JP5784313B2 - モータ制御装置及びモータ制御システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機に設置された機器を駆動するために航空機に搭載されたモータを駆動しモータの運転状態を制御する、航空機搭載用モータ駆動制御装置、及び航空機搭載用モータ駆動制御システムに関する。

航空機においては、電動式の各種機器が設置されており、このような機器は、航空機に搭載されたモータ（電動モータ）によって駆動される。そして、上記の機器として、例えば、特許文献１に開示されているように、動翼（操縦翼面）として形成されて補助翼（エルロン）や昇降舵（エレベータ）等として構成される舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給するための電動式の油圧ポンプが挙げられる。また、他の例としては、上記の舵面を駆動する電動アクチュエータ、或いは、ランディングギア（降着装置）等の脚（航空機の機体を地上で支持する機構）、などが挙げられる。

上記のような機器を駆動するモータは、同様に航空機に搭載されたモータ駆動制御装置（航空機搭載用モータ駆動制御装置）によって駆動されてその運転状態が制御される。そして、このようなモータ駆動制御装置としては、効率を向上させる観点から、スイッチング素子を有してモータを駆動するインバータと、このインバータのパルス幅変調制御（ＰＷＭ制御）を行う制御器と、を備えるものを用いることができる。

上記のようなインバータとＰＷＭ制御を行う制御器とを備えたモータ駆動制御装置においては、スイッチング素子におけるスイッチング周波数（キャリア周波数）であるＰＷＭ周波数が高周波数化されることで、制御性能の向上が図られることになる。しかしながら、ＰＷＭ周波数が高周波数になると、そのＰＷＭ周波数に応じて比例的にスイッチング素子損失が増大し、発熱量も増加することになる。このため、制御性能と発熱の抑制とをバランスよく達成することができるモータ駆動制御装置が望まれる。

一方、特許文献２においては、車両に設けられるモータ駆動制御装置として、制御性能及び発熱抑制の観点に加え、ＰＷＭ周波数の周波数帯域に応じて生じる騒音を低減する観点からＰＷＭ周波数を制御するモータ駆動制御装置が開示されている。尚、特許文献２に開示されたモータ駆動制御装置は、インバータによってモータに供給される電流又はモータで発生するトルクが閾値よりも大きい場合には、同期ＰＷＭ制御を行うように構成されている。そして、このモータ駆動制御装置は、上記の電流又はトルクが閾値よりも小さい場合には、同期ＰＷＭ制御又は非同期ＰＷＭ制御を行うとともに上記電流又はトルクが閾値よりも大きい場合よりもＰＷＭ周波数を高く設定するように構成されている。

特開２００７−４６７９０号公報 特開２０１０−５７２４３号公報

航空機に設置された機器を駆動するモータの駆動制御に用いられるモータ駆動制御装置（航空機搭載用モータ駆動制御装置）においては、ＰＷＭ周波数の周波数帯域に応じて生じる騒音の低減がほとんど要求されることがない一方で、制御性能の確保と発熱の抑制とを更に高い次元でバランスよく達成することができるモータ駆動制御装置が望まれる。このため、特許文献２に開示されたモータ駆動制御装置のように、モータへの供給電流又は発生トルクが閾値より大きいか小さいかに応じて、同期ＰＷＭ制御か同期ＰＷＭ制御又は非同期ＰＷＭ制御を選択してＰＷＭ周波数を制御する構成では、そのような要求レベルを達成することが困難である。

また、航空機に設置された機器は、航空機の飛行状態が安定している状況だけでなく、天候や気流の状態に応じて航空機の飛行状態が急激に変化する状況、航空機が離陸動作又は着陸動作を行う状況、或いは、突発的なトラブルが発生した状況、等の種々の状況に応じて、要求される作動状態が変化することになる。従って、そのように航空機の状況に応じて作動状態が変化する機器を駆動するモータの駆動制御を行うモータ駆動制御装置として、制御性能の確保と発熱の抑制とを更に高い次元で効率的にバランスよく達成できることが望まれる。

本発明は、上記実情に鑑みることにより、航空機の状況に応じて要求される作動状態が変化する機器を駆動するモータの駆動制御に用いられ、制御性能の確保と発熱の抑制とを高い次元で効率的にバランスよく達成することができる、航空機搭載用モータ駆動制御装置及び航空機搭載用モータ駆動制御システムを提供することを目的とする。

上記目的を達成するための本発明に係るモータ制御装置は、航空機に搭載されるモータを制御するモータ制御装置であって、前記航空機のコントローラから出力される第１の信号に応じたＰＷＭ制御であって、一定周波数のＰＷＭ周波数での非同期ＰＷＭ制御、が行われ、前記コントローラから出力される第２の信号に応じたＰＷＭ制御であって、前記モータが所定の回転速度未満のとき前記一定周波数よりも低い周波数の範囲のＰＷＭ周波数での非同期ＰＷＭ制御、が行われ、前記モータが所定の回転速度以上のとき、前記一定周波数よりも低い周波数の範囲のＰＷＭ周波数にて同期ＰＷＭ制御が行われ、前記コントローラから出力される第３の信号に応じて、前記モータの回転速度の変化率を算出し、前記変化率が所定の判定値以上のとき、前記第１の信号に応じたＰＷＭ制御が行われ、前記変化率が所定の判定値未満のとき、前記第２の信号に応じたＰＷＭ制御が行われることを特徴とする。

この発明によると、コントローラから航空機搭載用モータ駆動制御装置に対してモータの速度指令信号及びＰＷＭ周波数指令信号が送信される。そして、コントローラは、ＰＷＭ周波数指令信号として、航空機の状況に応じて、第１ＰＷＭ周波数指令信号及び第２ＰＷＭ周波数指令信号のいずれかを送信することができる。例えば、コントローラは、航空機の飛行状態が安定している状況等のように、モータの高応答、高速回転の要求が少ない状況では、第２ＰＷＭ周波数指令信号を送信することができる。更に、コントローラは、例えば、天候や気流の状態に応じて航空機の飛行状態が急激に変化する虞がある状況、航空機が離陸動作又は着陸動作を行う状況、或いは、突発的なトラブルが発生した状況、等において、起動の際或いは起動後で高出力駆動が必要な際でモータの高応答、高速回転、高出力の要求が高い状況が発生すると、第１ＰＷＭ周波数指令信号を送信することができる。

そして、本発明の航空機搭載用モータ駆動制御装置では、第１ＰＷＭ周波数指令信号が受信されたときには、所定の一定周波数のＰＷＭ周波数にて非同期ＰＷＭ制御が行われるように、ＰＷＭ周波数が制御されることになる。このため、所定の一定周波数が高い周波数に設定されていることで、十分な制御性能を確保でき、航空機の状況に応じて適切にモータの高応答化が図られることになる。一方、この航空機搭載用モータ駆動制御装置では、第２ＰＷＭ周波数指令信号が受信されたときには、上記の所定の一定周波数よりも低い周波数範囲のＰＷＭ周波数にてＰＷＭ周波数が制御されることになる。このため、モータの高応答化の要求が少ない状況の場合にＰＷＭ周波数が低い周波数に設定されることになるため、航空機の状況に応じ、制御性能を確保できる範囲で適切にスイッチング素子損失を低減して発熱の抑制を図ることができる。更に、この航空機搭載用モータ駆動制御装置では、第２ＰＷＭ周波数指令信号が受信されたときには、モータが所定の回転速度未満のときに非同期ＰＷＭ制御が行われ、モータが所定の回転速度以上のときに同期ＰＷＭ制御が行われるようにＰＷＭ周波数が制御される。このため、モータの高応答化の要求が少ない状況の場合においても、モータの回転速度に応じて、発熱の抑制とのバランスを図りつつ適切にモータの制御性能を確保することができる。

従って、本発明によると、航空機の状況に応じて要求される作動状態が変化する機器を駆動するモータの駆動制御に用いられ、制御性能の確保と発熱の抑制とを高い次元でバランスよく達成することができる、航空機搭載用モータ駆動制御装置を提供することができる。

この発明によると、コントローラは、ＰＷＭ周波数指令信号として、航空機の状況に応じて、第１ＰＷＭ周波数指令信号及び第２ＰＷＭ周波数指令信号に加え、第３ＰＷＭ周波数指令信号も送信することができる。そして、本発明の航空機搭載用モータ駆動制御装置は、第３ＰＷＭ周波数指令信号を受信したときには、速度変化率値が所定の判定値以上のときに高ＰＷＭ周波数指令信号を出力し、速度変化率値が所定の判定値未満のときに低ＰＷＭ周波数指令信号を出力する。このため、モータの回転速度変化の度合いが大きいときには、適切にモータの高応答化が図られ、モータの回転速度変化の度合いが小さいときには、航空機の状況に応じて制御性能を確保できる範囲で適切にスイッチング素子損失を低減して発熱の抑制を図ることができる。

また、他の観点の発明として、上述したいずれかのモータ制御装置を備えるモータ制御システムの発明を構成することもできる。即ち、本発明に係るモータ制御システムは、上述したいずれかのモータ制御装置を備えていることを特徴とする。

この発明によると、航空機の状況に応じて要求される作動状態が変化する機器を駆動するモータの駆動制御に用いられ、制御性能の確保と発熱の抑制とを更に高い次元でバランスよく達成することができる、航空機搭載用モータ駆動制御システムを提供することができる。

本発明によると、航空機の状況に応じて要求される作動状態が変化する機器を駆動するモータの駆動制御に用いられ、制御性能の確保と発熱の抑制とを高い次元でバランスよく達成することができる、航空機搭載用モータ駆動制御装置、及び航空機搭載用モータ駆動制御システムを提供することができる。

本発明の一実施の形態に係る航空機搭載用モータ駆動制御装置が適用される機器が設置された航空機の一部を示す模式図である。 本発明の一実施の形態に係る航空機搭載用モータ駆動制御装置及び航空機搭載用モータ駆動制御システムについて、これらが適用される機器を含む油圧回路とともに模式的に示す模式図である。 図２に示す航空機搭載用モータ駆動制御装置の構成を示すブロック図である。 図３に示す航空機搭載用モータ駆動制御装置における処理を説明するための機能ブロック図である。 図３に示す航空機搭載用モータ駆動制御装置における処理を説明するためのフロー図である。 図３に示す航空機搭載用モータ駆動制御装置における処理を説明するための図である。

以下、本発明を実施するための形態について図面を参照しつつ説明する。尚、本発明の実施形態は、航空機に設置された機器を駆動するために当該航空機に搭載されたモータを駆動し当該モータの運転状態を制御する、航空機搭載用モータ駆動制御装置及び航空機搭載用モータ駆動制御システムとして広く適用することができるものである。

図１は、本発明の一実施の形態に係る航空機搭載用モータ駆動制御装置及び航空機搭載用モータ駆動制御システムが適用される機器の一例であるバックアップ用油圧ポンプ１２が設置された航空機１００の一部を示す模式図である。尚、図１は、航空機１００の機体１０１の後部の部分と一対の水平尾翼（１０２、１０２）とを図示したものであり、機体１０１の後部の垂直尾翼についての図示を省略している。また、図２は、本発明の一実施の形態に係る航空機搭載用モータ駆動制御システム１及び航空機搭載用モータ駆動制御装置２について、これらが適用されるバックアップ用油圧ポンプ１２を含む油圧回路とともに模式的に示す模式図である。

以下の説明においては、まず、航空機搭載用モータ駆動制御システム１（以下、単に「モータ駆動制御システム１」ともいう）及び航空機搭載用モータ駆動制御装置２（以下、単に「モータ駆動制御装置２」ともいう）が適用されるバックアップ用油圧ポンプ１２を含む油圧回路について説明し、次いで、モータ駆動制御システム１及びモータ駆動制御装置２について説明する。

航空機１００の一対の水平尾翼（１０２、１０２）には、航空機１００の舵面を構成する動翼（操縦翼面）として、エレベータ（昇降舵）１０３がそれぞれ設けられている。そして、各水平尾翼１０２におけるエレベータ１０３は、図１に例示するように、複数（例えば、２つ）のアクチュエータ（１３ａ、１３ｂ）によって駆動されるように構成されている。各水平尾翼１０２の内部には、各エレベータ１０３を駆動するアクチュエータ（１３ａ、１３ｂ）と、そのうちの一方のアクチュエータ１３ａに対して圧油を供給するように構成されたバックアップ用油圧ポンプ１２とが設置されている。

本実施形態においては、一対の水平尾翼（１０２、１０２）のそれぞれに設置されるアクチュエータ（１３ａ、１３ｂ）及びバックアップ用油圧ポンプ１２は同様に構成されている。そこで、一方の水平尾翼１０２に設置されるアクチュエータ（１３ａ、１３ｂ）及びバックアップ用油圧ポンプ１２について説明し、他方の水平尾翼１０２に設置されるアクチュエータ（１３ａ、１３ｂ）及びバックアップ用油圧ポンプ１２の説明を省略する。

図２は、一方の水平尾翼１０２に設けられたエレベータ１０３を駆動するアクチュエータ（１３ａ、１３ｂ）と、そのうちの一方のアクチュエータ１３ａに対して圧油を供給するように構成されたバックアップ用油圧ポンプ１２とを含む油圧回路を示す油圧回路図として図示されている。この図２に示すように、アクチュエータ（１３ａ、１３ｂ）のそれぞれは、シリンダ１５、ピストン１６ａが設けられたロッド１６、等を備え、シリンダ１５内がピストン１６ａによって２つの油室に区画されて構成されている。そして、アクチュエータ１３ａのシリンダ１５における各油室（１３ａ、１３ｂ）は、制御弁１７ａを介して第１機体側油圧源１０４及びリザーバ回路１０６と連通可能に構成されている。一方、アクチュエータ１３ｂのシリンダ１５における各油室は、制御弁１７ｂを介して第２機体側油圧源１０５及びリザーバ回路１０７と連通可能に構成されている。

第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５のそれぞれは、圧油を供給する油圧ポンプを有し、互いに独立した系統として機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置された油圧源として設けられている。そして、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）のそれぞれからの圧油が供給されることで、エレベータ１０３を駆動するアクチュエータ１（１３ａ、１３ｂ）とエレベータ１０３以外の各舵面を駆動するアクチュエータ（図示せず）とが作動するように構成されている。また、第１機体側油圧源１０４は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１３ａと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１３ｂとに圧油を供給可能に接続されている。一方、第２機体側油圧源１０５は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１３ｂと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１３ａとに対して圧油を供給可能に接続されている。

リザーバ回路１０６は、圧油として供給された後にアクチュエータ１３ａから排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０４に連通するように構成されている。また、リザーバ回路１０６から独立した系統として構成されるリザーバ回路１０７は、圧油として供給された後にアクチュエータ１３ｂから排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０４から独立した系統として構成される第２機体側油圧源１０５に連通するように構成されている。尚、リザーバ回路１０６は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１３ａと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１３ｂとに接続されるとともに、第１機体側油圧源１０４に接続されている。これにより、リザーバ回路１０６に戻った油が第１機体側油圧源１０４で昇圧され、所定のアクチュエータ（１３ａ、１３ｂ）に供給される。一方、リザーバ回路１０７は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１３ｂと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１３ａとに接続されるとともに、第２機体側油圧源１０５に接続されている。これにより、リザーバ回路１０７に戻った油が第２機体側油圧源１０５で昇圧され、所定のアクチュエータ（１３ａ、１３ｂ）に供給される。

制御弁１７ａは、第１機体側油圧源１０４に連通する供給通路１０４ａ及びリザーバ回路１０６に連通する排出通路１０６ａと、アクチュエータ１３ａの油室との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。また、制御弁１７ｂは、第２機体側油圧源１０５に連通する供給通路１０５ａ及びリザーバ回路１０７に連通する排出通路１０７ａと、アクチュエータ１３ｂの油室との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。制御弁１７ａは、例えば、電磁切換弁として構成され、アクチュエータ１３ａの動作を制御するアクチュエータコントローラ１１ａからの指令信号に基づいて駆動される。また、制御弁１７ｂは、例えば、電磁切換弁として構成され、アクチュエータ１３ｂの動作を制御するアクチュエータコントローラ１１ｂからの指令信号に基づいて駆動される。

上記のアクチュエータコントローラ１１ａは、エレベータ１０３の動作を指令する上位のコンピュータであって本実施形態のモータ駆動制御システム１におけるフライトコントローラ３からの指令信号に基づいてアクチュエータ１３ａを制御する。また、アクチュエータコントローラ１１ｂは、フライトコントローラ３からの指令信号に基づいてアクチュエータ１３ｂを制御する。

また、前述した制御弁１７ａがアクチュエータコントローラ１１ａからの指令に基づいて切り替えられることで、供給通路１０４ａからシリンダ１５の油室の一方に圧油が供給され、油室の他方から排出通路１０６ａに油が排出される。これにより、シリンダ１５に対してロッド１６が変位し、エレベータ１０３が駆動される。尚、制御弁１７ｂについては、上述した制御弁１７ａと同様に構成されるため、説明を省略する。

バックアップ用油圧ポンプ１２は、水平尾翼１０２の内部に配置され、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１３ａに対して圧油を供給するように構成されている。尚、本実施形態では、バックアップ用油圧ポンプ１２が、エレベータ１０３として構成された舵面を駆動するアクチュエータ１３ａに対して圧油を供給する形態を例にとって説明しているが、この通りでなくてもよい。即ち、バックアップ用油圧ポンプ１２がエルロン（補助翼）等のエレベータ以外の舵面を駆動するアクチュエータに対して圧油を供給するように構成されていてもよい。

バックアップ用油圧ポンプ１２は、その吸込み側が排出通路１０６ａに連通するように接続され、その吐出側が逆止弁１９を介して供給通路１０４ａに圧油を供給可能に連通するように接続されている。そして、バックアップ用油圧ポンプ１２は、第１機体側油圧源１０４における油圧ポンプの故障や油漏れ等によって第１機体側油圧源１０４の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生したときにアクチュエータ１３ａに対して圧油を供給可能な油圧ポンプとして設けられている。

また、供給通路１０４ａにおけるバックアップ用油圧ポンプ１２の吐出側が接続する箇所の上流側（第１機体側油圧源１０４側）には、アクチュエータ１３ａへの圧油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する逆止弁２０が設けられている。そして、排出通路１０６ａにおけるバックアップ用油圧ポンプ１２の吸込み側が接続する箇所の下流側（リザーバ回路１０６側）には、アクチュエータ１３ａから排出された油の圧力が上昇した際にリザーバ回路１０６へ圧油を排出するリリーフ弁２１が設けられている。また、このリリーフ弁２１には、供給通路１０４ａに連通するとともにバネが配置されたパイロット圧室が設けられている。供給通路１０４ａから供給される圧油の圧力が所定の圧力値よりも低下すると、パイロット圧油として供給通路１０４ａから上記のパイロット圧室に供給されている圧油の圧力（パイロット圧）も所定の圧力値より低下し、排出通路１０６ａがリリーフ弁２１によって遮断されることになる。第１機体側油圧源１０４の機能の喪失時又は低下時には、上述した逆止弁（１９、２０）及びリリーフ弁２１が設けられていることにより、アクチュエータ１３ａから排出された油がリザーバ回路１０６に戻ることなくバックアップ用油圧ポンプ１２で昇圧され、その昇圧された圧油がアクチュエータ１３ａに供給されることになる。

図２に示すモータ１４は、電動モータとして設けられ、バックアップ用油圧ポンプ１２に対して、カップリングを介して連結され、このバックアップ用油圧ポンプ１２を駆動するように構成されている。即ち、モータ１４は、航空機１００に設置された本実施形態の機器であるバックアップ用油圧ポンプ１２を駆動するために航空機１００に搭載された本実施形態のモータを構成している。

また、本実施形態では、モータ１４は、同期モータとして構成されている。尚、モータ１４は、同期モータ以外の電動モータとして構成されていてもよいが、同期モータとして構成されていることで、ステータの回転磁界に対するロータの回転速度の遅れであるすべりがある誘導モータとして構成されている場合に比して、効率の向上を図ることができる。また、モータ１４には、その回転速度（回転数）を検出する回転角センサ１４ａが設けられている。この回転角センサ１４ａは、例えば、ロータリーエンコーダ、レゾルバ、タコジェネレータ等によって構成されている。

次に、モータ１４を駆動しこのモータ１４の運転状態を制御する、本実施形態のモータ駆動制御システム１及びモータ駆動制御装置２について説明する。図３は、モータ駆動制御システム１及びモータ駆動制御装置２を示すブロック図である。図２及び図３に示すように、モータ駆動制御システム１は、フライトコントローラ３とモータ駆動制御装置２とを備えて構成されている。

フライトコントローラ３は、舵面であるエレベータ１０３の作動を制御するコンピュータとして設けられるとともに、モータ駆動制御装置２に対して種々の信号を送信する本実施形態のコントローラとして設けられている。このフライトコントローラ３からの信号に基づいて、モータ１４の運転状態が、モータ駆動制御装置２によって制御される。尚、フライトコントローラ３は、例えば、図示しないＣＰＵ（Central Processing Unit）やメモリ、インターフェース等を備えて構成されている。

また、フライトコントローラ３は、第１機体側油圧源１０４の吐出圧力又は供給通路１０４ａを通過する圧油の圧力を検知する圧力センサ（図示せず）に対して、その圧力センサで検知された圧力検知信号が入力されるように接続されている。そして、フライトコントローラ１２は、上記の圧力検知信号に基づいて、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下を検知するように構成されている。

そして、フライトコントローラ３にて第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が検知されると、このフライトコントローラ３からの指令に基づいて、モータ駆動制御装置２の制御により、モータ１４の運転が開始され、バックアップ用油圧ポンプ１２が作動し、アクチュエータ１３ａに対する圧油の供給が行われることになる。尚、このようにバックアップ用油圧ポンプ１２が起動した後は、航空機１００の飛行状態に応じたアクチュエータ１３ａの作動状況に対応するように、フライトコントローラ３からの信号に基づくモータ駆動制御装置２の制御によって、モータ１４の回転速度及び出力トルクが制御される。

また、フライトコントローラ３は、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下のような突発的なトラブルが発生した状況だけでなく、天候や気流の状態に応じて航空機１００の飛行状態が急激に変化する虞がある状況、或いは、航空機１００が離陸動作又は着陸動作を行う状況、等においても、モータ１４を起動させる。これにより、上記のような状況において、バックアップ用油圧ポンプ１２からのアクチュエータ１３ａへの圧油の供給も行われ、アクチュエータ１３ａへの圧油供給機能の増強が図られることになる。更に、上記のような状況において急激に第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が生じても、既にモータ１４が作動しているため、安全な飛行を迅速に確保することができる。尚、上記において、バックアップ用油圧ポンプ１２が起動した後は、航空機１００の飛行状態に応じたアクチュエータ１３ａの作動状況に対応するように、フライトコントローラ３からの信号に基づくモータ駆動制御装置２の制御によって、モータ１４の回転速度及び出力トルクが制御される。

図３に示すように、モータ駆動制御装置２は、ＤＣ電源２２、インバータ２３、制御器２４、等を備えて構成されている。ＤＣ電源（直流電源）２２は、例えば、航空機１００の機体側に設置された交流電源から供給される交流を直流に整流して変換する整流器（コンバータ）として設けられている。

インバータ２３は、ＩＧＢＴ（Insulated Gate Bipolar Transistor）等のスイッチング素子を有し、制御器２４からの指令に基づいて、ＤＣ電源２２からの電力によってモータ１４を駆動するように構成されている。また、インバータ２３とモータ１４とを接続する駆動線に流れる電流の電流値については、電流センサ３０にて検出され、制御器２４に入力されるように構成されている。

制御器２４は、インバータ２３のパルス幅変調制御（ＰＷＭ制御）を行う制御回路として設けられている。この制御器２４は、フライトコントローラ３にて生成されてバックアップ用油圧ポンプ１２の作動を制御するためのモータ１４の回転速度を指令する速度指令信号と、回転角センサ１４ａでの回転角検出値とに基づいて、モータ１４の回転速度を制御する。そして、制御器２４は、指令信号処理部２５、速度制御部２６、電流電圧制御部２７、ＰＷＭ信号生成部２８、ＰＷＭ周波数制御部２９、等を備えて構成されている。

図４は、指令信号処理部２５における処理を説明するための機能ブロック図である。図３及び図４に示す指令信号処理部２５は、前述の速度指令信号と、インバータ２３のスイッチング素子におけるスイッチング周波数（キャリア周波数）であるＰＷＭ周波数を指令するためのＰＷＭ周波数指令信号とを生成するフライトコントローラ３からの信号に基づいて、ＰＷＭ周波数を制御させるためのＰＷＭ周波数制御信号を出力する。

そして、指令信号処理部２５は、上記のＰＷＭ周波数指令信号として、第１ＰＷＭ周波数指令信号と、第２ＰＷＭ周波数指令信号と、第３ＰＷＭ周波数指令信号と、のうちのいずれかの信号を受信する。尚、フライトコントローラ３からは、航空機１００の状況に応じて、第１ＰＷＭ周波数指令信号と、第２ＰＷＭ周波数指令信号と、第３ＰＷＭ周波数指令信号と、のうちのいずれかの信号が、モータ駆動制御装置２の指令信号処理部２５に送信される。

第１ＰＷＭ周波数指令信号は、指令信号処理部２５において高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１を出力させるモードである高ＰＷＭ周波数選択モードＭ１に所定のフラグを設定するようにスイッチＳＷ１を切り替えさせるための信号として構成されている。スイッチＳＷ１が高ＰＷＭ周波数選択モードＭ１に設定されると、高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１が出力されるようにスイッチＳＷ２が設定される。尚、図３においては、高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１、高ＰＷＭ周波数選択モードＭ１、スイッチ（ＳＷ１、ＳＷ２）について、ブロック図として符号を付して模式的に図示している。また、本実施形態では、スイッチ（ＳＷ１、ＳＷ２）がソフトウェアによって構成されているが、この通りでなくてもよく、スイッチ（ＳＷ１、ＳＷ２）がハードウェアによって構成されてもよい。

上記により、指令信号処理部２５が第１ＰＷＭ周波数指令信号を受信したときには、ＰＷＭ周波数制御信号として、高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１が出力される。尚、高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１は、所定の一定周波数のＰＷＭ周波数にて非同期ＰＷＭ制御が行われるように後述のＰＷＭ周波数制御部２９にＰＷＭ周波数を制御させるための信号として構成されている。

第２ＰＷＭ周波数指令信号は、指令信号処理部２５において低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２を出力させるモードである低ＰＷＭ周波数選択モードＭ２に所定のフラグを設定するようにスイッチＳＷ１を切り替えさせるための信号として構成されている。スイッチＳＷ１が低ＰＷＭ周波数選択モードＭ２に設定されると、低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２が出力されるようにスイッチＳＷ２が設定される。尚、図３においては、低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２、低ＰＷＭ周波数選択モードＭ２についても、ブロック図として符号を付して模式的に図示している。

上記により、指令信号処理部２５が第２ＰＷＭ周波数指令信号を受信したときには、ＰＷＭ周波数制御信号として、低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２が出力される。尚、低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２は、高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１の場合における所定の一定周波数よりも低い周波数の範囲のＰＷＭ周波数にて非同期ＰＷＭ制御又は同期ＰＷＭ制御が行われるように後述のＰＷＭ周波数制御部２９にＰＷＭ周波数を制御させるための信号として構成されている。

第３ＰＷＭ周波数指令信号は、指令信号処理部２５にてＰＷＭ周波数制御信号を決定することを指令する信号として構成されている。一方、指令信号処理部２５では、その内部に組み込まれた速度変化率値演算ロジック部Ｌ１において、フライトコントローラ３から受信するモータ１４の速度指令信号に基づいて、この速度指令信号の変化の度合いを指標する値である速度変化率値が演算される。更に、指令処理部２５では、比較判定ロジック部Ｌ２において、上記の速度変化率値の演算結果が所定の判定値Ｖ１と比較され、速度変化率値が判定値Ｖ１以上であるか判定値Ｖ１未満であるかが判定される。尚、図３においては、判定値Ｖ１についても、ブロック図として符号を付して模式的に図示している。

そして、指令処理部２５は、ＰＷＭ周波数指令信号として第３ＰＷＭ周波数指令信号を受信したときには、比較判定ロジック部Ｌ２での判定結果に基づいてＰＷＭ周波数制御信号を出力させるモードに所定のフラグを設定するようにスイッチＳＷ１を切り替える。即ち、この場合は、図４に示す状態にスイッチＳＷ１が切り替えられる。そして、指令処理部２５では、スイッチＳＷ１が上記の図４に示すモードに設定されると、速度変化率値が判定値Ｖ１以上のときは高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１が出力され、速度変化率値が判定値Ｖ１未満のときは低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２が出力されるように、スイッチＳＷ２が設定される。

上記により、指令信号処理部２５が第３ＰＷＭ周波数指令信号を受信したときには、ＰＷＭ周波数制御信号として、速度変化率値が判定値Ｖ１以上のときは高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１が出力され、速度変化率値が判定値Ｖ１未満のときは低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２が出力される。

図５は、上述した指令信号処理部２５における処理を説明するためのフロー図である。指令信号処理部２５では、まず、フライトコントローラ３から受信したＰＷＭ周波数指令信号が第１ＰＷＭ周波数指令信号であるか否かが判断される（ステップＳ１０１）。そして、第１ＰＷＭ周波数指令信号の受信がある場合（ステップＳ１０１、Ｙｅｓ）は、高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１がＰＷＭ周波数制御信号として出力される（ステップＳ１０５）。

一方、第１ＰＷＭ周波数指令信号の受信が無いと判断された場合（ステップＳ１０１、Ｎｏ）は、次いで、フライトコントローラ３からの信号が第２ＰＷＭ周波数指令信号であるか否かが判断される（ステップＳ１０２）。そして、第２ＰＷＭ周波数指令信号の受信がある場合（ステップＳ１０２、Ｙｅｓ）は、低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２がＰＷＭ周波数制御信号として出力される（ステップＳ１０６）。

また、ステップＳ１０２において、第２ＰＷＭ周波数指令信号の受信が無いと判断された場合（ステップＳ１０２、Ｎｏ）は、次いで、速度変化率値が演算される（ステップＳ１０３）。そして、速度変化率値が判定値Ｖ１以上であるか否かが判定される（ステップＳ１０４）。速度変化率値が判定値Ｖ１以上であると判定された場合（ステップＳ１０４、Ｙｅｓ）は、高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１がＰＷＭ周波数制御信号として出力される（ステップＳ１０５）。一方、速度変化率値が判定値Ｖ１未満であると判定された場合（ステップＳ１０４、Ｎｏ）は、低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２がＰＷＭ周波数制御信号として出力される（ステップＳ１０６）。

指令信号処理部２５では、ステップＳ１０５又はステップＳ１０６が実行されると、再び、ステップＳ１０１以降の処理が実行される。即ち、指令信号処理部２５では、ステップＳ１０１からステップＳ１０６までの処理が繰り返し実行されることになる。

図３に示す速度制御部２６は、フライトコントローラ３から送信されて指令信号処理部２５を介して入力されるモータ１４の速度指令信号と、回転角センサ１４ａでの回転角検出値とに基づいて、モータ１４の回転速度のフィードバック制御を行うように構成されている。

また、図３に示す電流電圧制御部２７では、フライトコントローラ３から送信された出力トルクの指令信号と、電流センサ３０で検出された電流検出値とに基づいて、電流指令値が演算される。更に、この電流電圧制御部２７では、演算された電流指令値に基づく電圧指令値が演算される。これらの電流指令値及び電圧指令値に基づいて、モータ１４の電流及び電圧が制御される。

また、図３に示すＰＷＭ信号生成部２８は、電流電圧制御部２７にて生成された電圧指令値としての正弦波と、後述のＰＷＭ周波数制御部２９にて生成されたキャリア波としての三角波との比較を行い、ＰＷＭ波形信号を生成するように構成されている。

また、図３に示すＰＷＭ周波数制御部２９は、指令信号処理部２５から出力されたＰＷＭ周波数制御信号に基づいてＰＷＭ周波数を制御するように構成されている。ここで、図６は、ＰＷＭ周波数制御部２９における処理を説明するための図であって、ＰＷＭ周波数とモータ１４の回転速度との関係を模式的に示す図である。

ＰＷＭ周波数制御部２９は、ＰＷＭ周波数制御信号として高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１が入力されたときには、図６（ａ）に示すように、高い一定周波数にて非同期ＰＷＭ制御が行われるようにＰＷＭ周波数を制御する。即ち、この場合、ＰＷＭ周波数制御部２９は、モータ１４の回転速度を指令するインバータ２３の出力周波数に同期せず、モータ１４の回転速度に同期しない高い一定周波数のＰＷＭ周波数の三角波を生成する。

そして、ＰＷＭ周波数制御部２９は、ＰＷＭ周波数制御信号として低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２が入力されたときには、図６（Ｂ）に示すように、モータ１４が所定の回転速度未満のときに非同期ＰＷＭ制御が行われ、モータ１４が所定の回転速度以上のときに同期ＰＷＭ制御が行われるようにＰＷＭ周波数を制御する。即ち、この場合、ＰＷＭ周波数制御部２９は、モータ１４が所定の回転速度未満のときには、インバータ２３の出力周波数に同期せず、モータ１４の回転速度に同期しない低い一定周波数のＰＷＭ周波数の三角波を生成する。一方、モータ１４が所定の回転速度以上になると、インバータ２３の出力周波数に同期し、モータ１４の回転速度に同期する低い周波数のＰＷＭ周波数の三角波を生成する。

また、ＰＷＭ周波数制御部２９は、ＰＷＭ周波数を変更するように制御するときには、速度制御部２６及び電流電圧制御部２７に対して、制御ループの制御ゲインを調整するように構成されている。また、ＰＷＭ周波数制御部２９は、高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１に基づくＰＷＭ周波数制御と、低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２に基づくＰＷＭ周波数制御との切替の際に、ＰＷＭ周波数を漸増もしくは漸減させながら、新たに切り替えられるＰＷＭ周波数に移行させるように構成されている。

以上説明したように、本実施形態によると、フライトコントローラ３からモータ駆動制御装置２に対してモータ１４の速度指令信号及びＰＷＭ周波数指令信号が送信される。そして、フライトコントローラ３は、ＰＷＭ周波数指令信号として、航空機１００の状況に応じて、第１ＰＷＭ周波数指令信号、第２ＰＷＭ周波数指令信号、及び第３ＰＷＭ周波数指令信号のいずれかを送信することができる。例えば、フライトコントローラ３は、モータ１４を起動させた後において、航空機１００の飛行状態が安定している状況等のようにモータ１４の高応答、高速回転の要求が少ない状況では、第２ＰＷＭ周波数指令信号を送信することができる。更に、フライトコントローラ３は、例えば、天候や気流の状態に応じて航空機１００の飛行状態が急激に変化する虞がある状況、或いは、航空機１００が離陸動作又は着陸動作を行う状況、等において、起動の際或いは起動後の高出力駆動が必要な際でモータ１４の高応答、高速回転、高出力の要求が高い状況が発生すると、第１ＰＷＭ周波数指令信号を送信することができる。

そして、モータ駆動制御装置２では、第１ＰＷＭ周波数指令信号が受信されたときには、所定の一定周波数のＰＷＭ周波数にて非同期ＰＷＭ制御が行われるように、ＰＷＭ周波数が制御されることになる。このため、所定の一定周波数が高い周波数に設定されていることで、十分な制御性能を確保でき、航空機１００の状況に応じて適切にモータ１４の高応答化が図られることになる。

一方、モータ駆動制御装置２では、第２ＰＷＭ周波数指令信号が受信されたときには、上記の所定の一定周波数よりも低い周波数範囲のＰＷＭ周波数にてＰＷＭ周波数が制御されることになる。このため、モータ１４の高応答化の要求が少ない状況の場合にＰＷＭ周波数が低い周波数に設定されることになるため、航空機１００の状況に応じ、制御性能を確保できる範囲で適切にインバータ２３におけるスイッチング素子損失を低減して発熱の抑制を図ることができる。更に、モータ駆動制御装置２では、第２ＰＷＭ周波数指令信号が受信されたときには、モータ１４が所定の回転速度未満のときに非同期ＰＷＭ制御が行われ、モータ１４が所定の回転速度以上のときに同期ＰＷＭ制御が行われるようにＰＷＭ周波数が制御される。このため、モータ１４の高応答化の要求が少ない状況の場合においても、モータ１４の回転速度に応じて、発熱の抑制とのバランスを図りつつ適切にモータ１４の制御性能を確保することができる。

従って、本実施形態によると、航空機１００の状況に応じて要求される作動状態が変化する機器であるバックアップ用油圧ポンプ１２を駆動するモータ１４の駆動制御に用いられ、制御性能の確保と発熱の抑制とを更に高い次元でバランスよく達成することができる、モータ駆動制御システム１及びモータ駆動制御装置２を提供することができる。

また、本実施形態によると、フライトコントローラ３は、ＰＷＭ周波数指令信号として、航空機１００の状況に応じて、第１ＰＷＭ周波数指令信号及び第２ＰＷＭ周波数指令信号に加え、第３ＰＷＭ周波数指令信号も送信することができる。そして、モータ駆動制御装置２は、第３ＰＷＭ周波数指令信号を受信したときには、速度変化率値が所定の判定値Ｖ１以上のときに高ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ１を出力し、速度変化率値が所定の判定値Ｖ１未満のときに低ＰＷＭ周波数指令信号Ｓ２を出力する。このため、モータ１４の回転速度変化の度合いが大きいときには、適切にモータ１４の高応答化が図られ、モータ１４の回転速度変化の度合いが小さいときには、航空機１００の状況に応じて制御性能を確保できる範囲で適切にインバータ２３のスイッチング素子損失を低減して発熱の抑制を図ることができる。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述の実施の形態に限られるものではなく、特許請求の範囲に記載した限りにおいて様々に変更して実施することができる。例えば、次のように変更して実施することができる。

（１）上述の実施形態では、本発明のモータ駆動制御装置及びモータ駆動制御システムによって駆動制御が行われるモータが駆動する機器として、バックアップ用油圧ポンプを例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。即ち、バックアップ用油圧ポンプ以外の機器を駆動するモータの駆動制御を行うモータ駆動制御装置及びモータ駆動制御システムとして、本発明が適用されてもよい。

例えば、機体側油圧源の油圧ポンプがモータによって駆動される電動式の油圧ポンプとして構成されている場合に、航空機に設置される機器としての上記油圧ポンプを駆動するモータの駆動制御を行うモータ駆動制御装置として、本発明が適用されてもよい。また、舵面を駆動するアクチュエータが電動アクチュエータとして構成されている場合に、航空機に設置される機器としての電動アクチュエータを駆動するモータの駆動制御を行うモータ駆動制御装置及びモータ駆動制御システムとして、本発明が適用されてもよい。また、航空機に設置される機器としてのランディングギア（降着装置）等の脚（航空機の機体を地上で支持する機構）を駆動するモータの駆動制御を行うモータ駆動制御装置として、本発明が適用されてもよい。

（２）上述の実施形態では、コントローラが、ＰＷＭ周波数指令信号として、第１ＰＷＭ周波数指令信号及び第２ＰＷＭ周波数指令信号に加え、第３ＰＷＭ周波数指令信号も送信する形態を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。コントローラが、ＰＷＭ周波数指令信号として、第１ＰＷＭ周波数指令信号及び第２ＰＷＭ周波数指令信号のみを送信する形態であってもよい。

本発明は、航空機に設置された機器を駆動するために航空機に搭載されたモータを駆動しモータの運転状態を制御する、航空機搭載用モータ駆動制御装置、及び航空機搭載用モータ駆動制御システムとして、広く適用することができるものである。

１ 航空機搭載用モータ駆動制御システム
２ 航空機搭載用モータ駆動制御装置
３ フライトコントローラ（コントローラ）
１２ バックアップ用油圧ポンプ（機器）
１４ モータ
２３ インバータ
２４ 制御器
２５ 指令信号処理部
２９ ＰＷＭ周波数制御部

Claims (2)

1. 航空機に搭載されるモータを制御するモータ制御装置であって、
   前記航空機のコントローラから出力される第１の信号に応じたＰＷＭ制御であって、一定周波数のＰＷＭ周波数での非同期ＰＷＭ制御、が行われ、
   前記コントローラから出力される第２の信号に応じたＰＷＭ制御であって、前記モータが所定の回転速度未満のとき前記一定周波数よりも低い周波数の範囲のＰＷＭ周波数での非同期ＰＷＭ制御、が行われ、
   前記モータが所定の回転速度以上のとき、前記一定周波数よりも低い周波数の範囲のＰＷＭ周波数にて同期ＰＷＭ制御が行われ、
   前記コントローラから出力される第３の信号に応じて、前記モータの回転速度の変化率を算出し、
   前記変化率が所定の判定値以上のとき、前記第１の信号に応じたＰＷＭ制御が行われ、
   前記変化率が所定の判定値未満のとき、前記第２の信号に応じたＰＷＭ制御が行われることを特徴とする、モータ制御装置。
2. 請求項１に記載のモータ制御装置を備えていることを特徴とする、モータ制御システム。

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