WO2021182192A1 - 異常診断システム - Google Patents

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WO2021182192A1
WO2021182192A1 PCT/JP2021/007991 JP2021007991W WO2021182192A1 WO 2021182192 A1 WO2021182192 A1 WO 2021182192A1 JP 2021007991 W JP2021007991 W JP 2021007991W WO 2021182192 A1 WO2021182192 A1 WO 2021182192A1
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motor
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motors
electric drive
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信介 川津
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株式会社デンソー
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • This disclosure relates to an abnormality diagnosis system that performs abnormality diagnosis of an electric drive system.
  • an electric drive system (EDS: Electric Drive System) that drives a motor has been mounted on the moving body and used.
  • EDS Electric Drive System
  • an electric drive system having a motor and an inverter circuit to rotationally drive the rotor blades of an electric aircraft such as eVTOL (electric Vertical Take-Off and Landing aircraft), the screws of a ship, and the wheels of a vehicle or a train. It may be installed.
  • an electric drive system as well, it is desired to perform an abnormality diagnosis such as a motor failure diagnosis described in Patent Document 1, as in the conventional case.
  • Patent Document 1 the occurrence of a failure is detected when the motor or the inverter circuit is in operation, and the location of the failure is specified.
  • Patent Document 1 an abnormality was detected while an electric drive system including a motor and an inverter circuit was in operation.
  • the electric drive system includes a sensor for detecting the torque, rotation speed, etc. of the motor
  • the normality confirmation test of the safety mechanism (fail safe) cannot be performed unless the specific conditions corresponding to the occurrence of an abnormality are satisfied, and such conditions are intentionally satisfied during the operation of the electric drive system.
  • the influence on the moving motion of the moving body is very large.
  • an abnormality diagnosis system for performing an abnormality diagnosis of an electric drive system mounted on a moving body and driving a motor used for moving the moving body.
  • This abnormality diagnosis system includes an information acquisition unit that acquires motor output-related information, which is information related to the output state of the motor, and whether the output state of the motor is a low output state that does not contribute to the movement of the moving body. It includes an output state determination unit that determines whether or not the motor output is related to the motor output, and a diagnosis execution unit that diagnoses an abnormality of the electric drive system when the low output state is determined. ..
  • abnormality diagnosis system when it is determined that the output state of the motor is a low output state that does not contribute to the movement of the moving body, the abnormality diagnosis of the electric drive system is performed. It is possible to suppress the influence and perform abnormality diagnosis of the electric drive system.
  • This disclosure can also be realized in various forms.
  • moving objects equipped with electric drive systems electric aircraft, vehicles, ships, methods for diagnosing abnormalities in electric drive systems, computer programs for realizing these devices and methods, and non-temporary recording media on which such computer programs are recorded. It can be realized in the form of.
  • FIG. 1 is a top view schematically showing a configuration of an electric aircraft to which an electric drive system as an embodiment of the present disclosure is applied.
  • FIG. 2 is a block diagram showing a functional configuration of EDS.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram showing a moving direction, a driving force, and an operating state of each motor according to the type of operation of the airframe.
  • FIG. 4 is a flowchart showing the procedure of the abnormality diagnosis processing in the first embodiment.
  • FIG. 5 is a flowchart showing the procedure of the low output state processing in the first embodiment.
  • FIG. 6 is a flowchart showing the procedure of the diagnosis order specifying process in the first embodiment.
  • FIG. 7 is a flowchart showing the procedure of the diagnostic process according to the first embodiment.
  • FIG. 8 is a flowchart showing the procedure of the diagnostic process according to the first embodiment.
  • FIG. 9 is a flowchart showing the procedure of the low output state processing in the second embodiment.
  • FIG. 10 is a flowchart showing the procedure of the low output state processing in the third embodiment.
  • FIG. 11 is a flowchart showing the procedure of the low output state processing in the fourth embodiment.
  • the electric aircraft 20 includes an airframe 21, nine rotor blades 30, and nine electric drive systems 10 (hereinafter, also referred to as “EDS (Electric Drive System) 10”) arranged corresponding to each rotor blade. Be prepared.
  • EDS Electric Drive System
  • the airframe 21 corresponds to the portion of the electric aircraft 20 excluding the nine rotor blades 30 and the EDS 10.
  • the airframe 21 includes a main body 22, a main wing 25, and a tail wing 28.
  • the main body 22 constitutes the fuselage of the electric aircraft 20.
  • the main body 22 has a symmetrical configuration with the body axis AX as the target axis.
  • the "airframe axis AX” means an axis that passes through the center of gravity position CM of the electric aircraft 20 and is along the front-rear direction of the electric aircraft 20.
  • the "center of gravity position CM” means the position of the center of gravity of the electric aircraft 20 when the weight is empty when no occupant is on board.
  • a passenger compartment (not shown) is formed inside the main body 22.
  • 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 to the right from the main body portion 22.
  • the left wing 27 is formed so as to extend to the left from the main body portion 22.
  • a rotary wing 30 and an EDS 10 are arranged on the right wing 26 and the left wing 27, respectively.
  • the tail wing 28 is formed at the rear end of the main body 22.
  • the levitation rotor 31a is arranged at a position corresponding to the center of gravity position CM.
  • the levitation rotor 31b and the levitation rotor 31c are arranged in front of the levitation rotor 31a at positions line-symmetrical with respect to the airframe axis AX.
  • the levitation rotor 31d and the levitation rotor 31e are arranged behind the levitation rotor 31a at positions line-symmetrical with respect to the airframe axis AX.
  • Two of the nine rotors 30 are located on the right wing 26 and the left wing 27.
  • the levitation rotor 31f is arranged on the upper surface of the tip of the right wing 26
  • the levitation rotor 31g is arranged on the upper surface of the tip of the left wing 27.
  • Two of the nine rotary wings 30 are arranged on the right wing 26 and the left wing 27, respectively, and mainly function as propulsion rotary wings 32a and 32b for obtaining the horizontal propulsive force of the airframe 21.
  • the propulsion rotary wing 32a arranged on the right wing 26 and the propulsion rotary wing 32b arranged on the left wing 27 are arranged at positions line-symmetrical with each other about the airframe axis AX.
  • Each rotor 30 is rotationally driven independently of each other around its own rotation axis (shaft 18 described later).
  • Each rotor 30 has three blades that are equidistant from each other.
  • the EDS 10 includes a motor 11, an inverter circuit 12, a control unit 13, a voltage sensor 14, a current sensor 15, a rotation sensor 16, a storage device 17, and a shaft 18.
  • the motor 11 rotationally drives the rotary blade 30 via the shaft 18.
  • the motor 11 is composed of a three-phase AC brushless motor, and rotates the shaft 18 according to the voltage and current supplied from the inverter circuit 12.
  • the motor 11 may be composed of any kind of motor such as an induction motor or a reluctance motor instead of the brushless motor.
  • the inverter circuit 12 has power elements such as an IGBT (Insulated Gate Bipolar Transistor) and a MOSFET (Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor), and switches at a duty ratio according to a control signal supplied from the control unit 13. Thereby, the driving power is supplied to the motor 11.
  • the control unit 13 is electrically connected to the flight control device 100, which will be described later, and supplies a control signal to the inverter circuit 12 in response to a command from the flight control device 100.
  • the control unit 13 controls the EDS 10 as a whole. Specifically, the control unit 13 generates a drive signal in response to an instruction from the integrated control unit 110, which will be described later, and supplies the drive signal to the inverter circuit 12. Further, the control unit 13 feedback-controls the inverter circuit 12 using the detected values of the sensors 14 to 16.
  • the control unit 13 is composed of a microcomputer having a CPU, a ROM, and a RAM.
  • the voltage sensor 14 detects the voltage supplied from the power supply 70 described later.
  • the current sensor 15 is provided between the inverter circuit 12 and the motor 11 and detects the drive current (phase current) of each phase of the motor 11.
  • the rotation sensor 16 detects the rotation speed of the motor 11.
  • the detected values of the voltage sensor 14, the current sensor 15, and the rotation sensor 16 are stored in the storage device 17 in time series and output to the flight control device 100 via the control unit 13.
  • the storage device 17 records the results of diagnostic processing described later and the history of abnormal diagnosis results executed by the user (hereinafter referred to as "diagnosis history"). Has been done.
  • the start mode is an operation mode immediately after the power is turned on, and the normality check of each sensor 14 to 16 is performed.
  • the RUN mode is an operation mode for driving the motor 11.
  • the RUN mode further includes a power save mode that limits the output of the motor 11.
  • the end mode is an operation mode when the power of the EDS 10 is turned off.
  • the standby mode is an operation mode in which the power is turned on, the drive instruction is waited for, and the motor 11 is not driven.
  • the abnormal mode is an operation mode after the EDS 10 is diagnosed as abnormal.
  • the abnormality diagnosis mode is an operation mode for diagnosing the operation of the EDS 10, and is an operation mode set when the user manually confirms the operation of the EDS 10 separately from the abnormality diagnosis process described later.
  • These control modes described above are set according to a command from the integrated control unit 110, or are manually set by the user. Further, these operation modes may be set so as to overlap each other. For example, when a temperature abnormality occurs in which the temperature of the EDS 10 is equal to or higher than the threshold temperature, the abnormality mode can be set and the power save mode can be set.
  • the electric aircraft 20 is equipped with various components for controlling each EDS 10 or for performing an abnormality diagnosis of each EDS 10.
  • the electric aircraft 20 includes a flight control device 100, a sensor group 40, a user interface unit 50 (referred to as a “UI unit” 50), a communication device 60, and a power supply 70.
  • the flight control device 100 controls the electric aircraft 20 as a whole.
  • the flight control device 100 is configured as a computer having a CPU, RAM, and ROM.
  • the CPU included in the flight control device 100 functions as an integrated control unit 110 and an abnormality diagnosis system 120 by expanding and executing a control program stored in advance in the ROM in the RAM.
  • the integrated control unit 110 sets the mode of the driving force of the electric aircraft 20 according to the flight program or the maneuvering of the occupants.
  • a first driving mode, a second driving mode, and a third driving mode are prepared in advance.
  • the first drive mode is a mode in which the electric aircraft 20 is raised and lowered in the vertical direction by driving the motor 11.
  • the second drive mode is a mode in which the electric aircraft 20 is propelled in the horizontal direction by driving the motor 11.
  • the third drive mode is a mode in which neither the ascending / descending nor the propulsion described above is realized.
  • the mode of this driving force can be set individually, or can be set in combination for the first and second driving modes.
  • the movement direction of the airframe is the vertical direction, and at this time, the integrated control unit 110 drives the electric aircraft 20. Set the force mode to the first drive mode. Further, at this time, the integrated control unit 110 instructs the EDS 10 corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g to drive the motor 11, and instructs the EDS 10 corresponding to the propulsion rotary blades 32a to 32b. Instructs the motor 11 not to be driven.
  • the motor 11 corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g (hereinafter, also referred to as “levitation motor”) operates, and the motor 11 corresponding to the propulsion rotary blades 32a to 32b (hereinafter, “propulsion motor”) (Also called) pauses.
  • the movement directions of the airframe are the vertical direction and the horizontal direction.
  • the integrated control unit 110 sets the mode of the driving force of the electric aircraft 20. Set to a combination of 1 drive mode and 2nd drive mode.
  • the "horizontal movement A” includes an operation of moving in the horizontal direction and ascending, an operation of moving in the horizontal direction and maintaining the altitude, and an operation of moving in the horizontal direction and descending. For example, since the horizontal speed of the electric aircraft 20 is low, buoyancy by driving the motor 11 is required to maintain the altitude, and an operation of driving the levitation motor is included.
  • the integrated control unit 110 instructs the levitation rotary blades 31a to 31g and all the EDS 10s corresponding to the propulsion rotary blades 32a to 32b to drive the motor 11. As a result, both the levitation motor and the propulsion motor will operate.
  • the "horizontal movement B" as the operation of the airframe is different from the above-mentioned horizontal movement A only in that the levitation motor is stopped. That is, the integrated control unit 110 sets the mode of the driving force of the electric aircraft 20 to only the second driving mode.
  • the "horizontal movement B” includes an operation of moving in the horizontal direction and ascending, an operation of moving in the horizontal direction and maintaining the altitude, and an operation of moving in the horizontal direction and descending, as in the case of the horizontal movement A. Is done. For example, because the speed of the electric aircraft 20 is high, it moves in the horizontal direction without the need for buoyancy driven by the motor 11, or it glides, or it moves in the horizontal direction while naturally descending without maintaining altitude. The operation etc. are included.
  • the integrated control unit 110 instructs the EDS 10 corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g not to drive the motor 11, and instructs the EDS 10 corresponding to the propulsion rotor blades 32a to 32b. Instruct the motor 11 to be driven. As a result, the levitation motor is suspended and the propulsion motor is activated.
  • the integrated control unit 110 sets the driving force mode of the electric aircraft 20 to only the first driving mode as in the case of takeoff and landing, and sets the motor for the EDS 10 corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g. 11 is instructed to be driven, and the EDS 10 corresponding to the propulsion rotary blades 32a to 32b is instructed not to drive the motor 11.
  • the levitation motor operates and the propulsion motor stops.
  • the integrated control unit 110 sets the mode of the driving force of the electric aircraft 20 to the third driving mode, and instructs all EDS 10s not to drive the motor 11. As a result, both the levitation motor and the propulsion motor are suspended.
  • the command transmitted from the integrated control unit 110 to each EDS 10 includes the target torque and the target rotation speed of the motor 11 as command values.
  • the control unit 13 sets the control mode of the EDS 10 and causes the output torque and the rotation speed of the motor 11 to approach the target torque and the target rotation speed.
  • a control signal is output to the inverter circuit 12.
  • the control unit 13 controls the inverter circuit 12 by performing feedback control using the detected values of the sensors 14, 15, 16 and the torque sensor (not shown).
  • the abnormality diagnosis system 120 diagnoses whether each EDS 10 is abnormal or normal (hereinafter, referred to as "abnormal diagnosis") by executing the abnormality diagnosis process described later.
  • the abnormality diagnosis system 120 functions as an information acquisition unit 121, an output state determination unit 122, a diagnosis execution unit 123, and a scheduled restart time identification unit 124.
  • the information acquisition unit 121 acquires motor output-related information.
  • the motor output-related information means information related to the output of the motor 11.
  • the motor output related information means the mode of the driving force of the electric aircraft 20. As described above, since the mode of the driving force of the electric aircraft 20 (first to third driving modes) correlates with the output of the motor 11, such mode can be said to be information related to the output of the motor 11.
  • the output state determination unit 122 determines whether or not the output state of each motor 11 is a low output state.
  • the "low output state” means a state in which the output of the motor 11 does not contribute to the movement of the electric aircraft 20 such as raising and lowering and propulsion. Therefore, for example, the output (torque and rotation speed) of the motor 11 is not limited to zero, but may be larger than zero.
  • the diagnosis execution unit 123 determines whether each EDS 10 is abnormal or normal by executing the diagnosis process described later.
  • the scheduled restart time identification unit 124 is scheduled to stop the motor 11 in the low output state from being in the low output state, that is, to start the output contributing to the movement of the electric aircraft 20 (“scheduled restart schedule”). (Called "time”) is specified. Details of the method for specifying the scheduled restart time will be described later.
  • the sensor group 40 includes an altitude sensor 41, a position sensor 42, a speed sensor 43, and an attitude sensor 44.
  • the altitude sensor 41 detects the current altitude of the electric aircraft 20.
  • the position sensor 42 identifies the current position of the electric aircraft 20 as latitude and longitude.
  • the position sensor 42 is configured by GNSS (Global Navigation Satellite System).
  • GPS Global Positioning System
  • the speed sensor 43 detects the speed of the electric aircraft 20.
  • the attitude sensor 44 detects the attitude of the aircraft 21.
  • the posture sensor 44 includes a plurality of acceleration sensors composed of three-axis sensors, and identifies the postures of the machine body 21 in the tilt direction and the roll direction.
  • the UI unit 50 supplies the occupants of the electric aircraft 20 with a user interface for controlling the electric aircraft 20 and monitoring the operating state.
  • the user interface includes, for example, an operation input unit such as a keyboard and a button, a display unit such as a liquid crystal panel, and the like.
  • the UI unit 50 is provided, for example, in the cockpit of the electric aircraft 20. The crew can use the UI unit 50 to change the operation mode of the electric aircraft 20 and execute an operation test of each EDS 10.
  • the communication device 60 communicates with other electric aircraft, a control tower on the ground, and the like.
  • the communication device 60 corresponds to, for example, a civilian VHF radio.
  • the communication device 60 may be configured as a device that performs communication such as a wireless LAN specified in IEEE802.11 or a wired LAN specified in IEEE802.3.
  • the power source 70 is composed of a lithium ion battery and functions as one of the power supply sources in the electric aircraft 20.
  • the power supply 70 supplies three-phase AC power to the motor 11 via the inverter circuit 12 of each EDS 10.
  • the power source 70 may be composed of an arbitrary secondary battery such as a nickel hydrogen battery instead of the lithium ion battery, and may be replaced with a secondary battery or in addition to the secondary battery to generate a fuel cell or a power generator. It may be configured by any power supply source such as a machine.
  • the abnormality diagnosis process shown in FIG. 4 is a process for determining whether each EDS 10 is abnormal or normal.
  • the abnormality diagnosis system 120 executes the abnormality diagnosis process when the power of the flight control device 100 is turned on.
  • the information acquisition unit 121 and the output state determination unit 122 execute determination of whether or not each EDS 10 is in the low output state (hereinafter, referred to as “low output state determination”) (step S105). As shown in FIG. 5, the information acquisition unit 121 specifies the mode of the driving force of the electric aircraft 20 (step S205). As described above, in the present embodiment, the motor output related information is the operation mode of the electric aircraft 20. The information acquisition unit 121 acquires the mode of the driving force of the electric aircraft 20 by inquiring to the integrated control unit 110.
  • the output state determination unit 122 determines whether or not the specified mode is the third drive mode, that is, whether or not the mode does not realize either raising or lowering or propulsion of the electric aircraft 20 (step S210). When it is determined that the third drive mode is used (step S210: YES), the output state determination unit 122 determines that each motor 11 is in a low output state (step S215). This is because when the operation mode of the electric aircraft 20 is the third operation mode, each motor 11 is inactive.
  • step S210 determines whether or not the drive force mode of the electric aircraft 20 is only the first drive mode (step S220). ).
  • the output state determination unit 122 lowers the output of the motors 11 corresponding to the propulsion rotary blades 32a and 32b. It is determined that the state is in the state (step S230). As described above with reference to FIG. 3, the case of only the first drive mode is the case where the operation of the aircraft is "takeoff and landing", and the propulsion rotary wings 32a and 32b are not driven. The output does not contribute to the movement (elevation) of the electric aircraft 20. Therefore, in this embodiment, in this case, the motor 11 (propulsion motor) corresponding to the propulsion rotary blades 32a and 32b is determined to be in a low output state.
  • step S220 When it is determined that the driving force mode of the electric aircraft 20 is not only the first operation mode (step S220: NO), the output state determination unit 122 has only the second operation mode as the driving force mode of the electric aircraft 20. Whether or not it is determined (step S225).
  • the output state determination unit 122 When it is determined that the driving force mode of the electric aircraft 20 is only the second driving mode (step S225: YES), the output state determination unit 122 has a low output for the motor 11 corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g. It is determined that the state is in the state (step S235). As described above with reference to FIG. 3, in the case of only the second drive mode, that is, the operation of the aircraft is "horizontal movement B", and the levitation rotor blades 31a to 31g are not driven. The output does not contribute to the movement (horizontal propulsion) of the electric aircraft 20. Therefore, in this embodiment, in this case, the motor 11 (levitation motor) corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g is determined to be in a low output state.
  • step S225 NO
  • the output state determination unit 122 determines that each motor 11 is not in the low output state (step S240). .. In this case, the operation of the airframe is the "horizontal movement A" shown in FIG. 3, and all the rotors 31 are driven. Therefore, in this case, it is determined that none of the motors 11 is in the low output state.
  • step S110 shown in FIG. 4 is executed.
  • step S105 the diagnosis execution unit 123 determines whether or not there is a motor 11 in a low output state (step S110). If it is determined that there is no motor 11 in the low output state (step S110: NO), the process returns to step S105 described above. On the other hand, when it is determined that there is a motor 11 in a low output state (step S110: YES), the diagnosis execution unit 123 executes the diagnosis order specifying process (step S115).
  • the diagnosis order specifying process means a process of specifying the order in which an abnormality diagnosis is performed.
  • the diagnosis execution unit 123 determines whether or not there are a plurality of motors 11 in the low output state (step S305). When it is determined that there are not a plurality of motors 11 in the low output state (step S305: NO), only the corresponding single motor 11 is the diagnosis target, so that the diagnosis order identification process is completed without determining the diagnosis order. do.
  • the scheduled restart time specifying unit 124 specifies the scheduled restart time of each motor 11 in the low output state (step S310). ..
  • the scheduled restart time specifying unit 124 specifies the restart time based on a preset flight program. For example, when the electric aircraft 20 is propelling in the horizontal direction and the motor 11 is in a low output state in the levitation rotor blades 30a to 30e, the electric aircraft 20 next performs an ascending or descending operation based on the flight program. The scheduled time to be performed is specified, and the scheduled time is specified as the scheduled restart time of the levitation rotor blades 30a to 30e.
  • the scheduled time when the electric aircraft 20 is scheduled to perform the ascending operation is specified based on the flight program.
  • the scheduled time is specified as the scheduled restart time of the levitation rotors 30a to 30e.
  • the diagnosis execution unit 123 assigns a larger priority value to the EDS 10 having the motor 11 whose scheduled restart time is earlier (step S315). This is to increase the possibility of detecting an abnormality before the restart by performing the abnormality diagnosis earlier for the EDS 10 which is scheduled to be restarted earlier. This is also to prevent the abnormality diagnosis from being completed at the time of restarting.
  • the priority values given in step S315 and steps S320 to S330 described later are set as values independent of each other.
  • the diagnosis execution unit 123 assigns a higher priority value to the EDS 10 corresponding to the levitation rotors 31a to 31g than the EDS 10 corresponding to the propulsion rotors 32a to 32b (step S320). For example, if all the motors 11 are determined to be in a low output state and all the motors 11 are scheduled to restart in the near future from the flight program, the propulsion rotor 32a is compared with the EDS 10 corresponding to the levitation rotors 31a to 31g. Gives a higher priority than EDS10 corresponding to ⁇ 32b.
  • the EDS 10 corresponding to the levitation rotors 31a to 31g is diagnosed earlier than the EDS 10 corresponding to the propulsion rotors 32a to 32b, so that the influence at the time of abnormality is further increased.
  • the EDS10 abnormality corresponding to the large levitation rotors 31a to 31g is increased in the possibility of being detected before restarting.
  • the diagnosis execution unit 123 assigns a larger priority value to the EDS 10 corresponding to the rotary blade 30 at a position farther from the center of gravity position CM among the EDS 10 corresponding to the rotary blades 31a to 31 g for levitation (step S325). ). For example, when it is determined that the levitation rotary blade 31b and the levitation rotary blade 31f shown in FIG. 1 are in a low output state, the EDS 10 corresponding to the levitation rotary blade 31f farther from the center of gravity position CM is referred to. A larger priority value is given as compared with the EDS 10 corresponding to the levitation rotary blade 31b.
  • the abnormality of the rotary wing 30 (rotor for levitation) farther from the center of gravity CM is more stable in the posture and flight state of the electric aircraft 20 than the abnormality of the rotary wing 30 (rotor for levitation) closer to the center of gravity CM. It has a greater influence on sex. Therefore, in the present embodiment, there is a possibility of finding an abnormality before restarting by performing an abnormality diagnosis earlier for the EDS 10 corresponding to the rotary blade 30 (rotary blade for levitation) farther from the center of gravity position CM. I am trying to increase.
  • the diagnosis execution unit 123 assigns a larger priority value to the EDS 10 having a larger number of quasi-abnormality determination results in the past diagnosis history (step S330).
  • "Semi-abnormal” means a state close to an abnormal state among normal states, even if it is not diagnosed as abnormal. If the number of times it is determined to be quasi-abnormal is large, there is a high possibility that an abnormal state will occur thereafter. For this reason, the EDS10, which is likely to be in such an abnormal state, is diagnosed earlier to increase the possibility of finding an abnormality before restarting.
  • the diagnosis execution unit 123 integrates the priority values given in steps S315 to S330 for each EDS 10 to calculate the total priority value (step S335).
  • the diagnosis execution unit 123 determines the diagnosis order so that the EDS 10 having the larger total priority value calculated in step S335 has a faster diagnosis order (step S340).
  • the diagnostic order may be determined according to a predetermined order.
  • the diagnosis execution unit 123 determines whether or not the diagnosis condition is satisfied (step S120).
  • the "diagnosis condition" is a condition that is a prerequisite for performing an abnormality diagnosis.
  • the diagnostic condition corresponds to "the amount of electricity stored in the power supply 70 is equal to or greater than a predetermined value".
  • the abnormality diagnosis electric power that does not contribute to the movement of the electric aircraft 20 is consumed. Therefore, in the present embodiment, when the amount of electricity stored in the power source 70 is less than the predetermined value, the abnormality diagnosis is not performed so as not to affect the movement of the electric aircraft 20.
  • the flight control device 100 receives the SOC value of the power supply 70 from an ECU (not shown) that detects the SOC (State Of Charge) of the power supply 70. Then, the diagnosis execution unit 123 determines whether or not the diagnosis condition is satisfied based on the received SOC value. If the diagnostic condition is not satisfied (step S120: NO), step S120 is executed again. That is, the process waits until the diagnostic condition is satisfied.
  • diagnosis execution unit 123 executes the diagnosis process (step S125). At this time, the diagnosis execution unit 123 executes the diagnosis process on the diagnosis target EDS 10 (hereinafter, also referred to as “diagnosis target EDS 10”) in the order specified in step S115.
  • diagnosis target EDS 10 hereinafter, also referred to as “diagnosis target EDS 10”.
  • the diagnosis execution unit 123 acquires the detected values of the sensors 14 to 16 from the diagnosis target EDS 10 (step S405).
  • the diagnosis execution unit 123 determines whether or not each detected value is equal to or higher than a predetermined threshold value (step S410).
  • the diagnosis execution unit 123 determines that the corresponding EDS 10 is abnormal (step S455), as shown in FIG. Since the motor 11 is in a low output state in the EDS 10 to be diagnosed, each sensor value is in a state in which no abnormality has occurred in the sensors 14 to 16, the control unit 13, the storage device 17, etc., that is, in a normal state. It will be a low value.
  • the values of the sensors 14 to 16 in the normal state may be specified by experiments, simulations, or the like, and a value larger than such a value may be preset as the threshold value in step S410 described above.
  • the diagnosis execution unit 123 refers to the diagnosis target EDS 10. , Instructs the check of resources such as ROM and RAM of the microcomputer constituting the control unit 13 (step S415). Such a check corresponds to, for example, a write / read normality check using a checksum. Such a check is executed when the motor 11 is in a low output state and the processing load other than the abnormal processing in the control unit 13 is low because the processing load is high.
  • the diagnosis execution unit 123 determines whether or not the result of the check in step S415 is OK (step S420). When it is determined that the check result is not OK (step S420: NO), the above-mentioned step S455 is executed as shown in FIG. 8, and the corresponding EDS 10 is determined to be abnormal.
  • the diagnosis execution unit 123 instructs the diagnosis target EDS10 to energize for diagnosis (step S425).
  • the control unit 13 energizes the motor 11 for diagnosis via the inverter circuit 12.
  • Energization for diagnosis means energization of the motor 11 for abnormality diagnosis.
  • the control unit 13 supplies the motor 11 with a current having a predetermined magnitude capable of suppressing the influence on the torque of the motor 11 as a result of energization.
  • a current having a predetermined magnitude which is mainly composed of a d-axis current that does not affect torque and has a q-axis current of a predetermined value or less, is supplied to the motor 11 as a diagnostic energization.
  • a high frequency pattern current may be supplied as the diagnostic energization.
  • the diagnosis execution unit 123 acquires the detected values of the sensors 14 to 16 from the diagnosis target EDS 10 (step S430).
  • the detected values obtained at this time correspond to the detected values of the sensors 14 to 16 in the situation where the motor 11 is energized for diagnosis.
  • the diagnosis execution unit 123 determines whether or not the detected value obtained in step S430 is a normal value (step S435).
  • the range of the detected values of the sensors 14 to 16 obtained when the diagnostic energization is performed in the normal state is specified in advance by an experiment or the like.
  • the diagnosis execution unit 123 determines that the detected value obtained in step S430 is within the range, and determines that the value is not the normal value if the value is outside the range.
  • the diagnostic energization the current value and the voltage value are detected as relatively low values under normal conditions. Further, when the diagnostic energization is performed, the motor 11 does not rotate, so the rotation speed becomes zero.
  • step S435 If it is determined that the detected value is not a normal value (step S435: NO), the above-mentioned step S455 is executed. On the other hand, when it is determined that the detected value is a normal value (step S435: YES), the diagnosis execution unit 123 executes the fail-safe function diagnosis (step S440).
  • the fail-safe function diagnosis means a diagnosis of the normality of the fail-safe function.
  • the fail-safe function means that when an abnormality in the terminal voltage (power supply voltage) of the power supply 70 or an on / off failure in the inverter circuit 12 occurs, the current supplied to the motor 11 is set to zero, and the motor 11 is used. It means the function to suppress the rotation of.
  • An abnormality in the terminal voltage of the power supply 70 can be detected as an abnormality in the voltage supplied to the inverter circuit 12. Further, when an on / off failure occurs in the inverter circuit 12, it can be detected as an abnormality of the phase current.
  • the control unit 13 detects the presence or absence of these abnormalities, and when the abnormality is detected, controls the inverter circuit 12 so as to stop the supply current to the motor 11 to realize the fail-safe function. .. Then, in step S440, the diagnosis execution unit 123 creates a pseudo abnormal state by outputting a false abnormal signal, for example, a signal including an abnormal voltage value or an abnormal current value to the control unit 13.
  • the normality of the fail-safe function can be diagnosed.
  • a circuit configuration and a specific diagnostic method for outputting a false abnormal signal a known configuration, for example, the configuration described in JP-A-2018-26953 may be used.
  • the diagnosis execution unit 123 determines whether or not the fail-safe function is OK as a result of the fail-safe function diagnosis (step S445). If it is determined that the fail-safe function is not OK (step S445: NO), the above-mentioned step S455 is executed, and the corresponding EDS 10 is determined to be abnormal. On the other hand, when it is determined that the fail-safe function is OK (step S445: YES), the corresponding EDS10 is determined to be normal (step S450).
  • the diagnosis execution unit 123 determines whether or not the diagnosis is completed for all the diagnosis target EDS10, that is, all the EDS10 determined to be in the low output state (Ste S460).
  • the diagnosis is executed for the EDS 10 in the following order.
  • the process returns to step S105 as shown in FIG.
  • the determination results of steps S450 and S455 are recorded as a history in the flight control device 100. Further, in the present embodiment, the determination result is displayed in the UI unit 50. Therefore, the user can confirm whether or not each EDS 10 is abnormal by using the UI unit 50. Further, in the EDS 10 determined to be abnormal, if it is possible to recover to the normal state, a process for recovery may be automatically performed. For example, in step S410 shown in FIG. 7, when the detected value is equal to or greater than the threshold value, the offset (zero point) adjustment of the sensor may be automatically executed. Further, in the EDS 10 in which the detected value is determined not to be a normal value in step S435, the adjustment of the sensor gain may be automatically executed.
  • the abnormality diagnosis system 120 of the first embodiment described above when it is determined that the output state of the motor 11 is a low output state that does not contribute to the movement of the electric aircraft 20, the abnormality diagnosis of the EDS 10 is performed. It is possible to perform an abnormality diagnosis of the EDS 10 while suppressing the influence on the moving operation of the aircraft 20.
  • the abnormality diagnosis is performed on the EDS 10 that drives the motor 11 determined to be in the low output state among the plurality of motors 11, the motor determined not to be in the low output state among the plurality of motors 11. It is possible to suppress the influence of the abnormality diagnosis on the EDS 10 that drives the 11 and further suppress the influence on the moving operation of the electric aircraft 20.
  • the driving force mode of the electric aircraft 20 is the third driving mode that does not realize the vertical ascending / descending and horizontal propulsion of the electric aircraft 20, it is determined that each motor 11 is in a low output state. Abnormality diagnosis can be performed in such a third drive mode. Therefore, it is possible to prevent the abnormality diagnosis from affecting the vertical ascending / descending and horizontal propulsion of the electric aircraft 20.
  • the driving force mode of the electric aircraft 20 is only the first driving mode that realizes ascending / descending, it is determined that the output state of the motor 11 corresponding to the propulsion rotary blades 32a to 32b is the low output state.
  • An abnormality diagnosis can be performed on the EDS 10 that drives the motor 11, and it is possible to suppress the influence of the abnormality diagnosis on the ascending / descending operation of the electric aircraft 20.
  • the driving force mode of the electric aircraft 20 is only the second driving mode that realizes horizontal propulsion, it is determined that the output state of the motor 11 corresponding to the levitation rotary blades 31a to 31g is a low output state. Therefore, it is possible to perform an abnormality diagnosis on the EDS 10 that drives the motor 11, and it is possible to suppress that the abnormality diagnosis affects the horizontal propulsion operation of the electric aircraft 20.
  • the diagnosis execution unit 123 includes the scheduled restart time of each motor 11, the magnitude of the influence when the EDS 10 for driving each motor 11 is abnormal, and the history of abnormality diagnosis for the EDS 10 for driving each motor 11. Since the execution order of the abnormality diagnosis is determined based on the above, the abnormality diagnosis can be performed earlier for the EDS10 for which an earlier abnormality diagnosis is required, and the execution order of the abnormality diagnosis can be appropriately determined.
  • diagnosis execution unit 123 performs the abnormality diagnosis in an earlier order than the EDS 10 that drives the motor 11 that is scheduled to restart earlier than the EDS 10 that drives the motor 11 that is scheduled to restart later, so that the abnormality diagnosis is performed. Can suppress the influence on the moving operation of the electric aircraft 20 at the time of restarting.
  • the diagnosis execution unit 123 performs the abnormality diagnosis in an earlier order than the EDS 10 corresponding to the levitation rotary blades 31a to 31g as compared with the EDS 10 corresponding to the propulsion rotary blades 32a to 32b, the abnormality diagnosis is electric. It is possible to suppress the influence on the ascending / descending operation of the aircraft 20.
  • the EDS 10 corresponding to the levitation rotary wing at a position where the distance from the center of gravity CM of the electric aircraft 20 is relatively long is the EDS 10 corresponding to the levitation rotary wing at a position where the distance from the center of gravity CM is relatively short. Since the abnormality diagnosis is performed in an earlier order than the above, the abnormality diagnosis is performed at a position where the distance from the center of gravity CM is relatively long, and the abnormality diagnosis has a greater influence on the electric aircraft 20. The abnormality diagnosis can be performed with the above, and the influence of the abnormality diagnosis on the ascending / descending operation of the electric aircraft 20 can be further suppressed.
  • the diagnosis execution unit 123 conducts the abnormality diagnosis by energizing the EDS 10 which is the target of the abnormality diagnosis so that the output of the motor 11 does not contribute to the movement of the electric aircraft 20. Can perform an abnormality diagnosis on the premise that the motor 11 is energized, while preventing the motor from affecting the moving operation of the electric aircraft 20.
  • Second embodiment Since the configuration of the electric aircraft 20 of the second embodiment is the same as the configuration of the electric aircraft 20 of the first embodiment, the same components are designated by the same reference numerals, and detailed description thereof will be omitted.
  • the abnormality diagnosis process of the second embodiment is different from the first embodiment in the detailed procedure of the low output state determination process, and the other procedures are the same as those of the first embodiment.
  • the information acquisition unit 121 acquires and specifies the control mode of each EDS 10 (step S205a). For example, the information acquisition unit 121 identifies the control mode by inquiring about each EDS 10.
  • the output state determination unit 122 determines whether or not the specified control mode is the RUN mode (step S250). When it is determined that the RUN mode is set (step S250: YES), the output state determination unit 122 determines that the corresponding motor 11 is not in the low output state (step S255).
  • step S250 when it is determined that the mode is not RUN mode (step S250: NO), the output state determination unit 122 determines that the corresponding motor 11 is in a low output state (step S260).
  • the control mode of the EDS 10 corresponds to the motor output related information of the present disclosure.
  • the abnormality diagnosis system 120 of the second embodiment described above has the same effect as the abnormality diagnosis system 120 of the first embodiment.
  • the low output state determination process can be performed by a simple process, the time required for the process can be shortened and the processing load can be reduced.
  • the information acquisition unit 121 acquires the instruction output value transmitted from the integrated control unit 110 to each EDS 10, and the output state determination unit 122 receives the instruction output value. It is determined whether or not the indicated output value is equal to or less than the threshold value (step S505).
  • the threshold value in step S505 is set to the maximum value of the indicated value when the motor 11 is driven so that the output state of the motor 11 becomes a low output state.
  • Such a threshold value is a command value for the control unit 13 to control the motor 11 in advance so that the output of the motor 11 is in a low output state, that is, a state in which the output of the motor 11 does not contribute to movement such as raising and lowering and propulsion of the electric aircraft 20.
  • a low output state that is, a state in which the output of the motor 11 does not contribute to movement such as raising and lowering and propulsion of the electric aircraft 20.
  • it is specified in advance by an experiment or the like. Therefore, in this step S505, in other words, the drive command transmitted from the integrated control unit 110 to each EDS 10 is acquired, and the acquired drive command causes the motor 11 to be in the low output state of the motor 11. It corresponds to the process of determining whether or not the instruction is to be driven.
  • step S505 When it is determined that the indicated output value is equal to or less than the threshold value (step S505: YES), the output state determination unit 122 determines that the corresponding EDS 10 is in a low output state (step S530). On the other hand, when it is determined that the indicated output value is not equal to or less than the threshold value (step S505: NO), the information acquisition unit 121 acquires the phase current value, the motor rotation speed, and the motor rotation angle from each EDS 10 (step S505: NO). Step S510). The output state determination unit 122 determines whether or not all the acquired phase current values are equal to or less than the threshold current value (step S515).
  • step S515 When it is determined that all the acquired phase currents are equal to or less than the threshold current (step S515: YES), the above-mentioned step S530 is executed. On the other hand, when it is determined that at least one of the acquired phase currents is not equal to or less than the threshold current (step S515: NO), the output state determination unit 122 asks whether the acquired motor rotation speed is not less than or equal to the threshold current. Whether or not it is determined (step S520).
  • each motor 11 is configured to stop at a predetermined rotation angle when transitioning from the RUN mode to the standby mode or the end mode. This is to stop the blades constituting the rotary blade 30 at a predetermined position.
  • the predetermined angle range in step S525 may be set to an angle range including the rotation angle of the motor 11 when the blade stops at a predetermined position.
  • the predetermined time of step S525 is set to 5 seconds. The time is not limited to 5 seconds and may be set to any time.
  • step S530 When it is determined that the rotation angle holds the predetermined angle range for a predetermined time or longer (step S525: YES), the above-mentioned step S530 is executed. On the other hand, when it is determined that the rotation angle does not hold the predetermined angle range for the predetermined time or more (step S525: NO), the output state determination unit 122 determines that the corresponding EDS 10 is not in the low output state (step S525: NO). S535). After the completion of step S530 or step S535, the low output state determination process ends.
  • the indicated output value, the motor current value, the motor rotation speed, and the rotation angle to each EDS 10 correspond to the motor output-related information of the present disclosure, respectively.
  • the abnormality diagnosis system 120 of the third embodiment described above has the same effect as the abnormality diagnosis system 120 of the first embodiment.
  • the drive command transmitted from the integrated control unit 110 is an instruction to drive the motor 11 so that the output state becomes the low output state, it is determined that the motor 11 is in the low output state. It is possible to accurately determine whether or not there is.
  • the information acquisition unit 121 acquires the detection value of the altitude sensor 41, and the output state determination unit 122 is based on the acquired detection value. It is determined whether or not the current flight altitude of the electric aircraft 20 is equal to or higher than a predetermined threshold altitude (step S605). When it is determined that the flight altitude is equal to or higher than the predetermined threshold altitude (step S605: YES), the output state determination unit 122 determines that the motor 11 corresponding to the levitation rotors 31a to 31g is in a low output state. (Step S615).
  • the threshold altitude of step S615 is preset as an altitude slightly lower than the altitude at which the electric aircraft 20 normally flies. When the electric aircraft 20 reaches the threshold altitude or higher, it is no longer necessary to raise the electric aircraft 20, and it is highly possible that the levitation rotors 31a to 31g are stopped. Therefore, in this embodiment, in this case, it is determined that the motor 11 corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g is in a low output state.
  • step S605 When it is determined that the flight altitude is not equal to or higher than the predetermined threshold altitude (step S605: NO), the information acquisition unit 121 acquires the detection value of the speed sensor 43, and the output state determination unit 122 uses the acquired detection value. Based on this, it is determined whether or not the magnitude of the velocity in the height direction (vertical direction) of the electric aircraft 20 is equal to or less than the first threshold velocity (magnitude) (step S610). When it is determined that the magnitude of the velocity in the height direction is equal to or less than the first threshold velocity (step S610: YES), the above-mentioned step S615 is executed, and the motor 11 corresponding to the levitation rotors 31a to 31g is low. It is determined that it is in the output state.
  • the first threshold velocity magnitude
  • the first threshold speed in step S610 is specified and set in advance by an experiment or the like as the speed at which the electric aircraft 20 ascends in the vertical direction.
  • the magnitude of the speed in the height direction (vertical direction) of the electric aircraft 20 is equal to or less than the first threshold speed, it is highly possible that the electric aircraft 20 is no longer rising. Therefore, in this embodiment, in this case, it is determined that the motor 11 corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g is in a low output state.
  • step S610 NO
  • step S610: NO the output state determination unit 122 of the electric aircraft 20 based on the acquired detected value of the speed sensor 43. It is determined whether or not the magnitude of the velocity in the horizontal direction is equal to or less than (the magnitude of) the second threshold velocity (step S620). When it is determined that the magnitude of the speed in the horizontal direction is equal to or less than the second threshold speed (step S620: YES), the output state determination unit 122 sets the low output state of the motors 11 corresponding to the propulsion rotary blades 32a and 32b. (Step S625).
  • the second threshold speed in step S620 is specified and set in advance by an experiment or the like as the minimum speed when the electric aircraft 20 is propelled in the horizontal direction.
  • the magnitude of the speed in the horizontal direction is equal to or less than the second threshold speed, it is highly possible that the electric aircraft 20 moves up and down or maintains its position. Therefore, in this embodiment, in this case, it is determined that the motor 11 corresponding to the propulsion rotary blades 32a and 32b is in a low output state.
  • step S620 When it is determined that the magnitude of the speed in the horizontal direction is not equal to or less than the second threshold speed (step S620: NO), the output state determination unit 122 determines that all the motors 11 are not in the low output state (step S630). .. After the completion of step S615, step S625, or step S630, the low output state determination process ends.
  • the flight altitude of the electric aircraft 20, the speed of the electric aircraft 20 in the height direction, and the horizontal speed of the electric aircraft 20 correspond to the motor output-related information of the present disclosure, respectively.
  • the abnormality diagnosis system 120 of the fourth embodiment described above has the same effect as the abnormality diagnosis system 120 of the first embodiment.
  • the motor 11 corresponding to the propulsion rotary blades 32a and 32b is in a low output state. It is possible to accurately determine whether or not the motor 11 corresponding to the blades 32a and 32b is in a low output state.
  • the diagnosis process (step S125) may be executed with all the EDS 10s as the diagnosis target EDS. With such a configuration, the total time required for abnormality diagnosis can be shortened.
  • E2 In each embodiment, when there are a plurality of EDS10s to be diagnosed, the diagnostic processes are executed one by one according to the order specified by the diagnostic order specifying process, but the present disclosure is not limited to this. All of the EDS 10 to be diagnosed may be diagnosed at the same time. In such a configuration, in the diagnostic conditions of step S120, the SOC conditions of the power supply 70 may be determined on the premise that the diagnostic energization is performed in all of the nine EDS 10.
  • priorities for determining the diagnosis order are set from a total of four viewpoints (i) to (iv) below, but some of them. May be omitted.
  • the priority of the diagnosis order may be set only by the time.
  • the priorities given from the above four viewpoints are integrated to obtain the total value, and the diagnosis order is determined based on the total value. However, instead of the integration, each priority value is multiplied.
  • the diagnostic order may be determined based on the values obtained in the above steps. Further, the diagnosis order may be set in the order of the largest priority value among the priority values in each viewpoint or the average value of the priority values as compared with each other. Further, the total value (priority value) may be obtained by weighting the above four viewpoints and then integrating them.
  • (ii) and (iii) are, in short, “giving a higher priority to the EDS 10 having a large influence when the corresponding EDS 10 is abnormal".
  • (iv) was a viewpoint of "giving a higher priority to EDS10 which is likely to become abnormal based on the history of abnormality diagnosis”. Therefore, if it is included in these viewpoints, the priority may be set not only from the above viewpoints (i) to (iV) but also from any other viewpoint.
  • the priority may be set in place of some of the four viewpoints (i) to (iv) above, or in addition to these viewpoints, in other viewpoints. For example, in a configuration in which each EDS 10 has redundancy, if some of the redundant EDS 10s are abnormal or suspected to be abnormal, all the redundant EDS 10s are compared with the normal EDS 10s constituting the redundant EDS 10. A higher priority (priority value) than the normal EDS 10 may be given.
  • step S410 diagnosis based on the sensor detection value before energization for diagnosis (step S410), resource check of the control unit 13 (steps S415, S420), and the sensor during energization for diagnosis are being executed.
  • step S435 A part of the diagnosis based on the detected value (step S435) and the fail-safe function diagnosis (step S440) may be omitted.
  • the diagnostic condition is "the amount of electricity stored in the power source 70 is equal to or greater than a predetermined value", but the present disclosure is not limited to this.
  • the following conditions (a) and (b) may be used.
  • (A) "Electric aircraft 20 is not in takeoff and landing state”
  • (B) "The attitude and steering angle of the electric aircraft 20 indicate that it is not turning.”
  • the electric aircraft 20 There is a high possibility that the impact on the flight will be significant. Therefore, it may be set as a diagnostic condition that this situation does not occur.
  • the control unit 13 applies a current of a predetermined magnitude that can suppress the influence on the torque of the motor 11 as a result of energization as a diagnostic energization.
  • a current having a magnitude that affects the torque of the motor 11 may be supplied to the motor 11.
  • the EDS 10 corresponding to the plurality of rotors 30 among the levitation rotors 31a to 31g is the EDS to be diagnosed, some of the rotors 30 are rotated in the normal direction, and the remaining rotors 30 are rotated.
  • the total lift may be set to zero and the influence on the movement of the electric aircraft 20 may be suppressed.
  • these EDSs 10 may rotate the motor 11 in opposite directions. Even in such a configuration, the influence on the movement of the electric aircraft 20 can be suppressed.
  • the rotation direction of the motor 11 may be controlled according to the turning direction. For example, the motor 11 may be turned counterclockwise while the electric aircraft 20 is turning counterclockwise, and the motor 11 may be turned clockwise while the electric aircraft 20 is turning clockwise. Even in such a configuration, it is possible to suppress the influence on the turning operation of the electric aircraft 20.
  • the speed in the height direction and the speed in the horizontal direction are used in order to determine whether or not the output is low, but the present disclosure is not limited to this.
  • Height direction (vertical direction) acceleration and horizontal direction acceleration may be used. For example, when the acceleration in the height direction becomes less than or equal to a predetermined magnitude or decreases by a predetermined magnitude, it is determined that the motor 11 corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g is in a low output state. You may. Further, when the acceleration in the horizontal direction becomes a predetermined magnitude or more or increases by a predetermined magnitude, it is determined that the motor 11 corresponding to the levitation rotor blades 31a to 31g is in a low output state. May be good.
  • the electric aircraft 20 is an aircraft having fixed wings (main wings 25), but is a type of aircraft having tilt type wings and having rotary wings 30 installed on such wings. It may be.
  • the rotary wings 31f and 31g function as the rotary wings for levitation and rotate.
  • the blades 32a and 32b function as rotary blades for propulsion.
  • the rotor blades 31f and 31g function as the rotor blades for propulsion, and the rotor blades 32a and 32b are rotated for levitation. Functions as a wing.
  • a low output state is obtained in combination with the operation mode. You may judge. Specifically, when it is not in the first drive mode, that is, in the case of only the second drive mode or the third drive mode, the motor 11 corresponding to the rotor blade that contributes to the vertical movement is in a low output state.
  • the motor output-related information is the mode of the driving force of the electric aircraft 20 in the first embodiment, the control mode of the EDS 10 in the second embodiment, and the instruction to each EDS 10 in the third embodiment.
  • the flight altitude of the electric aircraft 20, the speed of the electric aircraft 20 in the height direction, and the horizontal speed of the electric aircraft 20 In the fourth embodiment, the flight altitude of the electric aircraft 20, the speed of the electric aircraft 20 in the height direction, and the horizontal speed of the electric aircraft 20.
  • this disclosure is not limited to these.
  • the detection result of the posture sensor 44 may be used as the motor output related information.
  • the detection result of the attitude sensor 44 deviates from the target attitude range
  • the detection result of the attitude sensor 44 deviates from the target angle range of the angle formed with the ground of the aircraft axis AX
  • all the motors 11 are low. It may be determined that it is in the output state.
  • the control mode of the EDS 10 may be changed to the abnormal mode due to some abnormality, and the output of the motor 11 may be limited.
  • the posture may not be stable and may be out of the target range.
  • the abnormality diagnosis system 120 is not limited to the electric aircraft 20, and may be mounted on an electric vehicle such as an automobile or a train, or an arbitrary moving body such as a ship.
  • the EDS 10 may be configured not to include the motor 11.
  • the integrated control unit 110 may be configured by, for example, a server device installed in a control tower on the ground without being mounted on the electric aircraft 20. In such a configuration, each EDS 10 and the abnormality diagnosis system 120 may be controlled by communication via the communication device 60.
  • the first to third drive modes are prepared in advance as the modes of the driving force of the electric aircraft 20, but the third drive mode may not be prepared in advance.
  • the specified mode is the third mode.
  • the above-mentioned step S215 is executed, and "the specified modes are the first drive mode and the second drive mode".
  • the integrated control unit 110, the anomaly diagnosis system 120, and their methods described in the present disclosure constitute a processor and memory programmed to perform one or more functions embodied by a computer program. It may be realized by a dedicated computer provided by the above. Alternatively, the integrated control unit 110, the anomaly diagnostic system 120 and their methods described in the present disclosure may be realized by a dedicated computer provided by configuring the processor with one or more dedicated hardware logic circuits. Alternatively, the integrated control unit 110, the anomaly diagnostic system 120 and their methods described in the present disclosure consist of a processor and memory programmed to perform one or more functions and one or more hardware logic circuits. It may be realized by one or more dedicated computers configured in combination with the above-mentioned processors. Further, the computer program may be stored in a computer-readable non-transitional tangible recording medium as an instruction executed by the computer.
  • the present disclosure is not limited to the above-described embodiment, and can be realized by various configurations within a range not deviating from the purpose.
  • the technical features in each embodiment corresponding to the technical features in the embodiments described in the column of the outline of the invention may be used to solve some or all of the above-mentioned problems, or one of the above-mentioned effects. It is possible to replace or combine as appropriate to achieve part or all. Further, if the technical feature is not described as essential in the present specification, it can be deleted as appropriate.

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Abstract

移動体（２０）に搭載されて移動体の移動に用いられるモータ（１１）を駆動させる電駆動システム（１０）の異常診断を行う異常診断システム（１２０）は、モータの出力状態に関連する情報であるモータ出力関連情報を取得する情報取得部（１２１）と、モータの出力状態が、移動体の移動に寄与しない低出力状態であるか否かを、モータ出力関連情報を利用して判定する出力状態判定部（１２２）と、低出力状態であると判定された場合に、電駆動システムの異常診断を行う診断実行部（１２３）と、を備える。

Description

異常診断システム 関連出願の相互参照
　本出願は、２０２０年３月１０日に出願された日本出願番号２０２０－４０５８４号に基づくもので、ここにその記載内容を援用する。
　本開示は、電駆動システムの異常診断を行う異常診断システムに関する。
　近年、航空機や車両や船舶等の移動体の電動化に伴い、モータを駆動させる電駆動システム（ＥＤＳ：Electric Drive System）が移動体に搭載されて用いられている。例えば、モータとインバータ回路とを有する電駆動システムが、ｅＶＴＯＬ（electric Vertical Take-Off and Landing aircraft）等の電動航空機の回転翼や、船舶のスクリューや、車両や電車の車輪を回転駆動させるために搭載される場合がある。このような電駆動システムにおいても、従来と同様に、例えば、特許文献１に記載のモータの故障診断のような異常診断を行うことが望まれる。特許文献１では、モータやインバータ回路が稼動時に故障の発生を検出し、また、その発生箇所を特定する。
特開２００５－４９１７８号公報
　特許文献１では、モータやインバータ回路を含む電駆動システムが稼動中において異常を検出していた。しかし、電駆動システムが稼動中である場合には発見することが困難である異常も存在し得る。例えば、電駆動システムがモータのトルクや回転数等を検出するセンサを備える構成においては、かかるセンサのオフセット異常は、電駆動システムの稼動中には発見することが困難である。また、安全機構（フェイルセーフ）の正常性確認試験は、異常発生に相当する特定の条件が満たされないと行うことができず、また、かかる条件を電駆動システムの稼働中に故意に満たすように制御すると、移動体の移動動作に及ぼす影響が非常に大きいという問題がある。このような問題は、電駆動システムがモータを有する構成に限らず、電駆動システムがモータを有さず、モータとは別体である構成においても共通する。このため、移動体の移動動作への影響を抑えて電駆動システムの異常診断を実行可能な技術が望まれる。
　本開示の一形態として、移動体に搭載されて前記移動体の移動に用いられるモータを駆動させる電駆動システムの異常診断を行う異常診断システムが提供される。この異常診断システムは、前記モータの出力状態に関連する情報であるモータ出力関連情報を取得する情報取得部と、前記モータの出力状態が、前記移動体の移動に寄与しない低出力状態であるか否かを、前記モータ出力関連情報を利用して判定する出力状態判定部と、前記低出力状態であると判定された場合に、前記電駆動システムの異常診断を行う診断実行部と、を備える。
　この形態の異常診断システムによれば、モータの出力状態が移動体の移動に寄与しない低出力状態であると判定された場合に電駆動システムの異常診断を行うので、移動体の移動動作への影響を抑えて電駆動システムの異常診断を行うことができる。
　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、電駆動システムを搭載する移動体、電動航空機、車両、船舶、電駆動システムの異常診断方法、これらの装置や方法を実現するためのコンピュータプログラム、かかるコンピュータプログラムを記録した一時的でない記録媒体等の形態で実現することができる。
　本開示についての上記目的およびその他の目的、特徴や利点は、添付の図面を参照しながら下記の詳細な記述により、より明確になる。その図面は、
図１は、本開示の一実施形態としての電動駆動システムを適用した電動航空機の構成を模式的に示す上面図であり、 図２は、ＥＤＳの機能的構成を示すブロック図であり、 図３は、機体の動作の種類に応じた移動方向、駆動力、および各モータの稼働状態を示す説明図であり、 図４は、第１実施形態における異常診断処理の手順を示すフローチャートであり、 図５は、第１実施形態における低出力状態処理の手順を示すフローチャートであり、 図６は、第１実施形態における診断順序特定処理の手順を示すフローチャートであり、 図７は、第１実施形態における診断処理の手順を示すフローチャートであり、 図８は、第１実施形態における診断処理の手順を示すフローチャートであり、 図９は、第２実施形態における低出力状態処理の手順を示すフローチャートであり、 図１０は、第３実施形態における低出力状態処理の手順を示すフローチャートであり、 図１１は、第４実施形態における低出力状態処理の手順を示すフローチャートである。
Ａ．第１実施形態：
Ａ１．装置構成：
　図１に示す電動航空機２０は、ｅＶＴＯＬ（electric Vertical Take-Off and Landing aircraft）とも呼ばれ、鉛直方向に離着陸可能であり、また、水平方向への推進が可能な有人航空機である。電動航空機２０は、機体２１と、９つの回転翼３０と、各回転翼に対応して配置されている９つの電駆動システム１０（以下、「ＥＤＳ（Electric Drive System）１０」とも呼ぶ）とを備える。
　機体２１は、電動航空機２０において９つの回転翼３０およびＥＤＳ１０を除いた部分に相当する。機体２１は、本体部２２と、主翼２５と、尾翼２８とを備える。
　本体部２２は、電動航空機２０の胴体部分を構成する。本体部２２は、機体軸ＡＸを対象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、電動航空機２０の重心位置ＣＭを通り、電動航空機２０の前後方向に沿った軸を意味している。また、「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電動航空機２０の重心位置を意味する。本体部２２の内部には、図示しない乗員室が形成されている。
　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、本体部２２から右方向に延びて形成されている。左翼２７は、本体部２２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、本体部２２の後端部に形成されている。
　９つの回転翼３０のうちの５つは、本体部２２の上面の中央部に配置されている。これら５つの回転翼３０は、主に機体２１の揚力を得るための浮上用回転翼３１ａ～３１ｅとして機能する。浮上用回転翼３１ａは、重心位置ＣＭに対応する位置に配置されている。浮上用回転翼３１ｂと浮上用回転翼３１ｃは、浮上用回転翼３１ａよりも前方において、機体軸ＡＸを中心として互いに線対称の位置に配置されている。浮上用回転翼３１ｄと浮上用回転翼３１ｅは、浮上用回転翼３１ａよりも後方において、機体軸ＡＸを中心として互いに線対称の位置に配置されている。９つの回転翼３０のうちの２つは、右翼２６および左翼２７に配置されている。具体的には、右翼２６の先端部の上面に浮上用回転翼３１ｆが配置され、左翼２７の先端部の上面に浮上用回転翼３１ｇが配置されている。
　９つの回転翼３０のうちの２つは、右翼２６および左翼２７にそれぞれ配置され、主に機体２１の水平方向の推進力を得るための推進用回転翼３２ａ、３２ｂとして機能する。右翼２６に配置された推進用回転翼３２ａと、左翼２７に配置された推進用回転翼３２ｂは、機体軸ＡＸを中心として互いに線対称の位置に配置されている。各回転翼３０は、それぞれの回転軸（後述のシャフト１８）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つのブレードをそれぞれ有する。
　図２に示すように、ＥＤＳ１０は、モータ１１と、インバータ回路１２と、制御部１３と、電圧センサ１４と、電流センサ１５と、回転センサ１６と、記憶装置１７と、シャフト１８を備える。
　モータ１１は、シャフト１８を介して回転翼３０を回転駆動させる。モータ１１は、本実施形態では３相交流ブラシレスモータにより構成され、インバータ回路１２から供給される電圧および電流に応じてシャフト１８を回転させる。なお、モータ１１は、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種類のモータにより構成されていてもよい。
　インバータ回路１２は、ＩＧＢＴ（Insulated Gate Bipolar Transistor）やＭＯＳＦＥＴ（Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor）等のパワー素子を有し、制御部１３から供給される制御信号に応じたデューティ比でスイッチングすることにより、モータ１１に駆動電力を供給する。制御部１３は、後述する飛行制御装置１００と電気的に接続されており、飛行制御装置１００からの指令に応じてインバータ回路１２に制御信号を供給する。
　制御部１３は、ＥＤＳ１０を全体制御する。具体的には、制御部１３は、後述する統合制御部１１０からの指示に応じて駆動信号を生成し、かかる駆動信号をインバータ回路１２に供給する。また、制御部１３は、各センサ１４～１６の検出値を用いてインバータ回路１２をフィードバック制御する。本実施形態において、制御部１３は、ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭを有するマイクロコンピュータにより構成されている。
　電圧センサ１４は、後述の電源７０から供給される電圧を検出する。電流センサ１５は、インバータ回路１２とモータ１１との間に設けられており、モータ１１の各相の駆動電流（相電流）を検出する。回転センサ１６は、モータ１１の回転数を検出する。電圧センサ１４、電流センサ１５および回転センサ１６の検出値は、記憶装置１７に時系列に記憶されると共に、制御部１３を介して飛行制御装置１００へと出力される。記憶装置１７には、各種制御プログラムや、各種センサの検出値に加えて、後述の診断処理の結果や、ユーザにより実行される異常診断結果の履歴（以下、「診断履歴」と呼ぶ）が記録されている。
　ＥＤＳ１０の制御モードとして、起動モード、ＲＵＮモード、終了モード、待機モード、異常モード、異常診断モードが予め設定されている。起動モードは、電源オン直後の動作モードであり、各センサ１４～１６の正常性チェック等が行われる。ＲＵＮモードは、モータ１１を駆動する動作モードである。ＲＵＮモードには、さらに、モータ１１出力を制限するパワーセーブモードが含まれている。終了モードは、ＥＤＳ１０の電源がオフされる際の動作モードである。待機モードとは、電源がオンしており、駆動指示を待機し、モータ１１を駆動していない動作モードである。異常モードとは、ＥＤＳ１０が異常であると診断された後の動作モードである。異常診断モードとは、ＥＤＳ１０の動作を診断する際の動作モードであり、後述の異常診断処理とは別に、ユーザが手動でＥＤＳ１０の動作確認を行う場合に設定される動作モードである。上述のこれらの制御モードは、統合制御部１１０からの指令に従って設定される、或いは、ユーザにより手動で設定される。また、これらの動作モードは、互いに重複して設定され得る。例えば、ＥＤＳ１０の温度が閾値温度以上の温度異常が生じた場合、異常モードが設定されると共に、パワーセーブモードが設定され得る。
　図２に示すように、電動航空機２０には、各ＥＤＳ１０を制御するため、或いは、各ＥＤＳ１０の異常診断を行うための様々な構成要素が搭載されている。具体的には、電動航空機２０には、飛行制御装置１００と、センサ群４０と、ユーザインターフェイス部５０（「ＵＩ部」５０と呼ぶ）と、通信装置６０と、電源７０とを備える。
　飛行制御装置１００は、電動航空機２０を全体制御する。飛行制御装置１００は、ＣＰＵ、ＲＡＭおよびＲＯＭを有するコンピュータとして構成されている。飛行制御装置１００が有するＣＰＵは、ＲＯＭに予め記憶されている制御プログラムをＲＡＭに展開して実行することにより、統合制御部１１０および異常診断システム１２０として機能する。
　統合制御部１１０は、飛行プログラムに従って、或いは、乗員の操縦に従って、電動航空機２０の駆動力のモードを設定する。電動航空機２０の駆動力のモードとして、第１駆動モード、第２駆動モード、および第３駆動モードが予め用意されている。第１駆動モードは、モータ１１の駆動により電動航空機２０の垂直方向の昇降を実現するモードである。第２駆動モードは、モータ１１の駆動により電動航空機２０の水平方向の推進を実現するモードである。第３駆動モードは、上述の昇降および推進のいずれも実現しないモードである。この駆動力のモードは、単独でも設定され得るし、第１および第２駆動モードについては、組み合わせて設定され得る。
　図３に示すように、例えば、飛行プログラムにおいて、機体の動作として「離着陸」を実行する際には、機体の移動方向は鉛直方向となり、このとき、統合制御部１１０は、電動航空機２０の駆動力のモードを第１駆動モードに設定する。また、このとき、統合制御部１１０は、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０に対して、モータ１１を駆動させるように指示し、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するＥＤＳ１０に対しては、モータ１１を駆動させないように指示する。その結果、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１（以下、「浮上用モータ」とも呼ぶ）は、稼働し、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するモータ１１（以下、「推進用モータ」とも呼ぶ）は、休止する。
　また、機体の動作として「水平移動Ａ」を実行する際には、機体の移動方向は鉛直方向および水平方向となり、このとき、統合制御部１１０は、電動航空機２０の駆動力のモードを、第１駆動モードと第２駆動モードの組み合わせに設定する。「水平移動Ａ」には、水平方向に移動し且つ上昇する動作、水平方向に移動し且つ高度を維持する動作、および、水平方向に移動し且つ降下する動作が含まれる。例えば、電動航空機２０の水平方向の速度が低いために、高度を維持するためにモータ１１の駆動による浮力が必要とされ、浮上用モータを駆動させる動作が含まれる。このとき、統合制御部１１０は、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇと、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するすべてのＥＤＳ１０に対して、モータ１１を駆動させるように指示する。その結果、浮上用モータおよび推進用モータのいずれも稼働することとなる。
　また、機体の動作としての「水平移動Ｂ」は、浮上用モータを休止させる点においてのみ上述の水平移動Ａと異なる。つまり、統合制御部１１０は、電動航空機２０の駆動力のモードを第２駆動モードのみに設定する。「水平移動Ｂ」には、水平移動Ａと同様に、水平方向に移動し且つ上昇する動作、水平方向に移動し且つ高度を維持する動作、および、水平方向に移動し且つ降下する動作が含まれる。例えば、電動航空機２０の速度が高いためモータ１１の駆動による浮力が必要とせずに水平方向に移動する動作、または、滑空する動作や、高度を維持せず自然に降下しつつ水平方向に移動する動作などが含まれる。このような動作時、統合制御部１１０は、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０に対して、モータ１１を駆動させないように指示し、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するＥＤＳ１０に対しては、モータ１１を駆動させるように指示する。その結果、浮上用モータは休止し、推進用モータは稼働する。
　また、機体の動作として「ホバリング」を実行する際には、機体の移動方向は、無い。このとき、統合制御部１１０は、離着陸の際と同様に、電動航空機２０の駆動力のモードを第１駆動モードのみに設定し、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０に対して、モータ１１を駆動させるように指示し、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するＥＤＳ１０に対しては、モータ１１を駆動させないように指示する。その結果、浮上用モータは稼働し、推進用モータは休止する。
　また、機体の動作として「地上待機」を実行する際には、機体の移動方向はもちろん無い。このとき、統合制御部１１０は、電動航空機２０の駆動力のモードを第３駆動モードに設定し、すべてのＥＤＳ１０に対して、モータ１１を駆動させないように指示する。その結果、浮上用モータおよび推進用モータは、いずれも休止する。
　ここで、統合制御部１１０から各ＥＤＳ１０に対して送信される指令には、モータ１１の目標トルクおよび目標回転数が指令値として含まれている。各ＥＤＳ１０において、制御部１３は、統合制御部１１０からかかる指令値を受信すると、ＥＤＳ１０の制御モードを設定すると共に、モータ１１の出力トルクおよび回転数が目標トルクおよび目標回転数に近づくように、インバータ回路１２に対して制御信号を出力する。このとき、制御部１３は、各センサ１４、１５、１６および図示しないトルクセンサの各検出値を利用してフィードバック制御を行ってインバータ回路１２を制御する。
　異常診断システム１２０は、後述の異常診断処理を実行することにより、各ＥＤＳ１０が異常であるか正常であるかの診断（以下、「異常診断」と呼ぶ）を行う。異常診断システム１２０は、情報取得部１２１と、出力状態判定部１２２と、診断実行部１２３と、再稼働予定時期特定部１２４として機能する。情報取得部１２１は、モータ出力関連情報を取得する。モータ出力関連情報とは、モータ１１の出力に関連する情報を意味する。本実施形態では、モータ出力関連情報は、電動航空機２０の駆動力のモードを意味する。上述のように、電動航空機２０の駆動力のモード（第１ないし第３駆動モード）は、モータ１１の出力と相関しているため、かかるモードは、モータ１１の出力と関連する情報といえる。出力状態判定部１２２は、各モータ１１の出力状態が低出力状態であるか否かを判定する。本実施形態において、「低出力状態」とは、モータ１１の出力が電動航空機２０の昇降や推進等の移動に寄与しない程度である状態を意味する。したがって、例えば、モータ１１の出力（トルクおよび回転数）がゼロである場合に限らず、ゼロよりも大きい場合も含み得る。診断実行部１２３は、後述の診断処理を実行することにより、各ＥＤＳ１０が異常であるか又は正常であるかを判定する。再稼働予定時期特定部１２４は、低出力状態であるモータ１１が低出力状態でなくなることが予定される時期、すなわち、電動航空機２０の移動に寄与する出力を開始する予定時期（「再稼働予定時期」と呼ぶ）を特定する。再稼動予定時期の特定方法の詳細については後述する。
　センサ群４０は、高度センサ４１、位置センサ４２、速度センサ４３、姿勢センサ４４を含む。高度センサ４１は、電動航空機２０の現在の高度を検出する。位置センサ４２は、電動航空機２０の現在位置を緯度および経度として特定する。本実施形態において、位置センサ４２は、ＧＮＳＳ（Global Navigation Satellite System）により構成されている。ＧＮＳＳとしては、例えば、ＧＰＳ（Global Positioning System）を用いてもよい。速度センサ４３は、電動航空機２０の速度を検出する。姿勢センサ４４は、機体２１の姿勢を検出する。本実施形態において、姿勢センサ４４は、三軸センサにより構成された複数の加速度センサからなり、機体２１のティルト方向およびロール方向の姿勢を特定する。
　ＵＩ部５０は、電動航空機２０の乗員に対し、電動航空機２０の制御用および動作状態のモニタ用のユーザインターフェイスを供給する。ユーザインターフェイスとしては、例えば、キーボードやボタンなどの操作入力部や、液晶パネルなどの表示部などが含まれる。ＵＩ部５０は、例えば、電動航空機２０のコクピットに設けられている。乗組員は、ＵＩ部５０を用いて、電動航空機２０の動作モードの変更や、各ＥＤＳ１０の動作試験を実行できる。
　通信装置６０は、他の電動航空機や、地上の管制塔などと通信を行う。通信装置６０としては、例えば、民間用ＶＨＦ無線機などが該当する。なお、通信装置６０は、民間用ＶＨＦ以外にも、ＩＥＥＥ８０２．１１において規定されている無線ＬＡＮや、ＩＥＥＥ８０２．３において規定されている有線ＬＡＮなどの通信を行う装置として構成されてもよい。電源７０は、リチウムイオン電池により構成され、電動航空機２０における電力供給源の１つとして機能する。電源７０は、各ＥＤＳ１０のインバータ回路１２を介してモータ１１に三相交流電力を供給する。なお、電源７０は、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、二次電池に代えて、または二次電池に加えて、燃料電池や発電機等の任意の電力供給源により構成されてもよい。
Ａ２．異常診断処理：
　図４に示す異常診断処理は、各ＥＤＳ１０が異常であるか又は正常であるかを判定する処理である。異常診断システム１２０は、飛行制御装置１００の電源がオンすると、異常診断処理を実行する。
　情報取得部１２１および出力状態判定部１２２は、各ＥＤＳ１０が低出力状態であるか否かの判定（以下、「低出力状態判定」と呼ぶ）を実行する（ステップＳ１０５）。図５に示すように、情報取得部１２１は、電動航空機２０の駆動力のモードを特定する（ステップＳ２０５）。上述ように、本実施形態では、モータ出力関連情報は、電動航空機２０の動作モードである。情報取得部１２１は、統合制御部１１０に問い合わせることにより、電動航空機２０の駆動力のモードを取得する。
　出力状態判定部１２２は、特定されたモードが第３駆動モードであるか否か、すなわち、電動航空機２０の昇降および推進のいずれも実現しないモードであるか否かを判定する（ステップＳ２１０）。第３駆動モードであると判定された場合（ステップＳ２１０：ＹＥＳ）、出力状態判定部１２２は、各モータ１１について低出力状態であると判定する（ステップＳ２１５）。電動航空機２０の動作モードが第３動作モードである場合には、各モータ１１は休止しているからである。
　第３駆動モードではないと判定された場合（ステップＳ２１０：ＮＯ）、出力状態判定部１２２は、電動航空機２０の駆動力のモードが第１駆動モードのみであるか否かを判定する（ステップＳ２２０）。
　電動航空機２０の駆動力のモードが第１駆動モードであると判定された場合（ステップＳ２２０：ＹＥＳ）、出力状態判定部１２２は、推進用回転翼３２ａ、３２ｂに対応するモータ１１について、低出力状態であると判定する（ステップＳ２３０）。図３を用いて先に説明したとおり、第１駆動モードのみの場合とは、すなわち、機体の動作が「離着陸」の場合であり、推進用回転翼３２ａ、３２ｂは駆動しておらず、その出力は、電動航空機２０の移動（昇降）に寄与しない。したがって、本実施形態では、この場合、推進用回転翼３２ａ、３２ｂに対応するモータ１１（推進用モータ）については、低出力状態であると判定するようにしている。
　電動航空機２０の駆動力のモードが第１動作モードのみでないと判定された場合（ステップＳ２２０：ＮＯ）、出力状態判定部１２２は、電動航空機２０の駆動力のモードが第２動作モードのみであるか否かを判定する（ステップＳ２２５）。
　電動航空機２０の駆動力のモードが第２駆動モードのみであると判定された場合（ステップＳ２２５：ＹＥＳ）、出力状態判定部１２２は、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇ対応するモータ１１について、低出力状態であると判定する（ステップＳ２３５）。図３を用いて先に説明したとおり、第２駆動モードのみの場合とは、すなわち、機体の動作が「水平移動Ｂ」であり、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇは駆動しておらず、その出力は、電動航空機２０の移動（水平方向の推進）に寄与しない。したがって、本実施形態では、この場合、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１（浮上用モータ）については、低出力状態であると判定するようにしている。
　電動航空機２０の駆動力のモードが第２駆動モードのみでないと判定された場合（ステップＳ２２５：ＮＯ）、出力状態判定部１２２は、各モータ１１について、低出力状態でないと判定する（ステップＳ２４０）。この場合、機体の動作が、図３に示す「水平移動Ａ」であり、すべての回転翼３１が駆動している。したがって、この場合、いずれのモータ１１についても低出力状態でないと判定するようにしている。上述のステップＳ２１５、ステップＳ２３０、Ｓ２３５およびＳ２４０の完了後、図４に示すステップＳ１１０が実行される。
　診断実行部１２３は、ステップＳ１０５の結果、低出力状態のモータ１１があるか否かを判定する（ステップＳ１１０）。低出力状態のモータ１１がないと判定された場合（ステップＳ１１０：ＮＯ）、処理は上述のステップＳ１０５に戻る。これに対して、低出力状態のモータ１１があると判定された場合（ステップＳ１１０：ＹＥＳ）、診断実行部１２３は、診断順序特定処理を実行する（ステップＳ１１５）。診断順序特定処理とは、異常診断を行う順序を特定する処理を意味する。
　図６に示すように、診断実行部１２３は、低出力状態のモータ１１は複数か否かを判定する（ステップＳ３０５）。低出力状態のモータ１１は複数ではないと判定された場合（ステップＳ３０５：ＮＯ）、該当の単一のモータ１１のみが診断対象となるので、診断順序を決めることなく、診断順序特定処理は完了する。
　低出力状態のモータ１１は複数であると判定された場合（ステップＳ３０５：ＹＥＳ）、再稼働予定時期特定部１２４は、低出力状態の各モータ１１の再稼動予定時期を特定する（ステップＳ３１０）。本実施形態において、再稼働予定時期特定部１２４は、予め設定される飛行プログラムに基づき再稼働時期を特定する。例えば、電動航空機２０が水平方向に推進中であり、浮上用回転翼３０ａ～３０ｅにおいてモータ１１が低出力状態である場合に、飛行プログラムに基づき、電動航空機２０が次に上昇動作又は下降動作を行う予定時期を特定し、かかる予定時期を、浮上用回転翼３０ａ～３０ｅの再稼働予定時期であると特定する。また、例えば、電動航空機２０が始動モードであり、全てのモータ１１が低出力状態であると判定されている場合においても、飛行プログラムに基づき、電動航空機２０が上昇動作を行う予定時期を特定し、かかる予定時期を、浮上用回転翼３０ａ～３０ｅの再稼働予定時期であると特定する。
　診断実行部１２３は、再稼動予定時期のより早いモータ１１を有するＥＤＳ１０に対してより大きな優先値を付与する（ステップＳ３１５）。これは、再稼動予定時期のより早いＥＤＳ１０に対しより早く異常診断を行うことにより、再稼動前に異常を発見する可能性を高めるためである。また、再稼動時に異常診断が完了しないことを抑制するためである。なお、このステップＳ３１５、および後述のステップＳ３２０～Ｓ３３０で付与される優先値は、互いに独立した値として設定される。
　診断実行部１２３は、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０に対し、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するＥＤＳ１０よりも大きな優先値を付与する（ステップＳ３２０）。例えば、全てのモータ１１が低出力状態と判定され、飛行プログラムから全てのモータ１１が近々再稼動の予定である場合、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０に対し、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するＥＤＳ１０よりも大きな優先度を付与する。電動航空機２０の飛行中に推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するＥＤＳ１０に異常が生じた場合でも、電動航空機２０の落下には直接的に結び付かないのに対して、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０に異常が生じた場合には、電動航空機２０の落下の可能性が高まる。このため、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０が異常である場合の影響は、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するＥＤＳ１０が異常である場合の影響に比べて大きい。そこで、本実施形態では、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０を対象として、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するＥＤＳ１０よりも早く異常診断を行うことにより、異常発生時の影響がより大きな浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０の異常を、再稼動前に発見する可能性を高めるようにしている。
　診断実行部１２３は、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０のうち、重心位置ＣＭからより離れた位置の回転翼３０に対応するＥＤＳ１０に対して、より大きな優先値を付与する（ステップＳ３２５）。例えば、図１に示す浮上用回転翼３１ｂと、浮上用回転翼３１ｆとが低出力状態であると判定された場合、重心位置ＣＭからより離れた浮上用回転翼３１ｆに対応するＥＤＳ１０に対し、浮上用回転翼３１ｂに対応するＥＤＳ１０に比べてより大きな優先値が付与される。重心位置ＣＭからより離れた回転翼３０（浮上用回転翼）の異常は、重心位置ＣＭにより近い回転翼３０（浮上用回転翼）の異常に比べて、電動航空機２０の姿勢や飛行状態の安定性により大きな影響を与える。そこで、本実施形態では、重心位置ＣＭからより離れた回転翼３０（浮上用回転翼）に対応するＥＤＳ１０を対象として、より早く異常診断を行うことにより、再稼動前に異常を発見する可能性を高めるようにしている。
　図６に示すように、診断実行部１２３は、過去の診断履歴において、準異常の判断結果の回数がより多いＥＤＳ１０に対してより大きな優先値を付与する（ステップＳ３３０）。「準異常」とは、異常とは診断されないまでも、正常状態のうち異常状態に近い状態を意味する。準異常であると判断された回数が多い場合、その後に異常状態となる可能性が高い。このため、このような異常状態となる可能性が高いＥＤＳ１０を対象として、より早く異常診断を行うことにより、再稼動前に異常を発見する可能性を高めるようにしている。
　診断実行部１２３は、各ＥＤＳ１０について、ステップＳ３１５～Ｓ３３０でそれぞれ付与された優先値を積算して合計優先値を算出する（ステップＳ３３５）。診断実行部１２３は、ステップＳ３３５で算出された合計優先値のより大きなＥＤＳ１０ほど診断順序がより早くなるように、診断順序を決定する（ステップＳ３４０）。なお、合計積算値が同じＥＤＳ１０に対しては、予め定められた順序にしたがって診断順序が決定されてもよい。ステップＳ３４０の完了後、図４に示すステップＳ１２０が実行される。
　図４に示すように、診断実行部１２３は、診断条件が成立するか否かを判定する（ステップＳ１２０）。「診断条件」とは、異常診断を行う前提となる条件である。本実施形態では、診断条件は、「電源７０の蓄電量が所定値以上である」が該当する。異常診断では、電動航空機２０の移動に寄与しない電力が消費される。このため、本実施形態では、電源７０の蓄電量が所定値よりも少ない場合には、異常診断を行わないようにして、電動航空機２０の移動に影響を与えないようにしている。飛行制御装置１００は、電源７０のＳＯＣ（State Of Charge）を検出する図示しないＥＣＵから、電源７０のＳＯＣ値を受信する。そして、診断実行部１２３は、受信したＳＯＣ値に基づき、診断条件が成立するか否かを判定する。診断条件が成立しない場合（ステップＳ１２０：ＮＯ）、再びステップＳ１２０が実行される。つまり、診断条件が成立するまで処理は待機する。
　診断条件が成立したと判定された場合（ステップＳ１２０：ＹＥＳ）、診断実行部１２３は、診断処理を実行する（ステップＳ１２５）。このとき、診断実行部１２３は、ステップＳ１１５で特定された順序にしたがって、診断対象のＥＤＳ１０（以下、「診断対象ＥＤＳ１０」とも呼ぶ）に対し診断処理を実行する。
　図７に示すように、診断実行部１２３は、診断対象ＥＤＳ１０から各センサ１４～１６の検出値を取得する（ステップＳ４０５）。診断実行部１２３は、各検出値が予め定められた閾値以上であるか否かを判定する（ステップＳ４１０）。いずれか１つの検出値が閾値以上であると判定された場合（ステップＳ４１０：ＹＥＳ）、図８に示すように、診断実行部１２３は、該当ＥＤＳ１０は異常であると判断する（ステップＳ４５５）。診断対象ＥＤＳ１０においてモータ１１は低出力状態であるので、各センサ１４～１６や、制御部１３や、記憶装置１７等に異常が発生していない状態、つまり正常状態であれば、各センサ値は低い値となる。このように正常状態における各センサ１４～１６の値を実験やシミュレーション等により特定し、かかる値よりも大きな値を上述のステップＳ４１０における閾値として予め設定してもよい。
　図７に示すように、各センサ１４～１６のすべての検出値が閾値以上でない（閾値未満である）と判定された場合（ステップＳ４１０：ＮＯ）、診断実行部１２３は、診断対象ＥＤＳ１０に対し、制御部１３を構成するマイクロコンピュータのＲＯＭやＲＡＭ等のリソースのチェックを指示する（ステップＳ４１５）。かかるチェックとしては、例えば、チェックサムを利用した書き込みおよび読み出しの正常性チェックなどが該当する。このようなチェックは、処理負荷が高い処理のため、モータ１１が低出力状態であり、制御部１３における異常処理以外の処理負荷が低い場合に実行するようにしている。診断実行部１２３は、ステップＳ４１５におけるチェックの結果がＯＫであったか否かを判定する（ステップＳ４２０）。チェックの結果がＯＫでないと判定された場合（ステップＳ４２０：ＮＯ）、図８に示すように上述のステップＳ４５５が実行され、該当ＥＤＳ１０は異常であると判断される。
　チェックの結果がＯＫであると判定された場合（ステップＳ４２０：ＹＥＳ）、診断実行部１２３は、診断対象ＥＤＳ１０に対し、診断用通電を指示する（ステップＳ４２５）。診断対象ＥＤＳ１０において、制御部１３は、かかる指示を受信すると、インバータ回路１２を介して診断用にモータ１１に通電を行う。診断用通電とは、異常診断のためのモータ１１への通電を意味する。本実施形態では、制御部１３は、診断用通電として、通電した結果、モータ１１のトルクに与える影響を抑えることが可能な程度の所定の大きさの電流を、モータ１１に供給する。具体的には、トルクに影響を与えないｄ軸電流から主として成り、ｑ軸電流が所定値以下である予め定められた大きさの電流を、診断用通電としてモータ１１に供給する。なお、診断用通電として、高周波パターンの電流を供給するようにしてもよい。
　診断実行部１２３は、診断対象ＥＤＳ１０から各センサ１４～１６の検出値を取得する（ステップＳ４３０）。このとき得られる検出値は、モータ１１に診断用通電を行っている状況における各センサ１４～１６の検出値に相当する。診断実行部１２３は、ステップＳ４３０で得られた検出値が正常値であるか否かを判定する（ステップＳ４３５）。本実施形態では、正常状態において診断用通電を行った際に得られる各センサ１４～１６の検出値の範囲が予め実験等により特定されている。診断実行部１２３は、ステップＳ４３０で得られた検出値がかかる範囲内である場合には正常値であると判定し、かかる範囲外の値である場合には正常値でないと判定する。診断用通電を行っている場合、正常状態であれば、電流値および電圧値は比較的低い値として検出される。また、診断用通電を行っている場合、モータ１１は回転を行わないため、回転数はゼロとなる。
　検出値は正常値でないと判定された場合（ステップＳ４３５：ＮＯ）、上述のステップＳ４５５が実行される。これに対して、検出値は正常値であると判定された場合（ステップＳ４３５：ＹＥＳ）、診断実行部１２３は、フェイルセーフ機能診断を実行する（ステップＳ４４０）。フェイルセーフ機能診断とは、フェイルセーフ機能の正常性の診断を意味する。本実施形態において、フェイルセーフ機能とは、電源７０の端子電圧（電源電圧）の異常や、インバータ回路１２におけるオンオフ故障などが生じた場合に、モータ１１に供給する電流をゼロにして、モータ１１の回転を抑える機能を意味する。電源７０の端子電圧の異常は、インバータ回路１２に供給される電圧の異常として検出できる。また、インバータ回路１２におけるオンオフ故障が生じた場合、相電流の異常として検出できる。制御部１３は、これらの異常の有無を検出しており、異常が検出された場合には、モータ１１への供給電流を停止するように、インバータ回路１２を制御してフェイルセーフ機能を実現する。そして、診断実行部１２３は、ステップＳ４４０において、偽の異常信号、例えば、異常電圧値や異常電流値を含む信号を制御部１３に出力することにより、擬似的に異常状態を作り出す。かかる異常状態において、モータ１１への供給電流が停止されるか否かを特定することにより、フェイルセーフ機能の正常性を診断することができる。なお、偽の異常信号を出力するための回路構成や具体的な診断方法は、公知の構成、例えば、特開２０１８－２６９５３号公報に記載の構成などを用いてもよい。
　図８に示すように、診断実行部１２３は、フェイルセーフ機能診断の結果、フェイルセーフ機能はＯＫであるか否かを判定する（ステップＳ４４５）。フェイルセーフ機能はＯＫでないと判定された場合（ステップＳ４４５：ＮＯ）、上述のステップＳ４５５が実行され、該当ＥＤＳ１０は異常であると判断される。これに対して、フェイルセーフ機能はＯＫであると判定された場合（ステップＳ４４５：ＹＥＳ）、該当ＥＤＳ１０は正常であると判断される（ステップＳ４５０）。
　上述のステップＳ４５０またはステップＳ４５５の完了後、診断実行部１２３は、全ての診断対象ＥＤＳ１０、すなわち、低出力状態であると判定された全てのＥＤＳ１０について、診断は完了したか否かを判定する（ステップＳ４６０）。全ての診断対象ＥＤＳ１０について診断が完了していないと判定された場合（ステップＳ４６０：ＮＯ）、処理は上述のステップＳ４０５に戻る。そして、この場合、次の順序のＥＤＳ１０を対象として、診断が実行されることとなる。他方、全ての診断対象ＥＤＳ１０について診断が完了したと判定された場合（ステップＳ４６０：ＹＥＳ）、図４に示すように、処理はステップＳ１０５に戻ることとなる。
　ステップＳ４５０およびステップＳ４５５の判断結果は、飛行制御装置１００において履歴として記録される。また、本実施形態では、かかる判断結果は、ＵＩ部５０において表示される。したがって、ユーザは、ＵＩ部５０を利用して各ＥＤＳ１０が異常であるか否かを確認できる。また、異常であると判断されたＥＤＳ１０では、正常状態に回復可能な場合には、自動的に回復のための処理が行われてもよい。例えば、図７に示すステップＳ４１０において、検出値が閾値以上である場合、センサのオフセット（ゼロ点）調整を自動的に実行してもよい。また、ステップＳ４３５において、検出値が正常値でないと判定されたＥＤＳ１０では、センサゲインの調整を自動的に実行してもよい。
　以上説明した第１実施形態の異常診断システム１２０によれば、モータ１１の出力状態が電動航空機２０の移動に寄与しない低出力状態であると判定された場合にＥＤＳ１０の異常診断を行うので、電動航空機２０の移動動作への影響を抑えてＥＤＳ１０の異常診断を行いことができる。
　また、複数のモータ１１のうち、低出力状態であると判定されたモータ１１を駆動させるＥＤＳ１０を対象として異常診断を行うので、複数のモータ１１のうち、低出力状態ではないと判定されたモータ１１を駆動させるＥＤＳ１０に対して異常診断に起因する影響を与えることを抑制でき、電動航空機２０の移動動作への影響をより抑えることができる。
　また、電動航空機２０の駆動力のモードが電動航空機２０の垂直方向の昇降および水平方向の推進を実現しない第３駆動モードである場合に、各モータ１１について低出力状態であると判定するので、かかる第３駆動モードにおいて異常診断を行うことができる。このため、異常診断が電動航空機２０の垂直方向の昇降および水平方向の推進に影響を与えることを抑制できる。
　また、電動航空機２０の駆動力のモードが昇降を実現する第１駆動モードのみである場合に推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するモータ１１の出力状態が低出力状態であると判定するので、かかるモータ１１を駆動させるＥＤＳ１０を対象として異常診断を行うことができ、かかる異常診断が電動航空機２０の昇降動作に影響を与えることを抑制できる。また、電動航空機２０の駆動力のモードが水平方向の推進を実現する第２駆動モードのみである場合に浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１の出力状態が低出力状態であると判定するので、かかるモータ１１を駆動させるＥＤＳ１０を対象として異常診断を行うことができ、かかる異常診断が電動航空機２０の水平方向の推進動作に影響を与えることを抑制できる。
　また、診断実行部１２３は、各モータ１１の再稼動予定時期と、各モータ１１を駆動させるＥＤＳ１０が異常である場合の影響の大きさと、各モータ１１を駆動させるＥＤＳ１０についての異常診断の履歴とに基づき異常診断の実行順序を決定するので、より早い異常診断が求められるＥＤＳ１０を対象として、より早く異常診断を行うことができ、異常診断の実行順序を適切に決定できる。
　また、診断実行部１２３は、再稼動予定時期が早いモータ１１を駆動させるＥＤＳ１０を、再稼動予定時期が遅いモータ１１を駆動させるＥＤＳ１０に比べて、より早い順序で異常診断を行うので、異常診断が再稼働時に電動航空機２０の移動動作に影響を与えることを抑制できる。
　また、診断実行部１２３は、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０を、推進用回転翼３２ａ～３２ｂに対応するＥＤＳ１０に比べて、より早い順序で異常診断を行うので、異常診断が電動航空機２０の昇降動作に影響を与えることを抑制できる。
　また、電動航空機２０の重心位置ＣＭからの距離が相対的に長い位置の浮上用回転翼に対応するＥＤＳ１０を、重心位置ＣＭからの距離が相対的に短い位置の浮上用回転翼に対応するＥＤＳ１０に比べて、より早い順序で異常診断を行うので、重心位置ＣＭからの距離が相対的に長い位置に配置され、異常診断が電動航空機２０に与える影響がより大きなＥＤＳ１０を対象として、より早い順序で異常診断を行うことができ、異常診断が電動航空機２０の昇降動作に与える影響をより抑制できる。
　また、診断実行部１２３は、異常診断の対象のＥＤＳ１０に、モータ１１の出力が電動航空機２０の移動に寄与しない程度の出力となるようにモータ１１に通電させて異常診断を行うので、異常診断が電動航空機２０の移動動作に影響を与えないようにしつつ、モータ１１への通電を前提とする異常診断を実行できる。
Ｂ．第２実施形態：
　第２実施形態の電動航空機２０の構成は、第１実施形態の電動航空機２０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２実施形態の異常診断処理は、低出力状態判定処理の詳細手順において、第１実施形態と異なり、他の手順は第１実施形態と同じである。
　図９に示すように、第２実施形態の低出力状態判定処理では、情報取得部１２１は、第１実施形態と異なり、各ＥＤＳ１０の制御モードを取得して特定する（ステップＳ２０５ａ）。例えば、情報取得部１２１は、各ＥＤＳ１０に問い合わせることにより、制御モードを特定する。出力状態判定部１２２は、特定された制御モードが、ＲＵＮモードであるか否かを判定する（ステップＳ２５０）。ＲＵＮモードであると判定された場合（ステップＳ２５０：ＹＥＳ）、出力状態判定部１２２は、該当モータ１１について低出力状態ではないと判定する（ステップＳ２５５）。これに対して、ＲＵＮモードでないと判定された場合（ステップＳ２５０：ＮＯ）、出力状態判定部１２２は、該当モータ１１について低出力状態であると判定する（ステップＳ２６０）。第２実施形態においては、ＥＤＳ１０の制御モードは、本開示のモータ出力関連情報に相当する。
　以上説明した第２実施形態の異常診断システム１２０は、第１実施形態の異常診断システム１２０と同様な効果を有する。加えて、低出力状態判定処理を簡素な処理で行えるため、かかる処理に要する時間を短くでき、また、処理負荷を軽減できる。
Ｃ．第３実施形態：
　第３実施形態の電動航空機２０の構成は、第１実施形態の電動航空機２０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３実施形態の異常診断処理は、低出力状態判定処理の詳細手順において、第１実施形態と異なり、他の手順は第１実施形態と同じである。
　図１０に示すように、第３実施形態の低出力状態判定処理では、情報取得部１２１は、統合制御部１１０から各ＥＤＳ１０に送信される指示出力値を取得し、出力状態判定部１２２は、かかる指示出力値が閾値以下であるか否かを判定する（ステップＳ５０５）。このステップＳ５０５の閾値は、モータ１１の出力状態が低出力状態となるようにモータ１１を駆動させる際の指示値の最大値に設定されている。かかる閾値は、予め低出力状態、すなわちモータ１１の出力が電動航空機２０の昇降や推進等の移動に寄与しない程度である状態となるように、制御部１３がモータ１１を制御するための指令値として、実験等により予め特定する。したがって、このステップＳ５０５は、換言すると、統合制御部１１０から各ＥＤＳ１０に送信される駆動指令を取得し、取得された駆動指令が、モータ１１の出力状態が低出力状態となるようにモータ１１を駆動させる指示であるか否かを判定する処理に該当する。
　指示出力値が閾値以下であると判定された場合（ステップＳ５０５：ＹＥＳ）、出力状態判定部１２２は、該当ＥＤＳ１０について低出力状態であると判定する（ステップＳ５３０）。これに対して、指示出力値が閾値以下でないと判定された場合（ステップＳ５０５：ＮＯ）、情報取得部１２１は、各ＥＤＳ１０から、相電流値、モータ回転数、およびモータ回転角度を取得する（ステップＳ５１０）。出力状態判定部１２２は、取得された相電流値がいずれも閾値電流値以下であるか否かを判定する（ステップＳ５１５）。
　取得された相電流がいずれも閾値電流以下であると判定された場合（ステップＳ５１５：ＹＥＳ）、上述のステップＳ５３０が実行される。他方、取得された相電流のうちの少なくとも１つが閾値電流以下でないと判定された場合（ステップＳ５１５：ＮＯ）、出力状態判定部１２２は、取得されたモータ回転数が閾値回転数以下であるか否かを判定する（ステップＳ５２０）。
　取得されたモータ回転数が閾値回転数以下であると判定された場合（ステップＳ５２０：ＹＥＳ）、上述のステップＳ５３０が実行される。他方、取得されたモータ回転数が閾値回転数以下でないと判定された場合（ステップＳ５２０：ＮＯ）、出力状態判定部１２２は、取得された回転角度が所定角度範囲を所定時間以上保持しているか否かを判定する（ステップＳ５２５）。本実施形態において、各モータ１１は、ＲＵＮモードから待機モードあるいは終了モードへ遷移する際、所定の回転角度で停止するように構成されている。これは、回転翼３０を構成するブレードを所定位置で停止させるためである。ステップＳ５２５の所定角度範囲は、このブレードが所定位置で停止するときのモータ１１の回転角度を含む角度範囲に設定してもよい。モータ１１の回転角度がこの所定角度範囲内であること所定時間以上保持する場合、モータ１１の回転が停止し、電動航空機２０が移動しない状態である可能性が高い。本実施形態において、ステップＳ５２５の所定時間は、５秒に設定されている。なお、５秒に限らず任意の時間に設定してもよい。
　回転角度が所定角度範囲を所定時間以上保持していると判定された場合（ステップＳ５２５：ＹＥＳ）、上述のステップＳ５３０が実行される。これに対して、回転角度が所定角度範囲を所定時間以上保持していないと判定された場合（ステップＳ５２５：ＮＯ）、出力状態判定部１２２は、該当ＥＤＳ１０について低出力状態でないと判定する（ステップＳ５３５）。ステップＳ５３０又はステップＳ５３５の完了後、低出力状態判定処理は終了する。第３実施形態においては、各ＥＤＳ１０への指示出力値、モータ電流値、モータ回転数、および回転角度は、それぞれ本開示のモータ出力関連情報に相当する。
　以上説明した第３実施形態の異常診断システム１２０は、第１実施形態の異常診断システム１２０と同様な効果を有する。加えて、統合制御部１１０から送信される駆動指令が、出力状態が低出力状態となるようにモータ１１を駆動させる指示である場合に、低出力状態であると判定するので、低出力状態であるか否かを精度良く判定できる。
Ｄ．第４実施形態：
　第４実施形態の電動航空機２０の構成は、第１実施形態の電動航空機２０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４実施形態の異常診断処理は、低出力状態判定処理の詳細手順において、第１実施形態と異なり、他の手順は第１実施形態と同じである。
　図１１に示すように、第４実施形態の低出力状態判定処理では、情報取得部１２１は、高度センサ４１の検出値を取得し、出力状態判定部１２２は、取得された検出値に基づき、電動航空機２０の現在の飛行高度が所定の閾値高度以上であるか否かを判定する（ステップＳ６０５）。飛行高度が所定の閾値高度以上であると判定された場合（ステップＳ６０５：ＹＥＳ）、出力状態判定部１２２は、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１について低出力状態であると判定する（ステップＳ６１５）。ステップＳ６１５の閾値高度は、電動航空機２０が通常飛行する高度よりも若干低い高度として予め設定されている。電動航空機２０がかかる閾値高度以上に達している場合には、もはや電動航空機２０を上昇させる必要はなく、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇが停止している可能性が高い。そこで、本実施形態では、この場合、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１について低出力状態であると判定するようにしている。
　飛行高度が所定の閾値高度以上でないと判定された場合（ステップＳ６０５：ＮＯ）、情報取得部１２１は、速度センサ４３の検出値を取得し、出力状態判定部１２２は、取得された検出値に基づき、電動航空機２０の高さ方向（鉛直方向）の速度の大きさが第１閾値速度（の大きさ）以下であるか否かを判定する（ステップＳ６１０）。高さ方向の速度の大きさが第１閾値速度以下であると判定された場合（ステップＳ６１０：ＹＥＳ）、上述のステップＳ６１５が実行され、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１について低出力状態であると判定される。ステップＳ６１０における第１閾値速度は、電動航空機２０が鉛直方向に上昇する際の速度として、予め実験等により特定されて設定されている。電動航空機２０の高さ方向（鉛直方向）の速度の大きさが第１閾値速度以下の場合、もはや電動航空機２０は上昇していない可能性が高い。そこで、本実施形態では、この場合、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１について低出力状態であると判定するようにしている。
　高さ方向の速度の大きさが第１閾値速度以下でないと判定された場合（ステップＳ６１０：ＮＯ）、出力状態判定部１２２は、取得された速度センサ４３の検出値に基づき、電動航空機２０の水平方向の速度の大きさが第２閾値速度（の大きさ）以下であるか否かを判定する（ステップＳ６２０）。水平方向の速度の大きさが第２閾値速度以下であると判定された場合（ステップＳ６２０：ＹＥＳ）、出力状態判定部１２２は、推進用回転翼３２ａ、３２ｂに対応するモータ１１について低出力状態であると判定する（ステップＳ６２５）。ステップＳ６２０における第２閾値速度は、電動航空機２０が水平方向に推進する際の最低速度として、予め実験等により特定されて設定されている。水平方向の速度の大きさが第２閾値速度以下である場合、電動航空機２０が昇降、或いは、その位置を維持している可能性が高い。そこで、本実施形態では、この場合、推進用回転翼３２ａ、３２ｂに対応するモータ１１について低出力状態であると判定するようにしている。
　水平方向の速度の大きさが第２閾値速度以下でないと判定された場合（ステップＳ６２０：ＮＯ）、出力状態判定部１２２は、すべてのモータ１１について低出力状態ではないと判定する（ステップＳ６３０）。ステップＳ６１５、ステップＳ６２５、又はステップＳ６３０の完了後、低出力状態判定処理は終了する。第４実施形態において、電動航空機２０の飛行高度、高さ方向の電動航空機２０の速度、および電動航空機２０の水平方向の速度は、それぞれ本開示のモータ出力関連情報に相当する。
　以上説明した第４実施形態の異常診断システム１２０は、第１実施形態の異常診断システム１２０と同様な効果を有する。加えて、電動航空機２０の飛行高度が閾値高度以上の場合に、および、高さ方向の速度の大きさが第１閾値速度以下である場合に、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１について低出力状態であると判定するので、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１について低出力状態であるか否かの判定を精度良く実行できる。また、水平方向の速度の大きさが第２閾値速度以下であると判定された場合に、推進用回転翼３２ａ、３２ｂに対応するモータ１１について低出力状態であると判定するので、推進用回転翼３２ａ、３２ｂに対応するモータ１１について低出力状態であるか否かの判定を精度良く実行できる。
Ｅ．他の実施形態：
　（Ｅ１）各実施形態では、複数のモータ１１のうち、低出力状態であると判定されたモータ１１を有するＥＤＳ１０を、診断対象ＥＤＳとしていたが、本開示はこれに限定されない。複数のモータ１１のうちの１つでも低出力状態であると判定された場合には、すべてのＥＤＳ１０を診断対象ＥＤＳとして、診断処理（ステップＳ１２５）を実行してもよい。このような構成により、異常診断に要する合計時間を短くできる。
　（Ｅ２）各実施形態では、診断対象ＥＤＳ１０が複数存在する場合には、診断順序特定処理によって特定された順序に従って、ひとつずつ診断処理が実行されていたが、本開示はこれに限定されない。診断対象ＥＤＳ１０のすべてを同時に診断してもよい。かかる構成においては、ステップＳ１２０の診断条件において、９つのＥＤＳ１０のすべてにおいて診断用通電を行う前提で、電源７０のＳＯＣの条件を定めてもよい。
　（Ｅ３）各実施形態の診断順序特定処理では、下記（ｉ）～（ｉｖ）の合計４つの観点で、診断順序を決定するための優先度を設定していたが、これらのうちの一部を省略してもよい。
　（ｉ）再稼動予定時期
　（ｉｉ）浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するＥＤＳ１０であるか否か
　（ｉｉｉ）重心位置ＣＭからの距離
　（ｉｖ）準異常の診断結果の回数
　例えば、再稼動予定時期のみで診断順序の優先度を設定してもよい。また、各実施形態では、上記４つの観点で付与された優先度を積算して合算値を求め、かかる合算値に基づき診断順序を決定していたが、積算に代えて、各優先値を乗算して得られた値に基づき診断順序を決定してもよい。また、各観点での優先値のうちの最も大きな優先値や、優先値の平均値で互いに比較して大きい順序で診断順序を設定してもよい。また、上記４つの観点に重み付けをした上で積算して合算値（優先値）を求めてもよい。
　なお、上記（ｉ）～（ｉｖ）の合計４つの観点のうち、（ｉｉ）および（ｉｉｉ）は、要するに「該当ＥＤＳ１０が異常の場合の影響が大きいＥＤＳ１０に対してより大きな優先度を付与する」という観点であり、（ｉｖ）は、要するに「異常診断の履歴に基づき異常となる可能性の高いＥＤＳ１０に対してより大きな優先度を付与する」という観点であった。したがって、これらの観点に含まれるのであれば、上記（ｉ）～（ｉＶ）の観点に限らず、他の任意の観点で優先度を設定してもよい。
　また、上記（ｉ）～（ｉｖ）の合計４つの観点のうちの一部の観点に代えて、または、これらの観点に加えて、他の観点で優先度を設定してもよい。例えば、各ＥＤＳ１０が冗長性を有する構成においては、冗長の一部のＥＤＳ１０が異常である又は異常の疑いがある場合には、かかる冗長を構成する正常なＥＤＳ１０に対し、冗長のすべてのＥＤＳ１０が正常であるＥＤＳ１０に比べて高い優先度（優先値）を付与するようにしてもよい。
　（Ｅ４）各実施形態の診断処理において、診断用通電前のセンサ検出値に基づく診断（ステップＳ４１０）と、制御部１３のリソースのチェック（ステップＳ４１５、Ｓ４２０）と、診断用通電実行中のセンサ検出値に基づく診断（ステップＳ４３５）と、フェイルセーフ機能診断（ステップＳ４４０）とのうちの一部を省略してもよい。
　（Ｅ５）各実施形態において、診断条件は、「電源７０の蓄電量が所定値以上である」であったが、本開示はこれに限定されない。かかる条件に代えて、または、かかる条件に加えて、下記（ａ）、（ｂ）のような条件であってもよい。
　（ａ）「電動航空機２０が離着陸状態でない」
　（ｂ）「電動航空機２０の姿勢や舵角が、旋回中でないことを示している」
　上記（ａ）、（ｂ）の条件を満たさない状況、すなわち、電動航空機２０が離着陸状態である状況および電動航空機２０が旋回中である状況では、診断の誤動作が起きた場合に、電動航空機２０の飛行への影響が大きく現れる可能性が高い。そこで、このような状況でないことを、診断条件として設定してもよい。
　（Ｅ６）各実施形態の診断処理では、制御部１３は、診断用通電として、通電した結果、モータ１１のトルクに与える影響を抑えることが可能な程度の所定の大きさの電流を、モータ１１に供給していたが、モータ１１のトルクに影響を与える程度の大きさの電流をモータ１１に供給してもよい。かかる構成においては、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇのうちの複数の回転翼３０に対応するＥＤＳ１０が診断対象ＥＤＳである場合には、一部の回転翼３０を正転させ、残りの回転翼３０を反転させることにより、合計揚力をゼロとして、電動航空機２０の移動への影響を抑えるようにしてもよい。また、互いに対称位置の回転翼３０に対応するＥＤＳ１０が診断対象である場合には、これらのＥＤＳ１０が互いに逆方向にモータ１１を回転させるようにしてもよい。かかる構成においても、電動航空機２０の移動への影響を抑えることができる。また、電動航空機２０が旋回中の場合には、かかる旋回方向に応じてモータ１１の回転方向を制御してもよい。例えば、電動航空機２０が左方向に旋回中にはモータ１１を左回りにし、右方向に旋回中にはモータ１１を右回りにしてもよい。かかる構成においても、電動航空機２０の旋回動作に影響を与えることを抑制できる。
　（Ｅ７）第４実施形態では、低出力状態であるか否かを判定するために、高さ方向の速度および水平方向の速度を用いているが、本開示はこれに限定されない。高さ方向（鉛直方向）の加速度および水平方向の加速度を用いてもよい。例えば、高さ方向の加速度が所定の大きさ以下になった場合や、所定の大きさだけ減少した場合に、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１について低出力状態であると判定してもよい。また、水平方向の加速度が所定の大きさ以上になった場合や、所定の大きさだけ増加した場合に、浮上用回転翼３１ａ～３１ｇに対応するモータ１１について低出力状態であると判定してもよい。
　（Ｅ８）第１実施形態では、電動航空機２０は、固定翼（主翼２５）を有する航空機であったが、ティルトタイプの翼を有し、かかる翼に回転翼３０が設置されているタイプの航空機であってもよい。この構成においては、例えば、第１実施形態の右翼２６および左翼２７がいずれのティルトタイプである場合には、図１の状態では、回転翼３１ｆ、３１ｇが浮上用の回転翼と機能し、回転翼３２ａ、３２ｂが推進用の回転翼として機能する。これに対して、図１の状態から、右翼２６および左翼２７が９０度回転した場合には、回転翼３１ｆ、３１ｇが推進用の回転翼と機能し、回転翼３２ａ、３２ｂが浮上用の回転翼として機能する。このような構成においては、右翼２６および左翼２７のティルト角度に基づき、各回転翼が水平方向の移動と鉛直方向の移動とのいずれに寄与するかを判断、動作モードと組み合わせて低出力状態を判定してもよい。具体的には、第１駆動モードでない場合、すなわち、第２駆動モードのみ或いは第３駆動モードの場合には、鉛直方向の移動に寄与する回転翼に対応するモータ１１は低出力状態であると判定できる。また、第２駆動モードでない場合、すなわち、第１駆動モードのみ或いは第３駆動モードの場合には、水平方向の移動に寄与する回転翼に対応するモータ１１は低出力状態であると判定できる。以上説明した構成は、ティルタロータを有する航空機についても同様に適用できる。
　（Ｅ９）モータ出力関連情報は、第１実施形態においては電動航空機２０の駆動力のモードであり、第２実施形態においてはＥＤＳ１０の制御モードであり、第３実施形態においては各ＥＤＳ１０への指示出力値、モータ電流値、モータ回転数、および回転角度であり、第４実施形態においては電動航空機２０の飛行高度、高さ方向の電動航空機２０の速度、および電動航空機２０の水平方向の速度であったが、本開示はこれらに限定されない。例えば、姿勢センサ４４の検出結果を、モータ出力関連情報として用いてもよい。具体的には、姿勢センサ４４の検出結果が目標の姿勢範囲から外れている場合、例えば、機体軸ＡＸの地面となす角度の目標角度範囲から外れている場合には、すべてのモータ１１が低出力状態であると判定してもよい。電動航空機２０の姿勢が目標範囲から外れている場合、何らかの異常が生じたためＥＤＳ１０の制御モードが異常モードとなり、モータ１１の出力が制限されている可能性がある。或いは、モータ１１の出力が低いために、姿勢が安定せずに目標範囲から外れている可能性がある。
　（Ｅ１０）各実施形態における異常診断システム１２０、ＥＤＳ１０、飛行制御装置１００等の構成はあくまでも一例であり、様々に変更可能である。例えば、異常診断システム１２０は、電動航空機２０に限らず、自動車や列車などの電動車両や、船舶などの任意の移動体に搭載されてもよい。また、ＥＤＳ１０は、モータ１１を備えない構成としてもよい。統合制御部１１０は、電動航空機２０に搭載されずに、例えば、地上の管制塔などに設置されたサーバ装置により構成されてもよい。かかる構成においては、通信装置６０を介した通信により各ＥＤＳ１０や異常診断システム１２０を制御するようにしてもよい。また、例えば、各実施形態では、電動航空機２０の駆動力のモードとして、第１ないし第３駆動モードが予め用意されていたが、第３駆動モードについては、予め用意されていなくてもよい。例えば、電動航空機２０の駆動力のモードとして、「何も設定されない」ことが許容される構成においては、第１実施形態における低出力状態判定処理のステップＳ２１０において、「特定されたモードが第３駆動モードであるか否か」を判定することに代えて、「特定されたモードが第１駆動モードと第２駆動モードとのいずれも含まないか否か」を判定するようにしてもよい。そして、「特定されたモードが第１駆動モードと第２駆動モードとのいずれも含まない」と判定された場合に上述のステップＳ２１５が実行され、「特定されたモードが第１駆動モードと第２駆動モードとのいずれかを含む」と判定された場合に、上述のステップＳ２２０以降が実行される構成としてもよい。
（Ｅ１１）本開示に記載の統合制御部１１０、異常診断システム１２０及びそれら手法は、コンピュータプログラムにより具体化された一つ乃至は複数の機能を実行するようにプログラムされたプロセッサ及びメモリを構成することによって提供された専用コンピュータにより、実現されてもよい。あるいは、本開示に記載の統合制御部１１０、異常診断システム１２０及びそれら手法は、一つ以上の専用ハードウエア論理回路によってプロセッサを構成することによって提供された専用コンピュータにより、実現されてもよい。もしくは、本開示に記載の統合制御部１１０、異常診断システム１２０及びそれら手法は、一つ乃至は複数の機能を実行するようにプログラムされたプロセッサ及びメモリと一つ以上のハードウエア論理回路によって構成されたプロセッサとの組み合わせにより構成された一つ以上の専用コンピュータにより、実現されてもよい。また、コンピュータプログラムは、コンピュータにより実行されるインストラクションとして、コンピュータ読み取り可能な非遷移有形記録媒体に記憶されていてもよい。
　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。

Claims (12)

  1. 　移動体（２０）に搭載されて前記移動体の移動に用いられるモータ（１１）を駆動させる電駆動システム（１０）の異常診断を行う異常診断システム（１２０）であって、
    　前記モータの出力状態に関連する情報であるモータ出力関連情報を取得する情報取得部（１２１）と、
    　前記モータの出力状態が、前記移動体の移動に寄与しない低出力状態であるか否かを、前記モータ出力関連情報を利用して判定する出力状態判定部（１２２）と、
    　前記低出力状態であると判定された場合に、前記電駆動システムの異常診断を行う診断実行部（１２３）と、
    　を備える異常診断システム。
  2. 　請求項１に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記移動体は、複数の前記電駆動システムを備え、
    　前記出力状態判定部は、複数の前記電駆動システムが駆動させる複数の前記モータについてそれぞれ前記低出力状態であるか否かを判定し、
    　前記診断実行部は、複数の前記モータのうち、一部のモータの出力状態が前記低出力状態であると判定された場合に、前記低出力状態であると判定された前記モータを駆動させる前記電駆動システムを対象として前記異常診断を行う、異常診断システム。
  3. 　請求項１または請求項２に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記移動体は、複数の前記モータと、複数の前記モータをそれぞれ駆動させる複数の前記電駆動システムと、複数の前記モータによりそれぞれ回転駆動される複数の回転翼（３０）と、を有する電動航空機（２０）である、異常診断システム。
  4. 　請求項３に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記電動航空機は、複数の前記電駆動システムを制御する統合制御部（１１０）を、さらに有し、
    　前記複数の回転翼は、浮上用回転翼（３１ａ～３１ｇ）と推進用回転翼（３２ａ～３２ｂ）との少なくとも２種類の回転翼を含み、
    　前記統合制御部は、前記電動航空機の駆動力のモードを、前記モータの駆動により前記電動航空機の垂直方向の昇降を実現する第１駆動モードと、前記モータの駆動により前記電動航空機の水平方向の推進を実現する第２駆動モードと、を含む複数の駆動モードのうちの少なくとも１つとなるように、複数の前記電駆動システムを制御し、
    　前記情報取得部は、前記モータ出力関連情報として、前記駆動モードを取得し、
    　前記出力状態判定部は、
    　　前記駆動力のモードが前記第１駆動モードのみである場合に、前記推進用回転翼に対応する前記モータの出力状態が前記低出力状態であると判定し、
    　　前記駆動力のモードが前記第２駆動モードのみである場合に、前記浮上用回転翼に対応する前記モータの出力状態が前記低出力状態であると判定する、異常診断システム。
  5. 　請求項４に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記出力状態判定部は、前記駆動力のモードが前記第１駆動モードと前記第２駆動モードとのいずれも含まない場合に、複数の前記モータのそれぞれについて前記低出力状態であると判定する、異常診断システム。
  6. 　請求項１から請求項５までのいずれか一項に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記移動体は、複数の前記モータと、複数の前記モータをそれぞれ駆動させる複数の前記電駆動システムと、複数の前記モータによりそれぞれ回転駆動される複数の回転翼と、複数の前記電駆動システムを制御する統合制御部と、を有する電動航空機であり、
    　前記情報取得部は、前記モータ出力関連情報として、前記統合制御部から複数の前記電駆動システムにそれぞれ送信される駆動指令を取得し、
    　前記出力状態判定部は、取得された前記駆動指令が、前記出力状態が前記低出力状態となるように前記モータを駆動させる指示である場合に、前記低出力状態であると判定する、異常診断システム。
  7. 　請求項１から請求項６までのいずれか一項に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記移動体は、複数の前記電駆動システムを備え、
    　前記出力状態判定部は、複数の前記電駆動システムが駆動させる複数の前記モータについてそれぞれ前記低出力状態であるか否かを判定し、
    　前記診断実行部は、前記出力状態が前記低出力状態であると判定された前記モータが複数存在する場合に、複数の前記モータを駆動させる複数の前記電駆動システムを対象として同時に前記異常診断を行う、異常診断システム。
  8. 　請求項１から請求項６までのいずれか一項に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記移動体は、複数の前記電駆動システムを備え、
    　前記出力状態判定部は、複数の前記電駆動システムが駆動させる複数の前記モータについてそれぞれ前記低出力状態であるか否かを判定し、
    　前記診断実行部は、前記出力状態が前記低出力状態であると判定された前記モータが複数存在する場合に、各前記モータが前記低出力状態から前記移動体の移動に寄与する状態に変化する再稼動予定時期と、各前記モータを駆動させる前記電駆動システムが異常である場合の影響の大きさと、各前記モータを駆動させる前記電駆動システムについての前記異常診断の履歴と、のうちの少なくとも１つに基づき前記異常診断の実行順序を決定する、異常診断システム。
  9. 　請求項８に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記出力状態が前記低出力状態であると判定された複数の前記モータについて、それぞれ前記モータの前記再稼動予定時期を特定する再稼動予定時期特定部（１２４）を、さらに備え、
    　前記診断実行部は、前記再稼動予定時期が早い前記モータを駆動させる前記電駆動システムを、前記再稼動予定時期が遅い前記モータを駆動させる前記電駆動システムに比べて、より早い順序で前記異常診断を行う、異常診断システム。
  10. 　請求項８に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記移動体は、複数の前記モータと、複数の前記モータをそれぞれ駆動させる複数の前記電駆動システムと、複数の前記モータによりそれぞれ回転駆動される複数の回転翼と、を有する電動航空機であり、
    　前記複数の回転翼は、浮上用回転翼と推進用回転翼との少なくとも２種類の回転翼を含み、
    　前記診断実行部は、前記浮上用回転翼に対応する前記電駆動システムを、前記推進用回転翼に対応する前記電駆動システムに比べて、より早い順序で前記異常診断を行う、異常診断システム。
  11. 　請求項８に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記移動体は、複数の前記モータと、複数の前記モータをそれぞれ駆動させる複数の前記電駆動システムと、複数の前記モータによりそれぞれ回転駆動される複数の回転翼と、を有する電動航空機であり、
    　前記複数の回転翼は、複数の浮上用回転翼を含み、
    　前記診断実行部は、前記複数の浮上用回転翼のうち、前記電動航空機の機体重心からの距離が相対的に長い位置の前記浮上用回転翼に対応する前記電駆動システムを、前記機体重心からの距離が相対的に短い位置の前記浮上用回転翼に対応する前記電駆動システムに比べて、より早い順序で前記異常診断を行う、異常診断システム。
  12. 　請求項１から請求項１１までのいずれか一項に記載の異常診断システムにおいて、
    　前記診断実行部は、前記異常診断の対象の前記電駆動システムに、前記モータの出力が前記移動体の移動に寄与しない程度の出力となるように前記モータに通電させて前記異常診断を行う、異常診断システム。
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