(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
振動エネルギーを有する乗物の構造要素（１４）から振動エネルギーを集積するための装置であって、前記装置は、
前記構造要素の実質的に最大の振動変位ノードに結合され、前記最大の振動変位ノードの振動周波数に同調させられる振動エネルギーハーベスタ（１６）
を備え、
前記振動エネルギーハーベスタ（１６）は振動エネルギーを有する構造要素（１４）を有する一次領域内に位置決めされ、前記振動エネルギーは、乗物特徴の形状もしくは配置によって引き起こされる乱気流、またはエンジンによって発生させられる気流により、前記構造要素において誘発され、前記気流は前記乗物の表面に衝突し、
前記乗物は二次領域を有し、前記二次領域は前記一次領域に構造的に結合され、前記一次領域から振動エネルギーを受け取り、
前記二次領域は前記二次領域内で顕著な振動エネルギーを有する構造要素（１４）に結合された振動エネルギーハーベスタ（１６）を有する、装置。
【請求項２】
前記振動エネルギーハーベスタ（１６）に結合された集積用回路（１８）であって、前記集積用回路は前記ハーベスタの未加工電気出力を搭載の電気システム（２２）での使用により適した形態に変換する、集積用回路
をさらに備える、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記振動エネルギーハーベスタ（１６）は個々のエネルギー集積デバイスの一団を備える、請求項１または請求項２に記載の装置。
【請求項４】
前記最大の振動変位ノードは、該乗物の一次領域内で第１の構造要素（１４）上に位置決めされる、請求項１から請求項３のうちのいずれか一項に記載の装置。
【請求項５】
乗物から振動エネルギーを集積する方法であって、前記方法は、
振動エネルギー集積に適した構造要素（１４）を識別することと、
前記構造要素の実質的に最大の振動変位ノードを識別することと、
前記実質的に最大の振動変位ノードの振動周波数に集積デバイス（１６）を同調（３１０）させることと、
前記構造要素の前記実質的に最大の振動変位ノードに前記集積デバイスを結合することと
を包含することとを有し、
前記集積デバイス（１６）は振動エネルギーを有する構造要素（１４）を有する一次領域内に位置決めされ、前記振動エネルギーは、乗物特徴の形状もしくは配置によって引き起こされる乱気流、またはエンジンによって発生させられる気流により、前記構造要素において誘発され、前記気流は前記乗物の表面に衝突し、前記方法はさらに、
振動エネルギーを有する二次構造要素（４０４）を有する二次領域を識別することであって、前記二次領域は前記一次領域に構造的に結合され、かつ前記一次領域から振動エネルギーを受け取る、識別することと、
追加の集積デバイスを、前記二次構造要素の実質的に最大の振動変位ノードに結合することとを含む、方法。
【請求項６】
振動エネルギー集積に適した構造要素（１４）を識別することは、
顕著な振動エネルギーを有すると疑われる、乗物の領域を識別（３０２）することと、
前記領域内で構造要素を識別することであって、前記構造要素は振動エネルギーを有する、識別（３０４）することと
を包含する、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記顕著な振動エネルギーを有すると疑われる、前記乗物の領域を識別（３０２）することは、
前記乗物のモデル上で計算流体力学解析を行うことと、
前記乗物の表面に衝突する強い気流または乱気流の領域を特定することと
を包含する、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
実質的に最大の振動変位ノードを識別することは、
飛行テストからのデータを利用して前記乗物のコンピュータモデル上で有限要素解析を行う（５０６）ことと、
前記有限要素解析の結果から前記実質的に最大の振動変位の場所を決定する（３０６）ことと、
を包含する、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記集積デバイス（１６）は圧電性デバイス（６３０）を含み、
前記集積デバイスを同調させることは、前記集積デバイスの共振周波数が前記実質的に最大の振動変位ノードの前記振動周波数とほぼ整合するまで前記圧電性デバイスの幾何形状を改変することを包含する、請求項５に記載の方法。
【請求項１０】
請求項１に記載の装置であって、該装置は、航空機（８００、９００）上の翼胴接合領域（８０４）に隣接し前記翼胴接合領域（８０４）を概ね囲む領域に位置決めされた翼胴フェアリングパネル（Ａ０１−Ａ０５，９０１，１１０８）から振動エネルギーを集積するシステム（１２）の一部であって、該装置は、
前記翼胴フェアリングパネルの実質的に最大の振動変位ノードにおいて前記翼胴フェアリングパネル上に配置された圧電性デバイス（６３０）
を備え、
前記翼胴フェアリングパネルの前記実質的に最大の振動変位ノードは、コンピュータモデルを構築し、飛行中テストから得られた飛行中データを取得し、前記コンピュータモデルと前記飛行中テストデータとを有限要素解析プログラムに提供することによって決定される、装置。
【請求項１１】
前記圧電性デバイス（６３０）の共振周波数は前記翼胴フェアリングパネル（Ａ０１−Ａ０５，９０１，１１０８）の前記実質的に最大の振動変位ノードの共振周波数に整合し、前記整合は前記圧電性デバイスの厚さ、幾何形状、および装着方法の適切な選択によって達成される、請求項１０に記載の装置。
【請求項１２】
翼胴フェアリング支持構造（１２０２、１２２０）内で構造要素上（１４）に配置された第２の圧電性デバイス（６３０）
をさらに備え、前記翼胴フェアリング支持構造は前記翼胴フェアリングパネル（Ａ０１−Ａ０５，９０１，１１０８）を航空機外板（１１１０、１２２４）に結合する、請求項１０または１１に記載の装置。
【請求項１３】
ストリンガ（１３１０）とフレーム（１３１２）とに配置された圧電性デバイス（６３０）をさらに備え、前記ストリンガと前記フレームとは前記翼胴フェアリングパネル（Ａ０１−Ａ０５，９０１，１１０８）の前記領域近くで前記航空機（８００，９００）内に位置決めされる、請求項１０から１２のいずれか一項に記載の装置。
【請求項１４】
前記圧電性デバイス（６３０）は飛行中の前記圧電性デバイスの場所の温度に基づいて動作温度の点で最適化される、請求項１０から１３のいずれか一項に記載の装置。
【請求項１５】
電圧または振動周波数の特性の変化を調べることによって前記圧電性デバイス（６３０）の健全性をモニタリングする高インピーダンスプローブ
をさらに備える、請求項１０から１４のいずれか一項に記載の装置。
【請求項１６】
前記乗物の二次領域における第２の構造要素に結合された第２の振動エネルギーハーベスタをさらに備え、該二次領域が前記一次領域と構造的に結合しておりかつ前記一次領域から振動エネルギーを受ける、請求項４に記載の装置。
【請求項１７】
第１の構造要素が翼胴フェアリングを備え、第２の構造要素が翼胴フェアリングサポートフレームを備える、請求項１６に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は概して乗物の構造要素に由来する振動エネルギーを集積することに関し、さらに詳細には、航空機などの乗物内の構造要素上での振動エネルギー集積要素デバイスの配置と構成とを決定することに関する。
【背景技術】
【０００２】
燃料効率は航空機などの乗物に関する重要な考慮事項である。エンジンの設計、乗物本体の設計、材料の選択、および他の局面が燃料効率を考慮して選ばれるが、燃料効率を改善するメカニズムやエネルギー源が絶えず求められる。
【０００３】
航空機においては、速い乗物速度、エンジンまたは他の機械によって引き起こされる激しい機械的妨害、および他の影響や他の構造が、航空機内の様々な構造要素全体にわたって多量の振動エネルギーを発生させる。乗物の様々な部分において引き起こされる振動や騒音を減少させようとして多くのシステムやデバイスが開発された。システムは様々な手段を通じて（例えば、特定の材料の使用によって、または機械的な手段を通じて）振動を減少させようとする。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
乗物に存在する少なくとも一部の振動エネルギーを再捕獲して搭載のシステムで使用するための電気エネルギーに変換することは有益である。従って、乗物内／乗物上の様々な構造要素に由来する振動エネルギーを集積するためのシステムや方法が提供される。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本開示によって企図される実施形態は概して、個々の振動エネルギー集積デバイスまたはこうしたデバイスの一団を乗物の振動する適切な構造要素に結合することを包含する。本開示の教示は様々な異なる種類の乗物に適用してもよく、様々な異なる種類の乗物とは、航空機、宇宙船、または地上の乗物を含むが、それらには限定されない。
【０００６】
振動する適切な構造要素を含む例示的な領域は以下でさらに詳細に記載されるが、一般的には、強い空力学的気流によって衝突される特定の領域、例えば、衝撃セル騒音によって衝突される、航空機の翼の後側の領域にわたって気流を平滑化するフェアリングパネルを含む。
【０００７】
エネルギーは「一次」構造から集積されてもよく、一次構造においては、それらの構造に衝突した影響、またはそれらの構造の近くに衝突した影響によって振動が発生させられる。例えば、フェアリングパネルは乱流境界層によって囲まれることにより振動する可能性がある。エネルギーは「二次」構造から集積される可能性もあり、二次構造は、こうした一次構造の下流に位置決めされ、こうした一次構造からエネルギーを受け取るものである。例えば、ケージ状の構造から成ってもよい、フェアリングパネルを支持するフレームが、フェアリングパネルに機械的に結合されてもよく、それにより、フェアリングパネルから流れる振動エネルギーの大部分を受け取る可能性がある。本開示の実施形態は、こうした二次構造に由来するエネルギーを集積することを企図し、こうした二次構造の識別方法も企図する。
【０００８】
集積デバイスの配置場所を注意深く選ぶことによって利益を得ることが出来る。有限要素解析などの解析方法が構造の特定の振動特性を決定するために使用されてもよい。こうした特性は、通常の振動様式、最大振動変位の場所、および通常の振動様式の振動周波数を含み得る。他の解析方法もまた振動特性を決定するために使用されてもよい。
【０００９】
構造要素の振動特性によって規定される１つ以上の周波数に集積デバイスを同調させることによって、さらなる利益を得る可能性がある。一局面において、集積されるエネルギーを最大化することを助けるために集積デバイスが取り付けられる構造要素の１つ以上の共振周波数に集積要素を同調させることが有益であり得る。
【００１０】
さらに別の局面において、搭載／内部のシステムと共に使用するのにさらに適切な形態に集積デバイスによって生成される電気信号を変換するための集積用回路を提供することがさらに有益であり得る。こうした回路は一般的には低電圧ＤＣ出力に高電圧ＡＣ出力を変換する信号処理回路を備え、集積されたエネルギーを格納または利用するための回路を含むことが出来る。
【００１１】
本開示で提供される例示的な実施形態において、上記の方法とシステムとの使用は航空機に関して記載される。さらに詳細には、付属の実施形態において、航空機上の翼胴フェアリングパネルと周囲の構造とは、集積可能な変位および／または振動のエネルギーを供給する。翼胴フェアリングパネル周囲の領域は事実上全ての飛行段階を通して非常に高いレベルの振動を経験する。一実施形態において、照明、コーヒーメーカ、調理室のオーブン、および搭載の電気器具などの搭載の航空機システムのための電力を飛行全体を通して補い、減少させ、または交換し得るこれらのパネルからエネルギーが引き出される。
【００１２】
一実施形態において、振動エネルギーを有する乗物の構造要素から振動エネルギーを集積するためのシステムが開示される。システムは振動エネルギーハーベスタを備え、振動エネルギーハーベスタは、構造要素上のある場所に結合され、構造要素の振動の１つ以上の周波数に同調させられる。好適には、振動エネルギーハーベスタは構造要素の最大振動変位ノードに位置決めされるか、またはその近くに位置決めされる。
【００１３】
別の実施形態において、乗物から振動エネルギーを集積する方法が開示される。方法は、振動エネルギーの集積に適した構造要素を識別することと、前記構造要素の場所を識別することと、構造要素の振動の周波数に集積デバイスを同調させることと、前記構造要素の前記場所に前記集積デバイスを結合することとを包含する。好適には、前記場所は前記要素の最大振動変位ノードである。
【００１４】
さらに別の実施形態において、航空機上の振動エネルギーを集積するためのシステムが開示される。システムは翼胴フェアリングパネルを備え、翼胴フェアリングパネルは、翼胴接合領域に隣接した領域に位置決めされ、翼胴接合領域を概ね囲み、圧電性デバイスが概ね前記パネルの最大振動変位ノードにおいて前記翼胴フェアリングパネル上に配置され、前記最大振動変位ノードは、コンピュータモデルを構築し、飛行中テストから得られるデータを取得し、前記のコンピュータモデルと飛行中テストデータとを有限要素解析プログラムに提供することによって決定される。
【００１５】
さらに別の実施形態において、翼胴フェアリングパネルから振動エネルギーを集積するための方法が開示される。方法は、翼胴フェアリングパネルを利用して航空機の飛行中に翼胴フェアリングパネルの最大振動変位ノードを識別することと、翼胴フェアリングパネルの１つ以上の共振周波数に前記振動エネルギー集積デバイスを同調させることと、翼胴フェアリングパネルの前記最大振動変位ノードに圧電性デバイスを結合することとを包含する。
【００１６】
考察された特徴、機能、および利点が本明細書において開示される様々な実施形態において独立して達成されることが出来るか、またはさらに他の実施形態と組み合わされてもよく、それらのさらなる詳細は以下の記載や図面を参照して理解することが出来る。本明細書において開示される実施形態の他の特徴や利点が図面を参照して以下の詳細な説明において述べられる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】乗物上の振動する構造からエネルギーを集積するためのシステムを描く構成図である。
【図２】振動エネルギーを集積するためのシステムを利用する乗物上の１つ以上の装置の例の図である。
【図３】乗物から振動エネルギーを集積するための方法のステップを例示する。
【図４】エネルギーを集積する「二次」構造を決定するための方法のステップの図である。
【図５】ハーベスタの最適な配置を決定するための方法のステップの図である。
【図６】例示的なハーベスタを例示する。
【図７】乗物からエネルギーを集積する際に使用するための例示的な集積用回路の図である。
【図８】エネルギーを集積するのに適した例示的な航空機の図であり、翼胴フェアリングパネルを示す。
【図９】エネルギーを集積するのに適したいくつかの翼胴フェアリングパネルを含む航空機の翼胴フェアリング領域の図である。
【図１０Ａ】図９に描かれた翼胴パネルに関して時間に対する振動の加速度を示すグラフである。
【図１０Ｂ】図９に描かれた翼胴パネルに関して時間に対する振動の加速度を示すグラフである。
【図１０Ｃ】図９に描かれた翼胴パネルに関して時間に対する振動の加速度を示すグラフである。
【図１０Ｄ】図９に描かれた翼胴パネルに関して時間に対する振動の加速度を示すグラフである。
【図１０Ｅ】図９に描かれた翼胴パネルに関して時間に対する振動の加速度を示すグラフである。
【図１１】翼胴フェアリングパネルに適用されるような、エネルギーを集積する「二次」構造を決定するための方法の略図である。
【図１２】図９に描かれた領域における翼胴サポートの図である。
【図１３Ａ】翼胴フェアリングパネルの領域における航空機の内部の図であり、振動エネルギー集積に適したストリンガとフレームとを示す。
【図１３Ｂ】図１３Ａに示されたいくつかのストリンガとフレームとの図である。
【図１４】図９に描かれた航空機の領域における、エネルギーを集積するのに適したいくつかの翼胴フェアリングパネルの図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
以下で図面に対して参照が行われる。図面においては、異なる図面における同様な要素は同じ参照符号を有する。
【００１９】
以下の開示は様々な種類の乗物上の構造要素から振動エネルギーを集積するためのシステムと方法とを記載する。航空機、さらに詳細には航空機の翼胴フェアリングパネルから振動エネルギーを集積するために、本明細書において開示されたシステムと方法とを利用する例が提供される。以下で提供される開示は航空機に関してこれらのシステムや方法を述べるが、これらのシステムや方法は、地上乗物、宇宙乗物、海洋乗物を含む多数の乗物だけでなく、他の適切な非乗物構造に適用可能であり得、航空機上での用途に限定するように解釈されるべきではないことが理解されるべきである。
【００２０】
特定の具体的な詳細が様々な実施形態の完全な理解のために以下の記載や図１〜図１４において述べられる。周知の構造、システム、および方法は様々な実施形態の記載を不必要に曖昧にすることを避けるために以下では詳細には示されたり記載されたりしない。さらに、当業者はさらなる実施形態が以下で記載される詳細のうちのいくつかを伴うことなく実施されてもよいことを理解する。
【００２１】
ここで図１を参照すると、乗物の振動する構造要素から振動エネルギーを集積するための例示的なシステム１２の構成図が描かれる。システム１２は概して特定の周波数で振動し得る、乗物の振動する構造要素１４を備える。ハーベスタ（本明細書においては「集積デバイス」とも呼ばれる）１６は構造要素１４に結合され、構造要素１４の振動に応答する未加工電気信号を作り出す。集積用回路１８はハーベスタ１６に結合され、電気機器２０を駆動するためにさらに有用な形態にハーベスタ１６からの未加工信号を変換し、電気機器２０は集積用回路１８に結合される。乗物２２はバッテリ２０に結合され、バッテリ２０によって電力を供給されてもよい。一部の乗物システム２２は介在するバッテリ２０を伴うことなく集積用回路１８に結合されてもよい。
【００２２】
ここで図２を参照すると、異なる場所で振動エネルギー集積システム１２を利用する１つ以上の装置を有する航空機の図が示される。エネルギー集積システム１２は航空機１０の様々な構造要素に存在する振動エネルギーを航空機に搭載の装置２２で使用するための電気エネルギーに変換することが出来る。
【００２３】
ここで図３を参照すると、振動エネルギー集積システムを設置する方法がここで記載される。システムと方法とは乗物の特定の構造要素に振動エネルギー集積デバイスを結合することと、振動するデバイスが結合される場所から振動エネルギーを集積することとを企図する。集積デバイスは最大振動エネルギーを作り出す構造要素上の場所に装着されることが好ましい。
【００２４】
ステップ３０２において、振動エネルギーを集積するための、乗物の領域が特定される。一部のこうした領域は「一次」構造要素を有し、一次構造要素において、それらの構造要素に直接衝突した影響またはそれらの構造要素の近くに衝突した影響によって振動が発生させられる。「一次」構造要素を含む領域は本明細書において「一次」領域と呼ばれる。他の領域は「一次」構造要素から振動エネルギーを受け取る「二次」構造要素を有する。こうした領域は本明細書において「二次」領域と呼ばれる。
【００２５】
「一次」構造要素を有する領域は、航空機上の翼胴フェアリングパネルなどのフェアリングパネルと、衝撃セル騒音が直接衝突する、航空機の翼の後側の、機体上の領域と、強い気流または乱気流を経験する、乗物の他の領域とを含んでもよい。振動エネルギーを集積するのに適切な他の領域は、エンジンなどの機械に近い領域を含んでもよいが、それには限定されない。
【００２６】
ある領域で高い振動エネルギーを発生させる２つのメカニズムは、乗物特徴の形状や配置によって引き起こされる、特定の位置における乱気流と、エンジンなどの機械によって乗物の特定の場所上で発生させられた気流による衝突とを含む。乱気流は乱流境界層を経験する領域を含む可能性がある。発生させられた気流によって衝突される領域は、エンジンからの気流が乗物本体に衝突する、乗物上の特定の場所を含む可能性がある。例えば、航空機において、エンジンからの衝撃セル騒音が航空機の機体上の場所に直接衝突し、かなりの振動エネルギーを発生される可能性がある。
【００２７】
強い気流または乱気流の一部の領域が計算流体力学を使用して決定されてもよく、計算流体力学は一般的には本体周りの流体流を数学的に決定するシステムである。乗物動作からのテストデータは計算流体力学の結果、または他の解析方法によって提供される、経験に基づく推測を検証するために利用されることが出来る。計算流体力学に関するさらなる情報は以下の文書「Ｆｕｎｄａｍｅｎｔａｌｓ  ｏｆ  Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ  Ｆｌｕｉｄ  Ｄｙｎａｍｉｃｓ」、Ｌｏｍａｘ、Ｈａｒｖａｒｄ、ｅｔ  ａｌ．、ＮＡＳＡ  Ａｍｅｓ  Ｒｅｓｅａｒｃｈ  Ｃｅｎｔｅｒ、Ｚｉｎｇｇ、Ｄａｖｉｄ、Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ  ｏｆ  Ｔｏｒｏｎｔｏ  Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ  ｆｏｒ  Ａｅｒｏｓｐａｃｅ  Ｓｔｕｄｉｅｓ、１９９９年８月２６日において見つけることが出来る。たくさんの振動エネルギーを有する「二次」領域は、振動する構造要素を有すると分かった領域における「一次」構造要素からの振動エネルギー流の経路を追跡することによって特定されることが出来る。これは多くの方法で行うことが出来る。例えば、統計的エネルギー解析（「ＳＥＡ」）は別個の「サブシステム」間の振動エネルギーの移動を決定するための方法の組であり、振動エネルギー流の経路を追跡するために使用されてもよい。本明細書に関して、ＳＥＡは既知の振動エネルギー源に結合された他の場所まで既知の振動エネルギー源から離れる振動エネルギーの移動が存在するか否かを決定するために使用されることが好ましい。振動エネルギーは、構造要素の振動により、それらの構造要素に存在するエネルギーである。ＳＥＡの精度は解析される物理システムとサブシステムと構造との正確なモデルを提供することを含む多くの要因に依存する。ＳＥＡはまた顕著なエネルギーを受け取ると疑われる領域を検証するために使用することが出来、その領域はさらなる解析やテストでさらに検証することが出来る。統計的エネルギー解析に関するさらなる情報は以下の文書Ｓａｒｒａｄｊ、Ｅｎｎｅｓ、「Ｅｎｅｒｇｙ−ｂａｓｅｄ  ｖｉｂｒｏａｃｏｕｓｔｉｃｓ：ＳＥＡ  ａｎｄ  ｂｅｙｏｎｄ、」Ｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ  ｆｕｒ  Ａｋｕｓｔｉｋｆｏｒｓｃｈｕｎｇ  Ｄｒｅｓｄｅｎ  ｍｂＨ、Ｄ−０１０９９、ドイツＤｒｅｓｄｅｎで見つけることが出来る。
【００２８】
「二次」領域の識別に関するさらなる情報は図４を参照して以下で考察される。
【００２９】
ステップ３０４において、振動する特定の構造要素が識別される。こうした要素は、乗物の、外板パネル、ストリンガ、フレーム要素、他の梁状もしくは膜状の要素、または振動エネルギーが集積されることが出来るその他の要素を含むことが出来る。これらの要素は膜状または梁状の要素を含むことが出来、膜状または梁状の要素の通常の振動様式が解析されることが出来る。
【００３０】
ステップ３０６において、かなりの量の振動エネルギーを有すると決定された特定の構造要素が振動エネルギー集積デバイスの最適な配置を決定するために解析される。最適な配置場所は最大振動変位ノードを含み、最大振動変位ノードは最大の振幅で振動する構造要素上の場所である。
【００３１】
異なる構造は違った振動様式を有し、違った振動様式のそれぞれが、構造の物理的な励振に異なるように依存して活性化させられてもよい。従って、航空機に対するテスト飛行データなどの乗物動作データ、または他の種類の乗物に対する他の動作データだけでなく、他の種類のデータが使用されて、どのような力が、乗物の異なる構造要素を物理的に励振するために、それらの構造要素に加えられたかを決定してもよい。加速度計や（ニュージャージー州ＬｅｏｎｉａのＫｕｌｉｔｅ  Ｓｅｍｉｃｏｎｄｕｃｔｏｒ  Ｐｒｏｄｕｃｔｓ，Ｉｎｃ．から入手可能な高強度マイクなどの）マイクなどの器具が乗物上の異なる場所で経験する物理的励振に関するデータを集めるために使用されることが出来る。
【００３２】
最適なエネルギー集積のために、ハーベスタは、ハーベスタが装着される構造要素の最大振動変位ノードに位置決めされることが好ましい。「最大振動変位ノード」という用語は、最大たわみを経験する構造要素の場所を指す。ハーベスタはこの場所で正確に位置決めされる必要はなく、エネルギーは最大たわみの正確な地点の近くの場所で捕捉されてもよい。構造要素の任意の場所にハーベスタを位置決めすることも可能である。これは、例えば、ハーベスタが構造要素の最大振動変位のノードに既に位置決めされ、さらなるハーベスタの使用を通じてその構造要素からさらなるエネルギーを集積することが望ましい場合には望ましい可能性がある。
【００３３】
ハーベスタの最適な配置を決定する１つの方法は有限要素解析の助けを借りることである。有限要素解析（「ＦＥＭ」解析）は時の経過に伴う物理的構造のコンピュータモデルの展開を決定するように物理的構造のコンピュータモデルが解析されるコンピュータ化された処理として通常実装される方法の組である。有限要素解析は所与の組の励振力に基づいて構造要素の結合されたシステムの振動特性を決定するために使用されてもよい。
【００３４】
有限要素解析は、どのようにモデルの要素が励振されるかを記載する入力と共に、これから分析される構造の有限要素モデルを必要とする。コンピュータ化された処理は時の経過に伴う物理システムの展開の視覚化を提供し、様々な要素の変形や振動特性などのデータを提供することが出来る。提供される視覚化および／またはデータは最適な配置を決定するために対象構造の振動特性を決定するのを助けることが出来る。有限解析法によって決定される他の特性は、様々な自然の振動様式のリストと、最大振動変位を示す１つ以上の振動様式の識別と、各構造の様々な振動様式の振動周波数を決定することとを含むことが出来る。ＦＥＭ解析からの結果はモデルの品質と提供される入力データとに依存することを留意されたい。有限要素解析に関するさらなる情報は、以下の文書Ｒｏｙｌａｎｃｅ、Ｄａｖｉｄ、「Ｆｉｎｉｔｅ  Ｅｌｅｍｅｎｔ  Ａｎａｌｙｓｉｓ」、Ｄｅｐａｒｔｍｅｎｔ  ｏｆ  Ｍａｔｅｒｉａｌｓ  Ｓｃｉｅｎｃｅ  ａｎｄ  Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，  Ｍａｓｓａｃｈｕｓｅｔｔｓ  Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ  ｏｆ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ、２００１年２月２８日；Ｄｏｙｌｅ、Ｊａｍｅｓ、「Ｍｏｄｅｒｎ  Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ  Ｓｔｒｅｓｓ  Ａｎａｌｙｓｉｓ：  ｃｏｍｐｌｅｔｉｎｇ  ｔｈｅ  ｓｏｌｕｔｉｏｎ  ｏｆ  ｐａｒｔｉａｌｌｙ  ｓｐｅｃｉｆｉｅｄ  ｐｒｏｂｌｅｍｓ」、２００４年、第１章、：「Ｆｉｎｉｔｅ  Ｅｌｅｍｅｎｔ  Ｍｅｔｈｏｄｓ」に見つけることが出来る。
【００３５】
最適なハーベスタ配置を決定するために有限要素解析を利用する処理は図５に関して以下で記載される。
【００３６】
ステップ３０８において、振動エネルギーが集積される構造要素の振動特性を決定した後で、集積デバイスの種類が適切に選ばれるべきである。振動エネルギーを電気エネルギーに変換する公知のデバイスは一般的には、エネルギー変換の３つの方法、すなわち、電磁変換と静電変換と圧電変換とのうちの１つを利用する。これらのメカニズムを利用する異なる振動エネルギー集積デバイス、例えば、圧電性デバイス、振動依存可変コンデンサ、静電エネルギーハーベスタ、および電磁振動エネルギー集積デバイスが可能である。このシステムは開示された特定の構造またはメカニズムの使用に限定されないことが理解されるべきであり、集積デバイスの重要な特性は単に振動エネルギーを電気エネルギーに変換することが出来ることである。集積デバイスに関するさらなる情報は以下の文書Ｓｈｅｎ、Ｄｏｎｇａ、「Ｐｉｅｚｏｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｅｎｅｒｇｙ  Ｈａｒｖｅｓｔｉｎｇ  Ｄｅｖｉｃｅｓ  Ｆｏｒ  Ｌｏｗ  Ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ  Ｖｉｂｒａｔｉｏｎ  Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ」、ＰｈＤ  Ｄｉｓｓｅｒｔａｔｉｏｎ、Ａｕｂｕｒｎ  Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ、Ａｕｂｕｒｎ  Ａｌａｂａｍａ、２００９年５月９日に見つけることが出来る。「集積デバイス」という用語は、単一のデバイス、またはこうしたデバイスの一団もしくは集団を指してもよい。
【００３７】
ステップ３１０において、ある種の集積デバイスが選ばれると、集積デバイスは、デバイスが取り付けられる場所に対応する振動周波数に同調されるのが好ましい。これがデバイスからの最大エネルギー集積を確実にする。同調は単に特定の集積デバイスに対する適切な幾何形状や他の特性の選択を含んでもよい。同調は集積デバイスが取り付けられる地点からの振動エネルギー集積を最適化するために、選んだ集積デバイスを変更することを含んでもよい。
【００３８】
片持ち梁式圧電性デバイスを同調周波数に同調させるために、圧電性デバイスの１つ以上の共振周波数が所望の同調周波数と整合するまで、圧電性デバイスの幾何形状は様々な方法で変更されることが出来る。片持ち梁式圧電性デバイスに関して、幅、長さ、厚さ、材料を調節すること、または梁の端に重りを追加することによって、同調は行うことが出来る。片持ち梁式圧電性デバイスは動作温度に基づいて同調されることも出来る。
【００３９】
動作温度に対して同調させるために、動作条件における圧電性デバイスの配置場所の温度が決定される。これは、テスト飛行の間に温度を直接測定することによって、または有限要素解析を含む他の方法を通じて行うことが出来る。一実施形態において、動作温度が決定されると、動作温度におけるデバイスの共振周波数が、デバイスが取り付けられる構造要素の振動周波数と整合するように、デバイスは同調させられるべきである。一実施形態において、特定の構造要素が０℃において飛行中１５０Ｈｚで振動すると分かっている場合には、０℃における片持ち梁式圧電性デバイスの共振周波数が１５０Ｈｚであるように、片持ち梁式圧電性デバイスは同調させられてもよい。
【００４０】
ステップ３１２において、好適には、適切な集積用回路が集積デバイスに結合される。この回路は乗物に搭載のシステムに電力を供給するのにより適切なものに集積デバイスから未加工電気信号を変換するように働く。
【００４１】
図４を参照すると、「二次」領域における「二次」構造要素に対する顕著なエネルギー流の経路を識別するさらなる方法が開示される。一実施形態において、一次構造に構造的に結合されることにより、かなりの振動エネルギーを受け取る可能性がある目的領域が識別される。振動エネルギーは主に空中経路または構造中経路のいずれかを介して伝達されてもよい。構造中経路伝達は一般的には空中経路伝達よりもかなり多くのエネルギーレベルを伝えるので、これら２つのメカニズムを区別することが有益である。
【００４２】
続けて図４を参照すると、加速度計が構造中経路と空中経路とを区別するために一次構造と目的領域における二次構造とに配置されることが出来る４０２。一実施形態において、マイクが一次構造と二次構造との間に介在する空間内のいずれかの場所に配置されることが出来る４０４。一次構造と二次構造とは次にテスト飛行またはテスト乗物動作などのテスト条件にさらされる４０６。加速度計およびマイクからのデータが集められて解析される４０８。一代替案において、加速度計からのデータが同様であることが分かった場合には、一次構造と二次構造とが同様に振動し、構造中の振動エネルギー伝達が存在する。さらに別の代替案において、マイクは一次構造上の加速度計と共に追跡するが、二次構造上の加速度計と共には追跡しないので、振動エネルギー伝達は構造中ではなく、空中である。
【００４３】
図５を参照すると、構造要素上のハーベスタの配置場所の決定のためにＦＥＭ解析を利用するプロセスが開示される。ステップ５０２において、テストデータ、計算流体力学から決定されたデータ、または他の励振データが提供される。ステップ５０４において、解析される構造の幾何形状に基づいてモデルが構築され、ステップ５０２から励振入力を提供される。ＦＥＭ解析がステップ５０６において適用され、上記の通り、システムの振動特性を決定する。ステップ５０８において、ＦＥＭ解析の結果が物理励振データなどの既知のデータと比較され、分岐５１０において、ＦＥＭ解析の結果が満足ではない場合には、さらなる飛行テストデータがＦＥＭモデルを精緻化するのを助けるために使用されてもよい。こうした既知のデータは、ＦＥＭ解析の結果が満足であると分かる場合には、どのようなデータであってもよく、ハーベスタがこの解析によって決定された場所に配置されてもよい。
【００４４】
有限要素解析は最適なハーベスタの場所を決定するための唯一の方法である必要はない。手動での厳密な調査などの他の方法がテスト飛行条件中に可能である。
【００４５】
図６を参照すると、翼胴フェアリングからエネルギーを集積するための例示的な圧電性デバイス６３０が開示される。デバイスは表面６３２に取り付けられて示され、表面６３２は、振動する時には、圧電性デバイス６３０に機械エネルギーを提供し、圧電性デバイス６３０は集積するために機械エネルギーを電気エネルギーに変換する。片持ち梁６３１は共振振動周波数を有し、共振振動周波数は梁６３１の幾何形状を変えることによって変更することが出来る。振動にさらされた時に、デバイス６３０は高周波数高電圧電気信号を作り出す。
【００４６】
図７を参照すると、圧電性デバイス３０のための例示的な集積回路が開示される。圧電性発電器４５０は、片持ち梁式圧電性デバイスであってもよく、直列の、電圧源、コンデンサ、および抵抗器として、この図面でモデル化され、圧電性発電器４５０は圧電性デバイス３０が装着される表面の振動からエネルギーを取り出し、集積用回路に高周波数ＡＣ信号を提供する。整流器４５２はＡＣ信号を整流する。コンデンサ４５４は整流器４５２からの信号を平滑化する。ＤＣ−ＤＣコンバータ４５６は整流器４５２とコンデンサ４５４とからの高電圧ＤＣ信号出力をかなり低い電圧のＤＣ信号に変換し、かなり低い電圧のＤＣ信号が電気機器４５８を駆動するために使用されることが出来る。電気機器４５８はバッテリまたは乗物システムであってもよい。
【００４７】
回路の健全性をモニタリングする目的で、電圧ポテンシャルまたは振動周波数特性のいずれかの変化が存在するかを決定するために、高インピーダンスプローブが提供されることが出来る。こうした特性が他の圧電性デバイスの特性と異なる場合には、これは、デバイスが最早健全ではないという適切な指標であり得る。
【００４８】
適切な集積用回路に接続されると、ステップ３１４において、集積システムによって提供されるエネルギーは様々な搭載システムに電力を供給するために使用されることが出来るか、またはバッテリを充電するために使用されることが出来る。
【００４９】
上で提供された方法は最適な場所の選択と最適なハーベスタの構成とを可能にする。どのような乗物上でのハーベスタの利用も、ハーベスタの経済的費用、必要とされる配線の複雑さ、および他の実務的な影響によって制限される可能性があることが理解されるべきである。最適な場所や構成の選択が、費用を削減してさらなるエネルギーが集積されるのを可能にする。従って、利用されるハーベスタの数によって決定される、集積されるエネルギー量と、経済的な費用や全体的な設計に関する複雑さとの間でバランスを取ることが出来る。
【００５０】
上記のシステムや方法の例がここで提供される。この特定の例は航空機の翼胴フェアリングパネルから振動エネルギーを集積するために片持ち梁式圧電性デバイスを利用する。翼胴フェアリングパネルの具体的な特性だけでなく、配置場所や、集積デバイスの配置技術も記載される。提供される例は上記の方法やシステムを例示することだけを意味し、限定として取られるべきではないことを留意されたい。エネルギー集積デバイスの種類や構成の変更、様々な振動特性に基づいた配置場所の変更、および他の変更などの、本開示に従った改変が企図される。さらに、上記の方法は、衝撃セル騒音によって衝突される、航空機の領域などの、顕著な振動エネルギーを有する航空機の他の構造、または乱気流を経験する他の領域を識別するために使用されることが出来る。
【００５１】
ここで図８を参照すると、航空機の翼８０６と機体８０８との間の接合領域８０４を覆う翼胴フェアリング領域８０２を有する航空機８００が示される。この図には示されていないが、翼胴フェアリング領域８０２は、フレーム構造（図示せず）によって機体に取り付けられる様々な翼胴フェアリングパネルに分割される。翼胴フェアリングパネルは、別の方法では急激な表面遷移を有する領域、例えば、翼８０６と機体８０８との間の気流を平滑化する。急激な表面遷移は抵抗の増加をもたらすものである。
【００５２】
ここで図９および図１０Ａ〜図１０Ｅを参照すると、例示的な翼胴フェアリングパネルＡ０１〜Ａ０５は商業用旅客航空機上で使用されてもよい。パネルＡ０１〜Ａ０５から収集されたテスト飛行データを示すグラフが図１０Ａ〜図１０Ｅでそれぞれ提供される。グラフはテスト飛行時間に対するＧで振動加速度を描く。「Ｇ」は地球の重力加速度の倍数を示す。一般的には、これらの図全体を通して、全てのパネルが一定の非常に高い振動量を示すことが分かることが出来る。
【００５３】
図９に示された図は、翼胴フェアリングパネル９０１（「ＷＴＢＦ」または「ＷＴＢＦパネル」とも呼ばれる）が設置される航空機の一部分を描く。図９は翼の機尾であるパネルに限定される。しかしながら、開示される方法によるエネルギー集積はあらゆる翼胴フェアリングパネルにおいて行うことが出来ることを理解されたい。パネルＡ０１〜Ａ０５がこの図に示される。この図は航空機９００の左下側透視図であり、航空機９００の左側９０８と下側９１０とを示す。翼胴フェアリングパネルはひとまとめにして参照符号９０１で呼ばれる。
【００５４】
パネルＡ０１は翼９０２の上に直接位置決めされる。パネルＡ０２は翼９０２の下に直接位置決めされる。パネルＡ０３はパネルＡ０２に隣接して位置決めされるが、さらに航空機９００の下側９１０に向かって位置決めされる。パネルＡ０４はパネルＡ０１およびＡ０２とほぼ同じ高さに位置決めされ、それらのパネルに隣接するが、それらの部分と比較して、さらに航空機９００の後方に向かう。最後に、パネルＡ０５がパネルＡ０４に隣接して位置決めされ、さらに航空機９００の下側９１０に向かって位置決めされる。図９はまた翼胴フェアリングパネル（Ａ０１〜Ａ０５）と航空機の外板９０６との間の直接装着９０４の位置を示す。
【００５５】
図１０Ａ〜図１０Ｅの図は、図１０Ａ〜図１０Ｅおよび図９に示される通り、５つの異なるパネルに関する時間に対する振動加速度のグラフである。全ての図が２つの別々のテスト飛行に対するデータを描く。図のそれぞれにおける最小点１００２は、第１飛行からのデータ１００４を第２の飛行からのデータ１００６から分離する。
【００５６】
図１０Ａは部分Ａ０１に関して上で記載された図を描く。異なる高度での巡航を含む大部分の飛行段階の間、Ａ０１部分の振動が約７Ｇで測定される。パネルは約９５Ｈｚ〜約１４５Ｈｚで振動する。
【００５７】
図１０Ｂは部分Ａ０２に関して上で記載された図を描く。異なる高度での巡航を含む大部分の飛行段階の間、Ａ０２部分の振動が約２０Ｇと約５０Ｇとの間で測定される。このパネルが最も振動するが、振動加速度の変化も最も多い。パネルは約９５Ｈｚ〜約１４５Ｈｚで振動する。
【００５８】
図１０Ｃは部分Ａ０３に関して上で記載された図を描く。異なる高度での巡航を含む大部分の飛行段階の間、Ａ０３部分の振動が約１Ｇ〜約２Ｇで測定される。パネルは約４５Ｈｚ〜約９５Ｈｚで振動する。
【００５９】
図１０Ｄは部分Ａ０４に関して上で記載された図を描く。異なる高度での巡航を含む大部分の飛行段階の間、Ａ０４部分の振動が約３Ｇで測定される。パネルは約８３Ｈｚ〜約１３３Ｈｚで振動する。
【００６０】
図１０Ｅは部分Ａ０５に関して上で記載された図を描く。異なる高度での巡航を含む大部分の飛行段階の間、Ａ０５部分の振動が約１０Ｇで測定される。パネルは約６５Ｈｚ〜約１１５Ｈｚで振動する。
【００６１】
ＷＴＢＦパネルに結合されるさらなる構造はＷＴＢＦパネルから顕著な振動エネルギーを受け取る可能性がある。顕著なエネルギー流の場所を決定するために、振動エネルギー伝達の構造中経路が識別される。
【００６２】
図１１は翼胴フェアリングパネル近くの領域に図４に関して記載された方法を適用することを描く。図４は、振動エネルギーの「一次」供給源が見つかると、振動エネルギーの「二次」供給源を位置決めする方法を描く。記載された例において、翼胴フェアリングパネルは「一次」供給源と考えられ、この場合は翼胴フェアリングパネルに物理的に結合された構造である「二次」供給源が、集積されることが出来る顕著な振動エネルギーを有するか否かを決定するために解析される。図１１に関して記載された解析はエネルギーが構造中経路を通って「一次」供給源から流れるか否かを決定するためにマイクと加速度計とを利用する。構造中経路が存在する場合には、エネルギーが少なくともエネルギー伝達の構造中経路が導く場所で集積されることが出来る。
【００６３】
図１１はＷＴＢＦパネル１１０８と、航空機外板１１１０と、ＷＴＢＦパネル１１０８と航空機外板１１１０との間の空洞１１１２とを示す断面である。図４の方法はさらなるエネルギーが「二次」構造において集積されることが出来るか否かを決定するためにこの図に提示された構造に適用される。描かれた例に関して、「二次」構造は翼胴フェアリングパネルに物理的に結合されたあらゆる構造を含む。ここで、こうした構造は、翼胴フェアリング支持フレームと、翼胴フェアリング支持フレームに触れる航空機外板上の位置と、翼胴支持パネルの近くに位置決めされた、航空機内のストリンガおよびフレームとを含む。
【００６４】
ＷＴＢＦパネルから離れるエネルギー伝達の構造中経路が存在するか否かを決定するために、マイク１１０２がＷＴＢＦパネル１１０８と航空機外板１１１０との間の空洞１１１２内に配置されてもよい。加速度計１１０４はＷＴＢＦパネル１１０８上に配置され、加速度計１１０６は航空機外板１１１０上に配置されてもよい。
【００６５】
次に、この領域は加速度計１１０４、１１０６とマイク１１０２とから測定値を作り出すために実際の飛行条件、すなわちテスト条件にさらされる。これらの測定値は記録される。翼胴フェアリングパネル１１０８上の加速度計１１０４からの測定値が航空機外板１１１０上の加速度計１１０６から測定値と同様でない場合には、構造中経路のエネルギー伝達は存在しない可能性がある。しかしながら、加速度計１１０４および１１０６からの測定値が同様であり、マイク１１０２からの測定値が加速度計の測定値と異なる場合には、エネルギー伝達の構造中経路が存在する可能性がある。一般的に、２つの異なる計器からの測定値が、同様な回数、同様に増えたり減ったりする場合には、それらの測定値は「同様」であると言うことが出来る。
【００６６】
１つのテストにおいて、加速度計が互いに追跡されたことが分かったので、構造中経路のエネルギーが存在する可能性があることが分かった。これが意味することは、エネルギーが、直接的もしくは間接的にＷＴＢＦパネルに結合された、航空機の内側のストリンガとフレームとにおいて、またはＷＴＢＦパネルに構造的に結合された、航空機上の他の位置において、ＷＴＢＦパネルから下流で集積されることが出来る可能性があるということである。結果として、エネルギーはＷＴＢＦパネルの近くの以下の位置のいずれかで集積されることが出来る。
１）翼胴フェアリングパネル９０１に対する翼胴フェアリング支持構造１２０２上において。
２）翼胴フェアリング支持構造１２０２と機体との間の装着位置１２２８（図１２に示す）において。
３）ＷＴＢＦパネル９０１と機体９０６との間の直接装着９０４の位置において。
４）励振させられ、翼胴フェアリングパネル９０１において発生させられた振動エネルギーの直接下流にあるストリンガ１３１０とフレーム１３１２（図１３Ａ〜図１３Ｂに見られる）との上において。
【００６７】
これらの領域が図１２〜図１４に関して以下で考察される。
【００６８】
図５に関して上で記載された方法を使用して、ハーベスタに対して最適な配置場所が決定されてもよい。これらの方法は、最大振動変位の領域を特定するために、有限要素解析法、手動測定、または他の方法を利用することを含むことが出来る。圧電性デバイスの最適な配置が決定されると、圧電性デバイスはこれらのパネルのそれぞれの振動周波数に整合するように同調させられてもよい。次に、圧電性デバイスは決定された場所に装着されてもよい。
【００６９】
図１２を参照すると、航空機の翼胴フェアリング支持構造領域１２０２が示され、翼胴フェアリングパネル（図示せず）は取り外されている。図１２は左下側透視図で図９に示された航空機９００を描き、航空機９００の左側９０８と下側９１０とを示す。
【００７０】
様々なフレーム要素１２２２から成る翼胴フェアリング支持構造１２２０がＷＴＢＦパネルの真下でＷＴＢＦパネルを支持し、様々なフレーム要素１２２２は互いに結合されると共に機体（この図では示されず）内でストリンガおよびフレーム要素に結合される。翼胴フェアリング支持構造１２２０は翼胴フェアリング支持パネルに装着位置を提供し、機体の表面から変位された位置でそれらのパネルを支持する。翼胴フェアリングパネルはこの翼胴フェアリング支持構造１２２０に直接装着される。支持構造１２２０はストリンガおよびフレームを外板に装着するために使用されるリベットおよびボルトと同じものによって航空機外板１２２４に装着されてもよい。このように同じリベットを使用することは、７３７−ＮＧの航空機の内側のフレームとストリンガとに対する翼胴フェアリングパネルからの構造中エネルギー伝達に寄与すると考えられ、他の航空機でも同様である可能性がある。
【００７１】
支持構造１２２０上のハーベスタデバイス１２２６の例示的ないくつかの配置場所が図１２に示される。示された場所は例示であることと、図５に関して上で記載された方法の適切な適切がハーベスタデバイス１２２６の配置のための適切な場所を決定するために行われることが出来ることとを理解されたい。最適なエネルギー集積のための場所は、ＷＴＢＦ支持構造のフレーム要素が最大振動変位を有する場所である。これは、各フレームの第１の曲げモードの最大変位場所に対応するべきである。
【００７２】
図１３Ａと図１３Ｂとを参照すると、例示的な航空機内部が翼胴フェアリングパネル９０１近くの場所で示される。図１３Ａは図９における線１３Ａ−１３Ａから取られた、航空機９００の後側に向かって見ている透視図である。図１３Ｂは図１３Ａに示された点で描いた領域の上面図である。
【００７３】
ストリンガとフレームとが航空機外板に隣接して航空機の内側に位置決めされ、航空機を形作るように提供される。翼胴フェアリングパネル近くの領域に隣接したストリンガとフレームとは翼胴フェアリングパネルから離れる構造中経路から流れるエネルギーを集積するためのエネルギーハーベスタを含んでもよい。
【００７４】
エネルギーはこれらの場所にハーベスタデバイスを配置することによって機体１３１８の内側においてストリンガ１３１０とフレーム要素１３１２とから集積されることが出来る。ストリンガ１３１０上のハーベスタの例示的な配置は２つの異なるフレーム要素１３１２間のほぼ中間として示される。フレーム要素１３１２上のハーベスタの例示的な配置はフレーム要素１３１２とストリンガ１３１０との間のほぼ交差領域で示される。しかしながら、ここでもやはり、上記の方法、特に図５に関して記載された方法の適切な適用が各ストリンガと各フレーム要素との最大変位の場所に対応する最適なハーベスタ配置を決定するために行われてもよいことを留意されたい。ここでもやはり、これらの場所は各ストリンガと各フレーム要素との第１の曲げモードの最大変位場所に対応する可能性があるか、または各ストリンガと各フレーム要素との第１のねじりモードに対応する可能性がある。
【００７５】
図１４を参照すると、図９に示された航空機９００の領域が左下側透視図で描かれる。航空機の下側９１０と左側９０８とが示される。航空機の下側と横側とで示され、飛行中に高い振動エネルギー量を有すると決定された翼胴フェアリングパネル１４０２、１４０４、１４０６、１４０８、１４１０、および１４１２が示される。ハーベスタは上記の方法を使用して適切な場所に配置される。具体的には、ハーベスタは最大エネルギーを捕捉するためにこれらのパネル上の最大変位位置で位置決めされる。図５に関して開示された上記の方法はこれらの決定を行うために使用されることが出来る。
【００７６】
本発明は様々な実施形態を参照して記載されてきたが、様々な変更が行われても良いことと、本発明の範囲を逸脱することなく、均等物が様々な実施形態の要素と置換されてもよいこととが当業者には理解される。さらに、本発明の実質的な範囲から逸脱することなく、本発明の教示に特定の状況を適合させるように多数の改変が行われてもよい。従って、本発明は本発明を実施するために企図された最良の形態として開示された特定の実施形態には限定されないことが意図される。
また、本願は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
振動エネルギーを有する乗物の構造要素から振動エネルギーを集積するための装置であって、前記装置は、
前記構造要素の実質的に最大の振動変位ノードに結合され、前記最大の振動変位ノードの振動周波数に同調させられる振動エネルギーハーベスタ
を備える、装置。
（態様２）
前記振動エネルギーハーベスタに結合された集積用回路であって、前記集積用回路は前記ハーベスタの未加工電気出力を搭載の電気システムでの使用により適した形態に変換する、集積用回路
をさらに備える、態様１に記載の装置。
（態様３）
前記振動エネルギーハーベスタは個々のエネルギー集積デバイスの一団を備える、態様１または態様２に記載の装置。
（態様４）
前記振動エネルギーハーベスタは振動エネルギーを有する構造要素を有する一次領域内に位置決めされ、前記振動エネルギーは、乗物特徴の形状もしくは配置によって引き起こされる乱気流、またはエンジンによって発生させられる気流により、前記構造要素において誘発され、前記気流は前記乗物の表面に衝突し、
前記乗物は二次領域を有し、前記二次領域は前記一次領域に構造的に結合され、前記一次領域から振動エネルギーを受け取り、
前記二次領域は前記二次領域内で顕著な振動エネルギーを有する構造要素に結合された振動エネルギーハーベスタを有する、態様１〜態様３のうちのいずれか一項に記載の装置。
（態様５）
前記最大振動変位ノードは一次領域内で構造要素上に位置決めされる、態様１〜態様４のうちのいずれか一項に記載の装置。
（態様６）
車両から振動エネルギーを集積する方法であって、前記方法は、
振動エネルギー集積に適した構造要素を識別することと、
前記構造要素の実質的に最大の振動変位ノードを識別することと、
前記実質的に最大の振動変位ノードの振動周波数に集積デバイスを同調させることと、
前記構造要素の前記実質的に最大の振動変位ノードに前記集積デバイスを結合することと
を包含する、方法。
（態様７）
振動エネルギー集積に適した構造要素を識別することは、
顕著な振動エネルギーを有すると疑われる、乗物の領域を識別することと、
前記領域内で構造要素を識別することであって、前記構造要素は振動エネルギーを有する、識別することと
を包含する、態様６に記載の方法。
（態様８）
前記顕著な振動エネルギーを有すると疑われる、前記乗物の領域を識別することは、
前記乗物のモデル上で計算流体力学解析を行うことと、
前記乗物の表面に衝突する強い気流または乱気流の領域を特定することと
を包含する、態様７に記載の方法。
（態様９）
実質的に最大の振動変位ノードを識別することは、
飛行テストからのデータを利用して前記乗物のコンピュータモデル上で有限要素解析を行うことと、
前記有限要素解析の結果から前記実質的に最大の振動変位の場所を決定することと、
を包含する、態様６に記載の方法。
（態様１０）
前記集積デバイスは圧電性デバイスを含み、
前記集積デバイスを同調させることは、前記集積デバイスの共振周波数が前記実質的に最大の振動変位ノードの前記振動周波数とほぼ整合するまで前記圧電性デバイスの幾何形状を改変することを包含する、態様６に記載の方法。
（態様１１）
振動エネルギーを有する二次構造要素を有する二次領域を識別することと、
前記二次構造要素の実質的に最大の振動変位ノードにさらなる集積デバイスを結合することと
をさらに包含する、態様６に記載の方法。
（態様１２）
振動エネルギー集積のための前記構造要素は翼胴フェアリングパネルである、態様１〜態様６のうちのいずれか一項に記載の方法または装置。
（態様１３）
航空機上の翼胴接合領域に隣接し前記翼胴接合領域を概ね囲む領域に位置決めされた翼胴フェアリングパネルから振動エネルギーを集積するシステムであって、前記システムは、
前記パネルの実質的に最大の振動変位ノードにおいて前記翼胴フェアリングパネル上に配置され、前記翼胴フェアリングパネルの前記実質的に最大の振動変位ノードの共振周波数に同調させられる圧電性デバイス
を備え、
前記実質的に最大の変位ノードは、コンピュータモデルを構築し、飛行中テストから得られた飛行中データを取得し、前記コンピュータモデルと前記飛行中テストデータとを有限要素解析プログラムに提供することによって決定される、システム。
（態様１４）
前記圧電性デバイスの前記共振周波数は前記パネルの前記実質的に最大の振動変位ノードの共振周波数に整合し、前記整合は前記圧電性デバイスの厚さ、幾何形状、および装着方法の適切な選択によって達成される、態様１３に記載のシステム。
（態様１５）
翼胴フェアリング支持構造内で構造要素上に配置された第２の圧電性デバイス
をさらに備え、前記翼胴フェアリング支持構造は前記翼胴フェアリングパネルを航空機外板に結合する、態様１３または態様１４に記載のシステム。
（態様１６）
ストリンガとフレームとに配置された圧電性デバイスをさらに備え、前記ストリンガと前記フレームとは前記翼胴フェアリングパネルの前記領域近くで前記航空機内に位置決めされる、態様１３〜態様１５のうちのいずれか一項に記載のシステム。
（態様１７）
前記圧電性デバイスは飛行中の前記圧電性デバイスの場所の温度に基づいて動作温度の点で最適化される、態様１３〜態様１６のうちのいずれか一項に記載のシステム。
（態様１８）
電圧または振動周波数の特性の変化を調べることによって前記圧電性デバイスの健全性をモニタリングする高インピーダンスプローブ
をさらに備える、態様１３〜態様１７のうちのいずれか一項に記載のシステム。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０Ａ】
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【図１０Ｂ】
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【図１０Ｃ】
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【図１０Ｄ】
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【図１０Ｅ】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３Ａ】
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【図１３Ｂ】
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【図１４】
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