感器单元100与附加传感器单元的确定出的相对位置与传感器单元与附加传感器单元的期望相对位置进行比较。例如，期望相对位置可对应于诸如飞机302的平面图和效果图这样的预定组装指令。在框428中，功能包括基于确定出的相对位置与期望相对位置的比较来确定是否按照预定的飞机组装指令组装了飞机。例如，在每个相对位置落入对应的期望相对位置的阈值距离内(例如，在每个对应的期望相对位置的5厘米内)的情况下，可确定是按照预定指令组装了飞机302。相反，如果相对位置中的任一个落在阈值距离之外，则可确定未按照指令组装了飞机302。因此，本文中描述的传感器单元可用于简化飞机的构造和组装。
图8示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。在框430中，功能包括用传感器数据确定飞机302的飞行特性。在框432中，功能包括将飞机302的确定出的飞行特性与期望飞行特性进行比较。例如，期望飞行特性可以是基于来自先前飞行的模拟数据或平均数据。另外，期望飞行特性可对应于与飞行期间的期望发动机推力输出对应的压差、起飞和着陆期间的期望加速度、飞行期间的期望俯仰和侧倾和/或其他飞行特性。在框434中，功能包括基于确定出的飞行特性与期望飞行特性的比较来评估飞机302的飞行性能。例如，如果确定出的飞行特性与期望飞行特性相差超过阈值飞行时间(例如，飞行时间的25％)，则可确定飞机302表现不佳。相反，如果确定出的飞行特性与期望飞行特性相差不到阈值飞行时间，则可确定飞机302表现正常。
图9示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。特别地，图9对应于一个实施方式，在该实施方式中，由传感器单元100获得的传感器数据是集成到飞机302中的一个或更多个传感器所获得的传感器数据的重复。例如，重复的传感器数据可涉及能由传感器单元100确定的温度、压差、加速度或其他飞行特性。这样的集成传感器可包括安装在飞机302上的飞机传感器。在框436中，功能包括将传感器单元100所获得的传感器数据与集成传感器所获得的传感器数据进行比较。在框438中，功能包括基于传感器单元100所获得的传感器数据与集成传感器所获得的传感器数据的比较来评估集成传感器准确的可能性。例如，传感器单元可对应于准确度。如果传感器单元100所获得的传感器数据与集成传感器所获得的传感器数据具有阈值相似度水平(例如，在彼此的10％内)，则集成传感器准确的可能性会按照传感器单元100的准确度而增加。类似地，如果传感器单元100所获得的传感器数据与集成传感器所获得的传感器数据没有阈值相似度水平，则集成传感器准确的可能性会按照传感器单元100的准确度而降低。因此，本文中描述的传感器单元可用于对飞机上的集成传感器执行诊断测试。
图10示出了根据示例实现方式的与图4中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。特别地，图10对应于一个实施方式，在该实施方式中，传感器单元100是联接到飞机302的外部的多个传感器单元中的第一传感器单元。在框440中，功能包括从多个传感器单元中的每个传感器接收传感器数据。在框442中，功能包括将来自第一传感器单元的传感器数据与来自多个传感器单元中的一个或更多个附加传感器单元的传感器数据进行比较。在框444中，功能包括基于来自第一传感器单元的传感器数据与来自多个传感器单元中的一个或更多个附加传感器单元的传感器数据的比较，确定从第一传感器单元接收的传感器数据准确的可能性。例如，如果来自第一传感器单元的传感器数据与来自一个或更多个附加传感器单元的传感器数据不具有阈值相似度水平(例如，平均值在彼此的10％内)，则可确定来自第一传感器单元的传感器数据不太可能是准确的。相反，如果来自第一传感器单元的传感器数据与来自一个或更多个附加传感器单元的传感器数据具有阈值相似度水平，则可确定来自第一传感器单元的传感器数据有可能是准确的。因此，本文中描述的传感器单元可用于执行自我诊断。
在本文中描述的示例内，针对与飞机的飞行中诊断和维护关联的问题，声学供电传感器单元提供了易于安装和多用途的解决方案。传感器单元使用飞机发动机原本会浪费的能量向各种传感器提供可持续电力，并且允许对接收到的声能进行可控使用，以确保同一传感器可多次飞行中使用。另外，所描述的传感器单元被配置为高效地接收和存储来自飞机发动机的能量。另外，在所描述的示例内，声学供电传感器单元提供了自诊断和飞行前使用(诸如在飞机组装期间)。
本文中使用的术语“基本上”、“相似度”和“约”意指不需要准确地实现所列举的特性、参数或值，而是在数量上会出现偏差或变化，包括例如容差、测量误差、测量精度限制和本领域的技术人员已知的其他因素，不排除有旨在提供这些特性的效果。
本文中公开的系统、装置和方法的不同示例包括各种部件、特征和功能。应当理解，本文中公开的系统、装置和方法的各种示例可包括任何组合方式或任何子组合方式的本文中公开的系统、装置和方法的其他示例中的任一个的部件、特征和功能中的任一个，并且所有这些可能性旨在落入本公开的范围内。
另外，本公开包括根据以下条款的实施方式：
条款1.一种用于获得指示飞机(302)的飞行特性的传感器数据的声学供电传感器单元(100)，该声学供电传感器单元(100)包括：
壳体，该壳体包括第一部分(200a)和联接到飞机(302)的外部的第二部分(200b)，所述第一部分(200a)包括膜片(112)，其中，所述膜片(112)被配置为从所述飞机(302)的发动机接收声能；
音圈致动器(114)，该音圈致动器设置在所述壳体内并且联接到所述膜片(112)，其中，所述音圈致动器(114)被配置为通过所述膜片(112)的振动而接收动能并且响应地生成电功率信号；以及
一个或更多个传感器，所述一个或更多个传感器设置在所述壳体内并且使用来自所述电功率信号的能量被供电，其中，所述一个或更多个传感器被配置为获得指示所述飞机(302)的飞行特性的所述传感器数据。
条款2.根据条款1所述的声学供电传感器单元(100)，其中，所述一个或更多个传感器包括设置在所述壳体内的多个压力换能器(120)，其中，所述壳体的所述第一部分(200a)还包括与所述多个压力换能器(120)对应的多个压差膜片(118)，并且其中，所述传感器数据包括由所述多个压力换能器(120)基于对应的所述压差膜片(118)的振动确定的压力数据。
条款3.根据条款2所述的声学供电传感器单元(100)，其中，所述壳体的所述第一部分(200a)是弯曲的，以在所述壳体的不同位置两侧产生压差，并且其中，所述压力数据指示所述压差。
条款4.根据条款1所述的声学供电传感器单元(100)，所述声学供电传感器单元(100)还包括控制电路(104)和电池(116)，所述电池(116)电联接到所述音圈致动器(114)和所述一个或更多个传感器，并且被配置为从所述电功率信号接收能量，其中，所述控制电路(104)被配置为：
确定所述音圈致动器(114)的功率输出；并且
基于所述功率输出，(i)使用所述电功率信号对所述电池(116)进行充电或者(ii)使所述电池(116)放电，以便为所述一个或更多个传感器供电。
条款5.根据条款4所述的声学供电传感器单元(100)，所述声学供电传感器单元(100)还包括天线，所述天线电联接到所述控制电路(104)并且被配置为从所述飞机(302)接收控制信号，其中，所述控制电路(104)还被配置为从所述一个或更多个传感器当中选择具体的传感器，以基于所述控制信号从所述电功率信号接收能量。
条款6.根据条款1所述的声学供电传感器单元(100)，其中，所述音圈致动器(114)设置在所述声学供电传感器单元(100)的中心部分处，其中，所述一个或更多个传感器是设置在所述壳体内的集成电路的组成部分，其中，所述集成电路在所述声学供电传感器单元(100)的外部部分处围绕所述音圈致动器(114)。
条款7.根据条款1所述的声学供电传感器单元(100)，其中，所述膜片(112)被配置成接收与所述发动机的声学功率输出关联的频率范围内的声能。
条款8.根据条款7所述的声学供电传感器单元(100)，其中，所述膜片(112)具有至少30毫米(mm)且不大于40mm的直径。
条款9.根据条款1所述的声学供电传感器单元(100)，其中，所述壳体联接到所述飞机(302)的外部，使得所述膜片(112)朝向所述发动机取向。
条款10.一种用于获得指示飞机(302)的飞行特性的传感器数据的系统(300)，该系统(300)包括：
所述飞机(302)的发动机；
与所述发动机关联的发动机舱(304)；以及
声学供电传感器单元(100)，其中，所述声学供电传感器单元(100)包括：
壳体，该壳体包括第一部分(200a)和联接到所述发动机舱(304)的第二部分(200b)，所述第一部分(200a)包括膜片(112)，其中，所述膜片(112)被配置为从所述发动机接收声能；
音圈致动器(114)，该音圈致动器设置在所述壳体内并且联接到所述膜片(112)，其中，所述音圈致动器(114)被配置为通过所述膜片(112)的振动而接收动能并且响应地生成电功率信号；以及
一个或更多个传感器，所述一个或更多个传感器设置在所述壳体内并且使用来自所述电功率信号的能量被供电，其中，所述一个或更多个传感器被配置为获得指示所述飞机(302)的飞行特性的所述传感器数据。
条款11.根据条款10所述的系统(300)，所述系统(300)还包括飞机(302)控制器，其中，所述飞机(302)控制器配置为：
从所述声学供电传感器单元(100)接收所述传感器数据；并且
基于所述传感器数据控制所述飞机(302)。
条款12.根据条款10所述的系统(300)，其中，所述声学供电传感器单元(100)还包括电池(116)，其中，所述声学供电传感器单元(100)被配置为在所述发动机正在运行时对所述电池(116)进行充电，并且其中，所述传感器单元(100)在所述发动机不在运行时使所述电池(116)放电以为所述一个或更多个传感器供电。
条款13.根据条款10所述的系统(300)，其中，所述声学供电传感器单元(100)是多个声学供电传感器单元中的第一传感器单元，并且其中，所述发动机是第一发动机，所述系统(300)还包括第二发动机和联接到与所述第二发动机关联的发动机舱(304)的第二传感器单元。
条款14.一种用于使用联接到飞机(302)的声学供电传感器单元(100)来获得传感器数据的方法(400)，该方法(400)包括以下步骤：
(402)通过所述声学供电传感器单元(100)的膜片(112)从飞机发动机接收声能；
(404)将所述膜片(112)接收到的声能传递到所述声学供电传感器单元(100)的音圈致动器(114)；
(406)由所述音圈致动器(114)生成电功率信号；
(408)使用来自所述电功率信号的能量为所述声学供电传感器单元(100)的一个或更多个传感器供电；并且
(410)通过所述一个或更多个传感器确定指示所述飞机(302)的一种或更多种飞行特性的传感器数据。
条款15.根据条款14所述的用于使用联接到飞机(302)的声学供电传感器单元(100)来获得传感器数据的方法(400)，该方法(400)还包括以下步骤：
(412)使用所述声学供电传感器单元(100)的天线向所述飞机(302)发送所述传感器数据；并且
(414)基于从所述声学供电传感器单元(100)接收到的所述传感器数据来控制所述飞机(302)。
条款16.根据条款14所述的用于使用联接到飞机(302)的声学供电传感器单元(100)来获得传感器数据的方法(400)，其中，所述一个或多个传感器包括多个压力换能器(120)，所述多个压力换能器(120)被配置为在所述声学供电传感器单元(100)的不同位置处获得压力数据，并且其中，所述传感器数据包括所述压力数据，所述方法(400)还包括以下步骤：
(416)基于所述压力数据来确定所述多个压力换能器中的第一压力换能器和所述多个压力换能器中的第二压力换能器之间的压差；
(418)将所述压差与和所述飞机发动机关联的期望压差进行比较；并且
(420)基于所述压差与所述期望压差的比较来评估所述飞机发动机的性能水平。
条款17.根据条款14所述的用于使用联接到飞机(302)的声学供电传感器单元(100)来获得传感器数据的方法(400)，该方法(400)还包括以下步骤：
(422)在所述声学供电传感器单元(100)与联接到所述飞机(302)的不同位置的一个或更多个附加传感器单元之间进行通信信号的发送和接收；
(424)基于所发送和接收的所述通信信号来确定所述声学供电传感器单元(100)和所述附加传感器单元的相对位置；
(426)将所述声学供电传感器单元(100)与所述附加传感器单元的相对位置与所述声学供电传感器单元(100)和所述附加传感器单元的期望相对位置进行比较；并且
(428)基于所述相对位置与所述期望相对位置的比较来确定是否按照预定的组装指令组装了所述飞机(302)。
条款18.根据条款14所述的用于使用联接到飞机(302)的声学供电传感器单元(100)来获得传感器数据的方法(400)，该方法(400)还包括以下步骤：
(430)用所述传感器数据确定所述飞机(302)的飞行特性；
(432)将所述飞机(302)的所述飞行特性与期望飞行特性进行比较；并且
(434)基于所述飞行特性与所述期望飞行特性的比较来评估所述飞机(302)的飞行性能。
条款19.根据条款14所述的用于使用联接到飞机(302)的声学供电传感器单元(100)来获得传感器数据的方法(400)，其中，由所述声学供电传感器单元(100)获得的所述传感器数据是集成到所述飞机(302)中的一个或更多个集成传感器所获得的传感器数据的重复，所述方法(400)还包括以下步骤：
(436)将所述声学供电传感器单元(100)所获得的传感器数据与所述集成传感器所获得的传感器数据进行比较；并且
(438)基于所述传感器单元(100)所获得的传感器数据与所述集成传感器所获得的传感器数据的比较来评估所述集成传感器准确的可能性。
条款20.根据条款14所述的用于使用联接到飞机(302)的声学供电传感器单元(100)来获得传感器数据的方法(400)，其中，所述声学供电传感器单元(100)是联接到所述飞机(302)的外部的多个传感器单元中的第一传感器单元，所述方法(400)还包括以下步骤：
(440)从所述多个传感器单元中的每个传感器单元接收传感器数据；
(442)将来自所述第一传感器单元的传感器数据与来自所述多个传感器单元中的一个或更多个附加传感器单元的传感器数据进行比较；并且
(444)基于来自所述第一传感器单元的传感器数据与来自所述多个传感器单元中的一个或更多个附加传感器单元的传感器数据的比较，确定从所述第一传感器单元接收的传感器数据准确的可能性。
已出于例示和描述的目的展示了对不同有利布置的描述，但是该描述并不旨在是排他性的或限于所公开形式的示例。许多修改形式和变化形式对于本领域的普通技术人员而言将是显而易见的。另外，不同的有利示例可描述与其他有利示例相比不同的优点。选择和描述所选择的一个示例或多个示例，以便最佳地说明示例的原理、实际应用，并且使本领域的普通技术人员能够理解本公开有进行了适于所料想特定使用的各种修改的各种示例。

Claims (10)

1.一种用于获得指示飞机（302）的飞行特性的传感器数据的声学供电传感器单元（100），该声学供电传感器单元（100）包括：
壳体，该壳体包括第一部分（200a）和联接到飞机（302）的外部的第二部分（200b），所述第一部分（200a）包括膜片（112），其中，所述膜片（112）被配置为从所述飞机（302）的发动机接收声能；
音圈致动器（114），该音圈致动器设置在所述壳体内并且联接到所述膜片（112），其中，所述音圈致动器（114）被配置为通过所述膜片（112）的振动而接收动能并且响应地生成电功率信号；以及
一个或更多个传感器，所述一个或更多个传感器设置在所述壳体内并且使用来自所述电功率信号的能量被供电，其中，所述一个或更多个传感器被配置为获得指示所述飞机（302）的飞行特性的所述传感器数据，
其中，所述一个或更多个传感器包括设置在所述壳体内的多个压力换能器（120），其中，所述壳体的所述第一部分（200a）还包括与所述多个压力换能器（120）对应的多个压差膜片（118），并且其中，所述传感器数据包括由所述多个压力换能器（120）基于对应的所述压差膜片（118）的振动确定的压力数据，
其中，所述壳体的所述第一部分（200a）是弯曲的，以在所述壳体的不同位置两侧产生压差，并且其中，所述压力数据指示所述压差。
2. 根据权利要求1所述的声学供电传感器单元（100），所述声学供电传感器单元（100）还包括控制电路（104）和电池（116），所述电池（116）电联接到所述音圈致动器（114）和所述一个或更多个传感器，并且被配置为从所述电功率信号接收能量，其中，所述控制电路（104）被配置为：
确定所述音圈致动器（114）的功率输出；并且
基于所述功率输出，（i）使用所述电功率信号对所述电池（116）进行充电或者（ii）使所述电池（116）放电，以便为所述一个或更多个传感器供电。
3.根据权利要求2所述的声学供电传感器单元（100），所述声学供电传感器单元（100）还包括天线，所述天线电联接到所述控制电路（104）并且被配置为从所述飞机（302）接收控制信号，其中，所述控制电路（104）还被配置为从所述一个或更多个传感器当中选择具体的传感器，以基于所述控制信号从所述电功率信号接收能量。
4.根据权利要求1所述的声学供电传感器单元（100），其中，所述音圈致动器（114）设置在所述声学供电传感器单元（100）的中心部分处，其中，所述一个或更多个传感器是设置在所述壳体内的集成电路的组成部分，其中，所述集成电路在所述声学供电传感器单元（100）的外部部分处围绕所述音圈致动器（114）。
5.根据权利要求1所述的声学供电传感器单元（100），其中，所述膜片（112）被配置成接收与所述发动机的声学功率输出关联的频率范围内的声能。
6.根据权利要求5所述的声学供电传感器单元（100），其中，所述膜片（112）具有至少30毫米且不大于40毫米的直径。
7.根据权利要求1所述的声学供电传感器单元（100），其中，所述壳体联接到所述飞机（302）的外部，使得所述膜片（112）朝向所述发动机取向。
8.一种用于使用联接到飞机（302）的声学供电传感器单元（100）来获得传感器数据的方法（400），该方法（400）包括以下步骤：
（402）通过所述声学供电传感器单元（100）的膜片（112）从飞机发动机接收声能；
（404）将所述膜片（112）接收到的声能传递到所述声学供电传感器单元（100）的音圈致动器（114）；
（406）由所述音圈致动器（114）生成电功率信号；
（408）使用来自所述电功率信号的能量为所述声学供电传感器单元（100）的一个或更多个传感器供电；
（410）通过所述一个或更多个传感器确定指示所述飞机（302）的一种或更多种飞行特性的传感器数据，其中，所述一个或多个传感器包括多个压力换能器（120），所述多个压力换能器（120）被配置为在所述声学供电传感器单元（100）的不同位置处获得压力数据，并且其中，所述传感器数据包括所述压力数据；
（412）使用所述声学供电传感器单元（100）的天线向所述飞机（302）发送所述传感器数据；
（414）基于从所述声学供电传感器单元（100）接收到的所述传感器数据来控制所述飞机（302）；
（416）基于所述压力数据来确定所述多个压力换能器中的第一压力换能器和所述多个压力换能器中的第二压力换能器之间的压差；
（418）将所述压差与和所述飞机发动机关联的期望压差进行比较；
（420）基于所述压差与所述期望压差的比较来评估所述飞机发动机的性能水平；
（422）在所述声学供电传感器单元（100）与联接到所述飞机（302）的不同位置的一个或更多个附加传感器单元之间进行通信信号的发送和接收；
（424）基于所发送和接收的所述通信信号来确定所述声学供电传感器单元（100）和所述附加传感器单元的相对位置；
（426）将所述声学供电传感器单元（100）与所述附加传感器单元的相对位置与所述声学供电传感器单元（100）和所述附加传感器单元的期望相对位置进行比较；并且
（428）基于所述相对位置与所述期望相对位置的比较来确定是否按照预定的组装指令组装了所述飞机（302）。
9.根据权利要求8所述的用于使用联接到飞机（302）的声学供电传感器单元（100）来获得传感器数据的方法（400），该方法（400）还包括以下步骤：
（430）用所述传感器数据确定所述飞机（302）的飞行特性；
（432）将所述飞机（302）的所述飞行特性与期望飞行特性进行比较；并且
（434）基于所述飞行特性与所述期望飞行特性的比较来评估所述飞机（302）的飞行性能。
10.根据权利要求8所述的用于使用联接到飞机（302）的声学供电传感器单元（100）来获得传感器数据的方法（400），其中，由所述声学供电传感器单元（100）获得的所述传感器数据是集成到所述飞机（302）中的一个或更多个集成传感器所获得的传感器数据的重复，所述方法（400）还包括以下步骤：
（436）将所述声学供电传感器单元（100）所获得的传感器数据与所述集成传感器所获得的传感器数据进行比较；并且
（438）基于所述声学供电传感器单元（100）所获得的传感器数据与所述集成传感器所获得的传感器数据的比较来评估所述集成传感器准确的可能性。
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