JP7234865B2 - Equipment for checking the operation of electric vertical take-off and landing aircraft - Google Patents

Equipment for checking the operation of electric vertical take-off and landing aircraft Download PDF

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Description

本開示は、電動垂直離着陸機の動作確認用装置に関する。 The present disclosure relates to an operation confirmation device for an electric vertical take-off and landing aircraft.

近年、ガスタービンエンジンを有する飛行機とは異なる種類の航空機として、電動垂直離着陸機（ｅＶＴＯＬ：electric Vertical Take-Off and Landing aircraft）と呼ばれる有人または無人の航空機の開発が活発化している。電動垂直離着陸機は、モータを有する電駆動システム（ＥＤＳ：Electric Drive System）を複数備え、複数のモータによって複数の回転翼が回転駆動されることで、機体の揚力や推力を得ている。それぞれの電駆動システムの交換後や点検後には、かかる電駆動システムが正常に動作して回転翼が回転することを確認するための機能試験が実行されることが望ましい。特許文献１には、ガスタービンエンジンの機能を解析するための方法が開示されている。ガスタービンエンジンと同様に、電動垂直離着陸機の電駆動システムも、交換時や定期点検等において機能試験が行われることが求められる。 In recent years, development of manned or unmanned aircraft called electric Vertical Take-Off and Landing aircraft (eVTOL) has been active as a type of aircraft different from airplanes having gas turbine engines. An electric vertical take-off and landing aircraft includes a plurality of electric drive systems (EDS) having motors, and a plurality of rotor blades are rotationally driven by a plurality of motors to obtain lift and thrust of the aircraft. After replacement or inspection of each electric drive system, it is desirable to perform a functional test to confirm that the electric drive system operates normally and the rotor blades rotate. US Pat. No. 6,200,000 discloses a method for analyzing the function of a gas turbine engine. As with gas turbine engines, electric drive systems for electric vertical take-off and landing aircraft are also required to undergo functional tests at the time of replacement, periodic inspections, and the like.

特開２０１７－１４６２９９号公報JP 2017-146299 A

電動垂直離着陸機は、ガスタービンエンジンを備える固定翼機等と比較して狭い場所でも離着陸することができるため、様々な場所で運用されることが想定される。他方、電駆動システムの機能試験は、回転翼を回転駆動させる際に電駆動システムを地面等に固定するための治具等の専用設備が必要であるため、ガスタービンエンジンを有する飛行機と同様に、専用設備を備える検査場等において実行されることが想定される。これらのことから、本願発明者らは、機能試験を実行するために電動垂直離着陸機を運用場所から検査場等へと移動させることが非効率的であると考えた。このため、電動垂直離着陸機の運用場所において電駆動システムの機能試験を実行可能な技術が望まれる。 Electric vertical take-off and landing aircraft are expected to be used in various locations because they can take off and land in narrow spaces compared to fixed-wing aircraft equipped with gas turbine engines. On the other hand, the functional test of the electric drive system requires special equipment such as jigs to fix the electric drive system to the ground when rotating the rotor blades. , and is assumed to be carried out at an inspection site or the like equipped with dedicated equipment. For these reasons, the inventors of the present application considered that it would be inefficient to move the electric vertical take-off and landing aircraft from the operation site to an inspection site or the like in order to perform the function test. Therefore, there is a demand for a technology capable of performing a functional test of the electric drive system at the operating location of the electric vertical take-off and landing aircraft.

本開示は、以下の形態として実現することが可能である。 The present disclosure can be implemented as the following forms.

本開示の一形態によれば、動作確認用装置（７０）が提供される。この動作確認用装置は、電動垂直離着陸機（１００）に搭載されている電駆動システム（１０）の動作確認用装置であって、前記電駆動システムは、前記電動垂直離着陸機が有する回転翼を駆動させるモータを含み、前記動作確認用装置は、地面との固定部（７１）と、前記電駆動システムと直接的に又は前記電動垂直離着陸機の機体（２０）を介して間接的に連結するための連結部（７２）と、地面との固定位置を調整するための位置調整部（７８）と、を備え、前記位置調整部は、車輪とストッパーとを有するキャスターにより構成され、前記車輪を回転させて前記固定位置を調整し、前記ストッパーにより前記車輪の回転を止めることによって、前記動作確認用装置を地面に固定する。 According to one aspect of the present disclosure, an operation confirmation device (70) is provided. This operation confirmation device is an operation confirmation device for an electric drive system (10) mounted on an electric vertical take-off and landing aircraft (100), wherein the electric drive system rotates a rotor of the electric vertical take-off and landing aircraft. Including a motor for driving, the operation confirmation device is connected to the fixed part (71) with the ground and the electric drive system directly or indirectly via the body (20) of the electric vertical take-off and landing aircraft. and a position adjustment part (78) for adjusting the fixed position with the ground, the position adjustment part being composed of a caster having a wheel and a stopper, and the wheel is rotated to adjust the fixed position, and the stopper stops the rotation of the wheel, thereby fixing the operation confirmation device to the ground.

この形態の電動垂直離着陸機の動作確認用装置によれば、地面との固定部と、電駆動システムと直接的に又は電動垂直離着陸機の機体を介して間接的に連結するための連結部とを備えるので、機能試験を実行するための場所が検査場等に限定されることを抑制できる。このため、試験対象システムの機能試験を電動垂直離着陸機の運用場所において実行できる。 According to this type of device for checking the operation of an electric vertical take-off and landing aircraft, there is provided a fixed part to the ground, and a connecting part for connecting directly with the electric drive system or indirectly via the body of the electric vertical take-off and landing aircraft. is provided, it is possible to prevent the place for performing the functional test from being limited to an inspection site or the like. Therefore, the functional test of the system under test can be performed at the operating location of the electric vertical take-off and landing aircraft.

本開示は、種々の形態で実現することも可能である。例えば、動作確認用装置を備える電動垂直離着陸機、電動垂直離着陸機の動作確認方法等の形態で実現することができる。 The present disclosure may also be embodied in various forms. For example, it can be implemented in the form of an electric vertical take-off and landing aircraft equipped with an operation confirmation device, an operation confirmation method for an electric vertical take-off and landing aircraft, and the like.

制御装置を搭載した電動垂直離着陸機の構成を模式的に示す上面図である。1 is a top view schematically showing the configuration of an electric vertical take-off and landing aircraft equipped with a control device; FIG. 電動垂直離着陸機の構成を模式的に示す側面図である。1 is a side view schematically showing the configuration of an electric vertical take-off and landing aircraft; FIG. 電動垂直離着陸機の構成を示すブロック図である。1 is a block diagram showing the configuration of an electric vertical take-off and landing aircraft; FIG. 試験対象システムに装着された動作確認用装置を模式的に示す斜視図である。FIG. 4 is a perspective view schematically showing an operation confirmation device attached to a system under test; 試験処理手順を示すフローチャートである。4 is a flow chart showing a test processing procedure; 試験結果の例を示すグラフである。It is a graph which shows the example of a test result. 試験の通信手順を示すシーケンス図である。FIG. 10 is a sequence diagram showing a test communication procedure;

Ａ．第１実施形態：
Ａ－１．装置構成：
図１および図２に示すように、本開示の一実施形態としての制御装置５０は、電動垂直離着陸機１００（以下、「ｅＶＴＯＬ（electric Vertical Take-Off and Landing aircraft）１００」とも呼ぶ）に搭載されて、ｅＶＴＯＬ１００の動作を制御する。 A. First embodiment:
A-1. Device configuration:
As shown in FIGS. 1 and 2, a control device 50 as an embodiment of the present disclosure is mounted on an electric vertical take-off and landing aircraft 100 (hereinafter also referred to as "eVTOL (electric Vertical Take-Off and Landing aircraft) 100"). to control the operation of the eVTOL 100.

ｅＶＴＯＬ１００は、電気により駆動され、鉛直方向に離着陸可能な有人航空機として構成されている。ｅＶＴＯＬ１００は、制御装置５０に加えて、機体２０と、複数の回転翼３０と、複数の電駆動システム１０（以下、「ＥＤＳ（Electric Drive System）１０とも呼ぶ」と、図３に示すバッテリ４０と、コンバータ４２と、分配器４４と、機体通信部６４と、報知部６６とを備えている。図１に示すように、本実施形態のｅＶＴＯＬ１００は、回転翼３０とＥＤＳ１０とをそれぞれ８つずつ備えている。なお、図３では、図示の便宜上、ｅＶＴＯＬ１００が備える８つの回転翼３０およびＥＤＳ１０のうち、２つの回転翼３０およびＥＤＳ１０を代表して示している。 The eVTOL 100 is configured as a manned aircraft that is electrically driven and capable of vertical takeoff and landing. In addition to the control device 50, the eVTOL 100 includes a fuselage 20, a plurality of rotor blades 30, a plurality of electric drive systems 10 (hereinafter also referred to as "EDS (Electric Drive System) 10"), and a battery 40 shown in FIG. , a converter 42, a distributor 44, a fuselage communication unit 64, and a notification unit 66. As shown in FIG. 3, two rotor blades 30 and EDS 10 out of the eight rotor blades 30 and EDS 10 included in the eVTOL 100 are shown as representatives for the sake of illustration.

図１および図２に示すように、機体２０は、ｅＶＴＯＬ１００において８つの回転翼３０およびＥＤＳ１０を除いた部分に相当する。機体２０は、機体本体部２１と、支柱部２２と、６つの第１支持部２３と、６つの第２支持部２４と、主翼２５と、尾翼２８とを備える。 As shown in FIGS. 1 and 2 , the fuselage 20 corresponds to the portion of the eVTOL 100 excluding the eight rotor blades 30 and the EDS 10 . The fuselage 20 includes a fuselage body portion 21 , a strut portion 22 , six first support portions 23 , six second support portions 24 , a main wing 25 and a tail 28 .

機体本体部２１は、ｅＶＴＯＬ１００の胴体部分を構成する。機体本体部２１は、機体軸ＡＸを対称軸として左右対称の構成を有する。本実施形態において、「機体軸ＡＸ」とは、機体重心位置ＣＭを通り、ｅＶＴＯＬ１００の前後方向に沿った軸を意味している。また、「機体重心位置ＣＭ」とは、乗員が搭乗していない空虚重量時におけるｅＶＴＯＬ１００の重心位置を意味している。機体本体部２１の内部には、図示しない乗員室が形成されている。また、機体本体部２１には、加速度センサ２９が搭載されている。加速度センサ２９は、三軸センサにより構成され、ｅＶＴＯＬ１００の加速度を測定する。加速度センサ２９による測定結果は、制御装置５０へと出力される。 The fuselage main body 21 constitutes the fuselage portion of the eVTOL 100 . The fuselage main body 21 has a symmetrical configuration with the fuselage axis AX as an axis of symmetry. In the present embodiment, the “fuselage axis AX” means an axis passing through the center of gravity position CM of the fuselage and along the longitudinal direction of the eVTOL 100 . Further, the "aircraft center of gravity position CM" means the position of the center of gravity of the eVTOL 100 at the time of empty weight with no crew on board. A passenger compartment (not shown) is formed inside the fuselage main body 21 . Further, an acceleration sensor 29 is mounted on the body body 21 . The acceleration sensor 29 is composed of a triaxial sensor and measures the acceleration of the eVTOL 100 . A measurement result obtained by the acceleration sensor 29 is output to the control device 50 .

支柱部２２は、鉛直方向に延びる略柱状の外観形状を有し、機体本体部２１の上部に固定されている。本実施形態において、支柱部２２は、鉛直方向に見てｅＶＴＯＬ１００の機体重心位置ＣＭと重なる位置に配置されている。支柱部２２の上端部には、６つの第１支持部２３の一方の端部がそれぞれ固定されている。６つの第１支持部２３は、それぞれ略棒状の外観形状を有し、鉛直方向に垂直な面に沿って延びるように、互いに等角度間隔で放射状に配置されている。各第１支持部２３の他方の端部、すなわち支柱部２２から遠ざかる位置にある端部には、それぞれ回転翼３０とＥＤＳ１０とが配置されている。６つの第２支持部２４は、それぞれ略棒状の外観形状を有し、互いに隣り合う第１支持部２３の他方の端部（支柱部２２と接続されていない側の端部）同士を接続している。 The strut portion 22 has a substantially columnar external shape extending in the vertical direction, and is fixed to the upper portion of the airframe main body portion 21 . In this embodiment, the strut part 22 is arranged at a position overlapping the center-of-gravity position CM of the eVTOL 100 when viewed in the vertical direction. One ends of the six first support portions 23 are fixed to the upper end portion of the strut portion 22 . The six first support portions 23 each have a substantially rod-like external shape, and are radially arranged at equal angular intervals so as to extend along a plane perpendicular to the vertical direction. A rotary blade 30 and an EDS 10 are arranged at the other end of each first support portion 23 , that is, at the end located away from the strut portion 22 . Each of the six second support portions 24 has a substantially rod-like external shape, and connects the other ends (the ends not connected to the strut portions 22) of the first support portions 23 adjacent to each other. ing.

主翼２５は、右翼２６と左翼２７とにより構成されている。右翼２６は、機体本体部２１から右方向に延びて形成されている。左翼２７は、機体本体部２１から左方向に延びて形成されている。右翼２６と左翼２７とには、それぞれ回転翼３０とＥＤＳ１０とが１つずつ配置されている。尾翼２８は、機体本体部２１の後端部に形成されている。 The main wing 25 is composed of a right wing 26 and a left wing 27 . The right wing 26 is formed so as to extend rightward from the fuselage main body 21 . The left wing 27 is formed extending leftward from the airframe main body 21 . One rotary blade 30 and one EDS 10 are arranged on the right wing 26 and the left wing 27, respectively. The tail 28 is formed at the rear end of the fuselage main body 21 .

８つの回転翼３０のうちの６つは、各第２支持部２４の端部に配置され、主に機体２０の揚力を得るためのリフト用回転翼３１として構成されている。８つの回転翼３０のうちの２つは、右翼２６と左翼２７とにそれぞれ配置され、主に機体２０の推力を得るためのクルーズ用回転翼３２として構成されている。各回転翼３０は、それぞれの回転軸を中心として、互いに独立して回転駆動される。各回転翼３０は、互いに等角度間隔で配置された３つのブレード３３をそれぞれ有する。本実施形態において、各回転翼３０のブレード角は、それぞれ可変に構成されている。具体的には、制御装置５０からの指示に従い図示しないアクチュエータによってブレード角が調整される。図３に示すように、各回転翼３０には、回転数センサ３４と、トルクセンサ３５とがそれぞれ設けられている。回転数センサ３４は、回転翼３０の回転数を測定する。トルクセンサ３５は、回転翼３０の回転トルクを測定する。各センサ３４、３５による測定結果は、制御装置５０へと出力される。 Six of the eight rotor blades 30 are arranged at the end of each second support portion 24 and are mainly configured as lift rotor blades 31 for obtaining lift of the fuselage 20 . Two of the eight rotor blades 30 are arranged on the right wing 26 and the left wing 27 respectively, and are mainly configured as cruise rotor blades 32 for obtaining thrust of the airframe 20 . Each rotor blade 30 is rotationally driven independently of each other around its respective rotation axis. Each rotor blade 30 has three blades 33 arranged at equal angular intervals. In this embodiment, the blade angle of each rotor blade 30 is configured to be variable. Specifically, the blade angle is adjusted by an actuator (not shown) according to instructions from the control device 50 . As shown in FIG. 3, each rotor blade 30 is provided with a rotational speed sensor 34 and a torque sensor 35, respectively. A rotation speed sensor 34 measures the rotation speed of the rotor blade 30 . A torque sensor 35 measures the rotational torque of the rotor blade 30 . Measurement results from the sensors 34 and 35 are output to the control device 50 .

図１に示す８つのＥＤＳ１０は、各回転翼３０をそれぞれ回転駆動させるための電駆動システムとして構成されている。８つのＥＤＳ１０のうちの６つは、それぞれリフト用回転翼３１を回転駆動させる。８つのＥＤＳ１０のうちの２つは、それぞれクルーズ用回転翼３２を回転駆動させる。 The eight EDSs 10 shown in FIG. 1 are configured as an electric drive system for rotationally driving each rotor blade 30 . Six of the eight EDSs 10 rotate the lifting rotor blades 31, respectively. Two of the eight EDSs 10 rotate cruise rotors 32, respectively.

図３に示すように、各ＥＤＳ１０は、駆動部１１と、駆動用モータ１２と、ギアボックス１３と、回転数センサ１４と、電流センサ１５と、電圧センサ１６と、トルクセンサ１７と、ＥＤＳ側記憶部１８とを有する。 As shown in FIG. 3, each EDS 10 includes a drive unit 11, a drive motor 12, a gearbox 13, a rotation speed sensor 14, a current sensor 15, a voltage sensor 16, a torque sensor 17, and an EDS side and a storage unit 18 .

駆動部１１は、図示しないインバータ回路と、かかるインバータ回路を制御する図示しないコントローラとを含む電子機器として構成されている。インバータ回路は、ＩＧＢＴ（Insulated Gate Bipolar Transistor）やＭＯＳＦＥＴ（Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor）等のパワー素子により構成され、コントローラから供給される制御信号に応じたデューティ比により駆動用モータ１２に駆動電圧を供給する。コントローラは、制御装置５０と電気的に接続されており、制御装置５０からの指令に応じてインバータ回路に制御信号を供給する。 The drive unit 11 is configured as an electronic device including an inverter circuit (not shown) and a controller (not shown) for controlling the inverter circuit. The inverter circuit is composed of power elements such as IGBTs (Insulated Gate Bipolar Transistors) and MOSFETs (Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistors). Provides drive voltage. The controller is electrically connected to the control device 50 and supplies control signals to the inverter circuit according to commands from the control device 50 .

駆動用モータ１２は、本実施形態ではブラシレスモータにより構成され、駆動部１１のインバータ回路から供給される電圧および電流に応じた回転運動を出力する。なお、ブラシレスモータに代えて、誘導モータやリラクタンスモータ等の任意のモータにより構成されていてもよい。 The driving motor 12 is configured by a brushless motor in this embodiment, and outputs rotational motion according to the voltage and current supplied from the inverter circuit of the driving section 11 . Any motor such as an induction motor or a reluctance motor may be used instead of the brushless motor.

ギアボックス１３は、駆動用モータ１２と回転翼３０とを物理的に接続している。ギアボックス１３は、図示しない複数のギアを有し、駆動用モータ１２の回転を減速して回転翼３０へと伝達する。なお、ギアボックス１３が省略されて駆動用モータ１２に回転翼３０の回転軸が直接的に接続されていてもよい。 The gearbox 13 physically connects the drive motor 12 and the rotor blades 30 . The gear box 13 has a plurality of gears (not shown), reduces the speed of the rotation of the drive motor 12 and transmits the speed to the rotor blades 30 . Alternatively, the gear box 13 may be omitted and the rotating shaft of the rotor blade 30 may be directly connected to the drive motor 12 .

回転数センサ１４とトルクセンサ１７とは、それぞれ駆動用モータ１２に設けられており、駆動用モータ１２の回転数と回転トルクとをそれぞれ測定する。電流センサ１５と電圧センサ１６とは、それぞれ駆動部１１と駆動用モータ１２との間に設けられており、駆動電流と駆動電圧とをそれぞれ測定する。各センサ１４～１７による測定結果は、駆動部１１を介して制御装置５０へと出力される。 The rotation speed sensor 14 and the torque sensor 17 are provided in the drive motor 12, respectively, and measure the rotation speed and the rotation torque of the drive motor 12, respectively. A current sensor 15 and a voltage sensor 16 are provided between the drive unit 11 and the drive motor 12, respectively, and measure the drive current and the drive voltage, respectively. Measurement results obtained by the sensors 14 to 17 are output to the control device 50 via the driving section 11. FIG.

ＥＤＳ側記憶部１８には、予め試験用プログラムが記憶されている。制御装置５０から入力される試験日時と、緯度経度と、機体番号と、気温圧力といった入力情報が、ＥＤＳ側記憶部１８に保存される。また、ＥＤＳ側記憶部１８には、各センサからの計測データが記憶される。 A test program is stored in advance in the EDS storage unit 18 . Input information such as test date and time, latitude and longitude, aircraft number, temperature and pressure input from the control device 50 are stored in the EDS side storage unit 18 . Further, the EDS side storage unit 18 stores measurement data from each sensor.

バッテリ４０は、リチウムイオン電池により構成され、ｅＶＴＯＬ１００における電力供給源の１つとして機能する。バッテリ４０は、主に、各ＥＤＳ１０がそれぞれ有する駆動部１１へと電力を供給して各駆動用モータ１２を駆動させる。なお、リチウムイオン電池に代えて、ニッケル水素電池等の任意の二次電池により構成されていてもよく、バッテリ４０に代えて、またはバッテリ４０に加えて、燃料電池や発電機等の任意の電力供給源が搭載されていてもよい。 The battery 40 is composed of a lithium ion battery and functions as one of power supply sources in the eVTOL 100 . The battery 40 mainly supplies power to the drive unit 11 of each EDS 10 to drive each drive motor 12 . In place of the lithium-ion battery, any secondary battery such as a nickel-metal hydride battery may be used. A supply may be on board.

コンバータ４２は、バッテリ４０と接続されており、バッテリ４０の電圧を降圧してｅＶＴＯＬ１００が備える図示しない補機類や制御装置５０へと供給する。分配器４４は、バッテリ４０の電圧を各ＥＤＳ１０が備える駆動部１１へと分配する。 The converter 42 is connected to the battery 40 , steps down the voltage of the battery 40 , and supplies it to auxiliary equipment (not shown) provided in the eVTOL 100 and the control device 50 . The distributor 44 distributes the voltage of the battery 40 to the driving section 11 provided in each EDS 10 .

制御装置５０は、記憶部５１とＣＰＵ（Central Processing Unit）とを備えるマイクロコンピュータであり、ＥＣＵ（Electronic Control Unit）として構成されている。記憶部５１は、ＲＯＭ（Read Only Memory）とＲＡＭ（Random Access Memory）とを有する。ＣＰＵは、記憶部５１に予め記憶されている制御プログラムを実行することにより、ｅＶＴＯＬ１００の全体動作を制御する制御部５２として機能する。 The control device 50 is a microcomputer including a storage section 51 and a CPU (Central Processing Unit), and is configured as an ECU (Electronic Control Unit). The storage unit 51 has a ROM (Read Only Memory) and a RAM (Random Access Memory). The CPU functions as a control unit 52 that controls the overall operation of the eVTOL 100 by executing a control program pre-stored in the storage unit 51 .

ｅＶＴＯＬ１００の全体動作としては、例えば、垂直離着陸動作、飛行動作や、各ＥＤＳ１０の機能試験の実行動作等が該当する。垂直離着陸動作および飛行動作は、設定された航空経路情報に基づいて実行されてもよく、乗員の操縦により実行されてもよく、後述する外部装置５００が備える外部制御部５１０からの指令に基づいて実行されてもよい。制御部５２は、ｅＶＴＯＬ１００の動作において、各ＥＤＳ１０が有する駆動用モータ１２の回転数および回転方向や、各回転翼３０のブレード角等を制御する。 Overall operations of the eVTOL 100 include, for example, vertical take-off and landing operations, flight operations, and operations for executing functional tests of each EDS 10 . Vertical take-off and landing operations and flight operations may be executed based on the set air route information, may be executed by crew control, and may be executed based on commands from an external control unit 510 provided in the external device 500 described later. may be performed. In the operation of the eVTOL 100, the control unit 52 controls the rotation speed and rotation direction of the driving motor 12 of each EDS 10, the blade angle of each rotor blade 30, and the like.

各ＥＤＳ１０の機能試験は、定期点検や不具合発生時の点検等を含むＥＤＳ１０の点検や、ＥＤＳ１０の構成部品の交換等の保守が行なわれた後に、点検や保守対象となったＥＤＳ１０を対象として簡易的な動作確認のために実行される。本実施形態では、機能試験の対象となるＥＤＳ１０を、「試験対象システム」と呼ぶ。機能試験では、試験対象システムが正常に動作して、試験対象システムが回転駆動する回転翼３０（以下、「試験対象回転翼」とも呼ぶ」が正常に回転することが確認される。具体的には、機能試験では、回転翼３０に対して所定の試験パターンで電圧および電流を供給し、このときの電圧値、電流値、モータ回転数、回転翼回転数、温度等を測定し、目標値と実測値との差分に基づき、試験対象システムおよび試験対象回転翼の正常性が判断される。 A simple function test of each EDS 10 is performed on the EDS 10 that has been subject to inspection or maintenance after inspection of the EDS 10 including periodic inspection and inspection when a problem occurs, and maintenance such as replacement of components of the EDS 10. It is executed to confirm proper operation. In this embodiment, the EDS 10 to be functionally tested is called a "system under test". In the functional test, it is confirmed that the system under test operates normally and the rotor 30 driven to rotate by the system under test (hereinafter also referred to as the "rotor under test") rotates normally. In the function test, voltage and current are supplied to the rotor blade 30 in a predetermined test pattern, and the voltage value, current value, motor rotation speed, rotor blade rotation speed, temperature, etc. at this time are measured, and the target value and the measured value, the normality of the system under test and the rotor blade under test is determined.

機体通信部６４は、無線通信を行なう機能を有し、外部装置５００が備える外部通信部５２０とｅＶＴＯＬ１００との間で情報の送受信を行なうとともに、制御装置５０と通信可能に構成されている。無線通信としては、例えば、４Ｇ（第４世代移動体通信システム）や５Ｇ（第５世代移動体通信システム）等の電気通信事業者が提供する無線通信や、ＩＥＥＥ８０２．１１規格に従った無線ＬＡＮ通信等が該当する。また、例えば、ＵＳＢ（Universal Serial Bus）や、ＩＥＥＥ８０２．３規格に従った有線通信であってもよい。なお、外部装置５００としては、例えば、機能試験の制御や試験結果の記録等を行うサーバ装置等の管理および制御用のコンピュータが該当する。かかる管理・制御用コンピュータは、例えば、航空管制室に配置されているサーバ装置であってもよく、また、機能試験を含む保守や点検を行う保守作業員がｅＶＴＯＬ１００の運用場所に持ち込んだパーソナルコンピュータであってもよい。 Machine body communication unit 64 has a function of performing wireless communication, transmits and receives information between external communication unit 520 provided in external device 500 and eVTOL 100 , and is configured to be capable of communicating with control device 50 . As wireless communication, for example, wireless communication provided by telecommunications carriers such as 4G (fourth generation mobile communication system) and 5G (fifth generation mobile communication system), and wireless LAN according to IEEE 802.11 standard Communications, etc. fall under this category. Alternatively, for example, USB (Universal Serial Bus) or wired communication conforming to the IEEE802.3 standard may be used. The external device 500 corresponds to, for example, a computer for management and control such as a server device that controls functional tests and records test results. Such a management and control computer may be, for example, a server device located in an air traffic control room, or a personal computer brought into the operation site of the eVTOL 100 by a maintenance worker who performs maintenance and inspections including function tests. may be

報知部６６は、制御装置５０からの指示に従って報知を行う。本実施形態において、報知部６６は、乗員室に搭載されて文字や画像等を表示する表示装置や、音声や警告音等を出力するスピーカ等により構成され、視覚情報や聴覚情報によって乗員に各種情報を報知する。 The notification unit 66 performs notification according to instructions from the control device 50 . In this embodiment, the notification unit 66 is configured by a display device mounted in the passenger compartment to display characters, images, etc., a speaker for outputting voices, warning sounds, etc., and the like. inform information.

Ａ－２．動作確認用装置の構成：
図４に示す動作確認用装置７０は、機能試験を実行する際に試験対象システムに装着される。動作確認用装置７０は、任意の場所において、地面に固定される。また、動作確認用装置７０は、機能試験において、試験対象システムの推力を計測し、記憶し、さらに、機能試験の合否判定を行う。動作確認用装置７０は、固定部７１と、連結部７２と、推力関連値センサ部７３と、本体部７４と、位置調整部７８とを備える。固定部７１は、後述する位置調整部７８を介して動作確認用装置７０全体を地面に固定する役割を担う。固定部７１は、第１支持部２３と平行な方向に延びるレール状の矩形板と、第１支持部２３と垂直な方向に延びるレール状の矩形板を備え、格子状に形成されている。なお、固定部７１は４本のレール状の矩形板を備えているが、任意の本数の矩形板を備えてもよい。また、固定部は、レール状の矩形板でなく任意の形状板であってもよい。 A-2. Configuration of operation confirmation device:
The operation confirmation device 70 shown in FIG. 4 is attached to the system under test when performing the function test. The operation confirmation device 70 is fixed to the ground at an arbitrary location. In addition, in the function test, the operation confirmation device 70 measures and stores the thrust force of the system under test, and determines whether the function test is successful. The operation confirmation device 70 includes a fixing portion 71 , a connecting portion 72 , a thrust related value sensor portion 73 , a body portion 74 and a position adjusting portion 78 . The fixing part 71 serves to fix the entire operation confirmation device 70 to the ground via a position adjusting part 78 which will be described later. The fixing portion 71 includes a rail-shaped rectangular plate extending in a direction parallel to the first support portion 23 and a rail-shaped rectangular plate extending in a direction perpendicular to the first support portion 23, and is formed in a lattice shape. Although the fixed portion 71 has four rail-shaped rectangular plates, it may have an arbitrary number of rectangular plates. Also, the fixed portion may be a plate of any shape instead of a rail-shaped rectangular plate.

連結部７２は動作確認用装置７０の上端に位置し、ｅＶＴＯＬ１００の機体２０を介して間接的にＥＤＳ１０と連結する役割を担う。具体的には、連結部７２は第１支持部２３を介してＥＤＳ１０と連結する。連結部７２の下端側は後述する推力関連値センサ部７３と連結している。なお、連結部７２とＥＤＳ１０とは、直接的に連結していてもよい。 The connection part 72 is located at the upper end of the operation confirmation device 70 and serves to indirectly connect with the EDS 10 via the body 20 of the eVTOL 100 . Specifically, the connection portion 72 is connected to the EDS 10 via the first support portion 23 . A lower end side of the connecting portion 72 is connected to a thrust related value sensor portion 73 to be described later. Note that the connecting portion 72 and the EDS 10 may be directly connected.

推力関連値センサ部７３は、図４に示されるように、連結部７２の下端から本体部７４の上端にかけて配置される。推力関連値センサ部７３は、円柱状の外観形状を有する。本実施形態において、推力関連値センサ部７３は、連結部７２と本体部７４とを連結すると共に、試験対象システムのＥＤＳ１０の推力を計測する推力センサを内蔵している。推力センサは、例えば、バネと、バネの伸びであるひずみを検出するひずみゲージとを有し、検出されるひずみを利用して推力を計測する。動作確認用装置７０に推力関連値センサ部７３が配置されることにより、ＥＤＳ１０が推力センサを有しない構成においても、推力に関して機能試験の合否判断が可能となる。 The thrust-related value sensor section 73 is arranged from the lower end of the connecting section 72 to the upper end of the main body section 74, as shown in FIG. The thrust-related value sensor unit 73 has a cylindrical external shape. In this embodiment, the thrust related value sensor section 73 connects the connecting section 72 and the main body section 74 and incorporates a thrust sensor for measuring the thrust of the EDS 10 of the test target system. The thrust sensor has, for example, a spring and a strain gauge that detects strain, which is the elongation of the spring, and measures thrust using the detected strain. By arranging the thrust-related value sensor unit 73 in the operation confirmation device 70, it is possible to judge pass/fail of the functional test regarding the thrust even in a configuration in which the EDS 10 does not have a thrust sensor.

本体部７４は、インターフェイス部７５と、合否判定用演算装置７６と、表示部７７とを備える。インターフェイス部７５は、後述する取得部７６ｃにおいて取得されたＥＤＳ１０の出力値と、後述する判定部７６ａにおける判定の実行結果とのうちの少なくとも一方を外部に出力する。合否判定用演算装置７６は、判定部７６ａと、演算装置側記憶部７６ｂと、取得部７６ｃとを備える。本実施形態において、判定部７６ａは、インターフェイス部７５で取得された指令値および想定出力とＥＤＳ１０の出力値との差分が予め定められた範囲に収まっているか否かの判定を実行する。演算装置側記憶部７６ｂには、インターフェイス部７５で取得された指令値、想定出力（駆動用モータ１２を試験駆動させた際の回転数、トルク、モータ温度、推力、振動等の変化パターンの理論値もしくは推定値）、及びＥＤＳ１０の出力値が記憶される。取得部７６ｃは、ＥＤＳ１０に対する指令値および想定出力と、ＥＤＳ１０の出力値とを取得する。なお、本実施形態において、取得部７６ｃは、推力関連値センサ部７３から直接推力を取得できる。表示部７７は、計測結果や合否判定結果を表示するためのディスプレイである。 The body portion 74 includes an interface portion 75 , a pass/fail judgment computing device 76 , and a display portion 77 . The interface unit 75 outputs to the outside at least one of the output value of the EDS 10 acquired by the acquisition unit 76c described below and the execution result of determination by the determination unit 76a described below. The pass/fail judgment calculation device 76 includes a judgment section 76a, a calculation device-side storage section 76b, and an acquisition section 76c. In this embodiment, the determination unit 76a determines whether or not the difference between the command value and expected output obtained by the interface unit 75 and the output value of the EDS 10 is within a predetermined range. The command value acquired by the interface unit 75 and the assumed output (rotational speed, torque, motor temperature, thrust, vibration, etc., when the driving motor 12 is test-driven are stored in the arithmetic device side storage unit 76b. values or estimates), and output values of the EDS 10 are stored. Acquisition unit 76c acquires the command value and expected output for EDS 10 and the output value of EDS 10 . Note that, in the present embodiment, the acquisition unit 76 c can acquire the thrust force directly from the thrust-related value sensor unit 73 . The display unit 77 is a display for displaying measurement results and pass/fail judgment results.

位置調整部７８は、固定部７１と地面との間に配置され、地面との固定位置を調整する。位置調整部７８は、例えば、固定部７１の地面側に装着される車輪の付いたキャスターによって固定位置が調整される。走行方向が旋回する自在車、または、走行方向が固定している固定車によって位置が調整され、図示しないストッパーによって回転が止められて動作確認用装置７０が地面に固定される。本実施形態において、「地面に固定される」とは、機能試験の実行に伴って機体２０に応力が働いた場合でも、ＥＤＳ１０が所定の範囲を超えて位置ずれしないような程度に、動作確認用装置７０が地面に固定されていることを意味する。 The position adjusting portion 78 is arranged between the fixing portion 71 and the ground, and adjusts the fixed position with respect to the ground. The fixed position of the position adjusting portion 78 is adjusted by, for example, casters with wheels attached to the ground side of the fixing portion 71 . The position is adjusted by a universal wheel whose running direction turns or a fixed wheel whose running direction is fixed, rotation is stopped by a stopper (not shown), and the operation confirmation device 70 is fixed to the ground. In this embodiment, "fixed to the ground" means that even if stress acts on the fuselage 20 due to the execution of the function test, the EDS 10 will not be displaced beyond a predetermined range. means that the device 70 is fixed to the ground.

Ａ－３．試験処理の手順：
図５に示す試験処理は、ＥＤＳ１０の交換と、交換後のＥＤＳ１０の機能試験を行うための処理を意味する。したがって、例えば、ＥＤＳ１０の構成部品の一部が故障した場合や、部品の定期交換時期が到来した場合などに実行される。動作確認用装置７０が第１支持部２３を介してＥＤＳ１０に取り付けられる（ステップＳ１０）。このとき、ＥＤＳ１０の鉛直方向の中心軸と動作確認用装置７０の鉛直方向の中心軸とが一致するように、取り付けられる。動作確認用装置７０が位置調整部７８によって地面に固定される（ステップＳ１１）。なお、上述のステップＳ１０とステップＳ１１とは、同時に行われてもよいし、ステップＳ１１が先に実行されステップＳ１０が後に実行されてもよい。 A-3. Test processing procedure:
The test processing shown in FIG. 5 means replacement of the EDS 10 and processing for performing a functional test of the EDS 10 after replacement. Therefore, for example, it is executed when a part of the component parts of the EDS 10 fails or when it is time to replace the part periodically. The operation confirmation device 70 is attached to the EDS 10 via the first support portion 23 (step S10). At this time, the EDS 10 is mounted so that the vertical central axis of the device 70 and the vertical central axis of the operation confirmation device 70 are aligned with each other. The operation confirmation device 70 is fixed to the ground by the position adjusting section 78 (step S11). Steps S10 and S11 described above may be performed at the same time, or step S11 may be performed first and step S10 may be performed later.

制御装置５０の制御部５２は、試験対象システムであるＥＤＳ１０の駆動部１１に回転数指令を出力する（ステップＳ１２）。これにより、試験対象システムは回転翼３０を駆動させ、推力（揚力）が生じることとなる。動作確認用装置７０は、ＥＤＳ１０に接続され且つ地面に固定されている。このため、ステップＳ１２の実行により推力が生じた場合であっても、動作確認用装置７０は、かかる推力と同じ大きさの反力を生じさせるので、試験対象システムの鉛直方向の変位が抑制される。このようにして、試験対象システムの駆動用モータ１２を鉛直方向の変位を抑制した状態において、推力関連値センサ部７３は、試験対象システムの推力を計測し、インターフェイス部７５は、推力関連値センサ部７３により得られる計測値を演算装置側記憶部７６ｂに記憶させる（ステップＳ１３）。判定部７６ａは、動作確認用装置７０において計測された推力と、推力想定値とを比較して合否判定をする（ステップＳ１４）。具体的には、図６に示すように、判定部７６ａは、推力計測値と推力想定値との差分の絶対値を所定の時間間隔で求めていく。そして、試験期間全体に亘って得られた差分の絶対値が予め定められた閾値より小さければ合格と判定し、閾値以上であれば不合格と判定する。試験期間全体のいずれかの時点において差分の絶対値が閾値以上である場合には、想定される推力とは大きく外れた推力が得られており、試験対象システムやｅＶＴＯＬ１００自体に何らかの問題があると推定される。そこで、本実施形態では、この場合、試験を不合格と判定するようにしている。判定部７６ａは、計測結果と合否判定結果を、インターフェイス部７５を介して制御装置５０に出力する（ステップＳ１５）。ステップＳ１５の完了後、試験処理は終了する。 The control unit 52 of the control device 50 outputs a rotational speed command to the driving unit 11 of the EDS 10, which is the system under test (step S12). This causes the system under test to drive the rotor blades 30 and produce thrust (lift). The operation confirmation device 70 is connected to the EDS 10 and fixed to the ground. Therefore, even if a thrust is generated by executing step S12, the operation confirmation device 70 generates a reaction force of the same magnitude as the thrust, thereby suppressing the vertical displacement of the system under test. be. In this manner, the thrust-related value sensor section 73 measures the thrust of the test-target system in a state in which the vertical displacement of the drive motor 12 of the test-target system is suppressed, and the interface section 75 detects the thrust-related value sensor The measurement value obtained by the unit 73 is stored in the arithmetic device side storage unit 76b (step S13). The determination unit 76a compares the thrust measured by the operation confirmation device 70 and the assumed thrust value to make a pass/fail determination (step S14). Specifically, as shown in FIG. 6, the determination unit 76a obtains the absolute value of the difference between the thrust force measurement value and the thrust force assumed value at predetermined time intervals. Then, if the absolute value of the difference obtained over the entire test period is smaller than a predetermined threshold value, it is determined to be acceptable, and if it is equal to or greater than the threshold value, it is determined to be unacceptable. If the absolute value of the difference is equal to or greater than the threshold at any point during the entire test period, it means that the thrust that is greatly different from the expected thrust is obtained, and that there is some problem with the system under test or the eVTOL100 itself. Presumed. Therefore, in this embodiment, in this case, the test is determined to be failed. The determination unit 76a outputs the measurement result and the pass/fail determination result to the control device 50 via the interface unit 75 (step S15). After completion of step S15, the test process ends.

以上説明した第１実施形態の動作確認用装置７０によれば、地面との固定部７１と、電駆動システム１０と直接的に又は電動垂直離着陸機の機体を介して間接的に連結するための連結部７２とを備えるので、機能試験を実行するための場所が検査場等に限定されることを抑制できる。このため、試験対象システムの機能試験を電動垂直離着陸機の運用場所において実行できる。 According to the operation confirmation device 70 of the first embodiment described above, the fixed portion 71 with the ground and the electric drive system 10 are connected directly or indirectly via the body of the electric vertical take-off and landing aircraft. Since the connection part 72 is provided, it is possible to prevent the place for performing the function test from being limited to an inspection site or the like. Therefore, the functional test of the system under test can be performed at the operating location of the electric vertical take-off and landing aircraft.

Ｂ．第２実施形態：
第２実施形態の動作確認用装置７０およびｅＶＴＯＬ１００の構成は、第１実施形態の動作確認用装置７０およびｅＶＴＯＬ１００の構成と同じであるので、同一の構成要素には同一の符号を付し、その詳細な説明を省略する。第１実施形態では、推力のみを用いて機能試験の合否を判定していたが、第２実施形態では、推力以外の他のパラメータも用いて機能試験の合否を判定する。 B. Second embodiment:
Since the configurations of the operation confirmation device 70 and eVTOL 100 of the second embodiment are the same as those of the operation confirmation device 70 and eVTOL 100 of the first embodiment, the same constituent elements are denoted by the same reference numerals. Detailed description is omitted. In the first embodiment, the pass/fail of the function test was determined using only the thrust force, but in the second embodiment, parameters other than the thrust force are also used to determine pass/fail of the function test.

図７に示す試験処理のシーケンスは、制御装置５０に接続されている図示しないユーザインターフェイスから、作業員が機能試験実施の指示を入力することにより開始される。制御装置５０において制御部５２は、試験開始の合図を試験対象システムのＥＤＳ１０に送信する（ステップＳ２０）。ＥＤＳ１０は、かかる合図を契機として、回転翼３０、動作確認用装置７０、およびバッテリ４０が、試験開始可能な状態（Ｒｅａｄｙ）であるか否かを確認する（ステップＳ２１）。例えば、回転翼３０であれば一時的に給電して回転可能であるか否かを確認する。動作確認用装置７０であれば、所定の動作確認用信号を動作確認用装置７０に送信し、その応答信号を受信するか否かを確認する。バッテリ４０であれば、バッテリ４０の残容量（ＳＯＣ：State Of Charge）を確認する。ＥＤＳ１０は、回転翼３０、動作確認用装置７０、およびバッテリ４０がＲｅａｄｙである場合には、その旨を制御装置５０に通知する（ステップＳ２２）。 The test processing sequence shown in FIG. 7 is started by the operator inputting an instruction to perform the function test from a user interface (not shown) connected to the control device 50 . The control unit 52 of the control device 50 transmits a test start signal to the EDS 10 of the test target system (step S20). Triggered by this signal, the EDS 10 confirms whether or not the rotor blade 30, the operation confirmation device 70, and the battery 40 are ready to start testing (Ready) (step S21). For example, if it is the rotor blade 30, power is temporarily supplied to check whether it can rotate. If it is the operation confirmation device 70, it transmits a predetermined operation confirmation signal to the operation confirmation device 70, and confirms whether or not the response signal is received. If it is the battery 40, the remaining capacity (SOC: State Of Charge) of the battery 40 is confirmed. When the rotor blade 30, the operation confirmation device 70, and the battery 40 are ready, the EDS 10 notifies the control device 50 to that effect (step S22).

Ｒｅａｄｙを受信した制御装置５０は、試験日時と、緯度経度と、機体番号と、気温圧力等の入力情報をＥＤＳ１０へ送信し（ステップＳ２３）、ＥＤＳ１０は、受信した入力情報をＥＤＳ側記憶部１８に保存する（ステップＳ２４）。ＥＤＳ１０は、動作確認用装置７０に対して試験駆動の同期信号を送信し、動作確認用装置７０は、ＥＤＳ１０に対して同期信号を受信した旨を通知する送信を行う（ステップＳ２５）。かかる同期信号の送受信により、回転翼３０の試験駆動と動作確認用装置７０における推力の測定とが同期できる。同期信号を受信した動作確認用装置７０は、制御装置５０からの回転数指令値、推力関連値センサ部７３から取得した推力計測値および回転数センサ３４およびトルクセンサ３５で計測されたデータの記録を開始する。ＥＤＳ１０は、制御装置５０に出力指令要求を送信する（ステップＳ２６）。制御装置５０は、ＥＤＳ１０へ想定出力および回転数の指令を送信する（ステップＳ２７）。かかる指令を受信したＥＤＳ１０は、ＥＤＳ側記憶部１８に予め記憶されている試験用プログラムに従って駆動用モータ１２を試験駆動させる（ステップＳ２８）。このとき、ＥＤＳ１０では、駆動用モータ１２に対して所定の試験パターンの電流値および電圧値を供給するように駆動部１１が制御され、また、バッテリ４０から電力が供給される。 The control device 50 that has received Ready transmits input information such as test date and time, latitude and longitude, aircraft number, temperature and pressure to the EDS 10 (step S23). (step S24). The EDS 10 transmits a synchronization signal for test driving to the operation confirmation device 70, and the operation confirmation device 70 notifies the EDS 10 of the reception of the synchronization signal (step S25). By transmitting and receiving such synchronization signals, the test driving of the rotor blades 30 and the thrust measurement in the operation confirmation device 70 can be synchronized. Upon receiving the synchronization signal, the operation confirmation device 70 records the rotation speed command value from the control device 50, the thrust force measurement value obtained from the thrust-related value sensor unit 73, and the data measured by the rotation speed sensor 34 and the torque sensor 35. to start. The EDS 10 transmits an output command request to the control device 50 (step S26). The control device 50 transmits a command for the assumed output and the rotation speed to the EDS 10 (step S27). The EDS 10 that has received such a command causes the drive motor 12 to test drive according to a test program pre-stored in the EDS side storage unit 18 (step S28). At this time, the EDS 10 controls the driving section 11 so as to supply the drive motor 12 with a current value and a voltage value of a predetermined test pattern, and power is supplied from the battery 40 .

推力関連値センサ部７３から取得した推力計測値、ＥＤＳ１０から想定出力、回転数指令を順次、受信し演算装置側記憶部７６ｂに記憶する（ステップＳ２９）。回転数センサ３４やトルクセンサ３５は、計測したデータをＥＤＳ１０に送信する（ステップＳ３０）。ＥＤＳ１０は、各センサで計測された計測データを順次、動作確認用装置７０および制御装置５０へと送信する（ステップＳ３１）。制御装置５０と動作確認用装置７０は、各センサからの計測データを順次、記憶部５１と演算装置側記憶部７６ｂに、各々記憶する（ステップＳ３２）。駆動電圧等を変化させる周波数を変えて、ステップＳ２７からステップＳ３２までが繰り返される。 The thrust force measurement value obtained from the thrust-related value sensor unit 73, the assumed output from the EDS 10, and the rotational speed command are sequentially received and stored in the arithmetic device side storage unit 76b (step S29). The rotational speed sensor 34 and the torque sensor 35 transmit the measured data to the EDS 10 (step S30). The EDS 10 sequentially transmits measurement data measured by each sensor to the operation confirmation device 70 and the control device 50 (step S31). The control device 50 and the operation confirmation device 70 sequentially store the measurement data from each sensor in the storage section 51 and the arithmetic device side storage section 76b, respectively (step S32). Steps S27 to S32 are repeated by changing the frequency for changing the drive voltage or the like.

制御装置５０がＥＤＳ１０へ機能試験終了の合図を送信し、機能試験終了の合図を受信したＥＤＳ１０は動作確認要装置７０へ機能試験終了の合図を送信する（ステップＳ３３）。動作確認用装置７０の判定部７６ａにおいて、合否判定が行われ（ステップＳ３４）、合否判定結果がＥＤＳ１０へと送信され、ＥＤＳ１０から制御装置５０へと送信される（ステップＳ３５）。 The control device 50 transmits a functional test completion signal to the EDS 10, and the EDS 10 that has received the functional test completion signal transmits the functional test completion signal to the operation confirmation required device 70 (step S33). The decision unit 76a of the operation confirmation device 70 makes a pass/fail decision (step S34), and the pass/fail decision result is transmitted to the EDS 10, which in turn is transmitted from the EDS 10 to the control device 50 (step S35).

以上説明した第２実施形態の動作確認用装置によれば、推力に加えて、推力以外の他のパラメータも用いて機能試験の合否を判定する。このため、試験対象システムであるＥＤＳ１０に対して詳しい機能試験を行うことができる。 According to the operation confirmation device of the second embodiment described above, in addition to the thrust force, parameters other than the thrust force are also used to determine pass/fail of the function test. Therefore, a detailed functional test can be performed on the EDS 10, which is the test target system.

Ｃ．他の実施形態：
Ｃ－１．他の実施形態１：
上記各実施形態の動作確認用装置７０において、推力関連値センサ部７３は、試験対象システムのＥＤＳ１０の推力を計測する推力センサを内蔵し、本体部７４は、インターフェイス部７５と、判定部７６ａと、演算装置側記憶部７６ｂと、取得部７６ｃと、表示部７７とを備えていたが、本実施形態はこれに限られない。本実施形態の動作確認用装置７０は、試験対象システムのＥＤＳ１０の推力を計測する推力センサと、インターフェイス部７５と、判定部７６ａと、演算装置側記憶部７６ｂと、取得部７６ｃと、表示部７７のうち、一部は省略されてもよい。推力関連値センサ部７３は、単なる接続用であってもよい。かかる構成によれば、動作確認用装置７０の構成を簡易にできる。 C. Other embodiments:
C-1. Alternative Embodiment 1:
In the operation confirmation device 70 of each of the above embodiments, the thrust-related value sensor unit 73 incorporates a thrust sensor for measuring the thrust of the EDS 10 of the system under test, and the main unit 74 includes an interface unit 75 and a determination unit 76a. , the arithmetic unit side storage unit 76b, the acquisition unit 76c, and the display unit 77, but the present embodiment is not limited to this. The operation confirmation device 70 of the present embodiment includes a thrust sensor for measuring the thrust of the EDS 10 of the system under test, an interface unit 75, a determination unit 76a, an arithmetic device side storage unit 76b, an acquisition unit 76c, and a display unit. 77 may be partially omitted. The thrust-related value sensor section 73 may be for simple connection. With such a configuration, the configuration of the operation confirmation device 70 can be simplified.

Ｃ－２．他の実施形態２：
上記各実施形態の動作確認用装置７０において、地面との固定位置を調整するための位置調整部７８を備えていたが、本実施形態における動作確認用装置は、位置調整部７８を備えていなくてもよい。 C-2. Alternative Embodiment 2:
In the operation confirmation device 70 of each of the above embodiments, the position adjustment unit 78 for adjusting the fixed position with the ground was provided, but the operation confirmation device in this embodiment does not include the position adjustment unit 78. may

Ｃ－３．他の実施形態３：
上記各実施形態の動作確認用装置７０における推力関連値センサ部７３は、試験対象システムのＥＤＳ１０の推力を計測する推力センサを内蔵していたが、本実施形態においてはこれに限られない。本実施形態の動作確認用装置７０において、ＥＤＳ１０の出力値には、モータの推力に関連する推力関連値が含まれ、推力関連値を測定する推力関連値センサをさらに備えてもよい。取得部７６ｃは推力関連値センサから推力関連値を取得してもよい。推力関連値としては、例えば、モータの振動であり、推力関連値センサである振動センサによって計測される。かかる構成によれば、ＥＤＳ１０が振動センサを有しない構成においても、モータの振動に関して機能試験の合否判定が可能となる。 C-3. Alternative Embodiment 3:
The thrust-related value sensor unit 73 in the operation confirmation device 70 of each of the above-described embodiments incorporates a thrust sensor for measuring the thrust of the EDS 10 of the system under test, but this embodiment is not limited to this. In the operation confirmation device 70 of this embodiment, the output value of the EDS 10 includes a thrust-related value related to the thrust of the motor, and a thrust-related value sensor for measuring the thrust-related value may be further provided. The acquisition unit 76c may acquire the thrust-related value from a thrust-related value sensor. The thrust-related value is, for example, motor vibration, which is measured by a vibration sensor, which is a thrust-related value sensor. According to such a configuration, even if the EDS 10 does not have a vibration sensor, it is possible to determine the pass/fail of the function test regarding the vibration of the motor.

Ｃ－４．他の実施形態４：
上記各実施形態の動作確認用装置７０においては、駆動用モータ１２の推力に関連する推力関連値を、推力関連値センサ部７３またはＥＤＳ１０から取得していたが、本実施形態はこれに限られない。本実施形態においては、駆動用モータ１２の推力に関連する推力関連値を、制御装置５０から取得してもよい。 C-4. Alternative Embodiment 4:
In the operation confirmation device 70 of each of the above embodiments, the thrust-related value related to the thrust of the drive motor 12 is obtained from the thrust-related value sensor 73 or the EDS 10, but the present embodiment is limited to this. do not have. In this embodiment, a thrust-related value related to the thrust of the drive motor 12 may be acquired from the control device 50 .

Ｃ－５．他の実施形態５：
上記各実施形態の動作確認用装置７０においては、位置調整部７８によって動作確認用装置７０の地面に対する位置が調整されていたが、本実施形態の動作確認用装置はこれに限られない。本実施形態においては、動作確認用装置の高さを可変としてもよい。例えば、推力関連値センサ部７３の高さ方向の長さを変えられる構成であってもよい。 C-5. Alternative Embodiment 5:
In the operation confirmation device 70 of each of the above embodiments, the position of the operation confirmation device 70 with respect to the ground is adjusted by the position adjustment unit 78, but the operation confirmation device of this embodiment is not limited to this. In this embodiment, the height of the operation confirmation device may be variable. For example, the configuration may be such that the length of the thrust-related value sensor section 73 in the height direction can be changed.

Ｃ－６．他の実施形態６：
上記各実施形態の動作確認用装置７０においては、推力関連値センサ部７３は円柱状の外観形状を有していたが、本実施形態における推力関連値センサ部７３は任意の形状であってもよい。例えば、直方体状の外観形状を有していてもよい。 C-6. Alternative Embodiment 6:
In the operation confirmation device 70 of each of the embodiments described above, the thrust-related value sensor section 73 has a cylindrical external shape. good. For example, it may have a rectangular parallelepiped external shape.

本開示は、上述の実施形態に限られるものではなく、その趣旨を逸脱しない範囲において種々の構成で実現することができる。例えば、発明の概要の欄に記載した形態中の技術的特徴に対応する各実施形態中の技術的特徴は、上述の課題の一部又は全部を解決するために、あるいは、上述の効果の一部又は全部を達成するために、適宜、差し替えや、組み合わせを行うことが可能である。また、その技術的特徴が本明細書中に必須なものとして説明されていなければ、適宜、削除することが可能である。 The present disclosure is not limited to the embodiments described above, and can be implemented in various configurations without departing from the scope of the present disclosure. For example, the technical features in each embodiment corresponding to the technical features in the form described in the outline of the invention are used to solve some or all of the above problems, or Substitutions and combinations may be made as appropriate to achieve part or all. Also, if the technical features are not described as essential in this specification, they can be deleted as appropriate.

１０…ＥＤＳ（電駆動システム）、２０…機体、７０…動作確認用装置、７１…固定部、７２…連結部、１００…ｅＶＴＯＬ（電動垂直離着陸機） DESCRIPTION OF SYMBOLS 10... EDS (Electric drive system), 20... Airframe, 70... Operation confirmation device, 71... Fixed part, 72... Connection part, 100... eVTOL (electric vertical take-off and landing aircraft)

Claims (4)

電動垂直離着陸機（１００）に搭載されている電駆動システム（１０）の動作確認用装置（７０）であって、
前記電駆動システムは、前記電動垂直離着陸機が有する回転翼を駆動させるモータを含み、
前記動作確認用装置は、
地面との固定部（７１）と、
前記電駆動システムと直接的に又は前記電動垂直離着陸機の機体（２０）を介して間接的に連結するための連結部（７２）と、
地面との固定位置を調整するための位置調整部（７８）と、
を備え、
前記位置調整部は、車輪とストッパーとを有するキャスターにより構成され、前記車輪を回転させて前記固定位置を調整し、前記ストッパーにより前記車輪の回転を止めることによって、前記動作確認用装置を地面に固定する、動作確認用装置。 A device (70) for checking the operation of an electric drive system (10) mounted on an electric vertical take-off and landing aircraft (100),
The electric drive system includes a motor that drives the rotor blades of the electric vertical take-off and landing aircraft,
The operation confirmation device is
a fixed part (71) with the ground;
a coupling (72) for coupling directly with the electric drive system or indirectly through the fuselage (20) of the electric vertical take-off and landing vehicle;
A position adjustment part (78) for adjusting the fixed position with the ground;
with
The position adjustment unit is configured by a caster having a wheel and a stopper, rotates the wheel to adjust the fixed position, and stops the rotation of the wheel by the stopper, thereby placing the operation confirmation device on the ground. Device for confirming operation. 請求項１に記載の動作確認用装置において、
前記電駆動システムに対する指令値と、前記電駆動システムの出力値と、を取得する取得部（７６ｃ）と、
取得された前記指令値と前記出力値との差分が予め定められた範囲に収まっているか否かの判定を実行する判定部（７６ａ）と、
をさらに備える、動作確認用装置。 In the operation confirmation device according to claim 1 ,
an acquisition unit (76c) for acquiring a command value for the electric drive system and an output value of the electric drive system;
a determination unit (76a) that determines whether or not the difference between the acquired command value and the output value is within a predetermined range;
A device for operation confirmation, further comprising: 請求項２に記載の動作確認用装置において、
取得された前記電駆動システムの前記出力値と、前記判定の実行結果と、のうちの少なくとも一方を、外部に出力するためのインターフェイス部（７５）を、さらに備える、動作確認用装置。 In the operation confirmation device according to claim 2 ,
A device for operation confirmation, further comprising an interface unit (75) for outputting to the outside at least one of the obtained output value of the electric drive system and the execution result of the determination. 請求項２または請求項３に記載の動作確認用装置において、
前記出力値には、前記モータの推力に関連する推力関連値が含まれ、
前記推力関連値を測定する推力関連値センサを、さらに備え、
前記取得部は、前記推力関連値センサから前記推力関連値を取得する、動作確認用装置。 In the operation confirmation device according to claim 2 or 3 ,
the output value includes a thrust-related value related to the thrust of the motor;
further comprising a thrust-related value sensor that measures the thrust-related value,
The acquisition unit is an operation confirmation device that acquires the thrust-related value from the thrust-related value sensor.
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