专利名称：通过共用电力电子单元以冗余方式为若干伺服电动机或驱动电动机供电的方法和设备的制作方法
通过共用电力电子单元以冗余方式为若干伺服电动机或驱动电动机供电的方法和"^殳备相关申请的引用本发明要求提交于2005年12月13日的德国专利申请DE 10 2005 059 423.9的优先权，其公开通过引用合并于此。
背景技术：
本发明涉及一种特别在航空器中用于通过共用的电力电子单元以 冗余方式为若干伺服电动机或驱动电动机供电的方法和设备。到最近为 止，现代商业航空器的驱动技术一直以液压致动器为主导，例如用于着陆 襟翼、起落装置和升降舵等。由于微型和电力半导体技术领域，特别是关 于结构尺寸、开关频率、耐温性和电气强度在过去20年内的iStil4L艮， 电驱动装置，即伺服电动机和驱动电动机，对航空器工业也已变得有吸引 力。除了它们的低维护费用之外，电驱动装置还高效和灵活。需要这样的电力电子器件和电动机，它们以在重量、尺寸和可靠性方面最佳地满;t航空器工业特3^要求的方式相互适用。节省重量和空间的一种有效选择是对于包括伺服电动机或驱动电 动机的不同航空器系统来说共用电力电子单元。为此目的，需要通it^实 现航空器总体重量减小的同时增加冗余来提高共用单元的可用性。然而，如果其通过增加不耐受单独缺陷的独立单元来实现，则更高 的冗余的吸引力变得较小。这种用于增加冗余的简单选择不仅对于重量和 所需安装空间有不利影响，还与以下缺点相关，例如，在双冗余系统中， 50。/。的重量通常以不被使用的方式承载，如果发生单独缺陷，则损失50% 的功率。此外，由于每一功能的总体元件增多，如果对这种单独缺陷的不 耐受性没有降低，则故障率升高。发明内容本发明的目的在于提供一种改进的方法和设备，用于通过共用的电 力电子单元以冗余方式为若干伺服电动机或驱动电动机供电。一方面，以具有权利要求1的特征的方法来达到该目的。另一方面，以具有权利要求14的特征的设备来达到该目的。 根据本发明的方法和设备的有利的附加改进和实施例在各从属权 利要求中公开。本发明的一个示例性实施例提供了特别在航空器中用于通过共用 的电力电子单元以冗余方式为若干伺服电动机或驱动电动机供电的方法， 其中电力电子单元包括多个电子电动机控制单元，且其中如果电子电动机 控制单元全部可工作，则电动机以标称功率运行。根据本发明的一个示例 性实施例，如果电动机控制单元发生部分故障，则电动机以电动机控制单 元的有效剩余功率运行。才艮据本发明方法的一个示例性实施例，电动机控制单元分别产生x 个相的一部分，电动机按该x个相的一部分运行，其中如果电动机控制单元发生部分故障，则电动机按电动机控制单元的仍然完好的相运行。 根据本发明方法的一个示例性实施例，电动机控制单元，具体为两个电动机控制单元，分别产生相数x的一半x/2;电动机，具体为两个电动机，按该相数x的一半x/2运行。根据本发明方法的另一个示例性实施例，电动机控制单元分别产生全部x个相，电动机按该x个相运行，其中如果电动机控制单元发生部分故障，则电动机以仍然工作的电动机控制单元的降低了的功率运行。 根据本发明方法的一个示例性实施例，电动机顺序运行。 ^iL据本发明方法的另一个示例性实施例，电动机同时运行。 根据本发明方法的一个示例性实施例，电动机驱动航空器的着陆襟翼驱动装置和主起落装置。根据本发明方法的一个示例性实施例，电动机顺序驱动航空器的着陆襟翼驱动装置和主起落装置，其中在能量不足的情况下，电动机中的一个电动机所产生的能量用于致动其他电动机中的一个电动机根据本发明方法的另一个示例性实施例，电动机驱动航空器的着陆 襟翼驱动装置的双驱动装置。根据本发明方法的一个示例性实施例，尤其在各电动机同时运行 时，这些电动机优选地属于同一功率等级且具有相同的功率输出。根据本发明方法的一个示例性实施例，尤其在各电动机同时运行 时，这些电动机在空间上彼此接近。根据本发明方法的一个示例性实施例，如果部分电动机控制单元发 生故障，则所有电动机以仍然工作的电动机控制单元的功率运行。根据本发明方法的另 一个示例性实施例，如果电动机控制单元发生 部分故障，则所有电动机以电动机控制单元的仍然有效的剩余功率运行。根据本发明的一个示例性实施例，提供了 一种特别在航空器中用于 通过共用的电力电子单元以冗余方式为若干伺服电动机或驱动电动机供 电的设备，其中电力电子单元包括多个电子电动机控制单元，以及用于选 择性地将电动机控制单元连接到电动机的开关装置，且其中如果电子电动 机控制单元全部可工作，则电动机可以标称功率运行。根据本发明的一个 示例性实施例，如果电动机控制单元发生部分故障，则电动机可通过开关 装置以电动机控制单元的有效剩余功率运行。根据本发明设备的一个示例性实施例，电动机控制单元被分别提供 用于产生X个相的一部分，电动机按该X个相的一部分运行，其中如果电动机控制单元发生部分故障，则电动机可通过开关装置以电动;Nt制单元 的仍然完好的相运行。根据本发明设备的一个示例性实施例，电动机控制单元，具体为两 个电动机控制单元，分别产生相数x的一半x/2;电动机，具体为两个电 动机，可按该相数x的一半x/2运行。根据本发明设备的另一个示例性实施例，电动机控制单元被分别提 供用于产生全部x个相，电动机可按该x个相运行，其中如果电动机控制 单元发生部分故障，则电动机可通过开关装置以仍然工作的电动机控制单 元的降低了的功率运行。根据本发明设备的一个示例性实施例，电动机可通过开关装置顺运行。根据本发明设备的另 一个示例性实施例，电动机可通过开关装置同 时运行。根据本发明设备的一个示例性实施例，电动机驱动航空器的着陆襟 翼驱动装置和主起落装置。根据本发明设备的一个示例性实施例，电动机顺序驱动航空器的着 陆襟翼驱动装置和主起落装置，在能量不足的情况下，电动机中的一个所 产生的能量用于致动其他电动机中的一个。根据本发明设备的一个示例性实施例，电动机驱动航空器的着陆襟 翼驱动装置的双驱动装置。根据本发明设备的 一个示例性实施例，尤其在各电动机同时运行 时，这些电动机属于同一功率等级且具有相同的功率输出。根据本发明设备的一个示例性实施例，尤其在各电动机同时运行 时，这些电动M布置为空间上彼此接近。根据本发明设备的一个示例性实施例，如果部分电动机控制单元发 生故障，则所有电动机可通过开关装置以仍然工作的电动机控制单元的功 率运行。根据本发明设备的一个示例性实施例，如果电动机控制单元发生部 分故障，则所有电动机可通过开关装置以电动机控制单元的仍然有效的剩 余功率运行。与常规冗余相比，根据本发明的"集成冗余(integrated redundancy)"指一个单元或功能首先自治化然后被分割，使得能够提高 涉及单独缺陷的耐受性并可同时减小每一单独缺陷的功率降。由于显著提高的可用性，本发明允许由具有相似功率特性和周期时 间的多个用电系统顺序使用，即不降低所参与的用电i殳备的总体可用性。 为了在用电设备之间转换，这种方案仅需要附加的电源连接件和开关功 能。根据本发明的一个示例性实施例，各电动机例如用作知阮空器系统 的机电能量转换器且属于同一功率等级，其中电动M安装成使得它们在空间上不被布置为距离共用的电力电子器件过远。这#^的原因不仅可以从线路(line)所产生的重量看出，而且主要可以从对电力电子器件和控 制有负面影响的寄生线路电容看出。这种共用可实现于具有在时间上非同 时的运行间隔的系统，即顺序的多个使用；但也可实现同步使用即同时使 用的格局，其中后一变化主要可被认识为是邻接的相同系统的备用方案。 着陆襟翼驱动装置和主起落装置的驱动装置示出了用于顺序^f吏用的两个理想系统的实例，因为它们只需在较短的时间段内被连续供电，然 而却具有非常高的可靠性。此夕卜，上述航空器系统满足"功率相似，，的标准以及空间上的相邻。关于对电力电子器件的顺序使用，电致动的着陆襟翼 系统和起落装置的协同潜能(synergy potential)特别引起注意，这是因 为这两个系统的有源相和无源相可用于再生的目的。起飞之后，着陆襟翼在作用于其上的空气的辅助下，其收回可用于 产生能量，以便在供电不足或电源系统发生故障的情况下升^落装置。 所谓回旋操作的情形与此相似。相反，在着陆期间需要能量以展开着陆襟 翼，其中该能量可在放下起落装置时产生。由于希望将若干电力电子器件 组合并集成到一个单元，需JH吏该集成单元的可靠性或冗余相对于分离的 ^t单元分别提高。然而，要点并非是将若干常规单元简单地容纳于共用 的外壳中，而是减小重量和同时增加电力电子器件的冗余。以下参照附图描述本发明的实施例。
图1是不同航空器系统对共用电力电子器件的顺序使用的高度简 化的图，航空器系统分别包括由共用电力电子器件供电的伺服电动机或驱 动电动机；图2a)和b)是根据本发明的一个实施例的系统的电路图，其中共 用电力电子器件例如由全部可工作的正常运行模式的着陆襟翼系统和起 落装置顺序使用；图3a)和b)是系统的电路图，其中共用电力电子器件由M图2 所示的本发明实施例的着陆襟翼系统和起落装置顺序使用，即在电力电子器件发生故障期间；图4是根据本发明的一个实施例的系统的电路图，其中以可重新配 置的形式布置的两个完备(full-fledged)的电动机控制单元同时分别控 制两个电动机中的一个，例如，在全部可工作的正常运行模式下的中央着 陆襟翼驱动装置的双驱动装置中；图5a)至e)是根据图4所示的本发明实施例的系统的各电路图， 其中由于各种4t^而重新配置两个完备的电动M制单元，以便同时使用 这两个电动机控制单元来为包括在双驱动装置中的一个或两个电动机共 同供电。
具体实施方式
图1示出了不同航空器系统对共用电力电子器件10; 20 (PCE， 功率控制电子器件)的顺序使用，即连续使用或交脊使用的高度简化的图。 其中航空器系统即高升力系统(High Lift FAS)和起落装置，分别包括伺 服电动机或驱动电动机14; 24和15; 25。伺服电动机或驱动电动机由共 用电力电子器件10; 20供电，而且，才艮据相应要求，由开关装置13; 23 将其选捧性地连接到电力电子器件10; 20,以供给能量。电力电子器件 10; 20的电源以多种冗余的电源PWR1至3实现，如图1所示意性地示 出。图2a)和b)分别示出了根据本发明一个实施例的系统的电路图， 其中缩写为PCE (功率控制电子器件)形式的共用电力电子器件10例如 由处于全部可工作的正常运行模式下的着陆襟翼系统和起落装置顺序使 用。用于通过共用电力电子单元(PCE) 10以冗余方式为若干伺月艮电 动机或驱动电动机14、 15 (在本例中为两个电动机)供电的设备，包括 多个缩写为MCE(电动机控制电子器件)形式的电子电动机拴制单元11、 12 (在本例中为两个电动机控制单元)，以及用于选择性地将电动机控制 单元ll、 12连接到电动机14、 15的开关装置13，以〗更为这些电动机供 给能量；参见图2a)中的电动机14和图2b)中的电动机15。电子电动机控制单元ll、 12全部可工作时，电动机ll、 12分别以标称功率运行。 两个电动机控制单元11、 12被分别提供用于产生x个相的一部分， 即x个相的一半x/2,电动机按该x个相的一半x/2运行，其中如果电动 机控制单元11、 12发生部分故障，则两个电动机14、 15通过开关装置 13按电动机控制单元11、 12的仍然完好的相运行，即如果电动机控制单 元11、 12发生部分故障，电动机14、 15都通过开关装置13以电动M 制单元ll、 12的仍有效的剩余功率运行。因此，PCE IO是"固有冗余"的，即全部x个相被分到两个分离的 和自治的转换器(MCE )上，即分别产生一半的相的电动机拴制单元11， 12上。这不仅防止了单独缺陷发生时导致的整体故障，同时相对于特征 为分别具有全部相数的两个独立PCE的方案，还使得减小重量成为可能。 图3a)和3b)中的实施例说明了两个MCE 11、 12中的一个的单 独缺陷的影响。这使得损失了 PCE10中一半的相导体，而M明其自身 在用电系统的降级的功率部署——分别在相应的图中以x/2示出——但没 有导致两个系统中的一个的整体故障。术语"固有冗余，，在顺序使用的实例 中使用过。该概念本身并不是新的，但与由若干航空器系统的平行使用相 结合，提供了关于重量和可靠性的新的系统设计选择。就此而言，实现以 下增强是可以想到的。如果上述实例中每一电动机控制单元(MCE)的 相数加倍，即如果每个MCE已表现为电动机的全相供电模块，而且开关 被修改使得模块化电动机控制器(MCE)的相可被共同地或个别地接到 一个相应的电动机，则两个电动机也可以同时使用一个MCE模块。结合 用于顺序4吏用的上述配置，产生了全新的配置选择。这一思路形成了到下 一个实施例的过渡，下一个实施例更详细地讨论了对电力电子器件的同时 使用。作为对电力电子器件的同时使用的实例，上述着陆襟翼的常规中央 驱动系统缩写为PCU (功率控制单元)形式且以位于机身中的双电动机 为特征，以下参考图4和图5a)至5e)描述该系统。在这种格局中，两 个电动机24、 25中的每个由单独的转换器来激励，即由单独的正常运行 模式下的电动机控制单元21、 22 (电动机控制电子器件-MCE )来激励， 这大体上对应于由两个独立的液压系统来为常规的全液压功率控制单元(PCU)供电。为了选择性地将MCE 21、 22连接到电动机24、 25,根 据相应需要提供了开关装置23。如果两个MCE 21、 22中的一个发生故 障，若电动机拓朴被相应地选择的话，仍然完好的MCE能够以降低的功 率来继续使两个电动机24、 25运行。如果不是MCE故障，或者除了 MCE 故障，两个电动机中的一个的单独的绕组损坏，只要两个电动机的各相是 已知的，就可以选择性地只驱动完好的相或者只完全驱动十分完好的电动 机。在该具体的实施例中，同时使用的概念旨在仅当万一发生上述类型的 #^时作为"*"。如最初所述的，功率控制单元(PCU)的内部设计旨在用两个全相 MCE21、 22来实现。应注意，参照图2a)和2b)以及3a)和3b)描述 的顺序使用的实例阐述了功率控制电子器件(PCE) 10，其中该PCE 10 由若干(在前述实例中是两个)附助单元ll、 12组成，这两个单元ll、 12分别只为相导线的一部分供电；但以下参照图4以及5a)至5e)描述 的同时使用的实施例阐述了两个完整并独立的单元21、 22，这两个单元 为所有的相供电。显然，根据顺序使用的第一实施例的PCE 10的设计可转换为根据 第二实施例的MCE21、 22，使得即使发生多个缺陷，缺陷容限以及进而 的运行状态可以再次显著提高。因此有意省略了对所有可能组合的图示。 以下参照图5a)至5e)来描述图4所示布置的不同故障状态及对其的处 理。图5a):在MCE 21的整体故障期间对电力电子器件20的同时使 用。电动机24、 25都由完好的MCE 22供电。这表示每电动机的有源相 减半，以及功率输出下降。图5b): MCE 21、 22两者发生部分故障。这导致与图5)相同的 结果，但通过降级了的MCE21和22来实现供电。图5c):电动机24、 25两者发生部分故障。MCE都是完好的。结 果与上勤目同。图5d): MCE21发生整体故障，电动机24、 25两者发生部分故 障。MCE 22以相应相数的一半为电动机24、 25两者供电。结果分别与图5e): MCE21、 22两者和电动机24、 25两者均发生部分故障。 与正常运行模式相似，电动机24、 25仍然由相应的MCE21或22供电， 只有功率降级了。结果与上i^目同。在参照图5c)至e)描述的电动机故障的场景中，尽管极少见，但 总是假设电动机24、 25两者发生部分故障。然而，只发生于一个电动机 的缺陷将导致相同结果，这是因为该缺陷可被检测，且两个电动机都将被 降低到发生缺陷的电动机的功率消耗。相应的电动机的缺陷相将以在其运 行期间执行的测量来确定。总之，上述全部概念显然产生于由具有短负栽周期时间的系统对源 的顺序使用所导致的实现方式。所导致的对提高的可用性的要求，需要增 加冗余。为了不危及系统方案的竟争力，所增加的冗余不应伴随着常规的 重量和结构空间增加。基于对原始功能的自治和分割的集成冗余不仅满足 了关于结构空间和重量的限制性要求，还使得提高系统灵活性和总可用性 的用于各种缺陷场景的附加系统配置可以实现。应注意，"包括，，这个词没有排除其他元素或步骤，而"一个(a)" 排除了多个。此外，与不同实施例关联而描述的元素可能组合。应注意，权利要求中的附图标记不应被解释为对权利要求的范围的限制。附图标记列表 10; 20电力电子单元(PCE) 11; 21电动机控制单元(MCE) 12; 22电动机控制单元(MCE) 13; 23开关装置 14; 24电动机 15; 25电动机
权利要求
1、一种特别在航空器中用于通过共用的电力电子单元(10；20)以冗余方式为若干伺服电动机或驱动电动机(14，15；24，25)供电的方法，所述电力电子单元(10，20)包括多个电子电动机控制单元(11，12；21，22)，且如果所述电子电动机控制单元(11，12；21，22)全部可工作，则所述电动机(14，15；24，25)以标称功率运行，其中如果所述电动机控制单元(11，12；21，22)发生部分故障，则所述电动机(14，15；24，25)以所述电动机控制单元(11，12；21，22)的有效剩余功率运行。
2、 如权利要求l所述的方法，其中所述电动机控制单元(11， 12) 分别产生x个相的一部分，所述电动机按该x个相的一部分运行，如果电 动机控制单元(ll, 12)发生部分故障，则电动机(14， 15)按电动;tMt 制单元(11， 12)的仍然完好的相运行。
3、 如权利要求2所述的方法，其中所述电动机控制单元(11, 12)， 具体为两个电动机控制单元(11， 12)，分别产生相数x的一半x/2，所述 电动机(14， 15)，具体为两个电动机(14， 15)，按该相数x的一半x/2 运行。
4、 如权利要求l所述的方法，其中所述电动机控制单元(21， 22) 分别产生全部x个相，电动机(24， 25 )按该x个相运行，如果所述电动 机控制单元(21， 22)发生部分故障，则电动机(24, 25)以仍可工作的 电动机控制单元(21， 22)的降低了的功率运行。
5、 如权利要求2、 3或4所述的方法，其中电动机(14， 15)顺序运行。
6、 如权利要求2、 3或4所述的方法，其中电动机(14， 15)同时运行。
7、 如权利要求l至6中的一个所述的方法，其中电动机(14, 15; 24, 25)驱动航空器的着陆襟翼驱动装置和主起落装置。
8、 如权利要求7所述的方法，其中电动机(14， 15; 24， 25)顺序 驱动航空器的着陆襟翼驱动装置和主起落装置，在能量不足的情况下，电 动机中的一个所产生的能量用于致动其他电动机中的一个。
9、 如权利要求l至6中的一个所述的方法，其中电动机(14， 15; 24， 25)驱动航空器的着陆襟翼驱动装置的双驱动装置。
10、 如权利要求1至9中的一个所述的方法，尤其在电动机(14， 15; 24， 25)同时运行时，这些电动机(14， 15; 24， 25)属于同一功率等级 且具有相同的功率输出。
11、 如权利要求1至10中的一个所述的方法，尤其在电动机(14, 15; 24， 25)同时运行时，这些电动机(14， 15; 24， 25)被布置为空间 上彼此接近。
12、 如权利要求1至11中的一个所述的方法，如果电动机控制单元 (11， 12; 21， 22)中的部分发生故障，则所有电动机(14， 15; 24， 25)以仍可工作的电动机控制单元(11, 12; 21， 22)的功率运行。
13、 如权利要求1至12中的一个所述的方法，如果电动机控制单元 (11， 12; 21， 22)发生部分故障，则所有电动机(14， 15; 24， 25)以电动机控制单元(11， 12; 21， 22)的仍然有效的剩余功率运行。
14、 一种特别在航空器中用于通过共用的电力电子单元(10; 20)以 冗余方式为若干伺服电动机或驱动电动机(14， 15; 24， 25)供电的i史备， 所述电力电子单元(10; 20)包括多个电子电动机控制单元(11， 12; 21， 22)，以及用于选择性地将电动机控制单元(11， 12; 21， 22)连接到电 动机(14， 15; 24， 25)的开关装置(13; 23);如果电子电动机控制单 元(ll， 12; 21， 22)全部可工作，则电动机(14, 15; 24， 25)可以标 称功率运行，如果电动机控制单元(11， 12; 21， 22)发生部分故障，则 电动机(14， 15; 24， 25)可通过所述开关装置(13; 23)以电动机控制 单元(11， 12; 21， 22)的有效剩余功率运行。
15、 如权利要求14所述的设备，电动机控制单元(ll， 12)分别被 提供用于产生x个相的一部分，电动机按该x个相的一部分运行，如果电 动机控制单元(11， 12)发生部分故障，则电动机(14， 15)可通过开关 装置(13)按电动机控制单元(11， 12)的仍然完好的相运行。
16、 如权利要求15所述的设备，其中电动机控制单元(11， 12)，具 体为两个电动机控制单元(11， 12)，被分别提供用于产生相数x的一半 x/2，电动机(14， 15)，具体为两个电动机(14， 15)，可按该相数x的 一半x/2个相运行。
17、 如权利要求14所述的设备，其中电动机控制单元(21， 22 )被 分别提供用于产生全部x个相，电动机(24， 25 )可按该x个相运行，如 果电动机控制单元(21， 22)发生部分故障，则电动机(24， 25)可通过所述开关装置(23)以仍可工作的电动机控制单元(21， 22)的降低了的 功率运行。
18、 如权利要求15、 16或17所述的设备，其中电动机(14， 15 )可 通过开关装置(13 )顺序运行。
19、 如权利要求15、 16或17所述的设备，其中电动机(24, 25 )可 通过开关装置(23)同时运行。
20、 如权利要求14至19中的一个所述的设备，其中电动机(14， 15; 24， 25)驱动航空器的着陆襟翼驱动装置和主起落装置。
21、 如权利要求20所述的设备，其中电动机(14， 15; 24， 25)顺 序驱动航空器的着陆襟翼驱动装置和主起落装置，在能量不足的情况下， 电动机中的一个所产生的能量用于致动其他电动机中的一个。
22、 如权利要求14至19中的一个所述的设备，其中电动机(14， 15; 24， 25)驱动航空器的着陆襟翼驱动装置的双驱动装置。
23、 如权利要求14至22中的一个所述的设备，尤其在电动机(14， 15; 24, 25)同时运行时，这些电动机(14， 15; 24， 25)属于同一功率 等级且具有相同的功率输出。
24、 如权利要求14至23中的一个所述的设备，尤其在电动机(14, 15; 24， 25)同时运行时，这些电动机(14， 15; 24， 25)被布置为空间 上彼此接近。
25、 如权利要求14至24中的一个所述的设备，如果部分电动机控制 单元(ll， 12; 21， 22)发生故障，则所有电动机(14， 15; 24， 25)可 通过开关装置(13; 23)以仍可工作的电动机控制单元(ll， 12; 21， 22) 的功率运行。
26、 如权利要求14至24中的一个所述的设备，如果电动机控制单元 (11, 12; 21， 22)发生部分故障，则所有电动机可通过开关装置(13;23)以电动机控制单元(11， 12; 21， 22)的仍然有效的剩余功率运行。
全文摘要
本发明描述了一种特别在航空器中用于通过共用的电力电子单元(10)以冗余方式为若干伺服电动机或驱动电动机(14，15)供电的方法和设备，其中电力电子单元(10，20)包括多个电子电动机控制单元(11，12)，且如果电子电动机控制单元(11，12)全部可工作，则电动机(14，15)以标称功率运行。根据本发明，如果电动机控制单元(11，12)发生部分故障，则电动机(14，15)以电动机控制单元(11，12)的有效剩余功率运行。根据本发明的优选实施例，电动机可顺序或同时运行。
文档编号G05D1/02GK101326473SQ200680046475
公开日2008年12月17日 申请日期2006年12月12日 优先权日2005年12月13日
发明者克里斯托夫·吉贝勒, 马丁·雷克西克 申请人:空中客车德国有限公司;德国航空航天中心