JP7483353B2 - 音響駆動センサユニットを使用して航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するためのシステム及び方法 - Google Patents

Description

本開示は、概して、航空機の動作に関し、特に、音響駆動センサユニットを使用して航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するためのシステム及び方法に関する。

航空機や飛行機は、一貫したメンテナンスが必要であり、定期的な検査を受ける。航空機に関連する飛行特性を判断するには、一般にセンサが使用される。センサは、飛行中の航空機の性能、及び／又は、航空機のエンジンを評価するために、飛行中の温度、加速度、圧力、及び、他の特性を判断する。

飛行特性を判断するために使用される既存のセンサは、航空機の胴体からのバッテリや電力線の使用を必要とする。このようなセンサにバッテリを使用して電力を供給する場合、定期的にバッテリを交換しなければ、飛行中に電力が失われる可能性がある。また、センサに電力線を使用して電力を供給する場合、これらのセンサの設置や取り外し、或いは再使用が困難になりうる。これらの問題は、航空機の性能を判断するための既存の方法の複雑性、コスト、及び、信頼性に影響を与える。

したがって、バッテリに依存せずに確実且つ持続的に駆動することが可能であって、且つ、設置及び使用が容易なセンサユニットが必要とされている。

一例においては、航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するための音響駆動センサユニットが開示される。前記音響駆動センサユニットは、ハウジングを含み、当該ハウジングは、前記航空機のエンジンから音響エネルギーを受け取るように構成されたダイヤフラムを有する第１部分、及び、航空機の外側に接続される第２部分を含む。前記音響駆動センサユニットは、前記ハウジング内に設けられるとともに前記ダイヤフラムに接続されたボイスコイルアクチュエータをさらに含み、前記ボイスコイルアクチュエータは、前記ダイヤフラムの振動により運動エネルギーを受け取り、これに応答して電力信号を生成するように構成されている。前記音響駆動センサユニットは、前記ハウジング内に設けられるとともに前記電力信号からのエネルギーを用いて電力供給される１つ以上のセンサをさらに含み、前記１つ以上のセンサは、前記航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するように構成されている。

他の例においては、航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するためのシステムが開示される。前記システムは、前記航空機のエンジンを含む。前記システムは、前記エンジンに関連するナセルをさらに含む。前記システムは、音響駆動センサユニットをさらに含む。前記音響駆動センサユニットは、ハウジングを含み、当該ハウジングは、前記エンジンから音響エネルギーを受け取るように構成されたダイヤフラムを有する第１部分、及び、前記ナセルに接続される第２部分を含む。前記音響駆動センサユニットは、前記ハウジング内に設けられるとともに前記ダイヤフラムに接続されたボイスコイルアクチュエータをさらに含み、前記ボイスコイルアクチュエータは、前記ダイヤフラムの振動により運動エネルギーを受け取り、これに応答して電力信号を生成するように構成されている。前記音響駆動センサユニットは、前記ハウジング内に設けられるとともに前記電力信号からのエネルギーを用いて電力供給される１つ以上のセンサをさらに含み、前記１つ以上のセンサは、前記航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するように構成されている。

他の例においては、航空機に接続された音響駆動センサユニットを用いてセンサデータを取得するための方法が開示される。前記方法は、航空機のエンジンから、前記センサユニットのダイヤフラムを介して、音響エネルギーを受け取ることを含む。前記方法は、前記ダイヤフラムで受け取った前記音響エネルギーを、前記センサユニットのボイスコイルアクチュエータに伝達することをさらに含む。前記方法は、前記ボイスコイルアクチュエータによって電力信号を生成することをさらに含む。前記方法は、前記電力信号からのエネルギーを用いて、前記センサユニットにおける１つ以上のセンサに電力を供給することをさらに含む。前記方法は、前記１つ以上のセンサによって、前記航空機の１つ以上の飛行特性を示すセンサデータを特定することをさらに含む。

上述した特徴、機能、及び、利点は、様々な実施形態において個々に実現可能であり、また、他の実施形態においては互いに組み合わせることも可能である。これらの実施形態の詳細については、以下の説明と図面から明らかになるであろう。

例示的な実施形態に特有のものと考えられる新規な特徴は、添付する請求の範囲に記載されている。しかしながら、例示的な実施形態、並びに、好ましい使用形態、さらにその目的及び内容は、添付の図面と共に本開示の例示的な実施形態についての以下の詳細な説明を参照することにより最もよく理解されるであろう。

例示的な実施形態による、例示的な音響駆動センサユニットを示すブロック図である。 例示的な実施形態による、音響駆動センサユニットの例を示す図である。 例示的な実施形態による、音響駆動センサユニットの他の例を示す図である。 例示的な実施形態による、音響駆動センサユニットの他の例を示す図である。 航空機と、当該航空機に接続された複数の音響駆動センサユニットとを含むシステムの例を示す図である。 例示的な実施形態による、航空機に接続された音響駆動センサユニットを使用してセンサデータを取得する例を示すフロー図である。 例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。 例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。 例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。 例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。 例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。 例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。

以下に、添付図面を参照して本開示の実施形態をより詳細に説明する。図面は、本開示の実施形態のいくつかを示しているが、全てを示してはいない。実際、いくつかの異なる実施形態を提示しているものの、本開示に記載した実施形態に限定されると解釈されるべきではない。むしろ、これらの実施形態は、本開示が十分且つ完全なものとなるように、そして、本開示の範囲を当業者に十分に伝えるために提示するものである。

いくつかの実施例においては、航空機に接続された音響駆動センサユニットを使用してセンサデータを取得するためのシステム及び方法が説明されている。具体的には、航空機からの音響エネルギーを用いてセンサユニットのセンサに電力を供給するためのシステム及び方法が説明されている。より具体的には、センサユニットのダイヤフラムを用いて音響エネルギーを受け取り、当該ダイヤフラムの振動から運動エネルギーを受け取り、これに応答して、センサに電力を供給するための電力信号を生成するためのシステム及び方法が説明されている。センサは、航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するように構成されている。

例示的なシステム及び方法は、航空機から最大量の音響エネルギーを受け取ることを含む。一例においては、センサユニットは、航空機のナセルに接続され、及び／又は、当該ナセルに向かって配置されており、これによって、当該ナセルに関連する航空機のエンジンから最大限の音響エネルギーを受け取ることができる。一例においては、ダイヤフラムは、エンジンからの比較的高いパワー出力に関連する周波数に従って振動するように構成されている。例えば、エンジンから最大限の音響エネルギーを受け取るために、ダイヤフラムの直径は、３０ミリメートル（ｍｍ）と４０ｍｍとの間であってもよい。

例示的なシステム及び方法は、センサユニット及び／又は複数のセンサユニットを使用して、航空機のいくつかの性能特性を評価することを含む。一例においては、センサユニットのハウジングは、１つ以上の差圧ダイヤフラムと、対応する圧力トランスデューサとを含み、圧力トランスデューサは、当該圧力トランスデューサの圧力データに基づいて圧力差を特定するように構成されている。この例においては、特定された圧力差と予測圧力差とを比較することにより、エンジン性能を特定することができる。他の例においては、統合センサによって取得されたセンサデータと、センサユニットから取得されたセンサデータとを比較することにより、航空機の統合センサを評価することができる。他の例においては、センサユニットからのセンサデータと、１つ以上の追加のセンサユニットからのセンサデータとを比較することにより、センサユニットを評価することができる。センサユニットを使用して航空機の性能特性を評価するさらに他の例について説明を行う。

次に図面を参照すると、図１は、例示的な実施形態による、センサユニット１００の例を示すブロック図である。いくつかの例においては、センサユニット１００は、音響駆動センサユニットである。センサユニット１００は、回路基板１０２を含む。回路基板１０２は、制御回路１０４を含み、当該制御回路は、電力変換モジュール１０６と、１つ以上のプロセッサ１０８と、メモリ１１０と、を含む。

メモリ１１０は、１つ以上のプロセッサ１０８により読み込み又はアクセスされる１つ以上のコンピュータ可読記憶媒体を含むか、或いはその形態をとりうる。コンピュータ可読記憶媒体は、例えば、全体的或いは部分的にプロセッサ１０８に組み込まれる光学、磁気、有機、又は他のメモリやディスクストレージ等の、揮発性及び／又は不揮発性のストレージコンポーネントを含みうる。メモリ１１０は、非一時的なコンピュータ可読媒体と見做すことができる。いくつかの例においては、メモリ１１０は、単一の物理デバイス（例えば、単一の光学、磁気、有機、又は他のメモリやディスクストレージユニット）で実現することができ、他の例においては、メモリ１１０は、２つ以上の物理デバイスで実現することができる。したがって、メモリ１１０は、非一時的なコンピュータ可読記憶媒体であって、当該媒体には、実行可能な命令が保存されている。これらの命令は、コンピュータが実行可能なコードを含む。メモリ１１０及び制御回路１０４は、センサからのセンサデータを保存及び使用する。

１つ以上のプロセッサ１０８は、汎用プロセッサ又は専用プロセッサ（例えば、デジタル信号プロセッサ、特定用途向け集積回路等）であってもよい。プロセッサ１０８は、センサユニット１００のセンサからの入力を受信及び処理して、メモリ１１０に保存されるセンサデータを生成する。いくつかの例においては、１つ以上のプロセッサ１０８によるセンサからの入力の処理は、各センサから生データを受信して当該データに対応値を割り当てること、受信したデータに対してタイプスタンプを割り当てること、及び／又は、メモリ１１０の特定部分に受信した生データを送信すること、を含みうる。１つ以上のプロセッサ１０８は、メモリ１１０のデータストレージに保存された実行可能な命令（例えば、コンピュータ可読プログラム命令）を実行するように構成することができ、これらの命令を実行することにより、本書に記載のセンサユニット１００の機能、並びに、関連するシステム及び方法を実現することができる。

センサユニット１００は、航空機のエンジンから音響エネルギーを受け取るように構成された主ダイヤフラム１１２をさらに含む。主ダイヤフラム１１２は、例えば、センサユニット１００のハウジングの頂面に設けられている。例えば、以下に詳述するように、センサユニット１００のハウジングは、主ダイヤフラム１１２を含む第１部分と、航空機に取り付けられる第２部分とを含む。したがって、上記頂面は、ハウジングの第２部分が取り付けられた航空機の部分とは反対側を向く、ハウジングの外面部分であってもよい。

センサユニット１００は、ボイスコイルアクチュエータ１１４をさらに含み、当該アクチュエータは、主ダイヤフラム１１２の振動から運動エネルギーを受け取り、これに応答して電力信号を生成するように構成されている。電力変換モジュール１０６は、ボイスコイルアクチュエータ１１４から電力信号を受信して、１つ以上のプロセッサ１０８を介して（ｉ）バッテリ１１６の充電、及び、（ｉｉ）センサユニット１００におけるセンサの駆動のうちの一方又は両方を実行するように構成されている。例えば、電力変換モジュール１０６は、ボイスコイルアクチュエータ用ドライバとして機能し、ボイスコイルアクチュエータから受信した電力信号に関連する電力レベルを特定し、バッテリ１１６の充電レベルを特定する、多機能集積回路であってもよい。電力変換モジュール１０６は、ボイスコイルアクチュエータ１１４から受信した電力信号を用いてバッテリ１１６を充電するか、或いはセンサに電力を直接供給するかを決定するために、１つ以上のプロセッサ１０８と通信することができる。

したがって、一例においては、制御回路１０４及びバッテリ１１６は、ボイスコイルアクチュエータ１１４に電気結合している。例えば、制御回路１０４は、ボイスコイルアクチュエータ１１４から受け取った電流を特定することによって当該ボイスコイルアクチュエータ１１４のパワー出力を特定し、特定された電流、及び、センサユニット１００の既知の抵抗を用いて、パワー出力を計算してもよい。パワー出力の特定は、電力変換モジュール１０６、１つ以上のプロセッサ１０８、又は、これらの組合せによって実行されてもよく、その場合、電力変換モジュール１０６が、受信した電力信号の電圧値又は電流値を示すデータを送信し、１つ以上のプロセッサ１０８がパワー出力を特定してもよい。さらに、特定されたパワー出力に基づいて、制御回路１０４は、（ｉ）電力信号を用いて１つ又は複数のバッテリ１１６を充電するか、或いは（ｉｉ）１つ以上のセンサに電力を供給するために１つ以上のバッテリ１１６を放電させてもよい。例えば、ボイスコイルアクチュエータ１１４のパワー出力が第１閾値よりも小さい場合、センサは、機能を実行するために、バッテリ１１６からの電力を必要としうる。また、ボイスコイルアクチュエータ１１４のパワー出力が第２閾値（例えばバッテリ１１６の最大パワー出力等）よりも大きい場合、電力信号は、バッテリ１１６を充電してセンサに電力を供給するのに十分なものでありうる。パワー出力が、第１閾値と第２閾値との間にある場合、電力信号は、センサに電力を供給するのに十分であるが、バッテリ１１６を充電するには十分でない可能性がある。このように、飛行中、センサユニット１００は、確実に動作して、バッテリ１１６を完全に充電した状態、又は、ほぼ完全に充電した状態に保つことができる。

図１にはボイスコイルアクチュエータ１１４が示されているが、使用する運動－電気エネルギー変換器の種類はいかなるものであってもよい。さらに、いくつかの例においては、電力変換モジュール１０６は、プロセッサ１０８から受信した制御信号に基づいて、１つ以上のバッテリ１１６を再充電するか否かを判断してもよい。他の例においては、電力変換モジュール１０６は、プロセッサ１０８からの入力なしに電力変換を制御する論理コンポーネントを含みうる。

センサユニット１００は、圧力差ダイヤフラム１１８をさらに含みうる。以下で詳述するように、圧力差ダイヤフラム１１８は、複数の位置間の圧力差を特定するために、センサユニット１００の複数の異なる部位に配置される。圧力トランスデューサ１２０は、圧力差ダイヤフラム１１８に対応しており、圧力差ダイヤフラム１１８の振動及び／又は変形に基づいて圧力データを特定するために、プロセッサ１０８に入力を供給することができる。以下で詳述するように、圧力データから特定された圧力差は、エンジンの性能を評価するのに用いることができる。例えば、予測される飛行中の圧力差は、過去の飛行データ又はシミュレーションデータに基づいて特定される。特定された圧力データと予測圧力データとを比較して、特定された圧力データが予測圧力データにどの程度似ているかに基づいて、エンジン性能を判定することができる。

センサユニット１００における他のセンサは、熱電対１２２と、加速度計１２４と、温度センサ１２６とを含みうる。また、他のセンサも考えられる。圧力トランスデューサ１２０、熱電対１２２、加速度計１２４、温度センサ１２６、又は、センサユニット１００における他のセンサによって特定されるデータは、センサデータと呼ばれる場合もある。

センサユニット１００は、赤外線（ＩＲ）透過口１２８と、アンテナ１３０とをさらに含み、センサユニット１００は、当該アンテナにより、他のセンサユニットや航空機と通信することができる。アンテナ１３０がハウジング内に設けられている例においては、アンテナ１３０により送受信される信号の減衰を、ＩＲ透過口１２８によって抑制することができる。

一例においては、以下で詳述するように、センサユニット１００は、制御回路１０４に接続されたアンテナ１３０を使用して他の同様のセンサユニットと通信し、これらのセンサユニットからのセンサデータとの比較を行い、比較したセンサデータに基づいて、センサユニット１００の性能を評価することができる。このような例においては、センサユニット１００のセンサデータが他のセンサユニットのセンサデータと似ている場合、当該センサユニット１００が正常動作していることを示しており、センサユニット１００のセンサデータが他のセンサユニットのセンサデータと整合しない場合、当該センサユニット１００が正常動作していないことを示している。

他の例においては、アンテナ１３０は、航空機から制御信号を受信する。制御回路１０４は、受信した制御信号に基づいて、複数のセンサのうちから、例えば熱電対１２２等の特定のセンサを選択して、ボイスコイルアクチュエータ１１４により生成された電力信号からのエネルギーを受け取るように構成される。いくつかの例においては、制御回路１０４は、自発的にこの決定を実行することができる。いくつかの例においては、電力信号からのエネルギーの受け取りは、ボイスコイルアクチュエータ１１４から電気エネルギーを直接受け取ることを含みうる。また、電力信号からのエネルギーの受け取りは、ボイスコイルアクチュエータ１１４から得られるエネルギーをバッテリ１１６に蓄積し、そこからエネルギーを受け取ることも含む。

図２Ａは、例示的な実施形態による、センサユニット１００の例を示す図である。具体的には、図２Ａは、センサユニット１００の分解図である。図２Ａに示すように、センサユニット１００は、図１に示すものと同一又は同様のコンポーネントを含む。センサユニット１００は、図２Ａに示すように、制御回路１０４と、主ダイヤフラム１１２と、ボイスコイルアクチュエータ１１４と、圧力差ダイヤフラム１１８と、圧力トランスデューサ１２０と、ＩＲ透過口１２８と、アンテナ１３０と、を含む。図１に示す他の要素は、簡易化のために図示を省略する。

図２Ａは、ハウジングの第１部分２００ａと、ハウジングの第２部分２００ｂとをさらに示しており、これらの部分が合わさって、その内部に、センサユニット１００の他のコンポーネントが収容及び／又は内蔵されている。ハウジングの第１部分２００ａは、主ダイヤフラム１１２と圧力差ダイヤフラム１１８とを含む上面である。一例においては、ハウジングの第１部分２００ａは、上面に亘って圧力差が生成されるように湾曲している。これにより、圧力差ダイヤフラム１１８は、小さい空間における顕著な圧力差を特定することができる。

ハウジングの第２部分２００ｂは、ハウジングの第１部分２００ａに接続するとともに、航空機にセンサユニット１００を取り付けるように機能するベースプレートであってもよい。例えば、接着剤により、航空機に対してハウジングの第２部分２００ｂを接続することができる。ＩＲ透過口１２８は、ハウジングの第２部分２００ｂの一部として描かれている。しかしながら、ＩＲ透過口１２８は、センサユニット１００の他の位置に設けることもできる。

図２Ｂは、例示的な実施形態による、センサユニット１００の他の例を示す図である。具体的には、図２Ｂは、センサユニット１００の側面図である。図２Ｂには、ハウジングの第１部分２００ａ、圧力差ダイヤフラム１１８、及び、主ダイヤフラム１１２が示されている。さらに、図２Ｂには、幅「Ｗ」及び高さ「ｈ」を有するセンサユニット１００が示されている。上述したように、いくつかの例においては、センサユニットの寸法及び輪郭を縮小することにより、抗力（drag）を低減することができる。例えば、一例においては、センサユニット１００の幅は、３インチ未満であり、高さは１インチ未満であり、且つ、重量は、４オンス未満である。

図２Ｃは、例示的な実施形態による、センサユニット１００の他の例示的な図が示されている。具体的には、図２Ｃは、センサユニット１００の上面図である。図２Ｃには、ハウジングの第１部分２００ａ、圧力差ダイヤフラム１１８、及び、主ダイヤフラム１１２が示されている。さらに、図２Ｃには、主ダイヤフラム１１２の直径「ｄ」が示されている。いくつかの例においては、センサユニット１００は、航空機のエンジンから最大限の音響パワーを受け取るように構成されている。したがって、一例においては、主ダイヤフラム１１２の直径は、３０ミリメートル（ｍｍ）以上４０ｍｍ以下である。これにより、ダイヤフラムは、航空機のエンジンに関連する周波数から最大限の音響エネルギーを受け取ることができる。例えば、航空機のエンジンは、８０Ｈｚから９０Ｈｚの周波数範囲で比較的高い音響パワーを出力する。したがって、主ダイヤフラム１１２について３０ｍｍから４０ｍｍの範囲を採用することにより、センサユニット１００は、約８０～９０Ｈｚの範囲の周波数から最大量のエネルギーを受け取ることができる。所望の音響エネルギー源に応じて、異なる直径を採用する場合もある。

図２Ｃもまた、主ダイヤフラム１１２及び圧力差ダイヤフラム１１８が、ハウジングの第１部分１１２ａにどのように配置されるかを示している。主ダイヤフラム１１２は、センサユニット１００の頂部中央に設けられている。この領域は、センサユニット１００の中央部と呼ばれうる。圧力差ダイヤフラム１１８は、主ダイヤフラム１１２に占有されている中央部の外側に設けられている。したがって、これらは、センサユニット１００の外縁部に設けられているという場合もある。図示のように、圧力差ダイヤフラム１１８は、センサユニット１００の中心点から径方向に離れて設けられている。図示例においては、３つの圧力差ダイヤフラム１１８が描かれており、これらは互いに等距離にあるが、他の構成も可能である。例えば、いくつかの例においては、センサユニット１００の外側部分において、２つの圧力トランスデューサ１２０を互いに反対側となるように配置してもよい。

また、最大限の音響エネルギーを受け取るために、主ダイヤフラム１１２がエンジンに向かって配置されるように、航空機の外面にハウジングを接続してもよい。例えば、ハウジングの第２部分２００ｂは、航空機において、エンジンに対向する胴体の一部に接続してもよい。これにより、ハウジングの第１部分２００ａもまた、エンジンに対向することができる。エンジンから最大限の音響エネルギーを受け取るために、ハウジングをナセルに直接接続してもよい。

図３には、航空機３０２と、当該航空機に接続された複数のセンサユニット１００とを含むシステム３００の例が示されている。各センサユニット１００は、所与のエンジンに関連付けられたナセル３０４に接続されている。図３においては、航空機３０２は、４つのエンジンを有することが示されているが、当該航空機のエンジンはこれよりも多くても少なくてもよい。さらに、各センサユニットがナセル３０４に接続されていることが示されているが、当該センサユニットは、航空機３０２における他の領域に配置することができる。

上述したように、航空機３０２に対して充電式センサユニットを接続することにより、いくつかの目的を果たすことができる。例えば、航空機３０２は、航空機用コントローラを含みうる。航空機用コントローラは、センサユニット１００からセンサデータを受信して、受信したセンサデータに基づいて航空機３０２を制御することができる。例えば、航空機用コントローラは、センサユニット１００から受信した温度データ、加速度データ、圧力データ等に基づいて、飛行中の挙動を変更してもよい。また、他の例として、航空機用コントローラは、エンジン性能を考慮に入れてもよい。第１エンジンに対応する第１センサユニットからの圧力データ、及び、第２エンジンに対応する第２センサユニットからの第２圧力データは、一方のエンジンの性能が他方のエンジンの性能よりも悪いことを示す。これは、例えば、第１エンジン及び第２エンジンのそれぞれの圧力データ間の差、並びに、予測圧力差に基づいて、決定することができる。航空機用コントローラは、この決定を受けて、飛行中、動作性能の高い方のエンジンにより依存してもよい。航空機用コントローラは、他のセンサデータにも基づいて航空機３０２を制御してもよい。

センサユニット１００の動作は、航空機３０２の動作にも依存しうる。例えば、センサユニット１００は、ボイスコイルアクチュエータ１１４のパワー出力や、圧力差ダイヤフラム１１８で特定された圧力差に基づいて、航空機３０２のエンジンが動作していることを判定することができる。センサユニット１００は、エンジンが動作していると判定すると、これを受けて、１つ以上のバッテリ１１６を充電する。同様に、センサユニット１００は、エンジンが動作していないことを判定し、これを受けて、エンジンが動作していないときにバッテリを放電して、１つ以上のセンサに電力を供給する。

図４は、例示的な実施形態による、航空機に接続された音響駆動センサユニットを使用してセンサデータを取得する例を示すフロー図である。図４に示す方法４００は、図１、２Ａ、２Ｂ、２Ｃ、又は図３に示すセンサユニット１００や、当該センサユニット１００のコンポーネントと共に用いたり、図３に示す航空機３０２等の航空機に関連させて用いたりすることが可能な方法の例を示している。さらに、図４に示す論理機能を実行するために、装置又はシステムを使用又は構成することができる。場合によっては、装置及び／又はシステムのコンポーネントは、上記機能を実行するように構成してもよく、その際、これらのコンポーネントは、（ハードウェア及び／又はソフトウェアを使用して）上記機能を実現可能に実際に構成及び構造化してもよい。他の例においては、装置及び／又はシステムのコンポーネントは、例えば、特定の態様で操作される場合等に機能を実行するのに適合するように構成される。方法４００は、ブロック４０２～４１０のうちの１つ又は複数に示されるように、１つ以上の工程、機能、又は、動作を含みうる。ブロックは順番に示されているが、これらのブロックは、並行して実行すること、及び／又は、本明細書で説明する順序とは異なる順序で実行することが可能である。また、様々なブロックは、所望の実施形態に基づいて、ブロック数を少なくするために組み合わせたり、追加のブロックに分割したり、削除したりすることができる。

なお、この処理、及び、本明細書に開示する他の処理及び方法に関して、フロー図は、本実施例において考えられる１つの態様の機能及び動作を示している。これに関して、各ブロック、又は、各ブロックの一部は、モジュール、セグメント、又は、プログラムコードの一部を表している場合がある。このようなモジュール、セグメント、又は、プログラムコードは、この処理における特定の論理機能やステップを実行するためにプロセッサによって実行可能な１つ以上の命令を含む。プログラムコードは、例えば、ディスクやハードドライブを含む記憶装置等の、任意のタイプのコンピュータ可読媒体又はデータ記憶装置に保存することができる。さらに、プログラムコードは、機械可読形式のコンピュータ可読記憶媒体、又は、他の非一時的な媒体若しくは製造品にエンコードすることができる。コンピュータ可読媒体は、非一時的なコンピュータ可読媒体又はメモリを含みうる。このような媒体の例としては、レジスタメモリ、プロセッサキャッシュ、及び、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）等の、短時間データを保存するためのコンピュータ可読媒体が挙げられる。コンピュータ可読媒体はまた、二次的又は永続的な長期記憶装置等の非一時的媒体を含みうる。このような媒体の例としては、読取専用メモリ（ＲＯＭ）、光ディスク、磁気ディスク、コンパクトディスク読取専用メモリ（ＣＤ－ＲＯＭ）等が挙げられる。コンピュータ可読媒体はまた、任意の他の揮発性又は不揮発性記憶システムであってもよい。コンピュータ可読媒体は、例えば、有形のコンピュータ可読記憶媒体と見做される場合がある。

さらに、図４に示す各ブロック、又は、各ブロックの一部、並びに、本開示の他の処理及び方法における各ブロック、又は、各ブロックの一部は、処理における特定の論理機能を実行するように配線された回路を表す場合がある。当業者であれば分かるように、図示又は説明した順序とは異なる順序、例えば、関連する機能に応じて実質的に同時に、或いは、逆の順序で機能を実行する代替の実施形態も、本開示の実施形態の範囲に含まれる。

ブロック４０２において、方法４００は、航空機のエンジンから、センサユニット１００のダイヤフラム１１２を介して、音響エネルギーを受け取ることを含む。センサユニット１００は、例えば航空機３０２などの航空機に接続されるとともに、方法４００においてより詳細に説明するように、航空機のエンジンからの音響エネルギーを用いて音響的に電力供給される。ダイヤフラム１１２は、センサユニット１００の主ダイヤフラムであってもよい。さらに、ダイヤフラム１１２は、航空機のエンジンから音響エネルギーを受け取ると、振動するように構成されてもよい。

ブロック４０４において、方法４００は、ダイヤフラム１１２で受け取った音響エネルギーを、センサユニット１００のボイスコイルアクチュエータ１１４に伝達することを含む。ボイスコイルアクチュエータ１１４は、振動するダイヤフラム１１２の動作を介して運動エネルギーを受け取ることができる。

ブロック４０６において、方法４００は、ボイスコイルアクチュエータ１１４によって電力信号を生成することを含む。ボイスコイルアクチュエータ１１４は、運動エネルギーを電気エネルギーに変換するように構成されてもよい。したがって、生成された電力信号は、ボイスコイルアクチュエータが、振動するダイヤフラムから運動エネルギーを受け取った結果として生成された信号であってもよい。

ブロック４０８において、方法４００は、電力信号からのエネルギーを用いて、センサユニット１００における１つ以上のセンサに電力を供給することを含む。１つ以上のセンサは、圧力トランスデューサ１２０、熱電対１２２、加速度計１２４、温度センサ１２６、又は、他のセンサを含みうる。１つ以上のセンサは、電力変換モジュール１０６を介して電力信号によって直接電力を供給されてもよいし、電力信号からのエネルギーで充電されたバッテリ１１６によって電力を供給されてもよい。

ブロック４１０において、方法４００は、１つ以上のセンサによって、航空機の１つ以上の飛行特性を示すセンサデータを特定することを含む。センサデータは、圧力トランスデューサ１２０からの圧力データ、熱電対１２２からの温度データ、加速度計１２４からの加速度データ、又は、他のセンサからの他のデータを含みうる。

図５は、例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。ブロック４１２において、機能は、センサユニット１００のアンテナ１３０を用いて、航空機３０２に対してセンサデータを送信することを含む。ブロック４１４において、機能は、センサユニットから受信したセンサデータに基づいて、航空機３０２を制御することを含む。例えば、航空機用コントローラは、飛行中に判定を行う際、センサデータを考慮にいれることができる。例えば、センサユニット１００の圧力トランスデューサ１２０で特定された圧力差が、閾値圧力差よりも低い場合、航空機用コントローラは、エンジンが故障していると判断して、航空機３００の他のエンジンの推力出力を上げることができる。

図６は、例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。具体的には、図６は、センサユニット１００における１つ以上のセンサが、センサユニット１００における複数の異なる位置において圧力データを取得するように構成された複数の圧力トランスデューサ１２０を含み、且つ、特定されたセンサデータが圧力データを含む実施形態に対応している。ブロック４１６において、機能は、圧力データに基づいて、複数の圧力トランスデューサのうちの第１圧力トランスデューサと第２圧力トランスデューサとの間の圧力差を特定することを含む。ブロック４１８で、機能は、上記圧力差と、航空機エンジンに関連する予測圧力差とを比較することを含む。ブロック４２０において、機能は、特定された圧力差と予測圧力差との比較に基づいて、航空機エンジンの性能レベルを評価することを含む。例えば、予測圧力差は、過去の飛行における圧力差データ又はシミュレーションデータに基づいて特定される。他の例においては、予測圧力差は、所望のエンジン推力出力に対応しうる。圧力差が、予測圧力差と近似する閾値レベルを有する（例えば、互いの１０％の範囲内）と判断する場合、エンジンが正常に動作していることを示すものとしてもよい。これに対し、圧力差が、近似する閾値レベルの範囲から外れている場合、エンジンの性能が悪いことを示すものとしてもよい。したがって、図６により、エンジンの飛行中の特性を評価することができる。

図７は、例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。ブロック４２２において、センサユニット１００と航空機３０２の複数の異なる位置に接続された１つ以上の追加のセンサユニットとの間で、通信信号を送受信する機能が含まれる。ブロック４２４において、送受信された通信信号に基づいて、センサユニット１００と追加のセンサユニットとの相対位置を特定する機能が含まれる。ブロック４２６において、センサユニット１００及び追加のセンサユニットについての特定された相対位置と、センサユニット及び追加のセンサユニットについての予測相対位置とを比較する機能が含まれる。例えば、予測相対位置は、航空機３０２の設計及び／又はレンダリングなどの、所定の組立仕様に対応している。ブロック４２８において、機能は、特定された相対位置と予測相対位置との比較に基づいて、航空機が、所定の航空機組立仕様に従って組み立てられているか否かを判断することを含む。例えば、各相対位置が、対応する予測相対位置の閾値距離内（例えば、対応する予測相対位置の５センチメートル以内の範囲）であれば、航空機３０２は、所定の仕様に従って組み立てられていると判断することができる。これに対し、何れかの相対位置が閾値距離の範囲から外れている場合、航空機３０２は、仕様に従って組み立てられていないと判断することができる。したがって、本明細書で説明するセンサユニットを使用することにより、航空機の構築及び組み立てを容易にすることができる。

図８は、例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。ブロック４３０において、センサデータから、航空機３０２の飛行特性を特定する機能が含まれる。ブロック４３２において航空機３０２についての特定された飛行特性と、予測飛行特性とを比較する機能が含まれる。例えば、予測飛行特性は、以前の飛行からのシミュレーションデータ又は平均データに基づいていてもよい。さらに、予測飛行特性は、飛行中の所望のエンジン推力出力、離着陸中の所望の加速度、飛行中の所望のピッチ及びロール、及び／又は、他の飛行特性に対応する圧力差に対応しうる。ブロック４３４において、特定された飛行特性と予測飛行特性との比較に基づいて、航空機３０２の飛行性能を評価する機能が含まれる。例えば、閾値飛行時間（例えば、飛行時間の２５％）よりも長い間、特定された飛行特性が予測飛行特性と異なる場合、航空機３０２は、性能が悪いと判断される。これに対して、閾値飛行時間よりも短い間、特定された飛行特性が予測飛行特性と異なる場合、航空機３０２は、正常に動作していると判断される。

図９は、例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。具体的には、図９は、センサユニット１００により取得されたセンサデータが、航空機３０２に組み込まれた１つ以上の統合センサにより取得されたセンサデータと重複取得されるものである実施形態に対応している。例えば、重複センサデータは、センサユニット１００によって特定可能な温度、圧力差、加速度、又は、他の飛行特性に関連する。統合センサは、航空機３０２に設置される飛行センサを含みうる。ブロック４３６において、センサユニット１００によって取得されたセンサデータと、統合センサによって取得されたセンサデータとを比較する機能が含まれる。ブロック４３８において、センサユニット１００によって取得されたセンサデータと、統合センサによって取得されたセンサデータとの比較に基づいて、統合センサの正確性について評価することを含む。例えば、センサユニットは、精度評価（accuracy rating）に対応しうる。センサユニット１００によって取得されたセンサデータ、及び、統合センサによって取得されたセンサデータが閾値レベルの近似性を有する（例えば、互いの１０％の範囲内）場合、統合センサの正確性は、センサユニット１００の精度評価に基づいて高評価となる。同様に、センサユニット１００によって取得されたセンサデータ、及び、統合センサによって取得されたセンサデータが閾値レベルの近似性を有していない場合、統合センサの正確性は、センサユニット１００の精度評価に基づいて低評価となる。したがって、本明細書で説明したセンサユニットは、航空機における統合センサの診断テストを実行することができる。

図１０は、例示的な実施形態による、図４に示す方法とともに用いる他の例示的な方法を示すフロー図である。具体的には、図１０は、センサユニット１００が、航空機３０２の外面に接続された複数のセンサユニットのうちの第１センサユニットである実施形態に対応している。ブロック４４０において、複数のセンサユニットの各々からセンサデータを受信する機能が含まれる。ブロック４４２において、第１センサユニットからのセンサデータと、複数のセンサユニットのうちの１つ以上の追加のセンサユニットからのセンサデータとを比較する機能が含まれる。ブロック４４４において、第１センサユニットからのセンサデータと、複数のセンサユニットのうちの１つ以上の追加のセンサユニットからのセンサデータとの比較に基づいて、第１センサユニットから受信したセンサデータの正確性について判定する機能が含まれる。例えば、第１センサユニットからのセンサデータと、１つ以上の追加のセンサユニットからのセンサデータとが閾値レベルの近似性（例えば、互いの１０％の範囲内の平均値）を有さない場合、第１センサユニットからのセンサデータの正確性は低いと特定される。これに対して、第１センサユニットからのセンサデータと、１つ以上の追加のセンサユニットからのセンサデータとが閾値レベルの近似性を有する場合、第１センサユニットからのセンサデータの正確性は高いと特定される。したがって、本明細書で説明するセンサユニットは、自己診断を行うために使用することができる。

本明細書で説明した実施例において、音響駆動センサユニットは、航空機の飛行中の診断及びメンテナンスに関連する問題に対して、容易に実装可能で多用途な解決法として提供される。センサユニットは、航空機のエンジンからの無駄なエネルギーを利用して様々なセンサに持続可能な電力を供給するとともに、受け取った音響エネルギーの使用を制御して複数の飛行に亘って同じセンサを使用可能にすることができる。さらに、上記センサユニットは、航空機のエンジンから効率的にエネルギーを受け取って保存するように構成されている。また、説明した実施例においては、音響駆動センサユニットにより、例えば、航空機の組み立てにおいて、自己診断及び飛行前の使用を実現することができる。

本明細書で使用される「実質的」、「類似」、及び、「約」なる用語は、言及する特性、パラメータ、又は、値を正確に達成する必要がないことを意味し、例えば、公差、測定誤差、測定精度の限界、及び、当業者に知られる他の要因を含む偏差や変動が、特性により達成しようとする効果を妨げない程度に生じうるということを意味する。

本開示のシステム、装置、及び、方法の様々な実施例は、様々なコンポーネント、特徴、及び、機能を含む。なお、本開示のシステム、装置、及び方法の様々な実施例は、本開示のシステム、装置、及び方法の他の実施例における任意のコンポーネント、特徴、及び機能を、任意の組合せ又は部分的な組み合わせで含みうるが、このような組み合わせの全ては、本開示の範囲内であることが意図されている。

さらに、本開示は、以下の付記による実施形態を含む。

付記１．航空機（３０２）の飛行特性を示すセンサデータを取得するための音響駆動センサユニット（１００）であって、
前記航空機（３０２）のエンジンから音響エネルギーを受け取るように構成されたダイヤフラム（１１２）を有する第１部分（２００ａ）、及び、航空機（３０２）の外側に接続される第２部分（２００ｂ）を含むハウジングと、
前記ハウジング内に設けられるとともに前記ダイヤフラム（１１２）に接続されており、前記ダイヤフラム（１１２）の振動により運動エネルギーを受け取り、これに応答して電力信号を生成するように構成されたボイスコイルアクチュエータ（１１４）と、
前記ハウジング内に設けられるとともに前記電力信号からのエネルギーを用いて電力供給される１つ以上のセンサと、を含み、前記１つ以上のセンサは、前記航空機（３０２）の飛行特性を示すセンサデータを取得するように構成されている、音響駆動センサユニット。

付記２．前記１つ以上のセンサは、前記ハウジング内に設けられた複数の圧力トランスデューサ（１２０）を含み、前記ハウジングの第１部分（２００ａ）は、前記複数の圧力トランスデューサ（１２０）に対応する複数の圧力差ダイヤフラム（１１８）をさらに含み、前記センサデータは、対応する圧力差ダイヤフラム（１１８）の振動に基づいて前記複数の圧力トランスデューサ（１２０）により特定された圧力データを含む、付記１に記載の音響駆動センサユニット（１００）。

付記３．前記ハウジングの第１部分（２００ａ）は、前記ハウジングにおける複数の異なる位置において圧力差を生成するように湾曲しており、前記圧力データは、前記圧力差を示す、付記２に記載の音響駆動センサユニット（１００）。

付記４．制御回路（１０４）と、前記ボイスコイルアクチュエータ（１１４）及び前記１つ以上のセンサに電気接続されて、前記電力信号からエネルギーを受け取るように構成されたバッテリ（１１６）と、をさらに含み、前記制御回路（１０４）は、
前記ボイスコイルアクチュエータ（１１４）のパワー出力を特定し、
前記パワー出力に基づいて、（ｉ）前記電力信号を用いて前記バッテリ（１１６）を充電するか、或いは（ｉｉ）前記１つ以上のセンサに電力を供給するために前記バッテリ（１１６）を放電させるように構成されている、付記１に記載の音響駆動センサユニット（１００）。

付記５．前記制御回路（１０４）に電気接続されるとともに、前記航空機（３０２）から制御信号を受け取るように構成されたアンテナをさらに含み、前記制御回路（１０４）は、さらに、前記制御信号に基づいて、前記１つ以上のセンサのうちから前記電力信号によるエネルギーを受け取る特定のセンサを選択するように構成されている、付記４に記載の音響駆動センサユニット（１００）。

付記６．前記ボイスコイルアクチュエータ（１１４）は、前記センサユニット（１００）の中央部に設けられており、前記１つ以上のセンサは、前記ハウジング内に設けられた集積回路の一部であり、前記集積回路は、前記センサユニット（１００）の外縁部において前記ボイスコイルアクチュエータ（１１４）を囲んでいる、付記１に記載の音響駆動センサユニット（１００）。

付記７．前記ダイヤフラム（１１２）は、前記エンジンの音響パワー出力に関連する周波数の範囲内の音響エネルギーを受け取るように構成されている、付記１に記載の音響駆動センサユニット（１００）。

付記８．前記ダイヤフラム（１１２）の直径は、３０ミリメートル（ｍｍ）以上４０ミリメートル以下である、付記７に記載の音響駆動センサユニット（１００）。

付記９．前記ハウジングは、前記ダイヤフラム（１１２）が前記エンジンに向かって配置されるように前記航空機（３０２）の外側に接続される、付記１に記載の音響駆動センサユニット（１００）。

付記１０．航空機（３０２）の飛行特性を示すセンサデータを取得するためのシステム（３００）であって、
前記航空機（３０２）のエンジンと、
前記エンジンに関連するナセル（３０４）と、
音響駆動センサユニット（１００）と、を含み、前記センサユニット（１００）は、
前記エンジンから音響エネルギーを受け取るように構成されたダイヤフラム（１１２）を有する第１部分（２００ａ）、及び、前記ナセル（３０４）に接続される第２部分（２００ｂ）を含むハウジングと、
前記ハウジング内に設けられるとともに前記ダイヤフラム（１１２）に接続されており、前記ダイヤフラム（１１２）の振動により運動エネルギーを受け取り、これに応答して電力信号を生成するように構成されたボイスコイルアクチュエータ（１１４）と、
前記ハウジング内に設けられるとともに前記電力信号からのエネルギーを用いて電力供給される１つ以上のセンサと、を含み、前記１つ以上のセンサは、前記航空機（３０２）の飛行特性を示すセンサデータを取得するように構成されている、システム。

付記１１．航空機（３０２）用コントローラをさらに含み、前記航空機（３０２）用コントローラは、
前記センサユニット（１００）から前記センサデータを受信し、
前記センサデータに基づいて前記航空機（３０２）を制御するように構成されている、付記１０に記載のシステム（３００）。

付記１２．前記センサユニット（１００）はバッテリ（１１６）をさらに含み、前記センサユニット（１００）は、前記エンジンが動作しているときに前記バッテリ（１１６）を充電するように構成されており、前記センサユニット（１００）は、前記エンジンが動作していないときに、前記１つ以上のセンサに電力を供給するために前記バッテリ（１１６）を放電させる、付記１０に記載のシステム（３００）。

付記１３．前記音響駆動センサユニット（１００）は、複数の音響駆動センサユニットのうちの第１センサユニットであり、前記エンジンは、第１エンジンであり、前記システムは、第２エンジンと、当該第２エンジンに関連するナセル（３０４）に接続される第２センサユニットと、をさらに含む、付記１０に記載のシステム（３００）。

付記１４．航空機（３０２）に接続された音響駆動センサユニット（１００）を用いてセンサデータを取得するための方法（４００）であって、
航空機のエンジンから、前記センサユニット（１００）のダイヤフラム（１１２）を介して、音響エネルギーを受け取ることと（４０２）、
前記ダイヤフラム（１１２）で受け取った前記音響エネルギーを、前記センサユニット（１００）のボイスコイルアクチュエータ（１１４）に伝達することと（４０４）、
前記ボイスコイルアクチュエータ（１１４）によって電力信号を生成することと（４０６）、
前記電力信号からのエネルギーを用いて、前記センサユニット（１００）における１つ以上のセンサに電力を供給することと（４０８）、
前記１つ以上のセンサによって、前記航空機（３０２）の１つ以上の飛行特性を示すセンサデータを特定することと（４１０）、を含む、方法。

付記１５．前記センサユニット（１００）のアンテナを用いて、前記航空機（３０２）に対して前記センサデータを送信することと（４１２）、
前記センサユニット（１００）から受信した前記センサデータに基づいて、前記航空機（３０２）を制御することと（４１４）、をさらに含む、付記１４に記載のセンサデータを取得するための方法（４００）。

付記１６．前記１つ以上のセンサは、前記センサユニット（１００）における複数の異なる位置において圧力データを取得するように構成された複数の圧力トランスデューサ（１２０）を含み、前記センサデータは、前記圧力データを含み、前記方法（４００）は、
前記圧力データに基づいて、前記複数の圧力トランスデューサのうちの第１圧力トランスデューサと第２圧力トランスデューサとの間の圧力差を特定することと（４１６）、
前記圧力差と、前記航空機エンジンに関連する予測圧力差とを比較することと（４１８）、
前記圧力差と前記予測圧力差との比較に基づいて、前記航空機エンジンの性能レベルを評価することと（４２０）、をさらに含む、付記１４に記載のセンサデータを取得するための方法（４００）。

付記１７．前記センサユニット（１００）と前記航空機（３０２）の複数の異なる位置に接続された１つ以上の追加のセンサユニットとの間で、通信信号を送受信することと（４２２）、
送受信された前記通信信号に基づいて、前記センサユニット（１００）と前記追加のセンサユニットとの相対位置を特定することと（４２４）、
前記センサユニット（１００）及び前記追加のセンサユニットについての前記相対位置と、前記センサユニット（１００）及び前記追加のセンサユニットについての予測相対位置とを比較することと（４２６）、
前記相対位置と前記予測相対位置との比較に基づいて、前記航空機（３０２）が、所定の組み立て命令に従って組み立てられているか否かを判断することと（４２８）、をさらに含む、付記１４に記載のセンサデータを取得するための方法（４００）。

付記１８．前記センサデータから、前記航空機（３０２）の飛行特性を特定することと（４３０）、
前記航空機（３０２）についての前記飛行特性と、予測飛行特性とを比較することと（４３２）、
前記飛行特性と前記予測飛行特性との比較に基づいて、航空機（３０２）の飛行性能を評価することと（４３４）、をさらに含む、付記１４に記載のセンサデータを取得するための方法（４００）。

付記１９．前記センサユニット（１００）により取得された前記センサデータは、前記航空機（３０２）に組み込まれた１つ以上の統合センサにより取得されたセンサデータと重複取得されるものであり、前記方法（４００）は、
前記センサユニット（１００）により取得された前記センサデータと、前記統合センサにより取得された前記センサデータとを比較することと（４３６）、
前記センサユニット（１００）により取得された前記センサデータと、前記統合センサにより取得された前記センサデータとの比較に基づいて、前記統合センサの正確性について評価することと（４３８）、をさらに含む、付記１４に記載のセンサデータを取得するための方法（４００）。

付記２０．前記センサユニット（１００）は、前記航空機（３０２）の外側に接続された複数のセンサユニットのうちの第１センサユニットであり、前記方法（４００）は、
前記複数のセンサユニットの各々からセンサデータを受信することと（４４０）、
前記第１センサユニットからのセンサデータと、前記複数のセンサユニットのうちの１つ以上の追加センサユニットからのセンサデータとを比較することと（４４２）、
前記第１センサユニットからの前記センサデータと、前記複数のセンサユニットのうちの前記１つ以上の追加のセンサユニットからの前記センサデータとの比較に基づいて、前記第１センサユニットから受信した前記センサデータの正確性について判定することと（４４４）、をさらに含む、付記１４に記載のセンサデータを取得するための方法（４００）。

様々な有利な構成の説明は、例示及び説明を目的として提示したものであり、全てを網羅したり、開示した態様の実施例に限定したりすることを意図するものではない。多くの改変又は変形が当業者には明らかであろう。また、異なる有利な実施例においては、他の有利な実施例とは異なる効果が説明されている場合がある。選択された実施例は、実施例の原理及び実際の用途を最も的確に説明するために、且つ、当業者が、想定した特定の用途に適した種々の改変を加えた様々な実施例のための開示を理解できるようにするために、選択且つ記載したものである。

Claims (14)

1. 航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するための音響駆動センサユニットであって、
   前記航空機のエンジンから音響エネルギーを受け取るように構成されたダイヤフラムを有する第１部分、及び、航空機の外側に接続される第２部分を含むハウジングと、
   前記ハウジング内に設けられるとともに前記ダイヤフラムに接続されており、前記ダイヤフラムの振動により運動エネルギーを受け取り、これに応答して電力信号を生成するように構成されたボイスコイルアクチュエータと、
   前記ハウジング内に設けられるとともに前記電力信号からのエネルギーを用いて電力供給される１つ以上のセンサと、を含み、前記１つ以上のセンサは、前記航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するように構成されており、
   前記１つ以上のセンサは、前記ハウジング内に設けられた複数の圧力トランスデューサを含み、前記ハウジングの第１部分は、前記複数の圧力トランスデューサに対応する複数の圧力差ダイヤフラムをさらに含み、前記センサデータは、対応する圧力差ダイヤフラムの振動に基づいて前記複数の圧力トランスデューサにより特定された圧力データを含む、音響駆動センサユニット。
2. 前記ボイスコイルアクチュエータは、前記センサユニットの中央部に設けられており、前記１つ以上のセンサは、前記ハウジング内に設けられた集積回路の一部であり、前記集積回路は、前記センサユニットの外縁部において前記ボイスコイルアクチュエータを囲んでいる、請求項１に記載の音響駆動センサユニット。
3. 前記ハウジングの第１部分は、前記ハウジングにおける複数の異なる位置において圧力差を生成するように湾曲しており、前記圧力データは、前記圧力差を示す、請求項１又は２に記載の音響駆動センサユニット。
4. 制御回路と、前記ボイスコイルアクチュエータ及び前記１つ以上のセンサに電気接続されて、前記電力信号からエネルギーを受け取るように構成されたバッテリと、をさらに含み、前記制御回路は、
   前記ボイスコイルアクチュエータのパワー出力を特定し、
   前記パワー出力に基づいて、（ｉ）前記電力信号を用いて前記バッテリを充電するか、或いは（ｉｉ）前記１つ以上のセンサに電力を供給するために前記バッテリを放電させるように構成されている、請求項１～３のいずれかに記載の音響駆動センサユニット。
5. 前記制御回路に電気接続されるとともに、前記航空機から制御信号を受け取るように構成されたアンテナをさらに含み、前記制御回路は、さらに、前記制御信号に基づいて、前記１つ以上のセンサのうちから前記電力信号によるエネルギーを受け取る特定のセンサを選択するように構成されている、請求項４に記載の音響駆動センサユニット。
6. 航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するための音響駆動センサユニットであって、
   前記航空機のエンジンから音響エネルギーを受け取るように構成されたダイヤフラムを有する第１部分、及び、航空機の外側に接続される第２部分を含むハウジングと、
   前記ハウジング内に設けられるとともに前記ダイヤフラムに接続されており、前記ダイヤフラムの振動により運動エネルギーを受け取り、これに応答して電力信号を生成するように構成されたボイスコイルアクチュエータと、
   前記ハウジング内に設けられるとともに前記電力信号からのエネルギーを用いて電力供給される１つ以上のセンサと、を含み、前記１つ以上のセンサは、前記航空機の飛行特性を示すセンサデータを取得するように構成されており、
   前記ボイスコイルアクチュエータは、前記センサユニットの中央部に設けられており、前記１つ以上のセンサは、前記ハウジング内に設けられた集積回路の一部であり、前記集積回路は、前記センサユニットの外縁部において前記ボイスコイルアクチュエータを囲んでいる、音響駆動センサユニット。
7. 前記ダイヤフラムは、前記エンジンの音響パワー出力に関連する周波数の範囲内の音響エネルギーを受け取るように構成されている、請求項１～６のいずれかに記載の音響駆動センサユニット。
8. 前記ダイヤフラムの直径は、３０ミリメートル（ｍｍ）以上４０ミリメートル以下である、請求項７に記載の音響駆動センサユニット。
9. 前記ハウジングは、前記ダイヤフラムが前記エンジンに向かって配置されるように前記航空機の外側に接続される、請求項１～８のいずれかに記載の音響駆動センサユニット。
10. 航空機に接続された音響駆動センサユニットを用いてセンサデータを取得するための方法であって、
    航空機のエンジンから、前記センサユニットのダイヤフラムを介して、音響エネルギーを受け取ることと、
    前記ダイヤフラムで受け取った前記音響エネルギーを、前記センサユニットのボイスコイルアクチュエータに伝達することと、
    前記ボイスコイルアクチュエータによって電力信号を生成することと、
    前記電力信号からのエネルギーを用いて、前記センサユニットにおける１つ以上のセンサに電力を供給することと、
    前記１つ以上のセンサによって、前記航空機の１つ以上の飛行特性を示すセンサデータを特定することと、を含み、
    前記１つ以上のセンサは、前記センサユニットにおける複数の異なる位置において圧力データを取得するように構成された複数の圧力トランスデューサを含み、前記センサデータは、前記圧力データを含み、前記方法は、
    前記圧力データに基づいて、前記複数の圧力トランスデューサのうちの第１圧力トランスデューサと第２圧力トランスデューサとの間の圧力差を特定することと、
    前記圧力差と、前記航空機エンジンに関連する予測圧力差とを比較することと、
    前記圧力差と前記予測圧力差との比較に基づいて、前記航空機エンジンの性能レベルを評価することと、をさらに含む、方法。
11. 前記センサユニットのアンテナを用いて、前記航空機に対して前記センサデータを送信することと、
    前記センサユニットから受信した前記センサデータに基づいて、前記航空機を制御することと、をさらに含む、請求項１０に記載のセンサデータを取得するための方法。
12. 前記センサユニットと前記航空機の複数の異なる位置に接続された１つ以上の追加のセンサユニットとの間で、通信信号を送受信することと、
    送受信された前記通信信号に基づいて、前記センサユニットと前記追加のセンサユニットとの相対位置を特定することと、
    前記センサユニット及び前記追加のセンサユニットについての前記相対位置と、前記センサユニット及び前記追加のセンサユニットについての予測相対位置とを比較することと、
    前記相対位置と前記予測相対位置との比較に基づいて、前記航空機が、所定の組み立て命令に従って組み立てられているか否かを判断することと、をさらに含む、請求項１０又は１１に記載のセンサデータを取得するための方法。
13. 前記センサデータから、前記航空機の飛行特性を特定することと、
    前記航空機についての前記飛行特性と、予測飛行特性とを比較することと、
    前記飛行特性と前記予測飛行特性との比較に基づいて、航空機の飛行性能を評価することと、をさらに含む、請求項１０～１２のいずれかに記載のセンサデータを取得するための方法。
14. 前記センサユニットにより取得された前記センサデータは、前記航空機に組み込まれた１つ以上の統合センサにより取得されたセンサデータと重複取得されるものであり、前記方法は、
    前記センサユニットにより取得された前記センサデータと、前記統合センサにより取得された前記センサデータとを比較することと、
    前記センサユニットにより取得された前記センサデータと、前記統合センサにより取得された前記センサデータとの比較に基づいて、前記統合センサの正確性について評価することと、をさらに含む、請求項１０～１３のいずれかに記載のセンサデータを取得するための方法。
    

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