CN114286782A - 电动垂直起降机的控制装置 - Google Patents

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岩川辉
杉田俊
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Abstract

一种对装设于具有旋转翼(30)的电动垂直起降机(100)且具有驱动旋转翼而使其旋转的驱动用马达(12)的电驱动系统(10)进行控制的控制装置(19)，其中，控制装置将电驱动系统控制成选择性地以通常模式和功能试验模式的至少两种动作模式中的任一个动作模式进行动作，在通常模式中，控制装置根据来自对电动垂直起降机的飞行进行控制的机身控制装置(50)的指令对驱动用马达进行控制，在功能试验模式中，控制装置根据按照功能试验用程序从外部发送的指令或是根据自身预先设定的功能试验用程序对驱动用马达进行控制。

Description

电动垂直起降机的控制装置
相关申请的相互援引
本申请以2019年8月29日提交申请的日本专利申请2019-156466号以及2019年8月28日提交申请的日本专利申请2019-155475号为基础，将其记载内容援引于此。
技术领域
本公开涉及电动垂直起降机的控制装置。
背景技术
近几年，作为与具有燃气轮机的飞机不同种类的航空器，被称为电动垂直起降机(eVTOL：electric Vertical Take-Off and Landing aircraft)的有人或无人航空器的开发变活跃。电动垂直起降机包括多个具有马达的电驱动系统(EDS：Electric DriveSystem)，多个旋转翼被多个马达驱动而旋转，由此，获得机身的升力和推力。理想的是，在各电驱动系统更换后或检修后，执行用于对上述电驱动系统正常动作且旋转翼旋转进行确认的功能试验。专利文献1公开了用于对燃气轮机的功能进行解析的方法。与燃气轮机同样地，对于电动垂直起降机的电驱动系统，也要求在更换时或定期检修等中进行功能试验。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：日本特开2017-146299号公报
发明内容
与包括燃气轮机的固定翼机等相比，电动垂直起降机即使在狭窄的场所也能进行起降，因此，设想为在各种场所中运用。另一方面，电驱动系统的功能试验需要用于使旋转翼进行试验用的旋转动作的特别控制，因此，与具有燃气轮机的飞机同样地，设想为在包括用于实现上述控制的计算机等专用设备的检查场所等中执行。由此，本申请发明人认为为了执行功能试验而使电动垂直起降机从运用场所移动到检查场所等是低效的。因此，期望能在电动垂直起降机的运用场所中执行电驱动系统的功能试验的技术。
本公开能实现为以下的形态。
根据本公开的一方式，提供了一种电动垂直起降机的控制装置。上述控制装置用于电驱动系统，所述电驱动系统装设于包括旋转翼的电动垂直起降机且具有驱动所述旋转翼而使其旋转的驱动用马达，所述控制装置将所述驱动用马达控制成选择性地以通常模式和功能试验模式的至少两种动作模式中的任一个动作模式进行动作，在所述通常模式中，所述控制装置根据来自对所述电动垂直起降机的飞行进行控制的机身控制装置的指令对所述驱动用马达进行控制，在所述功能试验模式中，所述控制装置根据按照功能试验用程序从外部发送的指令，或是根据自身预先设定的所述功能试验用程序对所述驱动用马达进行控制。
根据上述方式的电动垂直起降机的控制装置，控制装置将电驱动系统控制成选择性地以通常模式和功能试验模式的至少两种动作模式中的任一个动作模式进行动作，因此，能在电动垂直起降机的运用场所执行电驱动系统的功能试验。
本公开还能以各种方式实现。例如，还能以包括控制装置的电动垂直起降机、电动垂直起降机的控制方法等方式实现。
附图说明
参照附图，并根据以下详细的记述，可以更明确本公开的上述目的以及其他目的、特征和优点。附图如下所述。
图1是示意性地示出装设有控制装置的电动垂直起降机的结构的俯视图。
图2是示意性地示出电动垂直起降机的结构的侧视图。
图3是示出电动垂直起降机的功能性结构的框图。
图4是示出功能试验结果的示例的图表。
图5是示出功能试验结果的示例的图表。
图6是示出功能试验结果的示例的图表。
图7是示出功能试验结果的示例的图表。
图8是示出功能试验结果的示例的图表。
图9是示出功能试验结果的示例的图表。
图10是示出功能试验结果的示例的图表。
图11是示出功能试验的步骤的顺序图。
图12是示意性示出安装了夹具的试验对象系统的立体图。
图13是示出第二实施方式中的试验处理步骤的流程图。
图14是示意性地示出装设有控制装置的电动垂直起降机的结构的俯视图。
图15是示意性地示出电动垂直起降机的结构的侧视图。
图16是示出电动垂直起降机的结构的框图。
图17是示出平衡控制处理的步骤的流程图。
图18是对对称系统进行说明的说明图。
图19是示出第四实施方式中的平衡控制处理的步骤的流程图。
图20是示出第五实施方式中的平衡控制处理的步骤的流程图。
具体实施方式
A.第一实施方式：
A-1.装置结构：
如图1和图2所示，应用了作为本公开的一实施方式的控制装置19的电驱动系统10(以下，也称为“EDS(Electric Drive System)10”)装设于电动垂直起降机100(以下，也称为“eVTOL(electric Vertical Take-Off and Landing aircraft)100”)，对eVTOL 100具有的旋转翼30的动作进行控制。
eVTOL 100构成为通过电气驱动且能在铅垂方向上起降的有人航空器。eVTOL 100除了多个EDS 10以外还包括机身控制装置50、机身20、多个旋转翼30、图3所示的电池40、转换器42、分配器44、机身通信部64以及报告部66。
机身控制装置50构成为包括机身侧存储部51及CPU(Central Processing Unit：中央处理单元)的计算机。机身侧存储部51具有ROM(Read Only Memory：只读存储器)及RAM(Random Access Memory：随机存取存储器)。CPU执行预先存储于机身侧存储部51中的控制程序，由此，作为对eVTOL 100的整体动作进行控制的机身侧控制部52起作用。
eVTOL 100的整体动作例如有垂直起降动作、飞行动作和各EDS 10的功能试验的执行动作等。垂直起降动作及飞行动作可以基于设定的航空路径信息来执行，也可以通过乘客的操作来执行，还可以基于来自后述外部装置500所包括的外部控制部510的指令来执行。机身侧控制部52对eVTOL 100的动作中的各EDS 10所具有的驱动用马达12的转数及旋转方向、各旋转翼30的叶片角等进行控制。
如图1所示，本实施方式的eVTOL 100分别包括八个旋转翼30和八个EDS 10。另外，在图3中，为了便于图示，以eVTOL 100所包括的八个旋转翼30及八个EDS 10中的一个旋转翼30及一个EDS 10为代表进行了示出。
如图1和图2所示，机身20相当于eVTOL 100中的、除了八个旋转翼30及八个EDS 10以外的部分。机身20包括机身主体部21、支柱部22、六个第一支承部23、六个第二支承部24、主翼25以及尾翼28。
机身主体部21构成eVTOL 100的躯干部分。机身主体部21具有以机身轴线AX为对称轴左右对称的结构。在本实施方式中，“机身轴线AX”意指穿过机身重心位置CM且沿着eVTOL 100的前后方向的轴线。此外，“机身重心位置CM”意指乘客未搭乘的空机重量时的eVTOL 100的重心位置。机身主体部21的内部形成有未图示的乘客室。此外，机身主体部21装设有加速度传感器29。加速度传感器29用于飞行中的eVTOL 100的姿势的控制。加速度传感器29由三轴传感器构成，对eVTOL 100的加速度进行测定。加速度传感器29的测定结果被输出至机身控制装置50。
支柱部22具有沿铅垂方向延伸的大致柱状的外观形状，固定于机身主体部21的上部。在本实施方式中，支柱部22配置于在沿铅垂方向观察时与eVTOL 100的机身重心位置CM重叠的位置。支柱部22的上端部分别固定有六个第一支承部23的一方的端部。六个第一支承部23分别具有大致棒状的外观，且以沿着与铅垂方向垂直的面延伸的方式彼此按等角度间隔呈放射状配置。在各第一支承部23的另一方的端部、即处于远离支柱部22的位置的端部，分别配置有旋转翼30和EDS 10。六个第二支承部24分别具有大致棒状的外观形状，并将彼此相邻的第一支承部23的另一方的端部(未与支柱部22连接的一侧的端部)彼此连接。
主翼25包括右翼26和左翼27。右翼26从机身主体部21向右方向延伸地形成。左翼27从机身主体部21向左方向延伸地形成。右翼26和左翼27上分别配置有一个旋转翼30及一个EDS 10。尾翼28形成于机身主体部21的后端部。
八个旋转翼30中的六个构成为配置于各第二支承部24的端部、主要用于获得机身20的升力的抬升用旋转翼31。八个旋转翼30中的两个构成为分别配置于右翼26和左翼27、主要用于获得机身20的推力的巡航用旋转翼32。各旋转翼30以各自的旋转轴线为中心相互独立地被驱动而旋转。各旋转翼30分别具有彼此按等角度间隔配置的三个叶片33。在本实施方式中，各旋转翼30的叶片角分别可变地构成。具体而言，根据来自机身控制装置50的指示，通过未图示的致动器对叶片角进行调节。如图3所示，各旋转翼30分别设置有转数传感器34及扭矩传感器35。转数传感器34对旋转翼30的转数进行测定。扭矩传感器35对旋转翼30的旋转扭矩进行测定。各传感器34、35的测定结果被输出至机身控制装置50。
图1所示的八个EDS 10构成为用于分别驱动各旋转翼30而使其旋转的电驱动系统10。八个EDS 10中的六个分别驱动抬升用旋转翼31而使其旋转。八个EDS 10中的两个分别驱动巡航用旋转翼32而使其旋转。
如图3所示，各EDS 10具有驱动部11、驱动用马达12、齿轮箱13、转数传感器14、电流传感器15、电压传感器16、扭矩传感器17、推力传感器18、温度传感器Ts、振动传感器Vs以及控制装置19。
驱动部11具有未图示的逆变器电路，对驱动用马达12进行驱动而使其旋转。逆变器电路包括IGBT(Insulated Gate Bipolar Transistor：绝缘栅双极晶体管)、MOSFET(Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor：金属氧化物半导体场效应晶体管)等功率元件，根据与从控制装置19供给的控制信号相应的占空比向驱动用马达12供给驱动电压。
在本实施方式中，驱动用马达12包括无电刷马达，将与从驱动部11的逆变器电路供给的电压及电流相应的旋转运动输出。另外，也可以包括感应马达、磁阻马达等任意的马达，以作为无电刷马达的替代。
齿轮箱13将驱动用马达12和旋转翼30物理连接。齿轮箱13具有未图示的多个齿轮，将驱动用马达12的旋转减速并向旋转翼30传递。另外，也可以省略齿轮箱13而将旋转翼30的旋转轴直接与驱动用马达12连接。
转数传感器14、扭矩传感器17、推力传感器18、温度传感器Ts及振动传感器Vs分别设置于驱动用马达12，分别对驱动用马达12的转数、旋转扭矩、推力、温度及振动进行测定。转数传感器14相当于转数测量部，推力传感器18相当于推力测量部。推力传感器18例如具有弹簧和对弹簧的拉伸即应变进行检测的应变计，利用检测到的应变来测量推力。电流传感器15及电压传感器16分别设置于驱动部11与驱动用马达12之间，且分别对驱动电流及驱动电压进行测定。各传感器14～18、传感器Ts、传感器Vs的测定结果向控制装置19输出，此外，经由控制装置19输出至机身控制装置50。
控制装置19对电驱动系统10进行整体控制。在本实施方式中，控制装置19将EDS10控制成选择性地以通常模式和功能试验模式中的任一个动作模式进行动作。通常模式意指用于根据由机身控制装置50通知的指令值来使驱动用马达12驱动从而对旋转翼30的旋转动作进行控制，并与乘客的运转操作相应地或是与预先设定的飞行程序相应地使eVTOL100飞行的动作模式。功能试验模式意指用于执行对EDS 10的正常性进行确认的试验、即对EDS 10具有的功能是否正常地发挥作用进行判断的试验(以下，也称为“功能试验”)的动作模式。在本实施方式中，即便在功能试验模式下，也根据由机身控制装置50通知的指令值来使驱动用马达12驱动。关于功能试验的具体情况，在下文进行说明。
控制装置19构成为包括CPU 19a、存储部19b及输入输出接口19c的计算机。CPU19a通过执行预先存储于存储部19b中的控制程序，从而作为驱动控制部191、测量结果获取部192、是否合格判断部193、推力设想值计算部194起作用。
驱动控制部191通过将与由机身控制装置50通知的指令值相应的控制信号发送至驱动部11，从而使旋转翼30驱动。指令值例如为驱动用马达12的目标转数、目标推力值等。
测量结果获取部192获取与驱动用马达12有关的转数、驱动电流、驱动电压和推力中的至少一个的测量结果。具体而言，测量结果获取部192获取转数传感器14、电流传感器15、电压传感器16和推力传感器18的测量结果中的至少一个测量结果。另外，测量结果获取部192也可以不仅获取设置于EDS 10的传感器的测量结果，例如还获取设置于旋转翼30的转数传感器34的测量结果。
是否合格判断部193使用测量结果获取部192中获取的测量结果，对功能试验的是否合格进行判断。具体而言，例如，使用功能试验模式下的推力的设想值即推力设想值以及结果获取部192中获取的推力的测量结果，对推力设想值与推力的测量结果的差量是否落入规定范围进行判断。此外，在上述差量落入规定范围的情况下判断为“功能试验合格”，在未落入的情况下判断为“功能试验不合格”。以下，使用图4～图10，进行详细说明。
图4示出推力的设想值和测量值。在图4中，横轴表示时间，纵轴表示旋转翼30产生的推力。此外，虚线Fi表示推力设想值，粗实线Fm表示推力测量值。推力设想值例如是通过从机身控制装置50接收驱动用马达12的输出转数的指令的驱动控制部191计算得到。驱动控制部191每隔单位时间对推力设想值进行计算，并求出所计算的推力设想值与由推力传感器18获得的推力测量值的差量。是否合格判断部193如果在整个试验期间Tt内求出的差量的绝对值小于规定的阈值，则判断为功能试验合格，如果差量的绝对值为阈值以上，则判断为功能试验不合格。
图5示出驱动用马达12的转数的指令值和测量值。在图5中，横轴表示时间，纵轴表示马达转数。此外，虚线Ri表示转数指令值，粗实线Rm表示转数测量值。转数指令值是基于从机身控制装置50向控制装置19指令的驱动用马达12的转数的值。转数测量值是通过转数传感器14获得的转数的测量值。是否合格判断部193以与上述的推力同样的方式进行基于驱动用马达12的转数(旋转翼30的转数)的功能试验的是否合格判断。
图6示出电流的指令值和测量值。在图6中，横轴表示时间，纵轴表示电流。此外，虚线Ii表示电流指令值，粗实线Im表示电流测量值。电流指令值是基于从机身控制装置50向控制装置19指令的驱动用马达12的转数的值。电流测量值是通过电流传感器15获得的电流的测量值。是否合格判断部193以与上述的推力同样的方式进行基于电流值的功能试验的是否合格判断。
图7示出电压的指令值和测量值。在图7中，横轴表示时间，纵轴表示电压。此外，虚线Vi表示电压指令值，粗实线Vm表示电压测量值。电压指令值是基于从机身控制装置50向控制装置19指令的驱动用马达12的转数的值。转数测量值是通过电压传感器16获得的电压的测量值。是否合格判断部193以与上述的推力同样的方式进行基于电压值的功能试验的是否合格判断。
图8示出马达效率的测量值。在图8中，横轴表示时间，纵轴表示马达效率。此外，虚线ηi表示预先确定的规定的阈值，粗实线ηm表示测量值。马达效率意指驱动用马达12相对于输入电力的做功量。驱动用马达12的做功量是基于由转数传感器14测量的驱动用马达12的转数以及由扭矩传感器17测量的驱动用马达12的扭矩而计算的。如果测量值在整个试验期间Tt内为预先确定的规定的阈值以上，则是否合格判断部193判断为功能试验合格，如果测量值小于阈值，则判断为功能试验不合格。上述阈值预先通过实验等求出来设定。
图9示出马达温度的测量值。在图9中，横轴表示时间，纵轴表示马达温度。此外，虚线Ti表示预先确定的规定的阈值，粗实线Tm表示测量值。马达温度是通过温度传感器Ts获得的测量值。如果测量值在整个试验期间Tt内小于预先确定的规定的阈值，则是否合格判断部193判断为功能试验合格，如果测量值为阈值以上，则是否合格判断部193判断为功能试验不合格。上述阈值预先通过实验等求出来设定。
图10示出马达振动的测量值。在图10中，横轴表示时间，纵轴表示马达振动。此外，虚线Vibi表示预先确定的规定的阈值，粗实线Vibm表示测量值。马达振动是通过振动传感器Vs获得的测量值。如果测量值在整个试验期间Tt内小于预先确定的规定的阈值，则是否合格判断部193判断为功能试验合格，如果测量值为阈值以上，则是否合格判断部193判断为功能试验不合格。上述阈值预先通过实验等求出来设定。
如图3所示，推力设想值计算部194根据大气密度、对驱动用马达12的转数的指令值以及旋转翼30的安装角度，计算推力设想值。另外，推力设想值也可以是从外部输入。例如，可以构成为使经由未图示的用户界面输入至机身控制装置50的推力设想值经由输入输出接口19c输入至控制装置19的结构。
存储部19b包括ROM和RAM，ROM中预先存储有上述的控制程序。此外，在ROM中存储各传感器的测量值。
输入输出接口19c用于在控制装置19与外部之间对设想值、输出值进行输入输出。例如，输入输出接口19c从外部输入推力设想值。此外，从机身控制装置50输入指令值(驱动用马达12的转数的指令值等)。此外，输入输出接口19c具有将对驱动用马达12的指令值、由测量结果获取部192获取的测量结果以及是否合格判断部193的判断结果中的至少一个发送至外部的发送接口的作用。
电池40由锂离子电池构成，且作为eVTOL 100的电力供给源的一个起作用。电池40主要向各EDS 10分别具有的驱动部11供给电力并使各驱动用马达12驱动。另外，也可以由镍氢电池等任意的二次电池构成以作为锂离子电池的替代，还可以装设有燃料电池、发电机等任意的电力供给源以作为电池40的替代，或是除了电池40以外还装设有燃料电池、发电机等任意的电力供给源。
转换器42与电池40连接，将电池40的电压降压并向eVTOL 100所包括的未图示的辅机类及机身控制装置50供给。分配器44将电池40的电压向各EDS 10所包括的驱动部11分配。
各EDS 10的功能试验是为了在进行了包括定期检修、发生故障时的检修等的EDS10的检修或EDS 10的构成部件的更换等保养之后，以作为检修或保养对象的EDS 10为对象进行简易的动作确认而执行的。在本实施方式中，将作为功能试验的对象的EDS 10称为“试验对象系统”。在功能试验中，对试验对象系统正常地动作且由试验对象系统驱动而旋转的旋转翼30(以下，称为“试验对象旋转翼”)正常地旋转进行确认。具体而言，在功能试验中，如图6和图7所示，以规定的试验图案对驱动用马达12供给电压和电流，对此时的电压值、电流值、马达转数、旋转翼转数、温度、推力等进行测定，基于目标值与实际测量值的差量，对试验对象系统及试验对象旋转翼的正常性进行判断。
机身通信部64具有进行无线通信的功能，且构成为在外部装置500所包括的外部通信部520与eVTOL 100之间进行信息的发送接收，并能够与机身控制装置50通信。作为无线通信，例如为民用VHF(Very High Frequency：甚高频)无线通信、4G(第四代移动通信系统)、5G(第五代移动通信系统)等电气通信运营商提供的无线通信、遵循IEEE802.11标准的无线LAN通信等。此外，例如也可以是USB(Universal Serial Bus：通用串行总线)、遵循IEEE802.3标准的有线通信。另外，作为外部装置500，例如为进行功能试验的控制、试验结果的记录等的服务器装置等管理及控制用计算机。上述管理及控制用计算机例如可以是配置于航空管制室的服务器装置，此外，也可以是由进行包括功能试验的保养或检修的保养作业员拿到eVTOL 100的运用场所的个人计算机。
报告部66按照来自机身控制装置50的指示进行报告。在本实施方式中，报告部66包括装设于乘客室并显示文字及图像等的显示装置、输出声音及警告声等的扬声器等，通过视觉信息、听觉信息向乘客报告各种信息。
A-2.功能试验的步骤：
图11所示的功能试验的顺序通过作业员从与机身控制装置50连接的未图示的用户界面输入实施功能试验的指示而开始。在机身控制装置50中，机身侧控制部52将试验开始的讯号发送至试验对象系统EDS 10(步骤S20)。在EDS 10中，控制装置19以上述讯号为契机，对旋转翼30以及电池40是否处于能开始试验的状态(就绪)进行确认(步骤S21)。例如，如果是旋转翼30，则暂时供电并对是否能旋转进行确认。如果是电池40，则对电池40的残余容量(SOC：State Of Charge)进行确认。控制装置19在旋转翼30以及电池40就绪的情况下，将EDS 10的动作模式设定为功能试验模式，此外，将就绪的情况通知至机身控制装置50(步骤S22)。
接收到“就绪”这个通知的机身控制装置50将试验日期时间、纬度经度、机身编号、气温压力等输入信息发送至EDS 10(步骤S23)，EDS 10的控制装置19将接收到的输入信息保存到存储部19b(步骤S24)。将在步骤S24中保持的信息与之后获得的功能试验的是否合格判断结果建立对应。EDS 10的控制装置19向机身控制装置50发送输出指令要求(步骤S25)。机身控制装置50将推力设想值和转数的指令值发送至EDS 10(步骤S26)。接收到上述指令的EDS 10的控制装置19按照指令使驱动用马达12进行试验驱动(步骤S27)。在本实施方式中，从机身控制装置50发送的指令在机身控制装置50中根据功能试验用程序而发送。根据上述指令，驱动控制部191以对驱动用马达12供给规定的试验图案的电流值和电压值的方式对驱动部11进行控制，其结果是，从电池40供给电力。
转数传感器34、扭矩传感器35将在功能试验执行过程中测量的数据发送至EDS 10(步骤S28)。在EDS 10中，测量结果获取部192将由各传感器测量的测量数据依次存储于存储部19b(步骤S29)。由各传感器测量的测量数据从EDS 10发送至机身控制装置50，机身控制装置50依次在机身侧存储部51中分别进行存储(步骤S30)。改变使驱动电压等变化的频率，重复进行上述的步骤S26至步骤S30。
机身控制装置50向EDS 10发送功能试验终结的讯号(步骤S31)。在控制装置19中，是否合格判断部193执行是否合格判断(步骤S32)，将是否合格判断结果发送至机身控制装置50(步骤S33)。
根据以上说明的第一实施方式的控制装置19，控制装置19将EDS 10控制成选择性地以通常模式和功能试验模式的至少两种动作模式中的任一个动作模式进行动作，因此，能对用于执行功能试验的场所被限定为检查场所等进行抑制。因此，能在电动垂直起降机的运用场所执行试验对象系统的功能试验。
此外，第一实施方式的控制装置19包括对与驱动用马达12有关的转数、驱动电流、驱动电压和推力中的至少一个的测量结果进行获取的测量结果获取部192以及使用获取的测量结果对功能试验的是否合格进行判断的是否合格判断部193。因此，在EDS 10内的控制装置19中，能够获取测量结果，并能使用获取的测量结果对功能试验的是否合格进行判断。
第一实施方式的EDS 10具有相当于对转数进行测量的转数测量部的转数传感器14，测量结果获取部192从转数传感器14获取转数的测量结果。因此，在功能试验的是否合格判断中，能够利用驱动用马达12的转数的测量结果。
第一实施方式的EDS 10还具有相当于对推力进行测量的推力测量部的推力传感器18，测量结果获取部192从推力传感器18获取推力的测量结果，是否合格判断部193使用功能试验模式下的推定的设想值即推力设想值以及所获取的推力的测量结果，对功能试验的是否合格进行判断。因此，能使功能试验的是否合格判断的精度提高。
此外，第一实施方式的控制装置19还包括根据大气密度、对驱动用马达12的转数的指令值以及旋转翼30的安装角度来计算推力设想值的推力设想值计算部194。因此，能使功能试验的是否合格判断的精度进一步提高。
第一实施方式的控制装置19还包括相当于用于从外部输入推力设想值的输入接口的输入输出接口19c。因此，能简化控制装置19的结构。
此外，第一实施方式的控制装置19还包括存储对驱动用马达12的指令值、所获取的测量结果和功能试验的是否合格结果中的至少一个的存储部19b。因此，例如，能将指令值和结果存储于存储部19b，以在是否合格判断中使用，或是向外部输出。
在第一实施方式的控制装置19中，还包括用于将对驱动用马达12的指令值、所获取的测量结果和功能试验的是否合格结果中的至少一个经由EDS 10具有的、相当于发送接口的输入输出接口19c发送至外部的输入输出接口19c。因此，例如能将指令值、测量结果和功能试验的是否合格结果中的至少一个经由输入输出接口19c发送至机身控制装置50。
B.第二实施方式：
第二实施方式的eVTOL 100的结构在如图12所示EDS 10包括连结部60这点、电驱动系统10不包括推力传感器18这点以及在执行包括功能试验的后述的试验处理时如图12所示机身20安装有夹具70这点上，与第一实施方式的eVTOL 100不同。第二实施方式的eVTOL 100的其他结构与第一实施方式的eVTOL 100相同，因此，对同一结构要素标注同一符号并省略其详细说明。
连结部60用于将EDS 10机械地连结于机身20。在执行功能试验时，如图12所示，机身20(第一支承部23)上连结有夹具70。因此，连结部60可以说是用于经由机身20间接地与能在推力产生方向上对EDS 10进行保持的夹具70连结的机械性的连结部。另外，连结部60与夹具70也可以直接连结。具体而言，EDS 10可以在EDS 10从第一支承部23露出的状态下通过连结部60与夹具70连结。在上述结构中，连结部60将EDS 10直接连结于夹具70。
夹具70在任意场所中固定于地面，此外，夹具70在功能试验中对驱动用马达12的推力进行测量，逐次发送至控制装置19。夹具70具有夹具侧连结部72、推力关联值传感器部73及主体部74。
夹具侧连结部72位于夹具70的上端。夹具侧连结部72的下端侧与后述推力关联值传感器部73连结。夹具侧连结部72具有经由eVTOL 100的机身20间接地与EDS 10连结的作用。具体而言，夹具侧连结部72经由第一支承部23与EDS 10连结。
如图12所示，推力关联值传感器部73配置为从夹具侧连结部72的下端到主体部74的上端。推力关联值传感器部73具有圆柱状的外观形状。在本实施方式中，推力关联值传感器部73将夹具侧连结部72和主体部74连结，并且内置有对试验对象系统EDS 10的推力进行测量的推力传感器。推力传感器例如具有弹簧和对弹簧的拉伸即应变进行检测的应变计，利用检测到的应变来测量推力。通过在夹具70中配置推力关联值传感器部73，即使在像本实施方式这样EDS 10不具有推力传感器的结构中，也能实现与推力有关的功能试验的是否合格判断。
主体部74具有夹具侧接口部75及夹具侧获取部76c。夹具侧接口部75将后述的在夹具侧获取部76c中获取的推力关联值传感器部73的输出值向外部输出。夹具侧获取部76c获取对EDS 10的指令值以及推力关联值传感器部73的输出值。另外，在本实施方式中，夹具侧获取部76c能从推力关联值传感器部73直接获取推力。
图13所示的试验处理表示用于进行EDS 10的功能试验的处理。EDS 10的功能试验通过将夹具70安装于试验对象系统来进行。在试验处理中，首先，试验用的夹具70经由第一支承部23安装于EDS 10(步骤S10)。
机身控制装置50的机身侧控制部52选定功能试验模式，向控制装置19发送指令(步骤S11)。步骤S11的处理相当于图11中的步骤S20～步骤S22。控制装置19经由输入输出接口19c向夹具70发送指令(步骤S12)。在接收到上述指令的夹具70中，夹具侧获取部76c获取根据内置于推力关联值传感器部73的推力传感器的推力的测量结果，经由夹具侧接口部75逐次发送至控制装置19，并且存储于存储部19b中(步骤S13)。推力的测量结果从控制装置19逐次发送至机身控制装置50，并存储于机身侧存储部51(步骤S14)。步骤S13的处理相当于图11中的步骤S28～S29，步骤S14的处理相当于图11中的步骤S30。
控制装置19的是否合格判断部193对功能试验的是否合格进行判断(步骤S15)。步骤S15的处理相当于图11中的步骤S32。存储部19b对是否合格判断结果进行存储(步骤S16)。是否合格判断结果从控制装置19发送至机身控制装置50，在机身控制装置50的未图示的显示部中显示(步骤S17)。
根据以上说明的第二实施方式的控制装置19，发挥与第一实施方式的控制装置19同样的效果。除此之外，EDS 10具有直接或是经由eVTOL 100的机身20间接地与夹具70连结的连结部60。因此，即使在通过功能试验来驱动旋转翼30而使其旋转的状况下，EDS 10上升或是旋转等进行大幅位移的情况也得以抑制。因此，在功能试验中，能高精度地测量转数、振动等各种参数。
此外，EDS 10具有用于从推力测量装置输入测量结果的输入接口以代替推力传感器，测量结果获取部192获取从输入接口输入的推力的测量结果，因此，能简化EDS 10的结构。
此外，控制装置19能够从配置于夹具70的、对旋转翼30(驱动用马达12)的推力进行测量的推力测量装置输入测量结果，因此，即使在EDS 10不具有推力测量装置的结构中也能实现推力的测量。
C.第三实施方式：
A-1.装置结构：
如图14以及图15所示，作为本公开的一实施方式的控制装置50a装设于电动垂直起降机100a(以下，也称为“eVTOL(electric Vertical Take-Off and Landing aircraft)100a”)，对eVTOL 100a的动作进行控制
eVTOL 100a构成为通过电气驱动且能在铅垂方向上起降的有人航空器。eVTOL100a除了控制装置50a以外，还包括机身20a、多个旋转翼30a、多个电驱动系统10a(以下，也称为“EDS(Electric Drive System)10a”)、图16所示的电池40、转换器42、分配器44、机身通信部64以及报告部66。如图14所示，本实施方式的eVTOL 100a分别包括八个旋转翼30a和八个EDS 10a。另外，在图16中，为了便于图示，以eVTOL 100a所包括的八个旋转翼30a及八个EDS 10a中的两个旋转翼30a及两个EDS 10a为代表进行了示出。
如图14和图15所示，机身20a相当于eVTOL 100a中的除八个旋转翼30a和八个EDS10a以外的部分。机身20a包括机身主体部21、支柱部22、六个第一支承部23、六个第二支承部24、主翼25以及尾翼28。
机身主体部21构成eVTOL 100a的躯干部分。机身主体部21具有以机身轴线AX为对称轴左右对称的结构。在本实施方式中，“机身轴线AX”表示穿过机身重心位置CM且沿着eVTOL 100a的前后方向的轴线。此外，“机身重心位置CM”表示乘客未搭乘的空机重量时的eVTOL 100a的重心位置。机身主体部21的内部形成有未图示的乘客室。此外，机身主体部21装设有加速度传感器29。加速度传感器29由三轴传感器构成，对eVTOL 100a的加速度进行测定。加速度传感器29的测定结果被输出至控制装置50a。
支柱部22具有沿铅垂方向延伸的大致柱状的外观形状，固定于机身主体部21的上部。在本实施方式中，支柱部22配置于在沿铅垂方向观察时与eVTOL 100a的机身重心位置CM重叠的位置。支柱部22的上端部分别固定有六个第一支承部23的一方的端部。六个第一支承部23分别具有大致棒状的外观，且以沿着与铅垂方向垂直的面延伸的方式彼此按等角度间隔呈放射状配置。在各第一支承部23的另一方的端部、即处于远离支柱部22的位置的端部，分别配置有旋转翼30a和EDS 10a。六个第二支承部24分别具有大致棒状的外观形状，并将彼此相邻的第一支承部23的另一方的端部(未与支柱部22连接的一侧的端部)彼此连接。
主翼25包括右翼26和左翼27。右翼26从机身主体部21向右方向延伸地形成。左翼27从机身主体部21向左方向延伸地形成。右翼26和左翼27上分别配置有一个旋转翼30a及一个EDS 10a。尾翼28形成于机身主体部21的后端部。
八个旋转翼30a中的六个构成为配置于各第二支承部24的端部、主要用于获得机身20a的升力的抬升用旋转翼31a。八个旋转翼30a中的两个构成为分别配置于右翼26和左翼27、主要用于获得机身20a的推力的巡航用旋转翼32a。各旋转翼30a以各自的旋转轴线为中心相互独立地被驱动而旋转。各旋转翼30a分别具有彼此按等角度间隔配置的三个叶片33。在本实施方式中，各旋转翼30a的叶片角分别可变地构成。具体而言，根据来自控制装置50a的指示，通过未图示的致动器对叶片角进行调节。如图16所示，各旋转翼30a分别设置有转数传感器34及扭矩传感器35。转数传感器34对旋转翼30a的转数进行测定。扭矩传感器35对旋转翼30a的旋转扭矩进行测定。各传感器34、35的测定结果被输出至控制装置50a。
图14所示的八个EDS 10a构成为用于分别驱动各旋转翼30a而使其旋转的驱动装置。八个EDS 10a中的六个分别驱动抬升用旋转翼31a而使其旋转。八个EDS 10a中的两个分别驱动巡航用旋转翼32a而使其旋转。
如图16所示，各EDS 10a具有驱动部11、驱动用马达12、齿轮箱13、转数传感器14、电流传感器15、电压传感器16以及扭矩传感器17。
驱动部11构成为包括未图示的逆变器电路以及对上述逆变器电路进行控制的未图示的控制器的电子设备。逆变器电路包括IGBT(Insulated Gate Bipolar Transistor：绝缘栅双极晶体管)、MOSFET(Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor：金属氧化物半导体场效应晶体管)等功率元件，根据与由控制器供给的控制信号相应的占空比向驱动用马达12供给驱动电压。控制器与控制装置50a电连接，根据来自控制装置50a的指令向逆变器电路供给控制信号。
在本实施方式中，驱动用马达12包括无电刷马达，将与从驱动部11的逆变器电路供给的电压及电流相应的旋转运动输出。另外，也可以包括感应马达、磁阻马达等任意的马达，以作为无电刷马达的替代。
齿轮箱13将驱动用马达12和旋转翼30a物理连接。齿轮箱13具有未图示的多个齿轮，将驱动用马达12的旋转减速并向旋转翼30a传递。另外，也可以省略齿轮箱13而将旋转翼30a的旋转轴直接与驱动用马达12连接。
转数传感器14及扭矩传感器17分别设置于驱动用马达12，分别对驱动用马达12的转数和旋转扭矩进行测定。电流传感器15及电压传感器16分别设置于驱动部11与驱动用马达12之间，且分别对驱动电流及驱动电压进行测定。各传感器14～17的测定结果经由驱动部11输出至控制装置50a。
电池40由锂离子电池构成，且作为eVTOL 100a的电力供给源的一个起作用。电池40主要向各EDS 10a分别具有的驱动部11供给电力并使各驱动用马达12驱动。另外，也可以由镍氢电池等任意的二次电池构成以作为锂离子电池的替代，还可以装设有燃料电池、发电机等任意的电力供给源以作为电池40的替代，或是除了电池40以外还装设有燃料电池、发电机等任意的电力供给源。
转换器42与电池40连接，将电池40的电压降压并向eVTOL 100a所包括的未图示的辅机类和控制装置50a供给。分配器44将电池40的电压向各EDS10a所包括的驱动部11分配。另外，也可以通过使各EDS 10a分别包括电池40等电力供给源来省略分配器44。
控制装置50a是包括存储部51a及CPU(Central Processing Unit：中央处理单元)的微型计算机，且构成为ECU(Electronic Control Unit：电子控制单元)。存储部51a具有ROM(Read Only Memory：只读存储器)及RAM(Random Access Memory：随机存取存储器)。CPU通过执行预先存储于存储部51a的控制程序，从而作为对eVTOL 100a的整体动作进行控制的控制部52a起作用，并且作为平衡控制部54起作用。
eVTOL 100a的整体动作例如有垂直起降动作、飞行动作和各EDS 10a的功能试验的执行动作等。垂直起降动作及飞行动作可以基于设定的航空路径信息来执行，也可以通过乘客的操作来执行，还可以基于来自后述外部装置500所包括的外部控制部510的指令来执行。控制部52a对eVTOL 100a的动作中的各EDS 10a所具有的驱动用马达12的转数及旋转方向、各旋转翼30a的叶片角等进行控制。
平衡控制部54如后所述地在执行各EDS 10a的功能试验时，执行对eVTOL100a的姿势的平衡崩溃进行抑制的处理(以下，称为“平衡控制处理”)。各EDS 10a的功能试验是为了在进行了包括定期检修、发生故障时的检修等的EDS10a的检修或EDS 10a的构成部件的更换等保养之后，以作为检修或保养对象的EDS 10a为对象进行简易的动作确认而执行的。在本实施方式中，将作为功能试验的对象的EDS 10a称为“试验对象系统”。在功能试验中，对试验对象系统正常地动作且由试验对象系统驱动而旋转的旋转翼30a(以下，称为“试验对象旋转翼”)正常地旋转进行确认。具体而言，在功能试验中，以规定的试验图案对驱动用马达12供给电压和电流，对此时的电压值、电流值、马达转数、旋转翼转数、温度等进行测定，基于目标值与实际测量值的差量，对试验对象系统的正常性进行判断。
机身通信部64具有进行无线通信的功能，且构成为在外部装置500所包括的外部通信部520与eVTOL 100a之间进行信息的发送接收，并能够与控制装置50a通信。作为无线通信，例如为4G(第四代移动通信系统)、5G(第五代移动通信系统)等电气通信运营商提供的无线通信、遵循IEEE802.11标准的无线LAN通信等。此外，例如也可以是USB(UniversalSerial Bus：通用串行总线)、遵循IEEE802.3标准的有线通信。另外，外部装置500例如为进行功能试验的控制、试验结果的记录等的服务器装置等管理及控制用计算机。上述管理及控制用计算机例如可以是配置于航空管制室的服务器装置，此外，也可以是由进行包括功能试验的保养或检修的保养作业员拿到eVTOL 100a的运用场所的个人计算机。
报告部66按照来自控制装置50a的指示进行报告。在本实施方式中，报告部66包括装设于乘客室并显示文字及图像等的显示装置、输出声音及警告声等的扬声器等，通过视觉信息、听觉信息向乘客报告各种信息。
A-2.平衡控制处理：
图17所示的平衡控制处理是在对试验对象系统执行包括驱动试验对象旋转翼而使其旋转的功能试验时一并执行的。另外，对于eVTOL 100a的出货时的各EDS 10a，在与各旋转翼30a组合的状态下，在工厂、检查场所等预先执行推力测定试验等。同样地，对于作为更换部件的EDS 10a，也在工厂、检查场所等，与旋转翼30a组合并预先执行推力测定试验等。
平衡控制部54对是否对试验对象系统执行功能试验进行检测(步骤S110)。例如，若保养作业员在外部装置500中指定试验对象系统并指示执行功能试验，则上述指示经由无线通信在控制装置50a中被接收。在上述情况下，平衡控制部54检测成对试验对象系统执行功能试验。另外，也可以在保养作业员能从控制装置50a具有的未图示的用户界面输入执行功能试验的指示的结构中，在存在上述指示的输入的情况下，检测为对试验对象系统执行功能试验。在检测为不执行功能试验的情况下(步骤S110：否)，重复进行步骤S110。即，待机直至检测为执行功能试验。另一方面，在检测为执行功能试验的情况下(步骤S110：是)，平衡控制部54对装设在相对于试验对象系统(以下，也称为“试验对象系统18a”)对称的位置处的对称系统(以下，也称为“对称系统19d”)进行确定(步骤S120)。
使用图18，对对称系统19d进行说明。对称系统19d相当于在沿铅垂方向观察eVTOL100a时位于相对于试验对象系统18a对称的位置的EDS 10a。在以下的说明中，也将由对称系统19d驱动而旋转的旋转翼30a称为“对称旋转翼39”。
例如，在驱动位于eVTOL 100a的前方右侧的抬升用旋转翼31a而使其旋转的EDS10a是试验对象系统18a的情况下，驱动位于eVTOL 100a的后方左侧的抬升用旋转翼31a而使其旋转的EDS 10a相当于对称系统19d。即，对称系统19d可以是在沿铅垂方向观察eVTOL100a时相对于试验对象系统18a位于以机身重心位置CM为对称中心的点对称的位置的EDS10a。另外，在本实施方式中，“点对称的位置”表示与点对称的位置最靠近的位置。
此外，例如，与图18不同地，在驱动配置于右翼26的巡航用旋转翼32a而使其旋转的EDS 10a是试验对象系统18a的情况下，驱动配置于左翼27的巡航用旋转翼32a而使其旋转的EDS 10a相当于对称系统19d。即，对称系统19d可以是在沿铅垂方向观察eVTOL 100a时相对于试验对象系统18a位于以穿过机身重心位置CM的机身轴线AX为对称轴线的线对称的位置的EDS 10a。另外，在本实施方式中，“线对称的位置”表示与线对称的位置最靠近的位置。
如图17所示，平衡控制部54以将试验对象系统18a和对称系统19d的驱动用马达12的转数控制成彼此相同，并且将驱动用马达12的旋转方向控制成互为相反方向的方式，分别驱动试验对象旋转翼38及对称旋转翼39而使其旋转(步骤S130)。
如图18所示，在驱动位于eVTOL 100a的前方右侧的抬升用旋转翼31a而使其旋转的EDS 10a是试验对象系统18a，驱动位于eVTOL 100a的后方左侧的抬升用旋转翼31a而使其旋转的EDS 10a是对称系统19d的情况下，平衡控制部54以在粗线箭头所示的方向上分别驱动试验对象旋转翼38及对称旋转翼39而使其旋转的方式，分别对试验对象系统18a及对称系统19d进行控制。在图18的示例中，通过使试验对象系统18a的驱动用马达12朝顺时针方向旋转，从而试验对象旋转翼38朝顺时针方向旋转。此外，通过使对称系统19d的驱动用马达12朝与顺时针相反的方向旋转，从而对称旋转翼39朝上述方向旋转。在本实施方式中，“转数彼此相同”设为还包括两个系统18a、19d中的转数的误差在大约10％以下的情况。另外，理想的是，在执行功能试验时，eVTOL 100a在机身20a包括的未图示的脚部等，经由钩、绳等固定构件与地面等相互固定。不过，两者也可以未被固定。
如图17所示，平衡控制部54检测对试验对象系统18a的功能试验是否全部终结(步骤S140)。在检测为功能试验未全部终结的情况下(步骤S140：否)，返回步骤S130。另一方面，在检测为功能试验终结的情况下(步骤S140：是)，停止试验对象系统18a及对称系统19d的驱动，以结束平衡控制处理。
根据以上说明的本实施方式的装设于eVTOL 100a的控制装置50a，在对试验对象系统18a执行功能试验时，执行将在沿铅垂方向观察eVTOL 100a时位于相对于试验对象系统18a对称的位置处的对称系统19d和试验对象系统18a中各自的驱动用马达12的转数控制成彼此相同，且将旋转方向控制成互为相反方向的平衡控制处理。因此，在执行功能试验时，能使由试验对象旋转翼38产生的推力和由对称旋转翼39产生的推力相同，并且能使由试验对象旋转翼38产生的旋转扭矩与由对称旋转翼39产生的旋转扭矩抵消。因此，在执行功能试验时，能对eVTOL 100a以穿过机身重心位置CM的沿着铅垂方向的轴为中心旋转进行抑制，能对eVTOL 100a的姿势的平衡崩溃进行抑制。因此，能够省略用于将试验对象系统18a固定于地面等的夹具等专用设备而执行功能试验。
在此，与包括燃气轮机的固定翼机等相比，eVTOL 100a即使在狭窄的场所也能进行起降，因此，设想为在各种场所中运用。根据本实施方式的控制装置50a，能够省略专用设备来执行EDS 10a的功能试验，因此，能够省略为了执行功能试验而使eVTOL 100a从运用场所移动至检查场所等。因此，能在eVTOL 100a的运用场所执行EDS 10a的功能试验，能抑制效率恶化。
此外，通过将在沿铅垂方向观察eVTOL 100a时相对于试验对象系统18a位于以机身重心位置CM为对称中心的点对称的位置的EDS 10a设置为对称系统19d，从而能对eVTOL100a绕机身重心位置CM旋转进行抑制。因此，能在执行功能试验时有效地抑制eVTOL 100a的姿势的平衡崩溃。
此外，通过将在沿铅垂方向观察eVTOL 100a时相对于试验对象系统18a位于以穿过机身重心位置CM的机身轴线AX为对称轴的线对称的位置处的EDS 10a设置为对称系统19d，从而能对eVTOL 100a以机身轴线AX为中心倾斜进行抑制。因此，能在执行功能试验时有效地抑制eVTOL 100a的姿势的平衡崩溃。
此外，由于控制装置50a装设于eVTOL 100a，因此，能够省略功能试验执行过程中以及执行平衡控制处理过程中的与外部装置500的通信，能抑制因通信障碍等而造成功能试验以及平衡控制处理的中断等。
D.第四实施方式：
如图19所示，第四实施方式的控制装置50a在平衡控制部54执行的平衡控制处理中执行步骤S130a以代替步骤S130这点上，与第三实施方式的控制装置50a不同。包括装置结构的其他结构与第三实施方式的控制装置50a相同，因此，对同一结构标注同一符号并省略其详细说明。
若在步骤S120中确定出对称系统19d，则平衡控制部54将试验对象系统18a和对称系统19d中的驱动用马达12的转数控制成彼此相同，且将驱动用马达12的旋转方向控制成互为相反方向，且将试验对象旋转翼38和对称旋转翼39中的叶片角控制成彼此相同(步骤S130a)。在本实施方式中，“叶片角彼此相同”设为还包括两个旋转翼38、39中的叶片角的误差在指令角度的10％以下的情况，此外，设为还包括两个旋转翼38、39中的叶片角的差在大约2°以下的情况。步骤S130a之后，进入步骤S140。
根据以上说明的第四实施方式的控制装置50a，发挥与第三实施方式的控制装置50a同样的效果。除此之外，在平衡控制处理中，将试验对象旋转翼38和对称旋转翼39中的叶片角控制成彼此相同，因此，能进一步抑制执行功能试验时eVTOL 100a的姿势的平衡崩溃。
E.第五实施方式：
如图20所示，第五实施方式的控制装置50a在平衡控制部54执行的平衡控制处理中还执行步骤S132、S134、S136以及S138这点上，与第三实施方式的控制装置50a不同。包括装置结构的其他结构与第三实施方式的控制装置50a相同，因此，对同一结构标注同一符号并省略其详细说明。
若在步骤S130中分别使试验对象系统18a和对称系统19d驱动，则平衡控制部54获取通过各种传感器测定的测定结果(步骤S132)。更具体而言，平衡控制部54分别对试验对象系统18a和对称系统19d获取驱动用马达12的转数、驱动电流及驱动电压的测定结果，此外，获取eVTOL 100a的加速度的测定结果。
针对驱动用马达12的转数、驱动电流及驱动电压的任一个，平衡控制部54都对试验对象系统18a与对称系统19d的差是否为预先确定的阈值以下进行判断(步骤S134)。当判断为两个系统18a、19d中的驱动用马达12的转数、驱动电流及驱动电压的差不是都在预先确定的阈值以下、即至少一个超过阈值的情况下(步骤S134：否)，进入步骤S138。
对于驱动用马达12的转数、驱动电流及驱动电压中的至少一个，当两个系统18a、19d的测定结果的值之差较大的情况下，存在eVTOL 100a的姿势的平衡崩溃的可能性。因而，平衡控制部54在判断为超过阈值的情况下(步骤S134：否)，使功能试验安全地紧急停止(步骤S138)。“安全地紧急停止”意指对于试验对象系统18a和对称系统19d的每一个，使驱动用马达12的转数逐渐减少而使驱动用马达12停止。在步骤S138中使功能试验安全地紧急停止的情况下，控制装置50a可以就上述紧急停止经由机身通信部64通知至外部装置500，也可以经由报告部66报告给eVTOL 100a的乘客和利用者。步骤S138之后，结束平衡控制处理。
当在步骤S134中，对于驱动用马达12的转数、驱动电流及驱动电压中的任一个，都判断为两个系统18a、19d的差在预先确定的阈值以下的情况下(步骤S134：是)，平衡控制部54对通过加速度传感器29测定的eVTOL 100a的加速度是否在预先确定的阈值以下进行判断(步骤S136)。在判断为eVTOL 100a的加速度不在预先确定的阈值以下、即超过阈值的情况下，无法获取eVTOL 100a的姿势的平衡，例如存在产生前进、后退、旋转等eVTOL 100a的动作的可能性。因此，在判断为超过阈值的情况下(步骤S136：否)，执行上述的步骤S138，使功能试验安全地紧急停止。
另一方面，在判断为eVTOL 100a的加速度为预先确定的阈值以下的情况下(步骤S136：是)，平衡控制部54判断为获得了eVTOL 100a的姿势的平衡，使功能试验持续。平衡控制部54对功能试验是否终结进行检测(步骤S140)，在判断为功能试验未终结的情况下(步骤S140：否)，返回步骤S130，在判断为功能试验终结的情况下(步骤S140：是)，使试验对象系统18a和对称系统19d的驱动停止，结束平衡控制处理。
根据以上说明的第五实施方式的控制装置50a，发挥与第三实施方式的控制装置50a同样的效果。除此之外，在推定为因执行功能试验而使eVTOL 100a的姿势的平衡崩溃的情况下使功能试验安全地紧急停止，因此，能抑制安全性降低。
此外，在对于驱动用马达12的转数、驱动电流及驱动电压中的任一个，判断为试验对象系统18a与对称系统19d的差超过阈值的情况下，使功能试验安全地紧急停止，因此，能高精度地推定eVTOL 100a的姿势的平衡崩溃的情况并使功能试验停止。此外，在判断为eVTOL 100a的加速度超过预先确定的阈值情况下，判断为无法获得eVTOL 100a的姿势的平衡，因此，能高精度地推定eVTOL 100a的姿势的平衡崩溃的情况并使功能试验停止。
F.其他实施方式：
F-1.其他实施方式1：
在各实施方式的功能试验中，机身控制装置50指令马达的输出转数，控制装置19的驱动控制部191使驱动用马达12驱动，但本公开不限于此。在功能试验中，控制装置19也可以根据在自身的存储部19b中预先设定的功能试验用程序来对驱动用马达12进行控制。在上述结构中，控制装置50也可以对控制装置19发送实施试验的指令以代替转数等的指令值。此外，控制装置19也可以以从控制装置50接收的上述指令为契机，根据功能试验用程序来对驱动用马达12进行控制。
F-2.其他实施方式2：
在第一实施方式中，从EDS 10或旋转翼30获取来自各传感器的处理数据，但本公开不限于此。也可以从构成为与EDS 10及旋转翼30不同的其他装置的传感器获取测量数据。
F-3.其他实施方式3：
在第二实施方式中，夹具70的推力关联值传感器部73内置有对试验对象系统EDS10的推力进行测量的推力传感器，但在本实施方式中夹具70也可以不具有推力传感器。例如，也可以与第一实施方式同样地，形成为EDS 10具有推力传感器18而夹具70不具有推力传感器的结构。
F-4.其他实施方式4：
在上述各实施方式中，包括相当于用于将测量结果等向外部发送的发送接口的输入输出接口19c，但本公开不限于此。在本实施方式，也可以不包括相当于发送接口的输出接口。在上述结构中，EDS 10也可以具有显示部，显示测量结果等。
F-5.其他实施方式5：
在上述实施方式中，控制装置19包括测量结果获取部192、是否合格判断部193及推力设想值计算部194，但本公开不限于此。构成为与控制装置19不同的其他装置的装置也可以获取测量结果，进行是否合格判断，计算推力的设想值。
F-6.其他实施方式6：
在上述实施方式中，EDS 10具有相当于转数测量部的转数传感器14以及相当于推力测量部的推力传感器18，但也可以不具有。构成为与EDS 10不同的其他装置的装置也可以对驱动用马达12的转数及推力进行测量。
F-7.其他实施方式7：
在上述各实施方式中，包括对测量结果等进行存储的存储部19b，但本公开不限于此。在本实施方式中，也可以不包括存储部。在上述结构中，构成为与控制装置19不同的其他装置的装置也可以具有存储部，存储测量结果等。
F-8.其他实施方式8：
在上述各实施方式中，是否合格判断部193使用推力、马达转数、电流、电压等各种参数进行是否合格判断，但本公开不限于此。在本实施方式中，例如可以仅使用推力进行是否合格判断，也可以使用所有参数进行是否合格判断。此外，也可以将任意数量的参数任意地组合而进行是否合格判断。
F-9.其他实施方式9：
在上述第五实施方式中，利用试验对象系统18a和对称系统19d中的驱动用马达12的转数、驱动电流、驱动电压以及eVTOL 100a的加速度来对是否获得eVTOL 100a的姿势的平衡进行判断，但也可以是使用这些值中的一部分进行上述判断的方式。在上述方式中，平衡控制部54也可以获取驱动用马达12的转数、驱动电流、驱动电压以及eVTOL 100a的加速度中的至少一个的测定结果。通过上述结构，也能发挥与上述第五实施方式同样的效果。
F-10.其他实施方式10：
上述各实施方式的控制装置50a装设于eVTOL 100a，但也可以是装设于外部装置500而使用的方式。在上述方式中，也可以在与装设于eVTOL 100a的控制装置(与控制装置50a不同的控制装置)连接的机身通信部64和外部通信部520之间，进行控制信号的发送接收。即，一般来说，控制装置50a也可以进一步包括能与eVTOL 100a所包括的机身通信部64通信的外部通信部520，存在于eVTOL 100a的外部。根据上述结构，能够在外部装置500中控制多个eVTOL 100a的功能试验以及平衡控制处理。
F-11.其他实施方式11：
上述各实施方式的eVTOL 100a的结构仅为一例，能进行各种改变。例如，各EDS10a分别具有驱动部11，但也可以通过共用的驱动部11分别使多个驱动用马达12进行驱动。此外，例如旋转翼30a和EDS 10a不限于八个，也可以是任意多个，还可以装设于任意位置。此外，例如，作为抬升用旋转翼31a及巡航用旋转翼32a的替代，也可以利用倾转旋翼构成。此外，例如，eVTOL 100a也可以构成为无人航空器，以作为有人航空器的替代。
本公开不限于上述实施方式，能在不超出上述主旨的范围内通过各种结构实现。例如，与发明内容部分所记载的形态中的技术特征对应的各实施方式中的技术特征可以适当地进行替换或组合，以解决上述技术问题的一部分或全部、或者实现上述效果的一部分或全部。此外，上述技术特征只要未在本说明书中作为必须结构而说明，就可适当删除。
本公开所记载的控制部及其方法也可以通过专用计算机来实现，该专用计算机通过构成处理器和存储器而提供，上述处理器被编程为执行由计算机程序具体化的一个至多个功能。或者，也可以是，本公开所记载的控制部及其方法通过专用计算机来实现，该专用计算机是通过由一个以上的专用硬件逻辑电路构成处理器而提供的。或者，本公开所记载的控制部和该控制部的方法由一个以上的专用计算机来实现，该专用计算机通过被编程为执行一个至多个功能的处理器及存储器与由一个以上硬件逻辑电路构成的处理器的组合构成。此外，计算机程序也可以被存储于计算机可读的非暂时性有形存储介质，以作为由计算机执行的指令。

Claims (19)

1.一种控制装置，所述控制装置是对电驱动系统(10)进行控制的控制装置(19)，所述电驱动系统装设于具有旋转翼(30)的电动垂直起降机(100)且具有驱动所述旋转翼而使其旋转的驱动用马达(12)，其特征在于，
所述控制装置将所述电驱动系统控制成选择性地以通常模式和功能试验模式的至少两种动作模式中的任一个动作模式进行动作，
在所述通常模式中，所述控制装置根据来自对所述电动垂直起降机的飞行进行控制的机身控制装置(50)的指令对所述驱动用马达进行控制，
在所述功能试验模式中，所述控制装置根据按照功能试验用程序从外部发送的指令，或是根据自身预先设定的所述功能试验用程序对所述驱动用马达进行控制。
2.根据权利要求1所述的控制装置，其特征在于，包括：
测量结果获取部(192)，所述测量结果获取部获取与所述驱动用马达有关的转数、驱动电流、驱动电压和推力中的至少一个的测量结果；以及
是否合格判断部(193)，所述是否合格判断部使用获取的所述测量结果对所述功能试验的是否合格进行判断。
3.根据权利要求2所述的控制装置，其特征在于，
所述电驱动系统具有转数测量部，所述转数测量部对所述转数进行测量，
所述测量结果获取部从所述转数测量部获取所述转数的测量结果。
4.根据权利要求2或3所述的控制装置，其特征在于，
所述电驱动系统还具有推力测量部，所述推力测量部对所述推力进行测量，
所述测量结果获取部从所述推力测量部获取所述推力的测量结果，
所述是否合格判断部使用所述功能试验模式下的所述推力的设想值即推力设想值以及获取的所述推力的所述测量结果，对所述功能试验的是否合格进行判断。
5.根据权利要求4所述的控制装置，其特征在于，
还包括推力设想值计算部(194)，所述推力设想值计算部根据大气密度、对所述驱动用马达的所述转数的指令值以及所述旋转翼的安装角度，计算所述推力设想值。
6.根据权利要求4所述的控制装置，其特征在于，
还包括输入接口，所述输入接口用于从外部输入所述推力设想值。
7.根据权利要求2所述的控制装置，其特征在于，
所述电驱动系统具有：
机械性的连结部(60)，所述连结部用于直接地或是经由所述电动垂直起降机的机身(20)间接地与能在推力产生方向上对所述电驱动系统进行保持的夹具连结。
8.根据权利要求7所述的控制装置，其特征在于，
所述电驱动系统具有输入接口，所述输入接口用于从配置于所述夹具的、对所述驱动用马达的推力进行测量的推力测量装置输入测量结果，
所述测量结果获取部获取从所述输入接口输入的所述推力的所述测量结果。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的控制装置，其特征在于，包括：
测量结果获取部，所述测量结果获取部获取与所述驱动用马达有关的转数、驱动电流、驱动电压和推力中的至少一个的测量结果；以及
存储部(19b)，所述存储部存储对所述驱动用马达的指令值、获取的所述测量结果和所述功能试验的是否合格结果中的至少一个。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的控制装置，其特征在于，还包括：
测量结果获取部，所述测量结果获取部获取与所述驱动用马达有关的转数、驱动电流、驱动电压和推力中的至少一个的测量结果；以及
发送接口，所述发送接口用于将对所述驱动用马达的指令值、获取的所述测量结果和所述功能试验的是否合格结果中的至少一个经由所述电驱动系统具有的发送接口发送至外部。
11.一种电动垂直起降机的控制装置，所述控制装置是包括具有驱动旋转翼(30a)而使其旋转的驱动用马达(12)的多个电驱动系统(10a)的电动垂直起降机(100a)的控制装置(50a)，其特征在于，
在对多个所述电驱动系统中的、作为试验对象的所述电驱动系统即试验对象系统(18a)执行包括驱动所述旋转翼而使其旋转的功能试验时，执行平衡控制处理，在所述平衡控制处理中，将对称系统(19d)和所述试验对象系统中各自的所述驱动用马达的转数控制成彼此相同，且将各自的所述驱动用马达的旋转方向控制成互为相反方向，所述对称系统是在沿铅垂方向观察所述电动垂直起降机时位于相对于所述试验对象系统对称的位置处的所述电驱动系统。
12.根据权利要求11所述的电动垂直起降机的控制装置，其特征在于，
所述对称系统是在沿铅垂方向观察所述电动垂直起降机时相对于所述试验对象系统位于以机身重心位置(CM)为对称中心的点对称的位置处的所述电驱动系统。
13.根据权利要求11所述的电动垂直起降机的控制装置，其特征在于，
所述对称系统是在沿铅垂方向观察所述电动垂直起降机时相对于所述试验对象系统位于以穿过机身重心位置的机身轴线(AX)为对称轴线的线对称的位置处的所述电驱动系统。
14.根据权利要求11至13中任一项所述的电动垂直起降机的控制装置，其特征在于，
所述旋转翼具有的叶片(33)的叶片角可变地构成，
在所述平衡控制处理中，将由所述试验对象系统驱动而旋转的所述旋转翼即试验对象旋转翼(38)和由所述对称系统驱动而旋转的所述旋转翼即对称旋转翼(39)中的各所述叶片角控制成彼此相同。
15.根据权利要求11至14中任一项所述的电动垂直起降机的控制装置，其特征在于，
在所述平衡控制处理中，分别对所述试验对象系统和所述对称系统获取所述驱动用马达的转数、驱动电流及驱动电压中的至少一个的测定结果，比较分别对所述试验对象系统和所述对称系统获取的所述测定结果，对是否获得所述电动垂直起降机的姿势的平衡进行判断。
16.根据权利要求11至15中任一项所述的电动垂直起降机的控制装置，其特征在于，
在所述平衡控制处理中，获取所述电动垂直起降机的加速度，利用获取的所述加速度对是否获得所述电动垂直起降机的姿势的平衡进行判断。
17.根据权利要求15或16所述的电动垂直起降机的控制装置，其特征在于，
在所述平衡控制处理中，在判断为未获得所述平衡的情况下，对于所述试验对象系统和所述对称系统的每一个，使所述驱动用马达的转数逐渐减少而使所述驱动用马达停止。
18.根据权利要求11至17中任一项所述的电动垂直起降机的控制装置，其特征在于，
还包括外部通信部(520)，所述外部通信部能与所述电动垂直起降机包括的机身通信部(64)通信，
存在于所述电动垂直起降机的外部。
19.一种电动垂直起降机，
包括权利要求11至17中任一项所述的电动垂直起降机的控制装置。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114679109A (zh) * 2022-05-30 2022-06-28 中山大洋电机股份有限公司 一种磁场定向控制的电机的控制方法

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11643219B1 (en) * 2020-06-29 2023-05-09 Amazon Technologies, Inc. Reconfigurable propulsion mechanisms of a multirotor aerial vehicle
CN116142341B (zh) * 2023-01-28 2024-07-12 四川大学 一种表面吸附与传感器放置爬壁机器人

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001039397A (ja) * 1999-08-02 2001-02-13 Komatsu Ltd 水平回転翼を有した飛翔体
US20120239244A1 (en) * 2011-03-16 2012-09-20 Airbus Operations (S.A.S.) Monitoring of a flight control actuator of an aircraft
US20160246304A1 (en) * 2015-02-24 2016-08-25 Qualcomm Incorporated Near-flight Testing Maneuvers for Autonomous Aircraft
JP2016215796A (ja) * 2015-05-19 2016-12-22 株式会社アドテックス 無人飛翔体及びそのための制御システム
CN109101036A (zh) * 2018-10-30 2018-12-28 佛山市神风航空科技有限公司 一种多旋翼载人飞行器飞行控制系统
CN109803887A (zh) * 2016-09-30 2019-05-24 日本电产株式会社 多轴飞行器的控制系统

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5115996A (en) * 1990-01-31 1992-05-26 Moller International, Inc. Vtol aircraft
US5023791A (en) * 1990-02-12 1991-06-11 The Boeing Company Automated test apparatus for aircraft flight controls
US5260874A (en) * 1990-09-05 1993-11-09 The Boeing Company Aircraft flight emulation test system
CA2335155C (en) * 1998-06-18 2009-09-01 Kline & Walker, Llc Automated devices to control equipment and machines with remote control and accountability worldwide
US6598828B2 (en) * 2001-03-05 2003-07-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Integral data acquisition capacity
US20070014681A1 (en) * 2003-09-24 2007-01-18 Normand Beaudoin Retrorotating, post-rotating and birotating prime movers
SE0401128D0 (sv) * 2004-04-29 2004-04-29 Subsee Ab Mätinstrument
JP2006082775A (ja) * 2004-09-17 2006-03-30 Hiroboo Kk 無人飛行体制御システム及び方法
US7856294B2 (en) * 2007-12-14 2010-12-21 Sra International, Inc. Intelligent system and method for spacecraft autonomous operations
WO2013105926A1 (en) * 2011-03-22 2013-07-18 Aerovironment Inc. Invertible aircraft
US9845165B2 (en) * 2014-07-16 2017-12-19 Airogistic, L.L.C. Methods and apparatus for unmanned aerial vehicle landing and launch
CN115946858A (zh) * 2014-08-29 2023-04-11 峰鸟航空科技公司 使用混合电动飞机实现区域性空中运输网络的系统和方法
JP6425969B2 (ja) * 2014-10-29 2018-11-21 ヤンマー株式会社 ヘリコプター
US9540121B2 (en) * 2015-02-25 2017-01-10 Cisco Technology, Inc. Pre-flight self test for unmanned aerial vehicles (UAVs)
JP6782545B2 (ja) * 2016-02-26 2020-11-11 三菱重工エンジニアリング株式会社 異常判定装置、異常判定方法及びプログラム
WO2018010097A1 (en) * 2016-07-12 2018-01-18 SZ DJI Technology Co., Ltd. Systems and methods for multi-orientation flight
EP3630603A4 (en) * 2017-05-22 2021-03-03 Karem Aircraft, Inc. EVTOL AIRPLANE USING LARGE SPEED VARIABLES INCLINATION ROTORS
US10737797B2 (en) * 2017-07-21 2020-08-11 General Electric Company Vertical takeoff and landing aircraft
US20220126987A1 (en) * 2017-12-01 2022-04-28 Borealis Technical Limited Aircraft electric taxi system design and operation
WO2019168079A1 (ja) * 2018-02-28 2019-09-06 株式会社ナイルワークス 安全性を向上した農業用ドローン
US10273021B1 (en) * 2018-06-22 2019-04-30 Kitty Hawk Corporation Automated self-testing
DE102019207806A1 (de) * 2019-05-28 2020-12-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Energieversorgungseinrichtung für ein Luftfahrzeug

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001039397A (ja) * 1999-08-02 2001-02-13 Komatsu Ltd 水平回転翼を有した飛翔体
US20120239244A1 (en) * 2011-03-16 2012-09-20 Airbus Operations (S.A.S.) Monitoring of a flight control actuator of an aircraft
US20160246304A1 (en) * 2015-02-24 2016-08-25 Qualcomm Incorporated Near-flight Testing Maneuvers for Autonomous Aircraft
JP2016215796A (ja) * 2015-05-19 2016-12-22 株式会社アドテックス 無人飛翔体及びそのための制御システム
CN109803887A (zh) * 2016-09-30 2019-05-24 日本电产株式会社 多轴飞行器的控制系统
CN109101036A (zh) * 2018-10-30 2018-12-28 佛山市神风航空科技有限公司 一种多旋翼载人飞行器飞行控制系统

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114679109A (zh) * 2022-05-30 2022-06-28 中山大洋电机股份有限公司 一种磁场定向控制的电机的控制方法

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Publication number Publication date
WO2021039469A1 (ja) 2021-03-04
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