DE102005059423A1

DE102005059423A1 - Verfahren und Einrichtung zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell-oder Antriebsmotoren durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit

Info

Publication number: DE102005059423A1
Application number: DE102005059423A
Authority: DE
Inventors: Martin Dipl.-Ing. Recksiek; Christoph Dipl.-Ing. Giebeler
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV; Airbus Operations GmbH
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV; Airbus Operations GmbH
Priority date: 2005-12-13
Filing date: 2005-12-13
Publication date: 2007-06-21
Also published as: US7872367B2; WO2007068451A8; RU2008128148A; BRPI0619779A2; WO2007068451A1; CA2629552A1; EP1960856A1; CN101326473A; EP1960856B8; JP2009519160A; EP1960856B1; CN101326473B; RU2437135C2; US20090045678A1

Abstract

Es werden Verfahren und Einrichtung zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell- oder Antriebmotoren (14, 15) durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit (10), insbesondere bei einem Flugzeug, beschrieben, wobei die Leistungselektronikeinheit (10) eine Anzahl von elektronischen Motorsteuereinheiten (11, 12), und wobei bei vollständiger Funktionsfähigkeit der elektronischen Motorsteuereinheiten (11, 12) die elektrischen Motoren (14, 15) mit Nennleistung betrieben werden. Erfindungsgemäß ist es vorgesehen, dass bei Teilausfall der Motorsteuereinheiten (11, 12) die Motoren (14, 15) mit der verfügbaren Restleistung der Motorsteuereinheiten (11, 12) betrieben werden. Gemäß bevorzugten Ausführungsbeispielen der Erfindung können die Motoren sequentiell oder simultan betrieben werden.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Einrichtung zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell- oder Antriebsmotoren durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit, insbesondere bei einem Flugzeug.
Bis in jüngste Vergangenheit haben hydraulische Aktuatoren, z.B. für Landeklappen, Fahrwerk, Höhenruder etc., die Antriebstechnik für moderne Verkehrsflugzeuge dominiert. Bedingt durch die schnelle Entwicklung der letzten 20 Jahre auf dem Gebiet der Mikro- und Leistungshalbleitertechnik, insbesondere was Baugröße, Schaltfrequenz, Temperatur- und Spannungsbeständigkeit angeht, sind elektrische Antriebe, d.h. elektrische Stell- oder Antriebsmotoren, auch für den Luftfahrtsektor attraktiv geworden. Neben geringen Wartungskosten versprechen elektrische Antriebe höhere Effizienz und Flexibilität. Es besteht Bedarf an Leistungselektronik und Motoren, die so aufeinander abgestimmt sind, daß sie die besonderen Anforderungen der Luftfahrt hinsichtlich Gewicht, Größe und Zuverlässigkeit optimal erfüllen.
Eine effektive Möglichkeit, Gewicht und Platz zu sparen, ist die gemeinsame Nutzung einer Leistungselektronikeinheit von verschiedenen Flugzeugsystemen, die elektrische Stell- oder Antriebsmotoren enthalten. Dafür muß die Verfügbarkeit der gemeinsam genutzten Einheit durch Erhöhung der Redundanz verbessert werden, während aus Sicht des Gesamtflugzeugs eine Gewichtsreduktion angstrebt wird.
Eine höhere Redundanz büßt ihre Attraktivität dann ein, wenn diese durch die Vervielfachung von eigenständigen, aber gegenüber Einzelfehlern intoleranten Einheiten realisiert wird. Diese einfache Weise, die Redundanz zu erhöhen, wirkt sich nicht nur ungünstig auf das Gewicht und den dafür nötigen Einbauraum aus, sondern hat auch den Nachteil, daß zum Beispiel bei zweifacher Redundanz im Normalfall 50% des Gewichtes ungenutzt mitfliegen, während bei einem Einzelfehler 50% der Leistung verloren gehen. Zudem steigt die Ausfallwahrscheinlichkeit durch die Erhöhung der Gesamtkomponenten pro Funktion, solange die Intoleranz gegenüber solchen Einzelfehlern nicht reduziert wird.

Die Aufgabe der Erfindung ist es, ein verbessertes Verfahren und eine verbesserte Einrichtung zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell- oder Antriebsmotoren durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit zu schaffen. Einerseits wird diese Aufgabe durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.

Andererseits wird diese Aufgabe durch eine Einrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 14 gelöst.

Vorteilhafte Weiterbildungen und Ausführungsformen von Verfahren und Einrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung sind in den jeweiligen Unteransprüchen angegeben.

Durch die Erfindung wird ein Verfahren zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell- oder Antriebsmotoren durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit, insbesondere bei einem Flugzeug, geschaffen, wobei die Leistungselektronikeinheit eine Anzahl von elektronischen Motorsteuereinheiten enthält, und wobei bei vollständiger Funktionsfähigkeit der elektronischen Motorsteuereinheiten die elektrischen Motoren mit Nennleistung betrieben werden. Erfindungsgemäß ist es vorgesehen, dass bei Teilausfall der Motorsteuereinheiten die Motoren mit der verfügbaren Restleistung der Motorsteuereinheiten betrieben werden.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass die Motorsteuereinheiten jeweils einen Teil von x Phasen erzeugen, mit denen die Motoren betrieben werden, und dass bei teilweisem Ausfall der Motorsteuereinheiten die Motoren mit den noch intakten Phasen der Motorsteuereinheiten betrieben werden.

Gemäß einer besonders bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass die Motorsteuereinheiten, insbesondere zwei Motorsteuereinheiten, jeweils die Hälfte x/2 der Anzahl x der Phasen erzeugen, mit denen die Motoren, insbesondere zwei Motoren, betrieben werden.

Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass die Motorsteuereinheiten jeweils die volle Anzahl x der Phasen erzeugen, mit denen die Motoren betrieben werden, und dass bei teilweisem Ausfall der Motorsteuereinheiten die Motoren mit der reduzierten Leistung der noch funktionsfähigen Motorsteuereinheiten betrieben werden.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass die Motoren sequentiell betrieben werden.

Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass die Motoren simultan betrieben werden. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass mit den Motoren der Landeklappenantrieb und das Hauptlandefahrwerk eines Flugzeugs angetrieben werden.

Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass mit den Motoren sequentiell der Landeklappenantrieb und das Hauptlandefahrwerk eines Flugzeugs angetrieben werden, und dass bei einem Energieengpass die an einem der Motoren generatorisch gewonnene Energie zum Betätigen eines der anderen Motoren genutzt wird.

Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass mit den Motoren ein Duplex-Antrieb eines Landeklappenantriebs eines Flugzeugs angetrieben wird.

Vorzugsweise ist es vorgesehen, dass die Motoren der gleichen Leistungsklasse angehören und insbesondere bei simultanem Betrieb die gleiche Leistung haben.

Weiterhin ist es von Vorteil, wenn die Motoren räumlich nahe zueinander angeordnet sind, insbesondere bei simultanem Betrieb.

Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass bei Ausfall eines Teils der Motorsteuereinheiten alle Motoren mit der Leistung der noch funktionsfähigen Motorsteuereinheiten betrieben werden.

Gemäß einer anderen vorteilhaften Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es vorgesehen, dass bei teilweisem Ausfall von Motorsteuereinheiten alle Motoren mit der noch vorhandenen Restleistung der Motorsteuereinhei ten betrieben werden.

Weiterhin wird durch die Erfindung eine Einrichtung zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell- oder Antriebsmotoren durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit insbesondere bei einem Flugzeug, geschaffen, wobei die Leistungselektronikeinheit eine Anzahl von elektronischen Motorsteuereinheiten und eine Schalteinrichtung zur wahlweisen Verbindung der Motorsteuereinheiten mit den Motoren enthält, und wobei bei vollständiger Funktionsfähigkeit der elektronischen Motorsteuereinheiten die elektrischen Motoren mit Nennleistung betreibbar sind. Erfindungsgemäß ist es vorgesehen, dass bei Teilausfall der Motorsteuereinheiten die Motoren über die Schalteinrichtung mit der verfügbaren Restleistung der Motorsteuereinheiten betreibbar sind.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass die Motorsteuereinheiten jeweils zur Erzeugung eines Teils von x Phasen vorgesehen sind, mit denen die Motoren betrieben werden, und dass bei teilweisem Ausfall der Motorsteuereinheiten die Motoren über die Schalteinrichtung mit den noch intakten Phasen der Motorsteuereinheiten betreibbar sind.

Gemäß einer besonders bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass die Motorsteuereinheiten, insbesondere zwei Motorsteuereinheiten, jeweils zur Erzeugung der Hälfte x/2 der Anzahl x der Phasen vorgesehen sind, mit denen die Motoren, insbesondere zwei Motoren, betreibbar sind.

Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass die Motorsteuereinheiten jeweils zur Erzeugung der vollen Anzahl x der Phasen vorgesehen sind, mit denen die Motoren betreibbar sind, und dass bei teilweisem Ausfall der Motorsteuereinheiten die Motoren über die Schalteinrichtung mit der reduzierten Leistung der noch funktionsfähigen Motorsteuereinheiten betreibbar sind.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass die Motoren über die Schalteinrichtung sequentiell betreibbar sind.

Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass die Motoren über die Schalteinrichtung simultan betreibbar sind.

Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass mit den Motoren der Landeklappenantrieb und das Hauptlandefahrwerk eines Flugzeugs angetrieben werden.

Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass mit den Motoren sequentiell der Landeklappenantrieb und das Hauptlandefahrwerk eines Flugzeugs angetrieben werden, und dass bei einem Energieengpass die an einem der Motoren generatorisch gewonnene Energie zum Betätigen eines der anderen Motoren genutzt wird.

Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass mit den Motoren ein Duplex-Antrieb eines Landeklappenantriebs eines Flugzeugs angetrieben wird.

Vorzugsweise ist es vorgesehen, dass die Motoren der gleichen Leistungsklasse angehören, insbesondere bei simultanem Betrieb die gleiche Leistung haben. Weiterhin ist es vorzugsweise vorgesehen, dass die Motoren räumlich nahe zueinander angeordnet sind, insbesondere bei simultenem Betrieb.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass bei Ausfall eines Teils der Motorsteuereinheiten alle Motoren über die Schalteinrichtung mit der Leistung der noch funktionsfähigen Motorsteuereinheiten betreibbar sind.

Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Einrichtung ist es vorgesehen, dass bei teilweisem Ausfall von Motorsteuereinheiten alle Motoren über die Schalteinrichtung mit der noch vorhandenen Restleistung der Motorsteuereinheiten betreibbar sind.

Im Gegensatz zur herkömmlichen Redundanz bedeutet die „integrierte Redundanz" gemäß der vorliegenden Erfindung, daß eine Einheit oder Funktion zunächst autonomisiert und dann partitioniert wird, was die Toleranz gegenüber Einzelfehlern erhöht und gleichzeitig eine geringere Leistungsminderung pro Einzelfehler ermöglicht.

Vorteilhafterweise wird es durch die Erfindung möglich, dass aufgrund der stark verbesserten Verfügbarkeit auch eine sequentielle Nutzung durch multiple Verbrauchersysteme mit ähnlicher Leistungscharakteristik und Zykluszeit möglich wird, ohne dass die Gesamtverfügbarkeit der partizipierenden Verbraucher abnimmt. Eine solche Lösung bedarf lediglich einer zusätzlichen Leitungsanbindung, sowie einer Schalterfunktion, um zwischen den Verbrauchern umschalten zu können.

Eine besonders vorteilhafte Lösung wird erzielt, wenn beispielsweise die Elektromotoren, die als elektromechanische Energiewandler des jeweiligen Flugzeugsystems fungieren, derselben Leistungsklasse angehören und räumlich nicht zu weit von der gemeinsam zu nutzenden Leistungselektronik installiert sind. Dies hat seine Gründe nicht nur im resultierenden Leitungsgewicht, sondern auch und vor allem in parasitären Leitungskapazitäten, die negative Rückwirkungen auf die Leistungselektronik und die Regelung haben. Eine solche gemeinsame Nutzung ist zum einen bei Systemen mit sich zeitlich nicht überschneidenden Betriebsintervallen möglich, d.h bei einer sequentiellen Mehrfachnutzung; zum anderen ist aber auch eine Konstellation mit gleichzeitiger, d.h. simultaner Nutzung möglich, wobei letztere Variante vor allem als Backup-Lösung für benachbarte identische Systeme sinnvoll ist.

Der Landeklappenantrieb, sowie der Antrieb des Hauptlandefahrwerks stellen beispielhaft zwei ideale Systeme für eine sequentielle Nutzung dar, da sie nur für vergleichsweise kurze Zeit nacheinander mit Leistung versorgt werden müssen, dies jedoch mit einer sehr hohen Zuverlässigkeit. Zudem erfüllen die oben genannten Flugzeugsysteme das Kriterium der „Leistungsverwandtschaft", sowie der räumlichen Nähe. Für die sequentielle Nutzung der Leistungselektronik ist das Synergiepotential von elektrisch aktuiertem Landeklappensystem und Landefahrwerk besonders interessant, da sich die aktiven und passiven Phasen der beiden Systeme generatorisch nutzen lassen.

Nach dem Start könnte man im Falle eines Versorgungsengpasses oder dem Ausfall der Stromversorgungssysteme das Einfahren der Landeklappen unter helfenden Luftlasten zur Energiegewinnung für das Einholen des Landefahrwerks nutzen. Ähnlich sind die Verhältnisse bei einem sogenannten Durchstartmanöver. Bei der Landung dagegen benötigt man für das Ausfahren der Landeklappen Energie, die beim Ausfahren des Landefahrwerks erzeugt werden könnte.

Aus der angestrebten Zusammenfassung und Integration mehrerer Leistungs elektroniken zu einer Einheit resultiert die Forderung nach höherer Zuverlässigkeit bzw. Redundanz dieser integrierten Einheit gegenüber den separaten dezentralen Einheiten. Dabei geht es nicht um die einfache Unterbringung mehrerer herkömmlicher Einheiten in einem gemeinsamen Gehäuse, sondern um die Gewichtsreduktion bei gleichzeitiger Erhöhung der Redundanz der Leistungselektronik.

Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung erläutert.

Es zeigt:
1 ein Diagramm, welches stark vereinfacht die sequentielle Nutzung einer gemeinsamen Leistungselektronik durch verschiedene Flugzeugsysteme zeigt, die jeweils von der gemeinsamen Leistungselektronik versorgte Stell- oder Antriebsmotoren enthalten;
2a) und b) ein Schaltbild eines Systems gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei dem eine gemeinsame Leistungselektronik beispielsweise durch Landeklappensystem und Landefahrwerk sequentiell genutzt wird, im störungsfreien Normalbetrieb;
3a) und b) ein Schaltbild eines Systems, bei dem eine gemeinsame Leistungselektronik durch Landeklappensystem und Landefahrwerk sequentiell genutzt wird, gemäß dem in 2 gezeigten Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei einer Störung in der Leistungselektronik;
4 ein Schaltbild eines Systems gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei dem zwei vollwertige Motorsteuereinheiten in rekonfigurierbarer Anordnung je einen von zwei Motoren simultan ansteuern, wie bei einem Duplex-Antrieb eines Landeklappen-Zentralantriebs im störungsfreien Normalbetrieb; und
5a) bis e) jeweils ein Schaltbild eines Systems gemäß dem in 4 gezeigten Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei dem zwei vollwertige Motorsteuereinheiten bei Auftreten von verschiedenen Störungen durch Rekonfiguration zur gemeinsamen Versorgung eines oder beider in einem Duplex-Antrieb enthal tenen Motoren simultan genutzt werden.
1 zeigt im Diagramm stark vereinfacht die sequentielle, also aufeinanderfolgende oder abwechselnde Nutzung einer gemeinsamen Leistungselektronik 10; 20 (PCE, Power Control Electronics) durch verschiedene Flugzeugsysteme, nämlich ein Hochauftriebsflächensystem (High Lift FAS) und ein Landefahrgestell (Landing Gear), die jeweils von der gemeinsamen Leistungselektronik 10; 20 versorgte Stell- oder Antriebsmotoren 14, 24 bzw. 15; 25 enthalten und über eine Schalteinrichtung 13; 23 wahlweise, d. h. entsprechend den jeweiligen Erfordernissen, zur Energieversorgung mit der Leistungselektronik 10; 20 verbunden werden. Die Stromversorgung der Leistungselektronik 10; 20 erfolgt, wie in der 1 nur schematisch angedeutet ist, aus verschiedenen redundanten Stromversorgungen PWR (Power) 1 bis 3.
In den 2a) und b) ist jeweils ein Schaltbild eines Systems gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung gezeigt, bei dem eine gemeinsame Leistungselektronik 10, kurz als PCE (Power Control Electronics) bezeichnet, beispielsweise durch Landeklappensystem und Landefahrwerk sequentiell genutzt wird, im störungsfreien Normalbetrieb.
Die Einrichtung zur redundanten Versorgung von mehreren, hier nämlich zwei, elektrischen Stell- oder Antriebsmotoren 14, 15 durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit (PCE) 10 enthält eine Anzahl von, hier zwei, elektronischen Motorsteuereinheiten 11, 12, kurz als MCE (Motor Control Electronics) bezeichnet, und eine Schalteinrichtung 13 zur wahlweisen Verbindung der Motorsteuereinheiten 11, 12 mit den Motoren 14, 15, um diese mit Energie zu versorgen, siehe 2a) den Motor 14 bzw. 2b) den Motor 15. Bei vollständiger Funktionsfähigkeit der elektronischen Motorsteuereinheiten 11, 12 werden die elektrischen Motoren 14, 15 jeweils mit Nennleistung betrieben.
Die zwei Motorsteuereinheiten 11, 12 sind jeweils zur Erzeugung eines Teils, nämlich der Hälfte x/2 von x Phasen vorgesehen, mit denen die Motoren betrieben werden, und bei teilweisem Ausfall der Motorsteuereinheiten 11, 12 werden die zwei Motoren 14, 15 über die Schalteinrichtung 13 mit den noch intakten Phasen der Motorsteuereinheiten 11, 12 betrieben, d. h. bei Teilausfall der Mo torsteuereinheiten 11, 12 werden alle beide Motoren 14, 15 über die Schalteinrichtung 13 mit der dann noch verfügbaren Restleistung der Motorsteuereinheiten 11, 12 betrieben.
Die PCE 10 ist hier somit „intrinsisch redundant", d.h die Gesamtphasenzahl x ist auf zwei separate und autonome Umrichter (MCEs), d.h. die Motorsteuereinheiten 11, 12 aufgeteilt, die jeweils die Hälfte der Phasen bereitstellen. Das verhindert zum einen den Komplettausfall bei einem Einzelfehler und ermöglicht gleichzeitig eine Gewichtsersparnis gegenüber einer Lösung mit zwei eigenständigen PCEs mit jeweils voller Phasenzahl.
Die Beispiele in 3a) und b) verdeutlichen den Effekt eines Einzelfehlers in einer der beiden MCEs 11, 12. Die Folge ist der Verlust der Hälfte der Phasenstränge in der PCE 10, was sich in einer degradierten Leistungsentfaltung in den Verbrauchersystemem – in den Abbildungen jeweils durch x/2 ~ angedeutet – auswirkt, jedoch keinen Totalausfll eines der beiden Syteme nach sich zieht.
In dem Beispiel zur sequentiellen Nutzung wurde der Begriff der „intrinsischen Redundanz" verwendet. Das Konzept an sich ist nicht neu, jedoch eröffnet es in Kombination mit einer parallelen Nutzung durch mehrere Flugzeugsysteme neue Möglichkeiten des Systemdesigns hinsichtlich Gewicht und Zuverlässigkeit.
Hier kann man sich nun folgende Erweiterung denken. Verdoppelt man im obigen Beispiel die Anzahl der Phasen pro Motorsteuereinheit (MCE), d.h. jede MCE stellt bereits ein vollphasiges Versorgungsmodul für einen Motor dar, und modifiziert den Schalter so, dass man wahlweise die Phasen der modularen Motorsteuerungen (MCEs) zusammen oder jeweils getrennt zu je einem Motor durchschalten kann, ist auch die simultane Nutzung eines MCE-Moduls durch zwei Motoren denkbar. Kombiniert mit dem vorher beschriebenen Aufbau für sequentielle Nutzung ergeben sich völlig neue Konfigurationsmöglichkeiten.
Dieser Gedankengang bildet die Überleitung zu dem nächsten Ausführungsbeispiel, wo die simultane Nutzung einer Leistungselektronik näher behandelt wird. Für die simultane Nutzung einer Leistungselektronik soll das bereits oben angesprochene heute übliche Zentralantriebssystem der Landeklappen, kurz als PCU (Power Control Unit) bezeichnet, mit im Rumpf liegenden Duplex-Elektromotoren als Anwendungsbeispiel dienen, das anhand der 4 und 5a) bis e) beschrieben wird. In dieser Konstellation wird im Normalbetrieb jeder der beiden Motoren 24, 25 von einem eigenen Umrichter d. h. einer eigenen Motorsteuereinheit 21, 22 (Motor Control Electronics – MCE) erregt, was vom Prinzip her auch der Versorgung der konventionellen vollhydraulischen Power Control Unit (PCU) durch zwei unabhängige Hydrauliksysteme entspricht. Zur wahlweisen Verbindung der MCEs 21, 22 mit den Motoren 24, 25 entsprechend den jeweiligen Erfordernissen ist eine Schalteinrichtung 23 vorgesehen. Bei Ausfall einer der beiden MCEs 21, 22 kann die noch intakte MCE – bei entsprechend gewählter Motortopologie – beide Motoren 24, 25 mit reduzierter Leistung betreiben. Wären nun statt der MCE oder zusätzlich dazu einzelne Windungen in einem der beiden Motoren beschädigt, könnte man bei Kenntnis der betroffenen Phase(n) bei beiden Motoren nur noch die intakten Phasen ansteuern oder wahlweise nur noch den komplett intakten Motor voll ansteuern. Dieses Konzept der Simultannutzung ist beim hier vorliegenden Ausführungsbeispiel ausschließlich als „Backup" im soeben beschriebenen Fehlerfall gedacht.
Der innere Aufbau der Power Control Unit (PCU) wurde, wie eingangs erwähnt, bewußt mit zwei vollphasigen MCEs 21, 22 gewählt. Es sei daran erinnert, daß in den anhand der 2a) und b) und 3a) und b) beschriebenen Beispielen für sequentielle Nutzung eine Power Control Electronic (PCE) 10 verwendet wurde, die aus mehreren – im Beispiel zwei – sich ergänzenden, jeweils nur einen Teil der Phasenstränge versorgenden Einheiten 11, 12 bestand, während bei dem jetzt beschriebenen Ausführungsbeipiel der 4 und 5a) bis e) mit simultaner Nutzung zwei komplette, alle Phasen versorgende und eigenständige Einheiten 21, 22 gewählt wurden.
Es ist leicht einzusehen, daß der Aufbau der PCE 10 des ersten Ausführungsbeispiels für sequentielle Nutzung auf die MCEs 21, 22 des zweiten Ausfühungsbeispiels übertragbar ist, was die Fehlertoleranz und damit die betriebsbereiten Zustände trotz Mehrfachfehler nochmals deutlich erhöhen würde. Auf die graphische Darstellung aller möglichen Kombinationen wird daher bewußt verzichtet. Im Folgenden werden unter Bezugnahme auf die 5a) bis 5e) verschiedene Fehlerzustände der in 4 gezeigten Anordnung und deren Handhabung erläutert.
5a): Simultannutzung der Leistungselektronik 20 bei Totalausfall der einen MCE 21. Versorgung beider Motoren 24, 25 durch die intakte MCE 22. Dadurch Halbierung der aktiven Phasen pro Motor und degradierte Leistungsabgabe.
5b): Teilausfall beider MCEs 21, 22. Gleiches Ergebnis wie in 5a), aber Versorgung durch die degradierten MCEs 21, 22.
5c): Teilausfall beider Motoren 24, 25. Beide MCEs 21, 22 sind intakt. Gleiches Ergebnis wie oben.
5d): Totalausfall der einen MCE 21 sowie Teilausfälle beider Motoren 24, 25. Die eine MCE 22 versorgt beide Motoren 24, 25 mit jeweils halber Phasenzahl. Ergebnis identisch zu 5a) bzw. b).
5e): Teilausfall beider MCEs 21, 22, sowie beider Motoren 24, 25. Motoren 24, 25 werden wie im Normalbetrieb weiterhin jeweils von der eigenen MCE 21 bzw. 22 versorgt. Lediglich Leistung degradiert. Ergebnis wie zuvor.
Bei den anhand der 5c) bis e) beschriebenen Szenarien mit Motorausfall wurden immer für beide Motoren 24, 25 Teilausfälle vorausgesetzt, was an sich unwahrscheinlich ist. Jedoch würde ein Fehler in nur einem Motor zum gleichen Ergebnis führen, da der Fehler detektiert würde und beide Motoren auf die Leistungsaufnahme des defekten Motors reduziert würden. Welche Phase des entsprechenden Motors defekt ist, könnte durch Messung während des Betriebes ermittelt werden.
Zusammenfassend kann man sagen, daß das beschriebene Gesamtkonzept aus der konsequenten Umsetzung der sequentiellen Nutzung einer Quelle durch Systeme mit geringer Lastzyklusdauer hervorgeht. Die daraus folgende Forderung nach verbesserter Verfügbarkeit verlangt nach einer erhöhten Redundanz. Um die Wettbewerbsfähigkeit einer Systemlösung nicht zu gefährden, sollte erhöhte Redundanz nicht mit den sonst üblichen Gewichts- und Bauraumzunahmen einhergehen. Mit Hilfe der integrierten Redundanz, die auf einer Autonomisierung und Partitionierung der ursprünglichen Funktion basiert, wird nicht nur der eingeschränkte Rahmen hinsichtlich Bauraum und Gewicht erfüllt, sondern es werden auch zusätzliche Systemkonfigurationen für verschiedene Fehlerszenarien geschaffen, die eine höhere Flexibilität und Gesamtverfügbarkeit des Systems ermöglichen.

10; 20: Leistungselektronikeinheit (PCE)
11; 21: Motorsteuereinheit (MCE)
12; 22: Motorsteuereinheit (MCE)
13; 23: Schalteinrichtung
14; 24: Motor
15; 25: Motor

Claims

Verfahren zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell- oder Antriebsmotoren (14, 15; 24, 25) durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit (10; 20), insbesondere bei einem Flugzeug, wobei die Leistungselektronikeinheit (10; 20) eine Anzahl von elektronischen Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) enthält, und wobei bei vollständiger Funktionsfähigkeit der elektronischen Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) die elektrischen Motoren (14, 15; 24, 25) mit Nennleistung betrieben werden, dadurch gekennzeichnet, dass bei Teilausfall der Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) die Motoren (14, 15; 24, 25) mit der verfügbaren Restleistung der Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) betrieben werden.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Motorsteuereinheiten (11, 12) jeweils einen Teil von x Phasen erzeugen, mit denen die Motoren betrieben werden, und dass bei teilweisem Ausfall der Motorsteuereinheiten (11, 12) die Motoren (14, 15) mit den noch intakten Phasen der Motorsteuereinheiten (11, 12) betrieben werden.
Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Motorsteuereinheiten (11, 12), insbesondere zwei Motorsteuereinheiten (11, 12), jeweils die Hälfte x/2 der Anzahl x der Phasen erzeugen, mit denen die Motoren (14, 15), insbesondere zwei Motoren (14, 15), betrieben werden.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Motorsteuereinheiten (21, 22) jeweils die volle Anzahl x der Phasen erzeugen, mit denen die Motoren (24, 25) betrieben werden, und dass bei teil weisem Ausfall der Motorsteuereinheiten (21, 22) die Motoren (24, 25) mit der reduzierten Leistung der noch funktionsfähigen Motorsteuereinheiten (21, 22) betrieben werden.
Verfahren nach Anspruch 2, 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Motoren (14, 15) sequentiell betrieben werden.
Verfahren nach Anspruch 2, 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Motoren (14, 15) simultan betrieben werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass mit den Motoren (14, 15; 24, 25) der Landeklappenantrieb und das Hauptlandefahrwerk eines Flugzeugs angetrieben werden.
Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass mit den Motoren (14, 15; 24, 25) sequentiell der Landeklappenantrieb und das Hauptlandefahrwerk eines Flugzeugs angetrieben werden, und dass bei einem Energieengpass die an einem der Motoren generatorisch gewonnene Energie zum Betätigen eines der anderen Motoren genutzt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass mit den Motoren (14, 15; 24, 25) ein Duplex-Antrieb eines Landeklappenantriebs eines Flugzeugs angetrieben wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Motoren (14, 15; 24, 25) der gleichen Leistungsklasse angehören, insbesondere bei Simultanbetrieb die gleiche Leistung haben.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Motoren (14, 15; 24, 25) räumlich nahe zueinander angeordnet sind, insbesondere bei Simultanbetrieb.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass bei Ausfall eines Teils der Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) alle Motoren (14, 15; 24, 25) mit der Leistung der noch funktionsfähigen Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) betrieben werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass bei teilweisem Ausfall von Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) alle Motoren (14, 15; 24, 25) mit der noch vorhandenen Restleistung der Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) betrieben werden.
Einrichtung zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell- oder Antriebsmotoren (14, 15; 24, 25) durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit (10; 20), insbesondere bei einem Flugzeug, wobei die Leistungselektronikeinheit (10; 20) eine Anzahl von elektronischen Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) und eine Schalteinrichtung (13; 23) zur wahlweisen Verbindung der Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) mit den Motoren (14, 15; 24, 25) enthält, und wobei bei vollständiger Funktionsfähigkeit der elektronischen Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) die elektrischen Motoren (14, 15; 24, 25) mit Nennleistung betreibbar sind, dadurch gekennzeichnet, dass bei Teilausfall der Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) die Motoren (14, 15; 24, 25) über die Schalteinrichtung (13; 23) mit der verfügbaren Restleistung der Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) betreibbar sind.
Einrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Motorsteuereinheiten (11, 12) jeweils zur Erzeugung eines Teils von x Phasen vorgesehen sind, mit denen die Motoren betrieben werden, und dass bei teilweisem Ausfall der Motorsteuereinheiten (11, 12) die Motoren (14, 15) über die Schalteinrichtung (13) mit den noch intakten Phasen der Motorsteuereinheiten (11, 12) betreibbar sind.
Einrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass die Motorsteuereinheiten (11, 12), insbesondere zwei Motorsteuereinheiten (11, 12), jeweils zur Erzeugung der Hälfte x/2 der Anzahl x der Phasen vorgesehen sind, mit denen die Motoren (14, 15), insbesondere zwei Motoren (14, 15), betreibbar sind.
Einrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Motorsteuereinheiten (21, 22) jeweils zur Erzeugung der vollen Anzahl x der Phasen vorgesehen sind, mit denen die Motoren (24, 25) betreibbar sind, und dass bei teilweisem Ausfall der Motorsteuereinheiten (21, 22) die Motoren (24, 25) über die Schalteinrichtung (23) mit der reduzierten Leistung der noch funktionsfähigen Motorsteuereinheiten (21, 22) betreibbar sind.
Einrichtung nach Anspruch 15, 16 oder 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Motoren (14, 15) über die Schalteinrichtung (13) sequentiell betreibbar sind.
Einrichtung nach Anspruch 15, 16 oder 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Motoren (24, 25) über die Schalteinrichtung (23) simultan betreibbar sind.
Einrichtung nach einem der Ansprüche 14 bis 19, dadurch gekennzeichnet, dass mit den Motoren (14, 15; 24, 25) der Landeklappenantrieb und das Hauptlandefahrwerk eines Flugzeugs angetrieben werden.
Einrichtung nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, dass mit den Motoren (14, 15; 24, 25) sequentiell der Landeklappenantrieb und das Hauptlandefahrwerk eines Flugzeugs angetrieben werden, und dass bei einem Energieengpass die an einem der Motoren generatorisch gewonnene Energie zum Betätigen eines der anderen Motoren genutzt wird.
Einrichtung nach einem der Ansprüche 14 bis 19, dadurch gekennzeichnet, dass mit den Motoren (14, 15; 24, 25) ein Duplex-Antrieb eines Landeklappenantriebs eines Flugzeugs angetrieben wird.
Einrichtung nach einem der Ansprüche 14 bis 22, dadurch gekennzeichnet, dass die Motoren (14, 15; 24, 25) der gleichen Leistungsklasse angehören, insbesondere bei Simultanbetrieb die gleiche Leistung haben.
Einrichtung nach einem der Ansprüche 14 bis 23, dadurch gekennzeichnet, dass die Motoren (14, 15; 24, 25) räumlich nahe zueinander angeordnet sind, insbesondere bei Simultanbetrieb.
Einrichtung nach einem der Ansprüche 14 bis 24, dadurch gekennzeichnet, dass bei Ausfall eines Teils der Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) alle Motoren (14, 15; 24, 25) über die Schalteinrichtung (13; 23) mit der Leistung der noch funktionsfähigen Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) betreibbar sind.
Einrichtung nach einem der Ansprüche 14 bis 24, dadurch gekennzeichnet, dass bei teilweisem Ausfall von Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) alle Motoren (14, 15; 24, 25) über die Schalteinrichtung (13; 23) mit der noch vorhandenen Restleistung der Motorsteuereinheiten (11, 12; 21, 22) betreibbar sind.