(57)【要約】本発明は、特に航空機において、幾つかの電気サーボモータまたは駆動モータ（１４、１５）に、共通のパワーエレクトロニクスユニット（１０）から、冗長的に電力を供給する方法および装置について述べており、パワーエレクトロニクスユニット（１０，２０）は、多数の電子モータ制御ユニット（１１、１２）を含み、電気モータ（１４、１５）は、電子モータ制御ユニット（１１、１２）が完全に機能している場合に、標準の電力で運転される。本発明によれば、モータ制御ユニット（１１、１２）に部分的な障害が発生した場合、モータ（１４、１５）は、モータ制御ユニット（１１、１２）の利用可能な残留電力で運転される。本発明の好ましい実施形態に従って、順次または同時にモータを運転することができる。【選択図】図２ａ
2009519160.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機において、幾つかの電気サーボモータまたは駆動モータ（１４、１５；２４、２５）に、共通のパワーエレクトロニクスユニット（１０、２０）から、冗長的に電力を供給する方法であって、
前記パワーエレクトロニクスユニット（１０，２０）は、多数の電子モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）を含み、
前記電子モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）が完全に機能している場合に、前記電気モータ（１４、１５；２４、２５）を標準の電力で運転する方法において、
前記制御ユニット（１１、１２；２１、２２）に部分的な障害が発生した場合には、前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）の利用可能な残留電力で前記モータ（１４、１５；２４、２５）を運転する方法。
【請求項２】
前記モータ制御ユニット（１１、１２）はそれぞれ、前記モータが運転されるｘ相の一部を発生させ、前記モータ制御ユニット（１１、１２）に部分的な障害が発生した場合に、前記モータ制御ユニット（１１、１２）のまだ無傷の相で前記モータ（１４、１５）を運転する請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記モータ制御ユニット（１１、１２）、特に、２つのモータ制御ユニット（１１、１２）はそれぞれ、前記モータ（１４、１５）、特に、２つのモータ（１４、１５）が運転される前記相数ｘのうちの半分ｘ／２を発生させる請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記モータ制御ユニット（２１、２２）はそれぞれ、前記モータ（２４、２５）が運転される前記全相数ｘを発生させ、前記モータ制御ユニット（２１、２２）に部分的な障害が発生した場合に、まだ機能している前記モータ制御ユニット（２１、２２）の少ない電力で前記モータ（２４、２５）を運転する請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記モータ（１４、１５）を順次運転する請求項２乃至４のいずれか１項に記載の方法。
【請求項６】
前記モータ（１４、１５）を同時に運転する請求項乃至４のいずれか１項に記載の方法。
【請求項７】
前記モータ（１４、１５）は、航空機の着陸フラップ駆動体および主脚を駆動する請求項１乃至６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項８】
前記モータ（１４、１５；２４、２５）は、航空機の前記着陸フラップ駆動体および前記主脚を順次駆動し、エネルギが不足した場合に、他の前記モータの１つを作動させるのに、前記モータの１つで発生したエネルギを使用する請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記モータ（１４、１５；２４、２５）は、航空機の着陸フラップ駆動体の複式駆動体を駆動する請求項１乃至６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１０】
前記モータ（１４、１５；２４、２５）は同じ出力クラスに属し、特に、同時に作動する場合に、出力が同じである請求項１乃至９のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１１】
前記モータ（１４、１５；２４、２５）は、特に、同時に作動する場合に、空間的に互いに近接して配置される請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１２】
前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）の一部に障害が発生した場合に、まだ機能している前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）の電力ですべてのモータ（１４、１５；２４、２５）を運転する請求項１乃至１１のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１３】
前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）に部分的な障害が発生した場合に、前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）のまだ利用できる残留電力ですべてのモータ（１４、１５；２４、２５）を運転する請求項１乃至４のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１４】
航空機において、幾つかの電気サーボモータまたは駆動モータ（１４、１５；２４、２５）に、共通のパワーエレクトロニクスユニット（１０、２０）から冗長的に電力を供給する装置であって、
前記パワーエレクトロニクスユニット（１０、２０）は、
多数の電子モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）と、
前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）を前記モータ（１４、１５；２４、２５）に選択的に接続する切換装置（１３、２３）とを含み、
前記電子モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）が完全に機能する場合に、前記電気モータ（１４、１５；２４、２５）を標準の電力で運転する装置において、
前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）に部分的な障害が発生した場合には、前記切換装置（１３、２３）を用いて、前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）の利用できる残留電力で前記モータ（１４、１５；２４、２５）を運転する装置。
【請求項１５】
前記モータ制御ユニット（１１、１２）はそれぞれ、前記モータが運転されるｘ相の一部を発生させるように設けられ、前記モータ制御ユニット（１１、１２）に部分的な障害が発生した場合に、前記切換装置（１３）を用いて、前記モータ制御ユニット（１１、１２）のまだ無傷の相でモータ（１４、１５）を運転する請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記モータ制御ユニット（１１、１２）、特に、２つのモータ制御ユニット（１１、１２）はそれぞれ、前記モータ（１４、１５）、特に、２つのモータ（１４、１５）を運転できる前記相数ｘの半分ｘ／２を発生させる請求項１５に記載の装置。
【請求項１７】
前記モータ制御ユニット（２１、２２）はそれぞれ、前記モータ（２４、２５）を運転できる全相数ｘを発生させるように設けられ、前記モータ制御ユニット（２１、２２）に部分的な障害が発生した場合に、前記切換装置（２３）を用いて、まだ機能している前記モータ制御ユニット（２１、２２）の少ない電力で前記モータ（２４、２５）を運転することができる請求項１４に記載の装置。
【請求項１８】
前記切換装置（１３）を用いて前記モータ（１４、１５）を順次運転することができる請求項１５乃至１７のいずれか１項に記載の装置。
【請求項１９】
前記切換装置（２３）を用いて前記モータ（２４、２５）を同時に運転することができる請求項１５乃至１７のいずれか１項に記載の装置。
【請求項２０】
前記モータ（１４、１５；２４、２５）は、航空機の着陸フラップ駆動体および主脚を駆動する請求項１４乃至１９のいずれか１項に記載の装置。
【請求項２１】
前記モータ（１４、１５；２４、２５）は、航空機の前記着陸フラップ駆動体および前記主脚を順次駆動し、エネルギが不足した場合に、前記モータの１つによって生成されたエネルギが、他の前記モータの１つを作動させるのに使用される請求項２０に記載の装置。
【請求項２２】
前記モータ（１４、１５；２４、２５）は、航空機の着陸フラップ駆動体の複式駆動体を駆動する請求項１４乃至１９のいずれか１項に記載の装置。
【請求項２３】
前記モータ（１４、１５；２４、２５）は同じ出力クラスに属し、特に、同時に作動する場合に出力が同じである請求項１４乃至２２のいずれか１項に記載の装置。
【請求項２４】
前記モータ（１４、１５；２４、２５）は、特に、同時に作動する場合に、空間的に互いに近接して配置される請求項１４乃至２３のいずれか１項に記載の装置。
【請求項２５】
前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）の一部に障害が発生した場合に、前記切換装置（１３、２３）を用いて、まだ機能している前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）の電力ですべてのモータ（１４、１５；２４、２５）を運転することができる請求項１４乃至２４のいずれか１項に記載の装置。
【請求項２６】
前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）の一部に障害が発生した場合に、前記切換装置（１３、２３）を用いて、前記モータ制御ユニット（１１、１２；２１、２２）のまだ利用できる電力ですべてのモータ（１４、１５；２４、２５）を運転することができる請求項１４乃至２４のいずれか１項に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
［関連出願］本願は、２００５年１２月１３日に出願の独国特許出願公開ＤＥ  １０  ２００５  ０５９  ４２３．９の出願日の利益を主張するものであり、この特許の開示は、参照することにより本明細書に援用するものとする。
【０００２】
本発明は、特に、航空機において、共通のパワーエレクトロニクスユニットから、幾つかの電気サーボモータまたは駆動モータに冗長的に電力を供給する方法および装置に関する。
【背景技術】
【０００３】
最新の民間航空機の駆動技術については、最近まで、例えば、着陸フラップ、着陸装置、エレベータなど用として、油圧式アクチュエータが支配的であった。
小型電力半導体技術分野の、特に、構造寸法、スイッチング周波数、耐温度性、および電気強度に関する、この２０年にわたる急速な発展により、電気駆動体、すなわち電気サーボモータおよび駆動モータが航空機業界にとっても魅力的なものになった。
電気駆動体は、その低い維持費に加えて、効率が高く、適応性に優れている。
重量、大きさ、および信頼性に関する航空機業界の特別な要求を最適な形で満たすように、互いに適合されたパワーエレクトロニクスおよびモータが要望されている。
【０００４】
重量および空間を節約する１つの有効な選択肢には、サーボモータまたは駆動モータを含む様々な航空機システムに対して、パワーエレクトロニクスユニットを共用することが挙げられる。
このために、航空機の全体重量の低減を同時に達成しながら、冗長性を高めることで、使用する共有ユニットの可用性を改善する必要がある。
【０００５】
しかし、個々の不具合に対して耐性のない独立したユニットを増やすことで冗長性を実現した場合、冗長性が高くなるほど魅力がなくなる。
冗長性を高めるためのこの単純な選択肢は、重量および必要な設置空間に不利益な効果を及ぼすだけでなく、例えば、通常、重量の５０％が使用されないまま、二重冗長化システムにともに担持され、一方、個別の不具合が発生した場合に、出力の５０％が失われるという不利益に結びつく。
さらに、かかる個別の不具合に対する不耐性が低減されない場合、機能当たりの全体的な部品点数が増えるために、故障確率が上がる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明の目的は、幾つかの電気サーボモータまたは駆動モータに、共通のパワーエレクトロニクスユニットから、冗長的に電力を供給するための改良した方法および改良した装置を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
一方で、この目的は、請求項１の特徴を備えた方法で達成される。
【０００８】
他方で、この目的は、請求項１４の特徴を備えた装置で達成される。
【０００９】
本発明による方法および装置に関する有益なさらなる発展形態および実施形態が、それぞれの従属請求項に記載されている。
【００１０】
本発明の例示的な実施形態は、特に航空機において、幾つかの電気サーボモータまたは駆動モータに、共通のパワーエレクトロニクスユニットから、冗長的に電力を供給する方法を提示し、パワーエレクトロニクスユニットは、多数の電子モータ制御ユニットを含み、電気モータは、電子モータ制御ユニットが完全に機能している場合に、標準の電力で運転される。
本発明の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットに部分的な障害が発生した場合に、モータは、モータ制御ユニットの利用可能な残留電力で運転される。
【００１１】
本発明の方法の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットはそれぞれ、モータが運転されるｘ相の一部を発生させ、モータ制御ユニットに部分的な障害が発生した場合に、モータは、モータ制御ユニットのまだ無傷の相で運転される。
【００１２】
本発明の方法の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニット、特に、２つのモータ制御ユニットはそれぞれ、モータ、特に２つのモータが運転される相数ｘのうちの半分ｘ／２を発生させる。
【００１３】
本発明の方法の別の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットはそれぞれ、モータが運転される全相数ｘを発生させ、モータ制御ユニットに部分的な障害が発生した場合に、モータは、まだ機能しているモータ制御ユニットの少ない電力で運転される。
【００１４】
本発明の方法の例示的な実施形態によれば、各モータは順次運転される。
【００１５】
本発明の方法の別の例示的な実施形態によれば、各モータは同時に運転される。
【００１６】
本発明の方法の例示的な実施形態によれば、モータは、航空機の着陸フラップ駆動体と主脚を駆動する。
【００１７】
本発明の方法の例示的な実施形態によれば、モータは、航空機の着陸フラップ駆動体および主脚を順次駆動し、エネルギが不足した場合に、モータの１つで発生したエネルギが、他のモータの１つを作動させるのに使用される。
【００１８】
本発明の方法の別の例示的な実施形態によれば、モータは、航空機の着陸フラップ駆動体の複式駆動体を駆動する。
【００１９】
本発明の例示的な実施形態によれば、各モータは同じ出力クラスに属し、特に、同時に動く場合に、出力が同じであるのが好ましい。
【００２０】
本発明の例示的な実施形態によれば、特に、同時に動く場合に、各モータは、空間的に互いに詰まっている。
【００２１】
本発明の方法の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットの一部に障害が発生した場合に、すべてのモータは、まだ機能しているモータ制御ユニットの電力で運転される。
【００２２】
本発明の方法の別の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットに部分的な障害が発生した場合に、すべてのモータは、モータ制御ユニットのまだ利用できる残留電力で運転される。
【００２３】
本発明の例示的な実施形態によれば、特に、航空機において、幾つかの電気サーボモータまたは駆動モータに、共通のパワーエレクトロニクスユニットから冗長的に電力を供給する装置が提示され、パワーエレクトロニクスユニットは、多数の電子モータ制御ユニットと、モータ制御ユニットをモータに選択的に接続する切換装置とを含み、電子モータ制御ユニットが完全に機能する場合に、電気モータを標準の電力で運転することができる。
本発明の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットに部分的な障害が発生した場合に、切換装置を用いて、モータ制御ユニットの利用できる残留電力でモータを運転することができる。
【００２４】
本発明の装置の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットはそれぞれ、モータが運転されるｘ相の一部を発生させるように設けられ、モータ制御ユニットに部分的な障害が発生した場合に、切換装置を用いて、モータ制御ユニットのまだ無傷の相でモータを運転することができる。
【００２５】
本発明の装置の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニット、特に、２つのモータ制御ユニットはそれぞれ、モータ、特に２つのモータを運転できる相数ｘの半分ｘ／２を発生させる。
【００２６】
本発明の装置の別の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットはそれぞれ、モータを運転できる全相数ｘを発生させるように設けられ、モータ制御ユニットに部分的な障害が発生した場合に、切換装置を用いて、まだ機能しているモータ制御ユニットの少ない電力でモータを運転することができる。
【００２７】
本発明の装置の例示的な実施形態によれば、切換装置を用いてモータを順次運転することができる。
【００２８】
本発明の装置の別の例示的な実施形態によれば、切換装置を用いてモータを同時に運転することができる。
【００２９】
本発明の装置の例示的な実施形態によれば、モータは、航空機の着陸フラップ駆動体および主脚を駆動する。
【００３０】
本発明の装置の例示的な実施形態によれば、モータは、航空機の着陸フラップ駆動体および主脚を順次駆動し、エネルギが不足した場合に、モータの１つによって生成されたエネルギが、他のモータの１つを作動させるのに使用される。
【００３１】
本発明の装置の例示的な実施形態によれば、モータは、航空機の着陸フラップ駆動体の複式駆動体を駆動する。
【００３２】
本発明の例示的な実施形態によれば、各モータは同じ出力クラスに属し、特に、同時に動く場合に出力が同じである。
【００３３】
本発明の例示的な実施形態によれば、特に、同時に動く場合に、モータは、空間的に互いに近接して配置される。
【００３４】
本発明の装置の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットの一部に障害が発生した場合に、切換装置を用いて、まだ機能しているモータ制御ユニットの電力ですべてのモータを運転することができる。
【００３５】
本発明の装置の例示的な実施形態によれば、モータ制御ユニットに部分的な障害が発生した場合に、切換装置を用いて、モータ制御ユニットのまだ利用できる残留電力ですべてのモータを運転することができる。
【００３６】
従来の冗長化とは対照的に、本発明による「一体とした冗長化」は、１つのユニットまたは機能部が最初に自律化され、次いで、個々の不具合に関する耐性が高められ、同時に、個々の不具合当たりの電力低下を少なくできるように分割されることを意図している。
【００３７】
大幅に改善された可用性により、本発明は、同様の出力特性とサイクル時間を備えた、すなわち、関係する消費機器の全体的な可用性を低めることのない複数の消費機器システムによる順次利用を可能にする。
そのような問題解決手段では、消費機器を切り換えるために、単に、電源接続部と切換機能を追加するだけでよい。
【００３８】
本発明の例示的な実施形態によれば、各電気モータは、例えば、それぞれの航空機システムの電気機械エネルギ変換器として働き、同じ出力クラスに属しており、各電気モータは、共用するパワーエレクトロニクスから、空間的に過度に離れて配置されないように設置される。
このようにする理由は、結果としての送電線の重量だけでなく、主に、パワーエレクトロニクスおよび制御部にマイナスに作用する送電線の寄生容量にある。
そのような共用は、運転期間を時間的にずらした、すなわち、順次多重利用のシステムで実現できるが、機器群を同期して利用する、すなわち、同時に利用することも可能であり、後者の変形形態は、主に、隣接する同一システム用のバックアップ手段として実用性がある。
【００３９】
着陸フラップ駆動体および主脚の駆動体は、比較的短時間の間ではあるが、非常に高い信頼性でこれらに連続して電力を供給しさえすればよいので、順次利用するのに理想的なシステムの２つの代表的な例となる。
さらに、上記の航空機システムは、「出力類似性」および空間的近接性の基準を満たす。
パワーエレクトロニクスの順次利用に関して、電気的に作動される着陸フラップシステムと着陸装置の相助作用の可能性には、両方のシステムの能動的でかつ受動的な相をエネルギの再利用目的で使用できることから、特に、関心を引かれるものがある。
【００４０】
離陸後、電力供給システムの供給不足や障害が発生した場合に、作用する空気の助けを借りた着陸フラップの格納を利用して、着陸装置を上げるエネルギを生成することができる。
いわゆる着陸復行操縦時も事情は同様である。
着陸時には、反対に、着陸フラップを展開するためにエネルギが必要であり、着陸装置を下げたときに、このエネルギを発生させることができる。
この統合したユニットの信頼性や冗長性を、分離した分散ユニット以上にそれぞれ高めるという要求は、幾つかのパワーエレクトロニクスを望みどおりに組み合わせ、統合して１つのユニットにしたことから生じる。
しかし、その目的は、単純に、幾つかの従来のユニットを共通のハウジングに収容することではなく、パワーエレクトロニクスの重量を低減し、同時に冗長性を高めることにある。
【発明を実施するための最良の形態】
【００４１】
本発明の実施形態について図を参照して以下に説明する。
【００４２】
図１は、異なる航空機システム、すなわち、それぞれサーボモータまたは駆動モータ１４、２４および１５、２５を含む高揚力システム（高揚力ＦＡＳ）および着陸装置による共有パワーエレクトロニクス１０、２０（ＰＣＥ、電源制御電子装置）の順次利用、すなわち連続した利用または交互利用のきわめて簡略化した図を示しており、サーボモータまたは駆動モータは、共有パワーエレクトロニクス１０、２０から電力を供給され、切換装置１３、２３を用いて、選択的に、すなわちそれぞれの要求に基づいて、パワーエレクトロニクス１０、２０に接続され、エネルギを供給される。
パワーエレクトロニクス１０、２０の電力供給は、図１に概略的に示すように、様々な冗長化電源ＰＷＲ（電力）１〜３を用いて行われる。
【００４３】
図２ａおよび図２ｂはそれぞれ、本発明の１つの実施形態によるシステムの回路図を示しており、この実施形態では、ＰＣＥ（電力制御電子装置）の形に略した共有パワーエレクトロニクス１０が、例えば、着陸フラップシステムおよび着陸装置によって順次利用される、すなわち、完全に機能する通常の運転モードで利用される。
【００４４】
共有パワーエレクトロニクスユニット（ＰＣＥ）１０を用いて、幾つかのサーボモータまたは駆動モータ１４、１５、この場合は２つのモータに冗長的に電力を供給する装置は、ＭＣＥ（モータ制御電子装置）の形に略した多数の電子モータ制御ユニット１１、１２、この場合は２つの制御ユニットと、これらのモータにエネルギを供給するために、モータ制御ユニット１１、１２をモータ１４、１５に選択的に接続する切換装置１３とを有しており、図２ａのモータ１４、および図２ｂのモータ１５を参照のこと。
電子モータ制御ユニット１１、１２が完全に機能する場合、電気モータ１１、１２はそれぞれ、標準の電力で運転される。
【００４５】
２つのモータ制御ユニット１１、１２はそれぞれ、モータが運転されるｘ相の一部、すなわちｘ相の半分ｘ／２を発生させるように設けられ、２つのモータ１４、１５は、モータ制御ユニット１１、１２に部分的な障害が発生した場合に、切換装置１３を用いて、モータ制御ユニット１１、１２のまだ無傷の相で運転される、すなわち、モータ１４、１５はともに、モータ制御ユニット１１、１２に部分的な障害が発生した場合に、切換装置１３を用いて、モータ制御ユニット１１、１２のまだ利用できる残りの電力で運転される。
【００４６】
したがって、ＰＣＥ１０は、「本質的に冗長的」である、すなわち、全相数ｘは、２つの分離した自律的コンバータ（ＭＣＥ）、すなわち、相の半分をそれぞれ発生させるモータ制御ユニット１１、１２を通じて分割される。
これは、個別の不具合が発生した場合に全体的な障害を防止するだけでなく、同時に、それぞれ全相数を有する２つの独立したＰＣＥを特徴とする解決手段と比較して重量を低減することを可能にする。
【００４７】
図３ａおよび図３ｂの実施形態は、２つのＭＣＥ１１、１２の一方で個別の不具合が発生した場合の結果を説明している。
これは、ＰＣＥ１０の相導体の半分がなくなる結果となり、それぞれの図にｘ／２でそれぞれ示した、消費機器システムの悪化した電力配備に現れるが、２つのシステムの一方の全面的な障害にはならない。
「本質的に冗長的」という用語は、順次利用の例で使用された。
この概念は、それ自体新規のものではないが、幾つかの航空機システムによる並行利用と相まって、重量および信頼性に関する新たなシステム設計の選択肢を広げる。
これに関連して、以下の拡張機能を実現することが考えられる。
モータ制御ユニット（ＭＣＥ）当たりの相数が、上記の例の２倍であれば、すなわち、各ＭＣＥが、すでにモータ用の全相供給モジュールに相当し、モジュール式モータ制御部（ＭＣＥ）の相をそれぞれの１つのモータに、全体としてまたは別々に、つなげることができるようにスイッチが変更されたならば、２つのモータがＭＣＥモジュールを同時に利用することも可能である。
順次利用のための上記の構成と組み合わせて、これは、全く新しい構成の選択肢をもたらす。
この一連の考えが、次の実施形態への移行をもたらし、次の実施形態では、パワーエレクトロニクスの同時利用がさらに詳細に説明される。
ＰＣＵ（出力制御ユニット）の形で略され、機体内に置かれた二重電気モータを特徴とする、上記した着陸フラップの一般的な主駆動システムが、パワーエレクトロニクスの同時利用の例として使用され、図４および図５ａから図５ｅを参照して以下に説明される。
この構成では、２つのモータ２４、２５はそれぞれ、別のコンバータ、すなわち、別のモータ制御ユニット２１、２２（モータ制御電子装置−ＭＣＥ）によって、標準の運転モードで励磁され、これは、原則的に、２つの独立した油圧システムを用いた従来の完全油圧式出力制御ユニット（ＰＣＵ）の動力供給に相当する。
切換装置２３は、それぞれの要求に応じて、ＭＣＥ２１、２２をモータ２４、２５に選択的に接続するために設けられている。
２つのＭＣＥ２１、２２の１つが故障した場合、まだ無傷のＭＣＥは、モータの接続形態が相応して選択されれば、少ない電力で両方のモータ２４、２５を続けて運転することができる。
２つのモータの一方にある個々の巻線がＭＣＥの代わりに損傷を受けるか、またはＭＣＥに加えて損傷を受けた場合、両方のモータのそれぞれの相が分かっている限り、無傷の相だけを選択的に駆動するか、または完全に無傷のモータだけを最大限に駆動することができる。
この特定の実施形態では、同時利用のこの考えは、説明したタイプの不具合が発生した場合の単なる「バックアップ」を意図したものである。
【００４８】
最初に述べたように、出力制御ユニット（ＰＣＵ）の内部設計は、２つの全相ＭＣＥ２１、２２で意図的に具現化された。
なお、図２ａ、図２ｂおよび図３ａ、図３ｂを参照して説明した順次利用の例は、相導体の一部だけにそれぞれ供給する、幾つかの例で説明した２つの相補的ユニット１１、１２で構成された電力制御電子装置（ＰＣＥ）１０を特徴としたが、図４および図５ａ〜図５ｅを参照して以下に説明する同時利用の実施形態は、すべての相に供給する２つの完全に独立したユニット２１、２２を特徴とする。
【００４９】
複数の不具合があるにもかかわらず、不具合許容性を、したがって、動作可能な状態を再度大幅に向上させることができるように、順次利用の第１の実施形態によるＰＣＥ１０の設計を、第２の実施形態によるＭＣＥ２１、２２に移すことができるのは、一目瞭然である。
したがって、すべての可能な組み合わせを図で表すことは意図的に省いた。
図４に示した構成の様々な障害状態およびそれに対する対処が、図５ａから図５ｅを参照して以下に説明される。
【００５０】
図５ａは、ＭＣＥ２１の全面的な障害時のパワーエレクトロニクス２０の同時利用。
モータ２４、２５はともに、無傷のＭＣＥ２２から供給されている。
これは、モータ当たりの有効な相と出力の低下を半分にしようとするものである。
【００５１】
図５ｂは、ＭＣＥ２１、２２が両方とも部分障害。
これは、図５ａと同じ結果をもたらすが、供給は劣化したＭＣＥ２１、２２で行われる。
【００５２】
図５ｃは、モータ２４、２５が両方とも部分障害。
ＭＣＥはともに無傷である。この結果は、上記のものと同じである。
【００５３】
図５ｄは、ＭＣＥ２１が全面的な障害で、モータ２４、２５が両方とも部分障害。
ＭＣＥ２２は、それぞれの相数の半分を両方のモータ２４、２５に供給する。結果は、それぞれ図５ａおよび図５ｂのものと同じである。
【００５４】
図５ｅは、ＭＣＥ２１、２２の両方とモータ２４、２５の両方が部分障害。
それでも、モータ２４、２５は、標準の運転モードと同様に、それぞれのＭＣＥ２１またはＭＣＥ２２から供給される。出力のみが低下する。結果は、上記のものと同じである。
【００５５】
図５ｃから図５ｅを参照して説明したモータ障害のシナリオでは、ほとんど起こりそうもないが、両方のモータ２４、２５に部分障害が発生したと常に仮定した。
しかし、１つのモータだけに不具合が起こった場合、不具合が検出され、両方のモータが、不具合のあるモータの電力消費量まで低減されるので、結果は同じになる。
対応するモータの不具合のある相は、その運転中に行われる測定で突きとめることができる。
【００５６】
まとめて言えば、説明した全体概念が、システムによる電源の順次利用を短い負荷サイクル時間で必然的に実施することによって生まれたのは明らかである。
可用性を改良するために結果として生じた必要条件では、冗長性を高めることが必要である。
システムの問題解決手段の競争力を損なわないために、このように冗長性を高めることで、重量および構造空間が従来のように増加してはならない。
もとの機能の自律化および分割化に基づく統合された冗長化は、構造空間および重量に関する制限条件を満たすだけでなく、システムの適応性と全体的な可用性を高める、様々な不具合シナリオに対するさらなるシステム構成を具現化することを可能にする。
【００５７】
なお、「有する」という用語は、他の要素またはステップを除外するものではなく、「１つ」は、複数を除外するものではない。
また、異なる実施形態に関連して説明した各要素を組み合わせることができる。
【００５８】
なお、特許請求の範囲にある参照符号を、請求項の範囲を限定すると解釈すべきではない。
【図面の簡単な説明】
【００５９】
【図１】共通のパワーエレクトロニクスによって供給されるサーボモータまたは駆動モータを含む、種々の航空機システムによる共通のパワーエレクトロニクスの経時的な利用の非常に簡略化された図である。
【図２ａ】本発明の一実施形態によるシステムの回路図を示し、共有パワーエレクトロニクスが、例えば、着陸フラップシステムおよび着陸装置によって順次に、完全に機能する通常の運転モードで利用される。
【図２ｂ】本発明の一実施形態によるシステムの回路図を示し、共有パワーエレクトロニクスが、例えば、着陸フラップシステムおよび着陸装置によって順次に、完全に機能する通常の運転モードで利用される。
【図３ａ】図２に示す本発明の実施態様に従って、パワーエレクトロニクスの不具合の間、共有のパワーエレクトロニクスが着陸フラップシステムおよび着陸装置によって順次に利用されることを示すシステムの回路図である。
【図３ｂ】図２に示す本発明の実施態様に従って、パワーエレクトロニクスの不具合の間、共有のパワーエレクトロニクスが着陸フラップシステムおよび着陸装置によって順次に利用されることを示すシステムの回路図である。
【図４】本発明の一実施形態によるシステムの回路図を示しており、例えば、中央着陸フラップドライブの二重ドライブ、完全に機能する正常な運転モードにおいて、再構成可能な装置の形の２つの完全なモータ制御ユニットが同時にそれぞれ２つのモータの１つを制御することを示す。
【図５ａ】図４に示す本発明の実施態様によるシステムのそれぞれの回路図を示しており、２つの完全なモータ制御ユニットは、同時に、二重ドライブに含まれる一方または両方のモータに共有して供給するために利用され、個別の不具合のため変更される。
【図５ｂ】図４に示す本発明の実施態様によるシステムのそれぞれの回路図を示しており、２つの完全なモータ制御ユニットは、同時に、二重ドライブに含まれる一方または両方のモータに共有して供給するために利用され、個別の不具合のため変更される。
【図５ｃ】図４に示す本発明の実施態様によるシステムのそれぞれの回路図を示しており、２つの完全なモータ制御ユニットは、同時に、二重ドライブに含まれる一方または両方のモータに共有して供給するために利用され、個別の不具合のため変更される。
【図５ｄ】図４に示す本発明の実施態様によるシステムのそれぞれの回路図を示しており、２つの完全なモータ制御ユニットは、同時に、二重ドライブに含まれる一方または両方のモータに共有して供給するために利用され、個別の不具合のため変更される。
【図５ｅ】図４に示す本発明の実施態様によるシステムのそれぞれの回路図を示しており、２つの完全なモータ制御ユニットは、同時に、二重ドライブに含まれる一方または両方のモータに共有して供給するために利用され、個別の不具合のため変更される。
【符号の説明】
【００６０】
１０，２０  パワーエレクトロニクスユニット（ＰＣＥ）
１１，２１  モータ制御ユニット（ＭＣＥ）
１２，２２  モータ制御ユニット（ＭＣＥ）
１３，２３  切替機構
１４，２４  モータ
１５，２５  モータ
【図１】
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【図２ａ）】
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【図２ｂ）】
2009519160.tif 000005
【図３ａ）】
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【図３ｂ）】
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【図４】
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【図５ａ）】
2009519160.tif 000009
【図５ｂ）】
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【図５ｃ）】
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【図５ｄ）】
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【図５ｅ）】
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【国際調査報告】
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