WO2021140804A1 - 電動可変ピッチアクチュエータ装置および電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法 - Google Patents

電動可変ピッチアクチュエータ装置および電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法 Download PDF

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WO2021140804A1
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WO
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signal
propeller
cutoff frequency
actuator system
demultiplexer
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Application number
PCT/JP2020/045446
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English (en)
French (fr)
Inventor
山下　敏明
英夫 安達
尚志 水本
Original Assignee
日本電気株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/44—Blade pitch-changing mechanisms electric

Definitions

  • the present invention relates to an electric variable pitch actuator device and a control method for the electric variable pitch actuator device.
  • the large multi-rotor type electric vertical take-off and landing aircraft which has a total weight of 100 kg or more, is equipped with a piston engine and turboshaft engine represented by a normal single-rotor helicopter.
  • eVTOL electric vertical take-off and landing aircraft
  • the main technical issues for realizing a "flying car” are to increase the density of the battery, which is within the weight range that can be mounted, and to optimize the performance of the electric motor and motor driver, so that even an aircraft weighing 100 kg or more can be freely installed. It is possible to realize a relatively lightweight electric actuator system that can be sufficiently mounted on the airframe while simultaneously ensuring the output and responsiveness that enable flight.
  • the pitch changing mechanism for changing the pitch angle of the blade of the rotary blade is rotationally driven to the vicinity of the extension line of the rotary shaft of the rotary blade.
  • the linear member that moves linearly on the same axis as the rotation axis by receiving the rotational drive force from the drive unit, and the pitch axis that intersects the width direction of the blade.
  • one end is indirectly connected and the other end is connected to a straight member, and the arm member is composed of an arm member that rotates the blade around the pitch axis in response to the straight movement of the straight member to change the pitch angle. ..
  • the moving path of the straight-moving member for changing the pitch angle of the blade is coaxial with the rotation axis of the rotary blade.
  • the driving unit outputs the rotational driving force to the vicinity of the extension line of the rotating shaft, so that the straight-moving member and the driving unit can be compactly integrated on the same axis as the rotating shaft of the rotary blade. Therefore, the pitch changing mechanism and the variable pitch type rotary blade mechanism can be further miniaturized.
  • the attitude stability control device is realized by an angle adjusting mechanism composed of two blade-shaped members.
  • an autorotation module is configured by a rotor device installed on the fuselage and steering control equipment.
  • takeoff, hovering, automatic stable flight, landing, etc. are controlled through the control stick and the automatic flight control device in the control control equipment, and most importantly, the autorotation of the automatic flight control device in the event of a failure of the aircraft machine.
  • the function can automatically take over the pilot's maneuver and land the helicopter in a stable and safe manner.
  • the flying object includes an arm for supporting the motor and the propeller, and a mounting portion for mounting and holding an object to be mounted such as a camera.
  • the mounted object is configured to bend according to the inclination of the flying object with the connecting portion as a fulcrum, and the arm portion and the mounting portion are connected via the connecting portion. Can be displaced independently.
  • the pitch changing mechanism and the variable pitch type rotary blade mechanism described in Patent Document 1 do not include means for directly controlling coupled drive between the rotary blade driving unit and the driving unit for the pitch changing mechanism. Therefore, there is a high possibility that the pitch changing mechanism acts as a further disturbance on the rotor drive unit depending on external disturbance conditions such as wind. Further, since the attitude stability control device and the vertical take-off and landing aircraft described in Patent Document 2 have a ducted fan shape, there is a problem in the airframe shape that can be mounted, that is, the airframe mountability. On the other hand, the multi-rotor variable-pitch helicopter described in Patent Document 3 is equipped with a rotor device and steering control equipment for the purpose of realizing an autorotation mode required when an engine or a machine breaks down.
  • the function during normal flight control is not specified in particular, and there is a high possibility that the rotor device and the maneuvering control equipment will be excessively loaded during normal flight control.
  • the flying object and the method for controlling the flying object described in Patent Document 4 have a configuration in which the entire body is divided into two at the connecting portion. Therefore, there is a high possibility that the mass of the entire airframe will increase and at the same time the rigidity of the airframe will be significantly reduced, which is not particularly suitable for a large airframe where a large payload is expected.
  • the present invention has been made in view of the above points, and provides a control method for an electric variable pitch actuator device and an electric variable pitch actuator device for a large aircraft that can simultaneously achieve high output / high response and low noise. It is an object.
  • one aspect of the present invention is an actuator system that generates a propeller rotation axis drive motor rotation speed signal and an actuator system generation signal for driving an air vehicle from a low pass filter generation signal and a band pass filter generation signal.
  • a control command demultiplexer that generates the low-pass filter generation signal and the band-pass filter generation signal from the actuator system control input signal and the demultiplexer cutoff frequency determination value signal, and the propeller output by the actuator system.
  • the control command demultiplexer cutoff frequency selector which generates the demultiplexer cutoff frequency determination value signal from the rotation axis drive motor rotation speed signal is provided, and the control command demultiplexer cutoff frequency selector is described above.
  • the demultiplexer cutoff is based on the relationship between the propeller rotation axis drive motor rotation speed signal, the magnitude of aerodynamic noise generated from the propellers constituting the actuator system, and the magnitude of the actuator system generation signal which is the control output signal of the actuator system. It is an electric variable pitch actuator device that generates a frequency determination value signal.
  • one aspect of the present invention is an actuator system that generates a propeller rotation axis drive motor rotation speed signal and an actuator system generation signal that drives an air vehicle from a low pass filter generation signal and a band pass filter generation signal, and an actuator system control.
  • a control command demultiplexer that generates the low-pass filter generation signal and the band-pass filter generation signal from the input signal and the demultiplexer cutoff frequency determination value signal, and the propeller rotation axis drive motor rotation output by the actuator system.
  • the selector is described from the relationship between the propeller rotation shaft drive motor rotation speed signal, the magnitude of aerodynamic noise generated from the propellers constituting the actuator system, and the magnitude of the actuator system generation signal which is the control output signal of the actuator system.
  • the control command demultiplexer cutoff frequency selector adaptively sets an appropriate cutoff frequency according to the propeller rotation shaft drive motor rotation speed signal. For this reason, it is possible to appropriately generate an actuator system generation signal that can achieve the required output while preventing the propeller rotation shaft drive motor of the air vehicle from becoming excessively high, and the air vehicle in consideration of noise reduction. Optimal drive is possible. As a result, after combining an electric motor of related technology capable of high output and a variable pitch mechanism with small output but high response, they are output appropriately according to the rotation speed of the electric motor and the required control frequency band. Allocation can be set. Therefore, it is possible to provide a control method for an electric variable pitch actuator device and an electric variable pitch actuator device for a large aircraft that can simultaneously achieve high output / high response and low noise.
  • FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of an electric variable pitch actuator device 100 according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a block diagram showing a configuration of the control command demultiplexer k 4-k and the actuator system k 5-k shown in FIG.
  • FIG. 3 is a diagram showing an example of detailed functions of the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k shown in FIG.
  • FIG. 4 is a diagram showing a configuration example of the propeller thrust generator k 27-k shown in FIG. Referring to FIGS.
  • the electric variable pitch actuator device 100 (electric variable pitch actuator device for a large flying object) according to the embodiment of the present invention includes the flying object state amount detector 1 and the flight.
  • the plurality of control command demultiplexers are the control command demultiplexer 1 4-1, the control command demultiplexer 2 4-2, the control command demultiplexer 3 4-3, ..., Control. It is represented by a command demultiplexer n 4-n (n is an integer of 2 or more). It should be noted that each control command demultiplexer may be represented by the control command demultiplexer k 4-k when k is an integer from 1 to n. Further, the plurality of actuator systems are represented by an actuator system 1 5-1, an actuator system 2 5-2, an actuator system 3 5-3, ..., And an actuator system n 5-n. Each actuator system may be represented by the actuator system k 5-k, where k is an integer from 1 to n.
  • the plurality of control command demultiplexer cutoff frequency selectors are the control command demultiplexer cutoff frequency 1 selector 7-1, the control command demultiplexer cutoff frequency 2 selector 7-2, and the control command demultiplexer. Instrument cutoff frequency 3 Selector 7-3, ..., Control command demultiplexer Cutoff frequency n Selector 7-n.
  • Each control command demultiplexer cutoff frequency selector may be represented by the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k when k is an integer from 1 to n.
  • the control command demultiplexer k 4-k includes a low-pass filter k 8-k and a band-pass filter k 9-k.
  • the actuator system k5-k includes a motor driver k 23-k, a servo amplifier k 24-k, and a propeller thrust generator k 27-k.
  • the propeller thrust generator k 27-k includes a propeller rotary shaft drive motor k 25-k and a variable pitch servo k 26-k.
  • the propeller thrust generator k 27-k includes a propeller rotary shaft drive motor k 25-k, a variable pitch servo k 26-k, a propeller 28, and a gear 29. Will be done.
  • Reference numeral 30 is a propeller pitch axis
  • reference numeral 31 is a propeller thrust generation axis / motor rotation axis.
  • the air vehicle state quantity detector 1 is mounted on the air vehicle, detects a state quantity such as the position and speed of the air vehicle, and generates an air vehicle state quantity detection signal 10.
  • the vehicle body position / attitude control command deriver 2 is a command signal for controlling the position / attitude of the vehicle body based on the vehicle body state amount detection signal 10 generated by the vehicle body state amount detector 1.
  • the position control command signal 11 and the aircraft attitude control command signal 12 are generated.
  • the control command output distributor 3 is an actuator for controlling the position / orientation of the air vehicle from the air vehicle position control command signal 11 and the air vehicle attitude control command signal 12 generated by the air vehicle position / attitude control command deriver 2.
  • a system control input signal (actuator system k control input signal 13-k) is generated.
  • the actuator system k control input signal 13-k is specifically a control torque signal that contains information for controlling the propeller 28 and the variable pitch servo k 26-k in common.
  • a rotation speed command and a propeller angle command at the specified motor rotation speed are applied, respectively.
  • the parameter indicating the input fluctuation frequency of this control torque signal is the cutoff frequency ⁇ a .
  • the cutoff frequency ⁇ a defines the response frequency of the actuator.
  • the noise generated when the rotation of the large propeller 28 is fluctuated in a high frequency band is higher than the noise generated when the rotation of the propeller 28 is fluctuated in a low frequency band.
  • variable pitch mechanism a control force equivalent to the force that can be generated when the rotation of the propeller 28 is changed in a high frequency band can be generated by changing the pitch angle of each propeller. Therefore, it is an object of the present invention to simultaneously achieve controllability and low noise by utilizing this relationship. Therefore, the greatest feature of the present invention is that the actuator to be applied is switched according to the frequency band of the control input.
  • the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k is based on the propeller rotation axis drive motor rotation speed signal (propeller rotation axis drive motor k rotation speed signal 17-k) generated by the actuator system k 5-k, respectively.
  • a demultiplexer cutoff frequency determination value signal (branchator cutoff frequency k determination value signal 18-k) is generated.
  • the control command demultiplexer k 4-k includes a demultiplexer cutoff frequency k determination value signal 18-k generated by the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k and a control command output distributor 3.
  • a low-pass filter generation signal (low-pass filter k generation signal 14-k) and a bandpass filter generation signal (bandpass filter k generation signal 15-k) are generated from the generated actuator system k control input signal 13-k.
  • the control command demultiplexer k 4-k transmits the demultiplexer cutoff frequency k determination value signal 18-k, which is an input signal, and the actuator system k control input signal 13-k.
  • Low-pass filter k 8-k and band-pass filter k 9-k are the demultiplexer cutoff frequency k determination value signals 18 generated by the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k, respectively.
  • the low-pass filter k generation signal 14-k and the bandpass filter k generation signal 15-k are generated and output according to the cutoff frequency ⁇ a specified by ⁇ k.
  • the motor driver k 23-k generates a motor driver generation signal (motor driver k generation signal 19-k) by inputting the low-pass filter k generation signal 14-k. ..
  • the servo amplifier k 24-k generates a servo amplifier generation signal (servo amplifier k generation signal 20-k) by inputting the bandpass filter k generation signal 15-k.
  • the propeller thrust generator k 27-k inputs the motor driver k generation signal 19-k and the servo amplifier k generation signal 20-k to drive the propeller rotation axis drive motor rotation speed signal (propeller rotation axis drive).
  • the motor k rotation speed signal 17-k) and the actuator system generation signal (actuator system k generation signal 16-k) are generated and output.
  • the propeller thrust generator k 27-k inputs the motor driver k generation signal 19-k to the propeller rotary shaft drive motor k 25-k to generate a propeller rotary shaft drive motor output signal (propeller rotary shaft drive).
  • Motor k output signal 21-k) and variable pitch servo output signal (variable pitch servo k output signal 22-k) generated by inputting the servo amplifier k generation signal 20-k to the variable pitch servo k 26-k. Is added up to generate the actuator system k generation signal 16-k, and the generated actuator system k generation signal 16-k is output to the vehicle dynamics 6. This makes it possible to drive and control the flying object dynamics 6.
  • control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k can be set for the propeller rotary shaft drive motor k 25-k mounted on the vehicle dynamics 6 to generate a levitation force.
  • the horizontal axis represents the rotational speed N r of the propeller shaft drive motor k 25-k
  • the vertical axis represents the cutoff frequency omega a.
  • the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k sets the cutoff frequency ⁇ a of the low-pass filter k 8-k and the low-frequency cutoff frequency ⁇ b of the band-pass filter k 9-k.
  • ⁇ b ⁇ a is set to be satisfied.
  • the rotation speed N r and the cutoff frequency of the propeller rotation axis drive motor k 25-k when the minimum frequency and the maximum frequency of the frequency band in which the cutoff frequency ⁇ a can be set are ⁇ al and ⁇ ah, respectively. Set the relationship with ⁇ a.
  • the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k is located between the set minimum motor rotation speed N rl and the maximum motor rotation speed N rh in FIG. 3, and is an input signal for propeller rotation.
  • the cutoff frequency omega a is determined according to the rotation speed N r of the propeller shaft shown in axis drive motor k speed signal 17-k drive motor k 25-k, a demultiplexer cutoff frequency k determined value signal 18 Generate and output as -k.
  • FIG. 4 shows a specific configuration example of the propeller thrust generator k 27-k provided in the actuator system k 5-k.
  • the propeller thrust generator k 27-k is a propeller rotary shaft drive motor k output signal by appropriately combining the propeller rotary shaft drive motor k 25-k and the variable pitch servo k 26-k.
  • the actuator system k generation signal 16-k is generated by adding the 21-k and the variable pitch servo k output signal 22-k. That is, the variable pitch servo k 26-k is driven via the gear 29 in the direction of the propeller pitch axis 30 in which the pitch angle of the propeller 28 is defined on the propeller 28.
  • the propeller rotation shaft drive motor k 25-k rotates the entire portion including the variable pitch servo k 26-k, the propeller 28, and the gear 29 in the direction of the propeller thrust generation shaft / motor rotation shaft 31.
  • the propeller thrust generator k 27-k generates an actuator system k generation signal 16-k by adding the propeller rotation axis drive motor k output signal 21-k and the variable pitch servo k output signal 22-k. ..
  • the relationship between the rotation speed N r of the propeller rotary shaft drive motor k 25- k and the cutoff frequency ⁇ a set for the low-pass filter k 8-k and the band-pass filter k 9-k is shown in FIG.
  • it can be realized by defining in advance as a discrete table.
  • the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k cuts the drive frequency region of the propeller rotary shaft drive motor k 25-k and the variable pitch servo k 26-k by the low-pass filter k 8-k.
  • the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k demultiplexes the cutoff frequency ⁇ a adaptively set according to the propeller rotation axis drive motor k rotation speed signal 17-k at that time.
  • Instrument cutoff frequency k Output as a determination value signal 18-k.
  • control command demultiplexer k 4-k includes an input signal for the motor driver k 23-k generated by the low-pass filter k 8-k (low-pass filter k generation signal 14-k) and a band-pass filter k 9-k.
  • the input signal for the servo amplifier k 24-k (bandpass filter k generated signal 15-k) generated by is based on the cutoff frequency ⁇ a selected by the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k.
  • the actuator system k 5-k is generated and output as an input signal to the motor driver k 23-k and the servo amplifier k 24-k.
  • the actuator system k 5-k is a drive signal for a drive frequency region in a relatively low frequency range with respect to the common actuator system k control input signal 13-k with respect to the propeller rotary shaft drive motor k 25-k. Is generated as a propeller rotary shaft drive motor k output signal 21-k. Further, the actuator system k5-k has a variable drive signal for a high frequency drive frequency region relative to the variable pitch servo k 26-k with respect to the common actuator system k control input signal 13-k. The pitch servo k output signal 22-k is generated at the same time as the propeller rotary shaft drive motor k output signal 21-k.
  • control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k adaptively sets an appropriate cutoff frequency ⁇ a according to the propeller rotation shaft drive motor k rotation speed signal 17-k.
  • the actuator system k generation signal 16-k that can achieve the required output while preventing the propeller rotary shaft drive motor k 25-k from becoming excessively high in rotation, and reduce noise.
  • Optimal driving of the vehicle dynamics 6 in consideration of the above is possible.
  • each of these drive frequency bands is rotated by the propeller.
  • the shaft drive motor k rotation speed signal 17-k control of the vehicle dynamics 6 can be reliably achieved while adaptively maintaining high response and low noise.
  • the propeller rotary shaft drive motor k 25-k based on the propeller rotary shaft drive motor k rotation speed signal 17-k and the variable pitch servo k 26-k are electrically variable for a large aircraft.
  • the pitch actuator device 100 is an original technology, and cannot be easily inferred by a simple combination of inventions related to the related technology.
  • the relationship between the rotational speed N r and the cut-off frequency omega a of the propeller shaft drive motor k 25-k indicated by the propeller rotation axis driving motor k speed signal 17-k shown in FIG 3 is only one example of embodiment Actually, it may be set appropriately according to the characteristics of the propeller rotary shaft drive motor k 25-k to be applied.
  • the motor generated by the low-pass filter k 8-k of the control command demultiplexer k 4-k.
  • the actuator system k 5-k includes a propeller rotating shaft drive motor k 25-k that rotates in the propeller thrust generating shaft / motor rotating shaft 31 direction and a variable pitch servo k 26-k for changing the angle of the propeller pitch shaft.
  • Propeller thrust generator k 27-k combined with, motor driver k 23-k for driving propeller rotary shaft drive motor k 25-k, and servo amplifier for driving variable pitch servo k 26-k. It is configured in combination with k 24-k.
  • the pass filter k 9-k is applied while synchronizing with the same input signal.
  • the propeller rotary shaft drive motor k 25-k and the variable pitch servo k 26-k constituting the propeller thrust generator k 27-k are linked and coordinated. Can be achieved at the same time.
  • FIG. 5 is a block diagram showing a basic configuration example of the electric variable pitch actuator device according to the embodiment of the present invention.
  • the electric variable pitch actuator device 100 includes an actuator system k 5-k, a control command demultiplexer k 4-k, and a control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k.
  • the actuator system k 5-k uses the low-pass filter k generation signal 14-k and the bandpass filter k generation signal 15-k to generate the propeller rotation axis drive motor k rotation speed signal 17-k and the vehicle dynamics 6 (aircraft).
  • a driving actuator system k generation signal 16-k is generated.
  • the control command demultiplexer k 4-k generates a low-pass filter k generation signal 14-k and a bandpass filter k from the actuator system k control input signal 13-k and the demultiplexer cutoff frequency k determination value signal 18-k. Generates a signal of 15-k.
  • the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k is a demultiplexer cutoff frequency k determination value signal 18-k from the propeller rotation axis drive motor k rotation speed signal 17-k output by the actuator system k5-k. To generate.
  • control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k is a cut set for the propeller rotation axis drive motor k rotation speed signal 17-k, the low-pass filter k 8-k, and the band-pass filter k 9-k.
  • Off-frequency ⁇ a magnitude of aerodynamic noise generated from the propeller 28 constituting the actuator system k 5-k and magnitude of the actuator system k generation signal 16-k which is a control output signal of the actuator system k 5-k. From the relationship, the demultiplexer cutoff frequency k determination value signal 18-k is generated.
  • the actuator system k5-k takes the low-pass filter k generation signal 14-k as an input and outputs the motor driver k generation signal 19-k.
  • a servo amplifier k 24-k that inputs a motor driver k 23-k and a band path filter k generation signal 15-k and outputs a servo amplifier k generation signal 20-k, and a propeller thrust generator k 27-k.
  • the propeller thrust generator k 27-k receives the motor driver k generation signal 19-k as an input, and the propeller rotation shaft drive motor k rotation speed signal 17-k and the propeller indicating the rotation speed of the propeller rotation shaft drive motor k 25-k.
  • the propeller rotary shaft drive motor k 25-k that outputs the rotary shaft drive motor k output signal 21-k and the servo amplifier k generation signal 20-k are input, and the variable pitch servo k output signal 22-k is output. It is configured to include a variable pitch servo k 26-k.
  • the propeller rotary shaft drive motor k 25-k has a relatively low drive frequency region (predetermined drive frequency) with respect to the common actuator system k control input signal 13-k.
  • a drive signal for a lower frequency drive frequency region is generated as a propeller rotation axis drive motor k output signal 21-k
  • the variable pitch servo k 26-k is a relatively high frequency drive frequency region (predetermined drive frequency).
  • a drive signal for a higher frequency drive frequency region) is generated as a variable pitch servo k output signal 22-k at the same time as the propeller rotation axis drive motor k output signal 21-k.
  • the propeller thrust generator k 27-k generates the actuator system k generation signal 16-k by adding the propeller rotation axis drive motor k output signal 21-k and the variable pitch servo k output signal 22-k.
  • Drive control of the vehicle dynamics 6 is performed using the generated actuator system k generation signal 16-k.
  • the control command demultiplexer k 4-k determines the actuator system k control input signal 13-k and the demultiplexer cutoff frequency k. It is configured to include a low-pass filter k 8-k and a band-pass filter k 9-k that input a value signal 18-k.
  • the low-pass filter k 8-k and the band-pass filter k 9-k are cuts specified by the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k generated demultiplexer cutoff frequency k determination value signal 18-k.
  • a low-pass filter k generation signal 14-k and a bandpass filter k generation signal 15-k are generated and output according to the off-frequency ⁇ a.
  • the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k is a flying object dynamics 6 (aircraft).
  • the control command demultiplexer cutoff frequency k selector 7-k has a cutoff frequency ⁇ a of the low pass filter k 8-k of the control command demultiplexer k 4-k and a band pass filter k 9-k.
  • the cutoff frequency omega a is determined according to the rotation speed N r of the propeller shaft shown in axis drive motor k speed signal 17-k drive motor k 25-k, a demultiplexer cutoff frequency k determined value signal 18 Generate and output as -k.
  • an appropriate cutoff frequency is adaptive according to the propeller rotation shaft drive motor k rotation speed signal 17-k. Is set to. Therefore, it is possible to appropriately generate the actuator system k generation signal 16-k that can achieve the required output while preventing the propeller rotation axis drive motor k 25-k of the vehicle dynamics 6 from becoming excessively high. It is possible to optimally drive the vehicle dynamics 6 in consideration of noise reduction. As a result, after combining an electric motor of related technology capable of high output and a variable pitch mechanism with small output but high response, they are appropriately adjusted according to the rotation speed of the electric motor and the required control frequency band. By setting the output distribution, it is possible to provide an electric variable pitch actuator device 100 for a large aircraft capable of achieving high output / high response and low noise at the same time.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiment, and modifications, improvements, and the like within the range in which the object of the present invention can be achieved are included in the present invention.
  • the electric variable pitch actuator device of the present invention is not limited to the above embodiment, and can be utilized as an electric variable pitch actuator device by mounting it on various moving bodies other than aircraft / flying objects.
  • the present invention can be used for various mobile objects. According to the present invention, it is possible to provide a control method for an electric variable pitch actuator device and an electric variable pitch actuator device for a large aircraft that can simultaneously achieve high output / high response and low noise.
  • Air vehicle state quantity detector 1 ... Air vehicle state quantity detector, 2 ... Air vehicle position / attitude control command derivator, 3 ... Control command output distributor, 4-k ... Control command demultiplexer k, 5-k ... Actuator system k, 6 ... Aircraft dynamics, 7-k ... Control command demultiplexer Cutoff frequency k selector, 8-k ... Low pass filter k, 9-k ... Band pass filter k, 10 ... Air vehicle state quantity detection signal, 11 ... Air vehicle Position control command signal, 12 ... Air vehicle attitude control command signal, 13-k ... Actuator system k control input signal, 14-k ... Low pass filter k generation signal, 15-k ... Band pass filter k generation signal, 16-k ...
  • Actuator system k generation signal 17-k ... Propeller rotation axis drive motor k rotation speed signal, 18-k ... Demultiplexer cutoff frequency k determination value signal, 19-k ... Motor driver k generation signal, 20-k ... Servo Amplifier k generation signal, 21-k ... Propeller rotating shaft drive motor k output signal, 22-k ... Variable pitch servo k output signal, 23-k ... Motor driver k, 24-k ... Servo amplifier k, 25-k ... Propeller Rotating shaft drive motor k, 26-k ... Variable pitch servo k, 27-k ... Propeller thrust generator k, 28 ... Propeller, 29 ... Gear, 30 ... Propeller pitch shaft, 31 ... Propeller thrust generating shaft / motor rotating shaft, 100 ... Electric variable pitch actuator device

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
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  • Feedback Control In General (AREA)
  • Control Of Electric Motors In General (AREA)

Abstract

電動可変ピッチアクチュエータ装置は、制御指令分波器がアクチュエータシステム制御入力信号と分波器カットオフ周波数決定値信号とから生成するローパスフィルタ生成信号とバンドパスフィルタ生成信号とからプロペラ回転軸駆動モータ回転数信号と飛行体を駆動するアクチュエータシステム生成信号とを生成するアクチュエータシステムと、プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号から分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する制御指令分波器カットオフ周波数選定器とを有し、制御指令分波器カットオフ周波数選定器は、プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号とアクチュエータシステムを構成するプロペラから発生する空力騒音の大きさとアクチュエータシステム生成信号の大きさとの関係から分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する。

Description

電動可変ピッチアクチュエータ装置および電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法
　本発明は、電動可変ピッチアクチュエータ装置および電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法に関する。
　飛行体の中でも、特に機体全備重量が１００ｋｇ以上となる大型のマルチロータタイプ電動垂直離着陸型飛行体（ｅＶＴＯＬ）は、通常のシングルロータ型ヘリコプターなどに代表されるピストンエンジンやターボシャフトエンジンを搭載する飛行体と比較した場合、特にエンジン部のメンテナンス性やＣＯ２排出抑制という観点で優れた特性を有する。そのため、将来の都市航空交通（アーバンエアモビリティ）としての『空飛ぶクルマ』実現に向け、未解決の技術課題や安全性確保、さらには法規制の改善など様々な課題が指摘されている一方で、大きな期待が寄せられている。
　『空飛ぶクルマ』を実現するための主な技術課題としては、搭載可能な重量範囲となるバッテリーの高密度化と共に、電動モータとモータドライバの性能最適化により、１００ｋｇ以上となる機体でも自在に飛行させることが可能となる出力と応答性とを同時に確保しつつも、機体に十分搭載できる比較的軽量な電動アクチュエータシステムを実現すること、などが挙げられる。
　一般に、電動モータ単体を高出力化／高応答化した場合、その動作原理から物理法則的にも重量増は避けられない状況となる。そのため、関連技術においては、電動モータの出力値とモータドライバの応答性をそれぞれ改善した上で、それらを適切に組み合わせるなどの手法が、全体性能を改善するアプローチとして適用されてきた。
　例えば、特許文献１に記載のピッチ変更機構及び可変ピッチ型回転翼機構では、回転翼が有するブレードのピッチ角を変更するピッチ変更機構が、回転翼の回転軸の延長線の近傍へと回転駆動力を出力する駆動部と、駆動部による回転駆動力を受けて、回転軸と同軸上を直進移動する直進部材と、ブレードの幅方向と交差するピッチ軸から離れた位置で当該ブレードに直接的又は間接的に一端が連結されるとともに、他端が直進部材に連結され、当該直進部材の直進移動を受けてブレードをピッチ軸回りに回転させてピッチ角を変更するアーム部材とで構成される。具体的には、特許文献１の実施形態では、ブレードのピッチ角を変更するための直進部材の移動経路が回転翼の回転軸と同軸である。また、駆動部はその回転駆動力を回転軸の延長線の近傍へと出力することで、直進部材や駆動部を、回転翼の回転軸と同軸上にコンパクトにまとめることができる。このため、ピッチ変更機構や、可変ピッチ型回転翼機構について一層の小型化が可能となる。
　また、特許文献２に記載の姿勢安定制御装置および垂直離着陸機では、推進器の下方に取り付けた２つの羽根状部材の迎角をそれぞれ角度調整機構により変化させることが可能となる。特許文献２の実施形態では、２つの羽根状部材からなる角度調整機構によって姿勢安定制御装置を実現している。
　一方、特許文献３に記載のマルチローター可変ピッチヘリコプターでは、機体上に設置されたロータ装置と操縦制御設備とによってオートローテーションモジュールが構成される。これにより、操縦制御設備中の操縦桿及び自動飛行制御装置を通じて離陸、ホバリング、自動安定飛行、着陸等が制御されるとともに、最重要点として、機体機械の故障時に、自動飛行制御装置のオートローテーション機能が、パイロットの操縦を自動的に引き継いで、ヘリコプターを安定的かつ安全に着陸させることができる。
　さらに、特許文献４に記載の飛行体及び飛行体の制御方法では、飛行体が、モータ及びプロペラを支持するアームと、カメラなど搭載対象物を搭載・保持するための搭載部とを備え、これらアームと搭載部が接続部を介して接続することで、接続部を支点として搭載対象物が飛行体の傾きに応じて折れ曲がるように構成されており、アーム部分と搭載部とが接続部を介して独立に変位可能となる。
日本国特開２０１８－５２２２７号公報 国際公開第２０１９／０２６２００号公報 日本国実用新案登録第３２０１１００号公報 日本国特開２０１９－８５１０４号公報
　しかし、特許文献１に記載のピッチ変更機構及び可変ピッチ型回転翼機構では、回転翼駆動部とピッチ変更機構に対する駆動部との間で直接的に連成駆動制御する手段が含まれていない。そのため、風など外部からの外乱条件によってはピッチ変更機構が回転翼駆動部に対し更なる外乱として作用してしまう可能性が高い。
　また、特許文献２に記載の姿勢安定制御装置および垂直離着陸機は、ダクテッドファン形状であることから、搭載できる機体形状、すなわち機体搭載性に課題がある。
　一方、特許文献３に記載のマルチローター可変ピッチヘリコプターでは、エンジンや機械が故障した際に必要となるオートローテーションモードを実現する目的でロータ装置と操縦制御設備が搭載されている。そのため、通常の飛行制御中の機能については特段明示されておらず、通常の飛行制御中にはロータ装置と操縦制御設備が過剰な搭載物となる可能性が高い。
　さらに、特許文献４に記載の飛行体及び飛行体の制御方法では、機体全体を接続部で二分してしまう構成である。そのため、機体全体の質量増を招くと同時に機体剛性を著しく低下させてしまう可能性が高く、多くのペイロードが期待される大型機体に対しては、特に適切ではない状況となる。
　本発明は上記点に鑑みなされたもので、高出力／高応答と低騒音化を同時に達成可能となる大型飛行体向けの電動可変ピッチアクチュエータ装置および電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法を提供することを目的としている。
　上記課題を解決するため、本発明の一態様は、ローパスフィルタ生成信号とバンドパスフィルタ生成信号とからプロペラ回転軸駆動モータ回転数信号と飛行体を駆動するアクチュエータシステム生成信号とを生成するアクチュエータシステムと、アクチュエータシステム制御入力信号と分波器カットオフ周波数決定値信号とから前記ローパスフィルタ生成信号と前記バンドパスフィルタ生成信号とを生成する制御指令分波器と、前記アクチュエータシステムが出力する前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号から前記分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する制御指令分波器カットオフ周波数選定器とを有し、前記制御指令分波器カットオフ周波数選定器は、前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号と前記アクチュエータシステムを構成するプロペラから発生する空力騒音の大きさと前記アクチュエータシステムの制御出力信号である前記アクチュエータシステム生成信号の大きさとの関係から前記分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する電動可変ピッチアクチュエータ装置である。
　また、本発明の一態様は、ローパスフィルタ生成信号とバンドパスフィルタ生成信号とからプロペラ回転軸駆動モータ回転数信号と飛行体を駆動するアクチュエータシステム生成信号とを生成するアクチュエータシステムと、アクチュエータシステム制御入力信号と分波器カットオフ周波数決定値信号とから前記ローパスフィルタ生成信号と前記バンドパスフィルタ生成信号とを生成する制御指令分波器と、前記アクチュエータシステムが出力する前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号から前記分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する制御指令分波器カットオフ周波数選定器とを有する電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法であって、前記制御指令分波器カットオフ周波数選定器は、前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号と前記アクチュエータシステムを構成するプロペラから発生する空力騒音の大きさと前記アクチュエータシステムの制御出力信号である前記アクチュエータシステム生成信号の大きさとの関係から前記分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法である。
　本発明の上記態様によれば、制御指令分波器カットオフ周波数選定器が、プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号に応じ適切なカットオフ周波数を適応的に設定する。このため、飛行体のプロペラ回転軸駆動モータの過度な高回転化を防ぎながらも必要な出力を達成可能となるアクチュエータシステム生成信号を適切に生成することができ、低騒音化も考慮した飛行体の最適駆動が可能となる。
　これにより、大出力可能な関連技術の電動モータと出力は小さいが高応答可能な可変ピッチ機構を組み合わせた上で、それらを電動モータの回転数と必要となる制御周波数帯に応じて適切に出力配分を設定することができる。このため、高出力／高応答と低騒音化を同時に達成可能となる大型飛行体向けの電動可変ピッチアクチュエータ装置および電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法を提供することができる。
本発明の一実施形態に係る電動可変ピッチアクチュエータ装置１００の構成を示すブロック図である。 図１に示す制御指令分波器ｋ　４－ｋとアクチュエータシステムｋ　５－ｋの構成を示すブロック図である。 図１に示す制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋの詳細機能の一例を示す図である。 図２に示すプロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋの一構成例を示す図である。 本発明の一実施形態に係る電動可変ピッチアクチュエータ装置の基本構成例を示すブロック図である。
　本発明の実施形態について図面を参照して詳細に説明する。
［構成の説明］
　図１は、本発明の一実施形態に係る電動可変ピッチアクチュエータ装置１００の構成を示すブロック図である。また、図２は、図１に示す制御指令分波器ｋ　４－ｋとアクチュエータシステムｋ　５－ｋの構成を示すブロック図である。また、図３は、図１に示す制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋの詳細機能の一例を示す図である。また、図４は、図２に示すプロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋの一構成例を示す図である。
　図１、図２および図４を参照すると、本発明の一実施形態に係る電動可変ピッチアクチュエータ装置１００（大型飛行体向けの電動可変ピッチアクチュエータ装置）は、飛行体状態量検出器１と、飛行体位置・姿勢制御指令導出器２と、制御指令出力分配器３と、複数の制御指令分波器と、複数のアクチュエータシステムと、飛行体ダイナミクス６と、複数の制御指令分波器カットオフ周波数選定器と、を含んで構成される。
　ここで、図１においては、複数の制御指令分波器は、制御指令分波器１　４－１、制御指令分波器２　４－２、制御指令分波器３　４－３、…、制御指令分波器ｎ　４－ｎ（ｎは２以上の整数）で表されている。なお、各制御指令分波器は、ｋを１からｎまでの整数としたとき、制御指令分波器ｋ　４－ｋで表すこともある。
　また、複数のアクチュエータシステムは、アクチュエータシステム１　５－１、アクチュエータシステム２　５－２、アクチュエータシステム３　５－３、…、アクチュエータシステムｎ　５－ｎで表されている。なお、各アクチュエータシステムは、ｋを１からｎまでの整数としたとき、アクチュエータシステムｋ　５－ｋで表すこともある。
　また、複数の制御指令分波器カットオフ周波数選定器は、制御指令分波器カットオフ周波数１選定器７－１、制御指令分波器カットオフ周波数２選定器７－２、制御指令分波器カットオフ周波数３選定器７－３、…、制御指令分波器カットオフ周波数ｎ選定器７－ｎで表されている。なお、各制御指令分波器カットオフ周波数選定器は、ｋを１からｎまでの整数としたとき、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋで表すこともある。
　また、図２に示すように、制御指令分波器ｋ　４－ｋは、ローパスフィルタｋ　８－ｋと、バンドパスフィルタｋ　９－ｋとを含んで構成される。また、アクチュエータシステムｋ　５－ｋは、モータドライバｋ　２３－ｋと、サーボアンプｋ　２４－ｋと、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋと、を含んで構成される。また、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋは、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと、可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとを含んで構成される。
　また、図４に示すように、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋは、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと、可変ピッチサーボｋ　２６－ｋと、プロペラ２８と、ギア２９とを含んで構成される。なお、参照符号３０はプロペラピッチ軸であり、参照符号３１はプロペラ推力発生軸／モータ回転軸である。
　図１に戻って、飛行体状態量検出器１は、飛行体に搭載され、前記飛行体の位置・速度などの状態量を検出し、飛行体状態量検出信号１０を生成する。
　飛行体位置・姿勢制御指令導出器２は、飛行体状態量検出器１が生成する飛行体状態量検出信号１０に基づき、飛行体に対しその位置・姿勢を制御するための指令信号として飛行体位置制御指令信号１１と飛行体姿勢制御指令信号１２とを生成する。
　制御指令出力分配器３は、飛行体位置・姿勢制御指令導出器２が生成する飛行体位置制御指令信号１１と飛行体姿勢制御指令信号１２とから飛行体の位置・姿勢を制御するためのアクチュエータシステム制御入力信号（アクチュエータシステムｋ制御入力信号１３－ｋ）を生成する。ここで、アクチュエータシステムｋ制御入力信号１３－ｋとは、具体的には、プロペラ２８と可変ピッチサーボｋ　２６－ｋを制御するための情報が共通に入っている制御トルク信号である。プロペラ２８と可変ピッチサーボｋ　２６－ｋに対しては、そのトルク出力を実現するため、それぞれ、回転数指令と指定されたモータ回転数におけるプロペラ角度指令とが印加される。
　この制御トルク信号の入力変動周波数を示すパラメータがカットオフ周波数ωａである。このパラメータによって、出力トルクを生成するアクチュエータとして、直接プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数を変動させるか、あるいは、可変ピッチサーボｋ　２６－ｋによりプロペラの角度を変動させるかを選定することになる。
　このように、カットオフ周波数ωａは、アクチュエータの応答周波数を規定する。一般に、大型のプロペラ２８の回転を高い周波数帯で変動させた場合に発生する騒音は、プロペラ２８の回転を低い周波数帯で変動させた場合に発生する騒音より高く大きくなる。ただし、可変ピッチ機構を導入すると、プロペラ２８の回転を高い周波数帯で変動させた場合に発生できる力と同等の制御力を、各プロペラのピッチ角を変動させることでも発生させることができる。そこで、その関係を利用して制御性と低騒音を同時に達成する、というのが本発明の目的である。そのために、制御入力の周波数帯に応じて適用するアクチュエータを切り替えるという点を、本発明の最大の特徴としている。
　制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、アクチュエータシステムｋ　５－ｋがそれぞれ生成するプロペラ回転軸駆動モータ回転数信号（プロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋ）に基づき分波器カットオフ周波数決定値信号（分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋ）を生成する。
　制御指令分波器ｋ　４－ｋは、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋが生成する分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋと、制御指令出力分配器３が生成するアクチュエータシステムｋ制御入力信号１３－ｋとからローパスフィルタ生成信号（ローパスフィルタｋ生成信号１４－ｋ）と、バンドパスフィルタ生成信号（バンドパスフィルタｋ生成信号１５－ｋ）とを生成する。
　また、図２に示すように、制御指令分波器ｋ　４－ｋは、入力信号である分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋと、アクチュエータシステムｋ制御入力信号１３－ｋとを、ローパスフィルタｋ　８－ｋと、バンドパスフィルタｋ　９－ｋとへ入力する。これにより、ローパスフィルタｋ　８－ｋと、バンドパスフィルタｋ　９－ｋは、それぞれ、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋによって生成した分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋによって指定するカットオフ周波数ωａに従い、ローパスフィルタｋ生成信号１４－ｋとバンドパスフィルタｋ生成信号１５－ｋとを生成し出力する。
　次に、アクチュエータシステムｋ　５－ｋでは、モータドライバｋ　２３－ｋは、ローパスフィルタｋ生成信号１４－ｋを入力とすることによってモータドライバ生成信号（モータドライバｋ生成信号１９－ｋ）を生成する。
　また、サーボアンプｋ　２４－ｋは、バンドパスフィルタｋ生成信号１５－ｋを入力とすることによってサーボアンプ生成信号（サーボアンプｋ生成信号２０－ｋ）を生成する。
　また、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋは、モータドライバｋ生成信号１９－ｋとサーボアンプｋ生成信号２０－ｋとを入力とすることで、プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号（プロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋ）とアクチュエータシステム生成信号（アクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋ）を生成して出力する。
　このとき、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋは、モータドライバｋ生成信号１９－ｋをプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋに入力することで発生するプロペラ回転軸駆動モータ出力信号（プロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号２１－ｋ）と、サーボアンプｋ生成信号２０－ｋを可変ピッチサーボｋ　２６－ｋに入力することで発生する可変ピッチサーボ出力信号（可変ピッチサーボｋ出力信号２２－ｋ）とを合算してアクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋを生成し、生成されたアクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋを飛行体ダイナミクス６に出力する。これにより、飛行体ダイナミクス６を駆動制御することが達成可能となる。
　一方、図３に示すように、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、飛行体ダイナミクス６に搭載したプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋに対し設定できる、浮上力発生に必要なモータ最低回転数Ｎｒｌと各モータ単体が物理的に実現可能なモータ最大回転数Ｎｒｈを設定する。なお、図３において、横軸はプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数Ｎｒを表し、縦軸はカットオフ周波数ωａを表す。
　一方で、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、ローパスフィルタｋ　８－ｋのカットオフ周波数ωａと、バンドパスフィルタｋ　９－ｋの低域カットオフ周波数ωｂとを、ωｂ＝ωａが満たされるように設定する。この設定において、カットオフ周波数ωａの設定可能な周波数帯の最小周波数と最大周波数をそれぞれωａｌ、ωａｈとした時のプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数Ｎｒとカットオフ周波数ωａとの間の関係を設定する。
　そして、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、図３において、設定したモータ最低回転数Ｎｒｌとモータ最大回転数Ｎｒｈとの間に位置し、入力信号であるプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋが示すプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数Ｎｒに応じて決定されるカットオフ周波数ωａを、分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋとして生成し出力する。
　また、図４はアクチュエータシステムｋ　５－ｋの中に設けられたプロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋの具体的な構成例である。
　図４に示すように、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋは、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとを適切に組み合わせることで、プロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号２１－ｋと可変ピッチサーボｋ出力信号２２－ｋとを足し合わせたアクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋを生成する。
　すなわち、可変ピッチサーボｋ　２６－ｋは、プロペラ２８のピッチ角をプロペラ２８上に定義したプロペラピッチ軸３０方向にギア２９を介して駆動する。これと同時に、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋは、可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとプロペラ２８とギア２９とからなる部分全体をプロペラ推力発生軸／モータ回転軸３１方向に回転させる。
　これにより、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋは、プロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号２１－ｋと可変ピッチサーボｋ出力信号２２－ｋとを足し合わせたアクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋを生成する。
　ここで、一般に、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数Ｎｒとローパスフィルタｋ　８－ｋおよびバンドパスフィルタｋ　９－ｋに対し設定するカットオフ周波数ωａとの関係は、図３の関係を満たす非線形関数によって定義することにより実現する他にも、離散的なテーブルとして事前に定義することにより実現することが可能である。
［動作の説明］ 
　次に、図１に示す本実施形態に係る電動可変ピッチアクチュエータ装置１００の動作の具体例を、３０ｋＷの定常出力を可能とするプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋを適用し飛行体ダイナミクス６を駆動する場合について説明する。
　まず、アクチュエータシステムｋ　５－ｋのプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとを組み合わせ駆動することで、アクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋが飛行体ダイナミクス６へ入力される。
　このとき制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとの駆動周波数領域を、ローパスフィルタｋ　８－ｋのカットオフ周波数ωａと、バンドパスフィルタｋ　９－ｋの低域カットオフ周波数ωｂとをωｂ＝ωａが満たされるように設定する。当該設定において、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、そのときのプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋに応じ適応的に設定したカットオフ周波数ωａを分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋとして出力する。
　また、制御指令分波器ｋ　４－ｋは、ローパスフィルタｋ　８－ｋにより生成するモータドライバｋ　２３－ｋ向け入力信号（ローパスフィルタｋ生成信号１４－ｋ）と、バンドパスフィルタｋ　９－ｋが生成するサーボアンプｋ　２４－ｋ向け入力信号（バンドパスフィルタｋ生成信号１５－ｋ）とを、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋにおいて選定したカットオフ周波数ωａに基づき、アクチュエータシステムｋ　５－ｋのモータドライバｋ　２３－ｋおよびサーボアンプｋ　２４－ｋへの入力信号として生成し出力する。
　このとき、アクチュエータシステムｋ　５－ｋは、共通のアクチュエータシステムｋ制御入力信号１３－ｋに対し、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋに対しては相対的に低域の駆動周波数領域に対する駆動信号を、プロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号２１－ｋとして生成する。また、アクチュエータシステムｋ　５－ｋは、共通のアクチュエータシステムｋ制御入力信号１３－ｋに対し、可変ピッチサーボｋ　２６－ｋに対しては相対的に高域の駆動周波数領域に対する駆動信号を、可変ピッチサーボｋ出力信号２２－ｋとして、プロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号２１－ｋと同時に生成する。
　この結果、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、プロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋに応じ適切なカットオフ周波数ωａを適応的に設定する。これにより、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの過度な高回転化を防ぎながらも必要な出力を達成可能となるアクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋを適切に生成することができ、低騒音化も考慮した飛行体ダイナミクス６の最適駆動が可能となる。
　以上説明した構成に対して、具体的にプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋとして出力３０ｋＷのモータを想定した場合、Ｎｒｌ＝２０００［ｒｐｍ］、Ｎｒｈ＝３０００［ｒｐｍ］、ωａｌ＝２π×１［ｒａｄ／ｓｅｃ］、ωａｈ＝２π×１０［ｒａｄ／ｓｅｃ］と設定すると、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと可変ピッチサーボｋ　２６－ｋの動作が駆動周波数領域において適切に分配され、高応答と低騒音とが同時に達成できる。
　従って本実施形態によれば、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとによって構成されるプロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋに対し、これらの駆動周波数帯をそれぞれプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋに応じ適切に設定することで、高応答と低騒音を適応的に維持しながら飛行体ダイナミクス６の制御が確実に達成できる。
　なお、ここで示したプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋに基づくプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとの組み合わせで構成する大型飛行体向けの電動可変ピッチアクチュエータ装置１００は、独自技術であり、関連技術に係る発明の単なる組合せにより容易に類推できるものではない。
　また図３に示したプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋが示すプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数Ｎｒとカットオフ周波数ωａとの関係は実施の一例に過ぎず、実際には適用するプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの特性に応じ適切に設定すればよい。
　上述したように、大型飛行体向けの電動可変ピッチアクチュエータ装置１００では、ｋを１からｎまでの整数としたとき、制御指令分波器ｋ　４－ｋのローパスフィルタｋ　８－ｋにより生成するモータドライバｋ　２３－ｋ向け入力信号と、バンドパスフィルタｋ　９－ｋが生成するサーボアンプｋ　２４－ｋ向け入力信号とを、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋにおいて選定したカットオフ周波数ωａに基づき、アクチュエータシステムｋ　５－ｋのモータドライバｋ　２３－ｋおよびサーボアンプｋ　２４－ｋへの入力信号としてそれぞれ出力する。また、アクチュエータシステムｋ　５－ｋは、プロペラ推力発生軸／モータ回転軸３１方向に回転するプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋとプロペラピッチ軸の角度を変更するための可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとを組み合わせたプロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋと、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋを駆動するためのモータドライバｋ　２３－ｋと、可変ピッチサーボｋ　２６－ｋを駆動するためのサーボアンプｋ　２４－ｋとを組み合わせて構成される。
　その結果、本実施形態では、制御指令分波器ｋ　４－ｋを構成するローパスフィルタｋ　８－ｋとバンドパスフィルタｋ　９－ｋとに対し、ローパスフィルタｋ　８－ｋの特性を規定するカットオフ周波数ωａと、バンドパスフィルタｋ　９－ｋの特性を規定する低域カットオフ周波数ωｂと高域カットオフ周波数ωｃ（ωｂ≦ωａ）において、特にωｂをωｂ＝ωａと設定した上で、これら二つのフィルタのカットオフ周波数となるωａを現在のプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数Ｎｒに基づいて選定し、ローパスフィルタｋ　８－ｋとバンドパスフィルタｋ　９－ｋとを同一の入力信号に対し同期させながら適用する。これにより、プロペラ２８が生成する騒音の抑制も考慮した上で、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋを構成するプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとの連携協調動作が同時に達成可能となる。
　次に、本発明の一実施形態に係る電動可変ピッチアクチュエータ装置の基本構成例について説明する。図５は、本発明の一実施形態に係る電動可変ピッチアクチュエータ装置の基本構成例を示すブロック図である。
　電動可変ピッチアクチュエータ装置１００は、アクチュエータシステムｋ　５－ｋと、制御指令分波器ｋ　４－ｋと、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋとを有する。
　アクチュエータシステムｋ　５－ｋは、ローパスフィルタｋ生成信号１４－ｋとバンドパスフィルタｋ生成信号１５－ｋとからプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋと飛行体ダイナミクス６（飛行体）を駆動するアクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋとを生成する。
　制御指令分波器ｋ　４－ｋは、アクチュエータシステムｋ制御入力信号１３－ｋと分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋとからローパスフィルタｋ生成信号１４－ｋとバンドパスフィルタｋ生成信号１５－ｋとを生成する。
　制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、アクチュエータシステムｋ５－ｋが出力するプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋから分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋを生成する。
　また、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、プロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋとローパスフィルタｋ　８－ｋおよびバンドパスフィルタｋ　９－ｋに対し設定するカットオフ周波数ωａ（アクチュエータシステムｋ　５－ｋを構成するプロペラ２８から発生する空力騒音の大きさとアクチュエータシステムｋ　５－ｋの制御出力信号であるアクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋの大きさ）との関係から分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋを生成する。
　ここで、アクチュエータシステムｋ　５－ｋの構成を具体的に説明すれば、アクチュエータシステムｋ　５－ｋは、ローパスフィルタｋ生成信号１４－ｋを入力とし、モータドライバｋ生成信号１９－ｋを出力するモータドライバｋ　２３－ｋと、バンドパスフィルタｋ生成信号１５－ｋを入力とし、サーボアンプｋ生成信号２０－ｋを出力するサーボアンプｋ　２４－ｋと、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋとを有する。プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋは、モータドライバｋ生成信号１９－ｋを入力とし、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数を示すプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋおよびプロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号２１－ｋを出力とするプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋと、サーボアンプｋ生成信号２０－ｋを入力とし、可変ピッチサーボｋ出力信号２２－ｋを出力とする可変ピッチサーボｋ　２６－ｋとを含んで構成される。プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋにおいては、共通のアクチュエータシステムｋ制御入力信号１３－ｋに対し、プロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋは、相対的に低域の駆動周波数領域（所定の駆動周波数より低域の駆動周波数領域）に対する駆動信号をプロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号２１－ｋとして生成し、可変ピッチサーボｋ　２６－ｋは、相対的に高域の駆動周波数領域（所定の駆動周波数より高域の駆動周波数領域）に対する駆動信号を可変ピッチサーボｋ出力信号２２－ｋとしてプロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号２１－ｋと同時に生成する。また、プロペラ推力発生器ｋ　２７－ｋは、プロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号２１－ｋと可変ピッチサーボｋ出力信号２２－ｋとを合算してアクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋを生成し、生成したアクチュエータシステムｋ生成信号１６－ｋを用いて飛行体ダイナミクス６の駆動制御を行う。
　また、制御指令分波器ｋ　４－ｋの構成を具体的に説明すれば、制御指令分波器ｋ　４－ｋは、アクチュエータシステムｋ制御入力信号１３－ｋと分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋとを入力とするローパスフィルタｋ　８－ｋとバンドパスフィルタｋ　９－ｋとを含んで構成される。ローパスフィルタｋ　８－ｋおよびバンドパスフィルタｋ　９－ｋは、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋが生成した分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋによって指定するカットオフ周波数ωａに従いローパスフィルタｋ生成信号１４－ｋおよびバンドパスフィルタｋ生成信号１５－ｋを生成し出力する。
　また、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋの構成を具体的に説明すれば、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、飛行体ダイナミクス６（飛行体）に搭載したプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋに対し設定できる、浮上力発生に必要なモータ最低回転数Ｎｒｌとプロペラ回転軸駆動モータ単体が物理的に実現可能なモータ最大回転数Ｎｒｈを設定する。また、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、制御指令分波器ｋ　４－ｋが有するローパスフィルタｋ　８－ｋのカットオフ周波数ωａと、バンドパスフィルタｋ　９－ｋの低域カットオフ周波数ωｂとをωｂ＝ωａが満たされるように設定し、当該設定において、カットオフ周波数ωａの設定可能な周波数帯の最小周波数と最大周波数をそれぞれωａｌ、ωａｈとした時のプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数Ｎｒとカットオフ周波数ωａとの間の関係を設定する。さらに、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋは、図３において、設定したモータ最低回転数Ｎｒｌとモータ最大回転数Ｎｒｈとの間に位置し、入力信号であるプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋが示すプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの回転数Ｎｒに応じて決定されるカットオフ周波数ωａを、分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号１８－ｋとして生成し出力する。
　以上の本発明の実施形態の構成によれば、制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器７－ｋにおいてプロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号１７－ｋに応じ適切なカットオフ周波数が適応的に設定される。このため、飛行体ダイナミクス６のプロペラ回転軸駆動モータｋ　２５－ｋの過度な高回転化を防ぎながらも必要な出力を達成可能となるアクチュエータシステムｋ生成信号　１６－ｋを適切に生成することができ、低騒音化も考慮した飛行体ダイナミクス６の最適駆動が可能となる。
　これにより、大出力可能な関連技術の電動モータと出力は小さいが高応答可能な可変ピッチ機構とを組み合わせた上で、それらを電動モータの回転数と必要となる制御周波数帯に応じて適切に出力配分を設定することで、高出力／高応答と低騒音化を同時に達成可能となる大型飛行体向けの電動可変ピッチアクチュエータ装置１００を提供することができる。
　なお、本発明は、上述の実施形態に限定されるものではなく、本発明の目的を達成できる範囲での変形、改良等は本発明に含まれるものである。
　例えば、本発明の電動可変ピッチアクチュエータ装置は、上記の実施形態に限定されるものではなく、航空機／飛翔体以外にも様々な移動体に搭載することで、電動可変ピッチアクチュエータ装置として活用できる。
　この出願は、２０２０年１月１０日に出願された日本特願２０２０－００３０１１号を基礎とする優先権を主張し、その開示のすべてをここに取り込む。
　本発明は様々な移動体に利用可能である。本発明によれば、高出力／高応答と低騒音化を同時に達成可能となる大型飛行体向けの電動可変ピッチアクチュエータ装置および電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法を提供することができる。
　１…飛行体状態量検出器、２…飛行体位置・姿勢制御指令導出器、３…制御指令出力分配器、４－ｋ…制御指令分波器ｋ、５－ｋ…アクチュエータシステムｋ、６…飛行体ダイナミクス、７－ｋ…制御指令分波器カットオフ周波数ｋ選定器、８－ｋ…ローパスフィルタｋ、９－ｋ…バンドパスフィルタｋ、１０…飛行体状態量検出信号、１１…飛行体位置制御指令信号、１２…飛行体姿勢制御指令信号、１３－ｋ…アクチュエータシステムｋ制御入力信号、１４－ｋ…ローパスフィルタｋ生成信号、１５－ｋ…バンドパスフィルタｋ生成信号、１６－ｋ…アクチュエータシステムｋ生成信号、１７－ｋ…プロペラ回転軸駆動モータｋ回転数信号、１８－ｋ…分波器カットオフ周波数ｋ決定値信号、１９－ｋ…モータドライバｋ生成信号、２０－ｋ…サーボアンプｋ生成信号、２１－ｋ…プロペラ回転軸駆動モータｋ出力信号、２２－ｋ…可変ピッチサーボｋ出力信号、２３－ｋ…モータドライバｋ、２４－ｋ…サーボアンプｋ、２５－ｋ…プロペラ回転軸駆動モータｋ、２６－ｋ…可変ピッチサーボｋ、２７－ｋ…プロペラ推力発生器ｋ、２８…プロペラ、２９…ギア、３０…プロペラピッチ軸、３１…プロペラ推力発生軸／モータ回転軸、１００…電動可変ピッチアクチュエータ装置

Claims (7)

  1. 　ローパスフィルタ生成信号とバンドパスフィルタ生成信号とからプロペラ回転軸駆動モータ回転数信号と飛行体を駆動するアクチュエータシステム生成信号とを生成するアクチュエータシステムと、
    　アクチュエータシステム制御入力信号と分波器カットオフ周波数決定値信号とから前記ローパスフィルタ生成信号と前記バンドパスフィルタ生成信号とを生成する制御指令分波器と、
    　前記アクチュエータシステムが出力する前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号から前記分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する制御指令分波器カットオフ周波数選定器と
    　を有し、
    　前記制御指令分波器カットオフ周波数選定器は、前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号と前記アクチュエータシステムを構成するプロペラから発生する空力騒音の大きさと前記アクチュエータシステムの制御出力信号である前記アクチュエータシステム生成信号の大きさとの関係から前記分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する
    　電動可変ピッチアクチュエータ装置。
  2. 　飛行体位置制御指令信号と飛行体姿勢制御指令信号とから前記アクチュエータシステムを用いて前記飛行体の位置・姿勢を制御するための前記アクチュエータシステム制御入力信号を生成する制御指令出力分配器
    　を有する請求項１に記載の電動可変ピッチアクチュエータ装置。
  3. 　前記飛行体に搭載され、前記飛行体の位置・速度を含む状態量を検出し、飛行体状態量検出信号を生成する飛行体状態量検出器と、
    　前記飛行体状態量検出信号に基づき前記飛行体の位置・姿勢を制御するための指令信号として前記飛行体位置制御指令信号と前記飛行体姿勢制御指令信号とを生成する飛行体位置・姿勢制御指令導出器と
    　を有する請求項２に記載の電動可変ピッチアクチュエータ装置。
  4. 　前記アクチュエータシステムは、
    　前記ローパスフィルタ生成信号を入力とし、モータドライバ生成信号を出力するモータドライバと、
    　前記バンドパスフィルタ生成信号を入力とし、サーボアンプ生成信号を出力するサーボアンプと、
    　前記モータドライバ生成信号を入力とし、プロペラ回転軸駆動モータの回転数を示す前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号およびプロペラ回転軸駆動モータ出力信号を出力とするプロペラ回転軸駆動モータと、前記サーボアンプ生成信号を入力とし、可変ピッチサーボ出力信号を出力とする可変ピッチサーボとを含んで構成されるプロペラ推力発生器と
    　を有し、
    　前記プロペラ推力発生器においては、
    　共通の前記アクチュエータシステム制御入力信号に対し、
    　前記プロペラ回転軸駆動モータは、所定の駆動周波数より低域の駆動周波数領域に対する駆動信号を前記プロペラ回転軸駆動モータ出力信号として生成し、
    　前記可変ピッチサーボは、前記所定の駆動周波数より高域の駆動周波数領域に対する駆動信号を前記可変ピッチサーボ出力信号として前記プロペラ回転軸駆動モータ出力信号と同時に生成し、
    　前記プロペラ推力発生器は、前記プロペラ回転軸駆動モータ出力信号と前記可変ピッチサーボ出力信号とを合算して前記アクチュエータシステム生成信号を生成し、生成した前記アクチュエータシステム生成信号を用いて前記飛行体の駆動制御を行う
    　請求項１から請求項３のうちいずれか一項に記載の電動可変ピッチアクチュエータ装置。
  5. 　前記制御指令分波器は、
    　前記アクチュエータシステム制御入力信号と前記分波器カットオフ周波数決定値信号とを入力とするローパスフィルタとバンドパスフィルタとを含んで構成され、
    　前記ローパスフィルタおよび前記バンドパスフィルタは、前記制御指令分波器カットオフ周波数選定器が生成した前記分波器カットオフ周波数決定値信号によって指定するカットオフ周波数に従い前記ローパスフィルタ生成信号および前記バンドパスフィルタ生成信号を生成し出力する
    　請求項１から請求項４のうちいずれか一項に記載の電動可変ピッチアクチュエータ装置。
  6. 　前記制御指令分波器カットオフ周波数選定器は、
    　前記飛行体に搭載したプロペラ回転軸駆動モータに対し設定できる、浮上力発生に必要なモータ最低回転数Ｎｒｌとプロペラ回転軸駆動モータ単体に対し物理的に実現可能なモータ最大回転数Ｎｒｈを設定し、前記制御指令分波器が有するローパスフィルタのカットオフ周波数ωａと、前記制御指令分波器が有するバンドパスフィルタの低域カットオフ周波数ωｂとをωｂ＝ωａが満たされるように設定を行い、当該設定において、前記カットオフ周波数ωａの設定可能な周波数帯の最小周波数と最大周波数をそれぞれωａｌ、ωａｈとした時のプロペラ回転軸駆動モータの回転数と前記カットオフ周波数ωａとの間の関係を設定し、設定した前記モータ最低回転数Ｎｒｌと前記モータ最大回転数Ｎｒｈとの間に位置し、入力信号である前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号が示す前記プロペラ回転軸駆動モータの前記回転数に応じて決定される前記カットオフ周波数ωａを、前記分波器カットオフ周波数決定値信号として生成し出力する
    　請求項１から請求項５のうちいずれか一項に記載の電動可変ピッチアクチュエータ装置。
  7. 　ローパスフィルタ生成信号とバンドパスフィルタ生成信号とからプロペラ回転軸駆動モータ回転数信号と飛行体を駆動するアクチュエータシステム生成信号とを生成するアクチュエータシステムと、
    　アクチュエータシステム制御入力信号と分波器カットオフ周波数決定値信号とから前記ローパスフィルタ生成信号と前記バンドパスフィルタ生成信号とを生成する制御指令分波器と、
    　前記アクチュエータシステムが出力する前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号から前記分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する制御指令分波器カットオフ周波数選定器と
    　を有する電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法であって、
    　前記制御指令分波器カットオフ周波数選定器は、前記プロペラ回転軸駆動モータ回転数信号と前記アクチュエータシステムを構成するプロペラから発生する空力騒音の大きさと前記アクチュエータシステムの制御出力信号である前記アクチュエータシステム生成信号の大きさとの関係から前記分波器カットオフ周波数決定値信号を生成する
    　電動可変ピッチアクチュエータ装置の制御方法。
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