WO2012133066A1 - アクチュエータ監視システム - Google Patents

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篤志 柿野
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三菱重工業株式会社
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    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B23/00—Testing or monitoring of control systems or parts thereof
    • G05B23/02—Electric testing or monitoring
    • G05B23/0205—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults
    • G05B23/0259—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterized by the response to fault detection
    • G05B23/0283—Predictive maintenance, e.g. involving the monitoring of a system and, based on the monitoring results, taking decisions on the maintenance schedule of the monitored system; Estimating remaining useful life [RUL]
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    • B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration

Definitions

  • the present invention relates to an actuator monitoring system for monitoring an actuator mounted on an aircraft.
  • the aircraft is equipped with actuators for moving the rotor blades and take-off and landing equipment. Actuators are repaired / replaced when they fail or when it is time to repair. The repair time is typically determined by a person based on the past repair history.
  • the driving history varies depending on the individual aircraft. Therefore, there is a possibility that the actuator will fail before the preset repair time. In addition, the actuator may be sufficiently usable even after a preset repair time has passed. Therefore, a technique that can accurately estimate the life of the actuator is desired.
  • Patent Document 1 discloses a technique that allows the actuator replacement time to be known even when an aircraft is in flight. Specifically, a position sensor attached to the actuator detects the position of the piston of the actuator and outputs a position signal to the control device. The control device calculates the movement distance of the piston of the actuator based on the position signal. When the total movement distance of the actuator piston exceeds a predetermined threshold, the control device outputs a notification signal. This notification signal is output even when the aircraft is in flight.
  • One object of the present invention is to provide a technique capable of accurately estimating the life of an actuator mounted on an aircraft.
  • an actuator monitoring system (1) includes an electric actuator (10) including an electric motor (11) and a control command (CMD) for controlling the operation of the electric motor (11). And a control device (20) for outputting to the computer.
  • the control device (20) calculates the usage time of the electric actuator (10) based on the control command (CMD) output to the electric motor (11). Furthermore, the control device (20) estimates the life of the electric actuator (10) based on the calculated usage time.
  • the electric motor (11) may feed back a feedback signal (FB) indicating a current value flowing through the electric motor (11) to the control device (20).
  • FB feedback signal
  • the control device (20) calculates the torque of the electric motor (11) based on the feedback signal (FB).
  • a control apparatus (20) estimates the lifetime of an electric actuator (10) based on the calculated usage time and the calculated torque.
  • control device (20) may issue a warning through the warning device (30).
  • FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of the actuator monitoring system according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a block diagram showing a configuration of an actuator monitoring system according to the second embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of an actuator monitoring system 1 according to a first embodiment of the present invention.
  • the actuator monitoring system 1 is mounted on an aircraft.
  • the actuator monitoring system 1 includes an electric actuator 10, a control device 20, and a warning device 30.
  • the electric actuator 10 moves the moving blades and take-off and landing devices of the aircraft.
  • the electric actuator 10 includes an electric motor 11.
  • the control device 20 is typically a flight control computer (FCC: Flight Control Computer) mounted on an aircraft.
  • the control device 20 controls the operation of other devices mounted on the aircraft.
  • the control device 20 outputs a control command CMD for controlling the operation of the electric motor 11 to the electric motor 11, thereby controlling the operation of the electric motor 11.
  • the control command CMD instructs ON / OFF of the electric motor 11 or instructs the rotational speed of the electric motor 11 or the like.
  • control device 20 includes a storage device 21.
  • the storage device 21 include a RAM (Random Access Memory) and a HDD (Hard Disk Drive).
  • the storage device 21 stores repair time data RP, usage time data UT, estimated life data LT, and the like.
  • the repair time data RP indicates a repair time of the electric actuator 10 set in advance.
  • the usage time data UT indicates the usage time of the electric actuator 10 calculated by the control device 20 as will be described later.
  • the estimated lifetime data LT indicates the lifetime of the electric actuator 10 estimated by the control device 20 as will be described later.
  • warning device 30 a display or a light is exemplified.
  • the operation of the actuator monitoring system 1 according to the present embodiment is as follows.
  • the repair time of the electric actuator 10 is set in advance based on the past repair history or the like.
  • Repair time data RP indicating the repair time is stored in the storage device 21 of the control device 20.
  • the control device 20 outputs a control command CMD for controlling the operation of the electric motor 11 of the electric actuator 10 to the electric motor 11, thereby controlling the operation of the electric motor 11.
  • the control command CMD instructs ON / OFF of the electric motor 11 or instructs the rotational speed of the electric motor 11 or the like.
  • the control device 20 calculates the usage time of the electric actuator 10 based on the control command CMD output to the electric motor 11.
  • Usage time data UT indicating the calculated usage time is stored in the storage device 21 of the control device 20. Since the usage time of the electric actuator 10 is known, the lifetime can be estimated by referring to, for example, a database showing past results. That is, the control device 20 estimates the actual life of the electric actuator 10 based on the calculated usage time.
  • the estimated lifetime data LT indicating the estimated lifetime is stored in the storage device 21 of the control device 20. Note that the usage time data UT and the estimated life data LT are updated by the control device 20 as needed.
  • control device 20 compares the estimated life indicated by the estimated life data LT with the repair time indicated by the repair time data RP. When the estimated life comes earlier than the repair time, the control device 20 operates the warning device 30.
  • the warning device 30 issues a warning to the pilot. For example, when the warning device 30 is a display, a warning is displayed on the display. When the warning device 30 is a light, the light is turned on. Further, the control device 20 may operate the warning device 30 even when the estimated life has not been reached but the repair time has come.
  • the life of the electric actuator 10 can be accurately estimated based on the control command CMD output to the electric motor 11. As a result, it is possible to prevent the electric actuator 10 from failing before the preset repair time. As a result, the reliability of the aircraft control system is improved.
  • FIG. 2 is a block diagram showing a configuration of an actuator monitoring system 1 according to a second embodiment of the present invention. The description overlapping with the first embodiment is omitted as appropriate.
  • the electric motor 11 feeds back to the control device 20 a feedback signal FB indicating a current value flowing through the electric motor 11.
  • the control device 20 calculates the torque of the electric motor 11 backward based on the feedback signal FB received from the electric motor 11. Thereby, the control apparatus 20 can estimate the load applied to the electric actuator 10.
  • Load history data LD indicating a history of estimated loads is stored in the storage device 21 of the control device 20. The load history data LD is updated by the control device 20 as needed.
  • the control device 20 estimates the actual life of the electric actuator 10 by taking into account not only the use time indicated by the use time data UT but also the estimated load history indicated by the load history data LD. Therefore, the life estimation accuracy of the electric actuator 10 is further improved as compared with the first embodiment.
  • the control device 20 is not limited to a flight control computer (FCC).
  • the control device 20 may include an actuator control computer (ACC: Actuator Control Computer).
  • ACC Actuator Control Computer
  • the FCC outputs a position command to the ACC, and the ACC outputs a control command CMD such as a current command to the electric motor 11 of the electric actuator 10.
  • the actual life of the electric actuator 10 may be estimated based on the control command CMD output to the electric motor 11 or the feedback signal FB received from the electric motor 11.
  • the ACC outputs an alarm signal to the FCC, and the FCC operates the warning device 30 in response to the alarm signal. Even in such a form, the same effect as the above-described embodiment can be obtained.

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Abstract

　アクチュエータ監視システム（１）は、電動モータ（１１）を備える電動アクチュエータ（１０）と、電動モータ（１１）の動作を制御する制御コマンド（ＣＭＤ）を電動モータ（１１）に出力する制御装置（２０）と、を備える。制御装置（２０）は、電動モータ（１１）に出力された制御コマンド（ＣＭＤ）に基づいて、電動アクチュエータ（１０）の使用時間を算出する。更に、制御装置（２０）は、算出された使用時間に基づいて、電動アクチュエータ（１０）の寿命を推定する。

Description

アクチュエータ監視システム
　本発明は、航空機に搭載されるアクチュエータを監視するアクチュエータ監視システムに関する。
　航空機には、動翼や離着陸装置等を動かすためのアクチュエータが搭載されている。アクチュエータは、故障するかあるいは修理時期が来た場合に、修理／交換される。修理時期は、典型的には、過去の修理履歴を基に人間によって決定される。
　しかしながら、厳密には、個々の機体によって運転履歴は異なる。従って、予め設定された修理時期よりも前にアクチュエータが故障する可能性がある。また、予め設定された修理時期が過ぎてもアクチュエータを十分に使用可能な場合もある。従って、アクチュエータの寿命を精度良く推定することができる技術が望まれる。
　特許文献１には、航空機が飛行中であってもアクチュエータの交換時期を知ることができる技術が開示されている。具体的には、アクチュエータに取り付けられた位置センサが、アクチュエータのピストンの位置を検出し、位置信号を制御装置に出力する。制御装置は、その位置信号に基づいて、アクチュエータのピストンの移動距離を算出する。アクチュエータのピストンの総移動距離が所定の閾値を超えた場合、制御装置は通知信号を出力する。この通知信号は、航空機が飛行中であっても出力される。
特開２０１０－２４７６０２号公報
　本発明の１つの目的は、航空機に搭載されるアクチュエータの寿命を精度良く推定することができる技術を提供することにある。
　以下に、［発明を実施するための形態］で使用される番号・符号を用いて、［課題を解決するための手段］を説明する。これらの番号・符号は、［特許請求の範囲］の記載と［発明を実施するための形態］との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、［特許請求の範囲］に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
　本発明の１つの観点において、アクチュエータ監視システム（１）は、電動モータ（１１）を備える電動アクチュエータ（１０）と、電動モータ（１１）の動作を制御する制御コマンド（ＣＭＤ）を電動モータ（１１）に出力する制御装置（２０）と、を備える。制御装置（２０）は、電動モータ（１１）に出力された制御コマンド（ＣＭＤ）に基づいて、電動アクチュエータ（１０）の使用時間を算出する。更に、制御装置（２０）は、算出された使用時間に基づいて、電動アクチュエータ（１０）の寿命を推定する。
　電動モータ（１１）は、自身に流れる電流値を示すフィードバック信号（ＦＢ）を制御装置（２０）にフィードバックしてもよい。その場合、制御装置（２０）は、フィードバック信号（ＦＢ）に基づいて電動モータ（１１）のトルクを算出する。そして、制御装置（２０）は、算出された使用時間及び算出されたトルクに基づいて、電動アクチュエータ（１０）の寿命を推定する。
　推定された寿命が予め設定された修理時期よりも早く来た場合、制御装置（２０）は、警告装置（３０）を通して警告を発してもよい。
　本発明によれば、航空機に搭載されるアクチュエータの寿命を精度良く推定することが可能となる。
図１は、本発明の第１の実施の形態に係るアクチュエータ監視システムの構成を示すブロック図である。 図２は、本発明の第２の実施の形態に係るアクチュエータ監視システムの構成を示すブロック図である。
　添付図面を参照して、本発明の実施の形態を説明する。
　１．第１の実施の形態
　図１は、本発明の第１の実施の形態に係るアクチュエータ監視システム１の構成を示すブロック図である。アクチュエータ監視システム１は、航空機に搭載される。アクチュエータ監視システム１は、電動アクチュエータ１０、制御装置２０及び警告装置３０を備えている。
　電動アクチュエータ１０は、航空機の動翼や離着陸装置等を動かす。この電動アクチュエータ１０は、電動モータ１１を備えている。
　制御装置２０は、典型的には、航空機に搭載されるフライトコントロールコンピュータ（ＦＣＣ：Ｆｌｉｇｈｔ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｃｏｍｐｕｔｅｒ）である。制御装置２０は、航空機に搭載された他の装置の動作を制御する。特に、本実施の形態において、制御装置２０は、上記電動モータ１１の動作を制御する制御コマンドＣＭＤを電動モータ１１に出力し、それにより電動モータ１１の動作を制御する。例えば、制御コマンドＣＭＤは、電動モータ１１のＯＮ／ＯＦＦを指示したり、電動モータ１１の回転数等を指示したりする。
　また、制御装置２０は、記憶装置２１を備えている。記憶装置２１として、ＲＡＭ（Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ）やＨＤＤ（Ｈａｒｄ　Ｄｉｓｋ　Ｄｒｉｖｅ）が例示される。この記憶装置２１には、修理時期データＲＰ、使用時間データＵＴ、推定寿命データＬＴ等が格納される。修理時期データＲＰは、予め設定された電動アクチュエータ１０の修理時期を示す。使用時間データＵＴは、後述されるように制御装置２０によって算出される電動アクチュエータ１０の使用時間を示す。推定寿命データＬＴは、後述されるように制御装置２０によって推定される電動アクチュエータ１０の寿命を示す。
　警告装置３０として、ディプレイやライトが例示される。
　本実施の形態に係るアクチュエータ監視システム１の動作は次の通りである。
　まず、過去の修理履歴等に基づいて、電動アクチュエータ１０の修理時期が予め設定される。その修理時期を示す修理時期データＲＰが、制御装置２０の記憶装置２１に格納される。
　航空機の運転時、制御装置２０は、電動アクチュエータ１０の電動モータ１１の動作を制御する制御コマンドＣＭＤを電動モータ１１に出力し、それにより電動モータ１１の動作を制御する。例えば、制御コマンドＣＭＤは、電動モータ１１のＯＮ／ＯＦＦを指示したり、電動モータ１１の回転数等を指示したりする。
　制御装置２０は、電動モータ１１に出力した制御コマンドＣＭＤに基づいて、電動アクチュエータ１０の使用時間を算出する。算出された使用時間を示す使用時間データＵＴは、制御装置２０の記憶装置２１に格納される。電動アクチュエータ１０の使用時間がわかるため、例えば過去の実績を示すデータベース等を参照することによって、寿命を推定することができる。すなわち、制御装置２０は、上記算出された使用時間に基づいて、電動アクチュエータ１０の実寿命を推定する。推定された寿命を示す推定寿命データＬＴは、制御装置２０の記憶装置２１に格納される。尚、使用時間データＵＴや推定寿命データＬＴは、制御装置２０によって随時更新される。
　また、制御装置２０は、推定寿命データＬＴで示される推定寿命と修理時期データＲＰで示される修理時期とを比較する。推定寿命が修理時期よりも早く来た場合、制御装置２０は、警告装置３０を動作させる。警告装置３０は、パイロットに対して警告を発する。例えば、警告装置３０がディスプレイの場合、ディスプレイに警告が表示される。警告装置３０がライトの場合、ライトが点灯する。また、推定寿命には達していないが修理時期が来た場合にも、制御装置２０は、警告装置３０を動作させてもよい。
　以上に説明されたように、本実施の形態によれば、電動モータ１１に出力される制御コマンドＣＭＤに基づいて、電動アクチュエータ１０の寿命を精度良く推定することができる。これにより、予め設定された修理時期よりも前に電動アクチュエータ１０が故障することを未然に防止することが可能となる。その結果、航空機の操縦システムの信頼性が向上する。
　２．第２の実施の形態
　図２は、本発明の第２の実施の形態に係るアクチュエータ監視システム１の構成を示すブロック図である。第１の実施の形態と重複する説明は適宜省略される。
　第２の実施の形態では、電動モータ１１は、自身に流れる電流値を示すフィードバック信号ＦＢを制御装置２０にフィードバックする。制御装置２０は、電動モータ１１から受け取ったフィードバック信号ＦＢに基づいて、電動モータ１１のトルクを逆算する。これにより、制御装置２０は、電動アクチュエータ１０にかかった負荷を推定することができる。推定負荷の履歴を示す負荷履歴データＬＤは、制御装置２０の記憶装置２１に格納される。尚、負荷履歴データＬＤは、制御装置２０によって随時更新される。
　制御装置２０は、使用時間データＵＴで示される使用時間だけでなく、負荷履歴データＬＤで示される推定負荷の履歴も考慮に入れることによって、電動アクチュエータ１０の実寿命を推定する。従って、第１の実施の形態と比較して、電動アクチュエータ１０の寿命の推定精度が更に向上する。
　３．第３の実施の形態
　制御装置２０は、フライトコントロールコンピュータ（ＦＣＣ）だけに限られない。例えば、制御装置２０は、アクチュエータコントロールコンピュータ（ＡＣＣ：Ａｃｔｕａｔｏｒ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｃｏｍｐｕｔｅｒ）を含んでいてもよい。ＦＣＣは位置指令をＡＣＣに出力し、ＡＣＣは電流指令等の制御コマンドＣＭＤを電動アクチュエータ１０の電動モータ１１に出力する。この場合において、ＡＣＣが、電動モータ１１に出力した制御コマンドＣＭＤや電動モータ１１から受け取るフィードバック信号ＦＢに基づいて、電動アクチュエータ１０の実寿命を推定してもよい。この場合、ＡＣＣがアラーム信号をＦＣＣに出力し、そのアラーム信号に応答してＦＣＣが警告装置３０を動作させる。このような形態によっても、既出の実施の形態と同じ効果が得られる。
　以上、本発明の実施の形態が添付の図面を参照することにより説明された。但し、本発明は、上述の実施の形態に限定されず、要旨を逸脱しない範囲で当業者により適宜変更され得る。
　本出願は、２０１１年３月３０日に出願された日本国特許出願２０１１－０７５９８７を基礎とする優先権を主張し、その開示の全てをここに取り込む。

Claims (4)

  1. 　電動モータを備える電動アクチュエータと、
    　前記電動モータの動作を制御する制御コマンドを前記電動モータに出力する制御装置と
    　を備え、
    　前記制御装置は、前記電動モータに出力された前記制御コマンドに基づいて前記電動アクチュエータの使用時間を算出し、前記算出された使用時間に基づいて前記電動アクチュエータの寿命を推定する
    　アクチュエータ監視システム。
  2. 　請求項１に記載のアクチュエータ監視システムであって、
    　前記電動モータは、自身に流れる電流値を示すフィードバック信号を前記制御装置にフィードバックし、
    　前記制御装置は、前記フィードバック信号に基づいて前記電動モータのトルクを算出し、前記算出された使用時間及び前記算出されたトルクに基づいて前記電動アクチュエータの寿命を推定する
    　アクチュエータ監視システム。
  3. 　請求項１又は２に記載のアクチュエータ監視システムであって、
    　前記推定された寿命が予め設定された修理時期よりも早く来た場合、前記制御装置は、警告装置を通して警告を発する
    　アクチュエータ監視システム。
  4. 　請求項１乃至３のいずれか一項に記載のアクチュエータ監視システムが搭載された航空機。
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