航空器的電力中樞的制作方法
【專利摘要】本發明涉及航空器的電力中樞，其包括至少一個擱架(54)，所述擱架(54)上設置有至少一個模塊(56)，所述模塊(56)包含組件并包括適于連接到至少一個供電電纜(60)的至少一個輸入端和適于連接到至少一個輸出電纜(64)的至少一個輸出端，其中對于一個模塊(56)，所述輸出電纜(64)在設置于所述模塊下方的所述擱架(54)的下方或內部穿行。
【專利說明】航空器的電力中樞
【技術領域】
[0001]本發明涉及航空器的電力中樞。
【背景技術】
[0002]電力中樞是在航空器上管理和分配電能的柜，該電能主要來自于發動機上的發電器、來自于輔助發電機或者經由發電電纜來自于其它源。
[0003]如圖1中所示，電力中樞10包括諸如接觸器、中繼器、斷路器或其它的組件12以及電子板14。這些組件相互電連接并按功能組合在一起。
[0004]為了簡化描述，在圖2中已經示出了兩個發電組件16.1,16.2以及數個配電組件20.1,20.2、20.3和20.4，每個發電組件包括連接到發電電纜18的輸入端，配電組件的輸出端經由電力電纜22連接到分布在航空器中的負載(未示出)。配電組件20.1、20.2的輸入端通過電纜24或剛性棒連接到發電組件16.1的輸出端，而配電組件20.3,20.4的輸入端通過電纜24或剛性棒連接到發電組件16.2的輸出端。這些不同的組件設置在構成結合到柜的嵌板的垂直平面上。
[0005]這些組件通過模塊組合在一起，這些模塊特別為平行六面體形狀，其擱置在擱架上。每個擱架為中空凹部，其橫截面是封閉的，特別確保力的吸收以及用來冷卻電子器件的空氣的循環。
[0006]航空器的電力中樞受到越來越強迫的空間限制，特別是對于小飛機。
[0007]的確，出于可接近性原因來考慮在平行于形成電力中樞的柜的前表面的垂直嵌板上的組件的布置以及平行于航空器的縱軸的柜的前表面的設置，電力中樞占用了較大空間，由于新飛機的增長的電能需求，這變得更加如此。現在，電力中樞或者具體為航空器的電力中樞10被設置在飛機的鼻錐26中并必須與例如飛行計算機等其它系統28共用空間，如圖3中所示。
[0008]在航空學上，航空電子【技術領域】存在標準“Arinc600”，其提供包括兩部分的連接器30，第一部分32固定到殼體34，例如計算機，第二部分36固定到殼體的支架38，如圖4中所示。用于計算機的連接器是“掛架”("rackable")式，即它們確保連接器的一部分的凸元件到另一部分的凹元件的自動導向和插入。
[0009]這種類型的連接器設置在殼體的后表面上，包括由殼體操作的所有電纜，即電纜進入和退出，使其可能組裝大數目的具有小橫截面的電纜。當殼體采用電子板形式并且殼體內不包括任何電纜時，這種類型的連接器更加合適。因此，根據“Arinc600”標準的用于計算機的連接器的簡單調換不能用于這種包括具有截面的較少電纜的電力中樞，重要的是產生了更多的發熱，電纜的發熱和隔離不利于用于計算機的連接器所追求的緊湊性。
[0010]而且，包括在模塊的一個表面上的電輸入端和輸出端的單個的連接器需要電纜的存在，以確保電返回連接器，這不可能在模塊高度上優化組件的密度。
[0011]根據另一限制，需要在電力中樞的后部設置足夠的空間，以能夠通過接線片20來連接發電電纜18.1、18.2、18.3，如圖5中所示。考慮到傳遞的電能，這些電纜從電動機延伸到具有較大橫截面的電力中樞，為了節省重量，這些電力中樞由鋁合金制成，所以橫截面更加大。由于它們較大的橫截面和它們的硬度，這些電纜需要大的曲率半徑并在有限的空間里很難布線。
[0012]如圖6中所示，發電電纜18.1到18.3包括用于每個相的至少兩個導體，由此增加它們的硬度。
[0013]考慮到電纜的硬度和它們的定位精確度不足，電纜之間的隔離距離L(也稱作防護)是較大的，由此與在有限空間內布線相違背。
[0014]根據另一個問題，電力中樞10的后部分上的底板不平坦并且符合機身的輪廓，因此使得發電電纜的連接仍然很困難。
【發明內容】
[0015]因此，本發明旨在通過提出一種具有新穎結構的航空器的電力中樞來緩解現有技術的缺點，該電力中樞可能增加組件單位體積的密度并獲得更好的緊湊性。
[0016]為此，本發明的主題是航空器的電力中樞，其包括至少一個擱架，所述擱架上設置有至少一個模塊，所述模塊包含組件，并包括能夠連接到至少一個供電電纜的至少一個輸入端和能夠連接到至少一個輸出電纜的至少一個輸出端，其中對于一個模塊，所述輸出電纜在設置于所述模塊下方的所述擱架的下方或內部穿行。
[0017]根據另一個特征，所述電力中樞包括簡化了發電電纜的連接的延伸部。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0018]其它的特征和優點將通過本發明下面結合附圖的描述而表現出來，該描述僅作為示例給出，圖中:
[0019]圖1是以示意的方式示出了根據現有技術的航空器的電力中樞的透視圖；
[0020]圖2是以示意的方式示出了根據現有技術的電力中樞的組件的橫向截面圖；
[0021]圖3是從航空器的鼻錐的上方觀看的視圖，示出了電力中樞的位置；
[0022]圖4是以示意的方式示出了根據現有技術的用來連接航空電子設備系統的組件的連接件的側視圖；
[0023]圖5是根據現有技術的電力中樞的后部分的局部視圖，示出了發電電纜的連接；
[0024]圖6是示出了發電電纜和它們的間距的截面圖；
[0025]圖7是根據本發明的電力中樞的后部的示意圖；
[0026]圖8是根據本發明的電力中樞的模塊和擱架的截面圖；
[0027]圖9是示出了根據本發明的電力中樞的延伸部的透視圖；
[0028]圖10是以示意方式示出了根據本發明的電力中樞的延伸部的透視圖；
[0029]圖11是電力中樞的延伸部的橫向截面圖；
[0030]圖12是示出了電力中樞的延伸部的細節的橫向截面圖；
[0031 ] 圖13是表示一個實施例的示意圖，其將根據本發明的電力中樞以及電子柜和/或電氣柜結合到航空器的駕駛室中。
【具體實施方式】[0032]圖7中已經示出了根據本發明的電力中樞50。電力中樞包括托架結構52，托架結構52包括擱架54，每個擱架54支撐至少一個模塊56。如圖8中所示，模塊56包括能夠通過第一連接件58連接到至少一個供電電纜60的至少一個輸入端和能夠通過第二連接件62連接到至少一個輸出電纜64的至少一個輸出端。
[0033]根據圖8中所示的示例，模塊56被連接到至少一個發電電纜60并包括第一電纜64形式的輸出端。
[0034]模塊56將沿著平行于電力中樞的深度的方向設置的至少兩個組件組合在一起，并被電流連續地穿過。
[0035]在模塊內部，剛性導體被設置來互連不同的組件。
[0036]根據一個實施例，這些組件同設置在現有技術的電力中樞的嵌板上的組件相同。因此，本發明并不是要改進電力中樞的組件，而是改進它們的布置。但是，組件的形狀和布置是可以改變的。
[0037]通過示例的方式，如圖8中所示，模塊包括三個發電組件66.1,66.2和66.3以及數個配電組件68.1,68.2,68.3,68.4,68.5,68.6,68.7和68.8，每個發電組件包括連接到發電電纜60的輸入端，配電組件的輸出端通過電力電纜連接到分布在航空器中的負載(未示出)。配電組件68.1到68.3的輸入端通過電纜或剛性棒連接到發電組件66.1的輸出端，配電組件68.4到68.6的輸入端通過電纜或剛性棒連接到發電組件66.2的輸出端，配電組件68.7到68.8的輸入端通過電纜或剛性棒連接到發電組件66.3的輸出端。
[0038]這樣，與將組件設置在嵌板上的現有技術相比，本發明提出將這些組件結合到稱為模塊56的空間結構中。因此，這些組件還根據電力中樞50的深度設置，使其可能減少對于相同數目的組件的電力中樞的前表面的尺寸。
[0039]根據本發明的一點，模塊56中的電子功能的處理通過直流電路來實現。因此，在對發電組件、用于配電和增大輸出的組件處理之后，通過第一連接件58的電路的輸入端位于電力中樞的后部分上，而通過第二連接件62的輸出端設置在前表面上。
[0040]根據本發明的重要特征，對于至少一個模塊56,輸出電纜64在設置于模塊下方的擱架54下方或者內部行進。只要電路沒有在模塊56中形成環路，這些組件可布置在模塊的整個高度上，所以該布置使其可能增加模塊內組件的密度。
[0041]有利地，輸出電纜64在擱架54的中空部分70中布線，而現有技術中在前表面和后表面處是敞開的。
[0042]根據本發明的一點，托架結構并且具體是擱架54用來容許輸出電纜返回電力中樞的后表面。根據這種布置，電力中樞包括疊加的體積，一體積用于模塊，另一體積對應于擱架。這樣，電力中樞的整個高度用于電纜的連接，由此幫助增加模塊內組件的密度。而且，該布置使其可能獲得發電電纜和電力電纜之間的良好隔離，不同類型的電纜設置在不同的高度上。
[0043]根據一個實施例，電力中樞包括用來冷卻在擱架70中循環的電纜的通風裝置。
[0044]根據一個實施例，每個模塊56包括第一基本平行六面體部分和作為下部的突起，第一基本平行六面體部分的深度大于擱架的深度，突起的高度基本等于擱架的深度，使得模塊具有高于擱架的唇緣的表面71。
[0045]為了便于可連接性，對于每個模塊56的供電電纜60，電力中樞包括位于電力中樞的后表面上的第一連接件58，第一連接件58的第一部分72固定到模塊56，并與設置在供電電纜60的末端并可選固定到托架結構的第二部分74協作。有利地，第一連接件58是“掛架”式的連接器，其確保連接器的一部分的凸元件到另一部分的凹元件的自動導向和插入。
[0046]作為補充，對于每個模塊56,電力中樞包括用于輸出電纜64的第二連接件62,其位于模塊的表面71上，具有固定到托架結構52的第一部分76和設置在模塊56上的第二部分78。
[0047]有利地，第二連接件62是“掛架”式的連接器，其確保連接器的一部分的凸元件到另一部分的凹元件的自動導向和插入。
[0048]連接件58和62是“掛架”式的連接器的事實簡化了在航空器的制造或其維護期間模塊56的安裝和移除。
[0049]為了簡化敷設電纜，托架結構52可以預敷設電纜，并且對于至少一個模塊在位于下面的擱架54中包括一束電纜80，電纜80在擱架的相對唇緣上設置的兩個連接件的兩部分之間布線。因此，輸出電纜包括與這束電纜對應的第一部分。
[0050]根據該實施例，電力中樞包括第三連接件82，其位于電力中樞的后表面，特別是在第一連接件58的下面。
[0051]第三連接件82包括設置在這束電纜80的末端的第一部分84，其能夠與設置在輸出電纜64的末端上的第二部分86配合。
[0052]這束電纜80包括與模塊56中的電纜88相同的或者實際上更多數目的電纜。
[0053]根據本發明的另一個特征，可能增加電力中樞50的深度并得益于該增加的深度，以增加電力中樞中組件的密度，只要特別來自電動機的發電器的發電電纜并沒有直接連接到電力中樞的后表面，而是位于至少一個延伸部90上，該延伸部90從電力中樞的后部延伸到相對于所述電力中樞的至少一側偏斜的連接面板92。因此，不需要在電力中樞的后表面和機身的側壁之間提供較大間距來確保發電電纜的連接。
[0054]有利地，連接面板92被設置在對應于圖3中可見的橫向連接中心的區域94中。
[0055]區域94比位于電力中樞后部的區域更容易接近，并提供了平坦的底板，這改進了負責工業化或維護的操作者的工作條件。
[0056]根據本發明，延伸部包括用于每個發電線的每個相的銅導電元件96。
[0057]在下面的描述中，銅用來指銅或者銅合金。
[0058]延伸部90構成電力中樞50的整體部分。因此，節省空間優于節省重量，與每個相包括至少兩個具有較小橫截面的鋁合金發電電纜相比，其可能向用于每個發電線的每個相提供具有較大橫截面的單個導電元件，以限制導電元件的發熱。
[0059]通過示例，圖11中已經示出了 9個電導體，三個相用于三個發電線97.1、97.2和97.3。
[0060]通過代替鋁合金使用銅作為材料，導電元件96被提供了可能具有約I到2_的彎曲半徑的更大的彎曲能力。
[0061]根據另一個優點，銅比用來制作根據現有技術的發電電纜的鋁合金具有更低的熱膨脹。
[0062]根據另一個特性，導電元件96是剛性的并分別采用銅剛性棒的形式。[0063]通過提供剛性元件，每個導電元件之間的防護可以減小。
[0064]根據本發明的另一個特性，每個導電元件96設置在由電絕緣材料制成的剛性導管98中，剛性導管98具有足夠大的橫截面，使得導電元件通過與導電元件96同心的空氣間隙與導管的內表面隔離。
[0065]該空氣間隙還提高了導電元件96的冷卻。根據第一點，只要每個剛性導管98與電力中樞的內部連通，并且電力中樞的內部通過強制通風來通風，強制空氣流產生在每個導管98的內部。根據另一點，孔隙100 (圖12中可見)均勻地形成在每個導管98上，以進一步改進導電元件96的通風。
[0066]有利地，襯墊102設置在導管98中，以均勻的間隔分布，用來維持導電元件96周圍的隔離。
[0067]根據一個實施例，這些襯墊102由硅酮制成。每個襯墊包括中心孔，其橫截面與導電元件96相適應，在其周圍的突起103上，突起103的外部形狀與導管98的橫截面相適應。在突起103之間，空氣可沿著導管98循環。
[0068]這些襯墊102還確保了振動過濾。
[0069]根據一個實施例，導電元件具有矩形橫截面并包括絕緣保護表面。該剛性導管98也具有矩形橫截面。
[0070]有利地，剛性導管98包括兩個組裝的半殼104、104'。
[0071]根據一個實施例，半殼相對于優選垂直的中間平面106近似對稱。每個半殼包括第一側壁108、垂直于側壁108的上壁110和下壁112以及垂直于側壁108并以均勻的方式分布在上壁110和下壁112之間的兩個分隔壁114。
[0072]半殼的上壁、下壁以及分隔壁的自由邊緣具有協作來確保兩個半殼之間的連接的形狀。優選地，兩個半殼104、104'是相同的并頭尾組裝。因此，根據一個實施例，上壁和兩個分隔壁中的一個分隔壁的自由邊緣包括能夠容納另一個半殼的自由邊緣的狹槽。
[0073]根據本發明，發電線的這些相通過設置在由兩個組裝的半殼104、104'形成的導管98中而相互隔離。發電線通過設置在不同套的半殼中而相互隔離。因此，對于三根發電線，可提供三套的兩個半殼，在各套兩半殼之間形成空間。
[0074]三套的半殼通過固定法蘭116來支撐組裝。因此，延伸部90具有基本矩形的橫截面。
[0075]優選地，偏轉裝置118設置在這套導管98的上方，以保護它們免受液體滴落。
[0076]優選地，延伸部90包括在每個導電元件的每一端上的差動保護裝置，例如霍爾效應類型的線圈。
[0077]從連接性的觀點來看，每個導電元件的末端通過電觸頭連接到電力中樞，例如通過大橫截面的公/母“耦接器”類型的連接件。在連接面板處，每個導電元件的另一端通過接線條類型的連接件120被連接到一個發電電纜的對應導電元件。
[0078]盡管銅具有低膨脹系數，但是優選提供用來吸收導電元件96的長度變化的裝置。
[0079]從這個意義上講，發電電纜的導電元件和延伸部的發電線的導電元件之間的連接裝置被浮動安裝在連接面板92上。
[0080]作為一種變形或補充，延伸部90包括具有900雙彎頭的沿其長度的Z形輪廓，以吸收由于膨脹現象引起的導電元件的長度變化。[0081]根據本發明，如圖13中所示，通過與通常存在于駕駛室中的其它元件共用空間，可能將通常設置在駕駛室下方的艙中的整個電子設備結合到駕駛室的空間中。
[0082]因此，在駕駛艙124的鼻部上設置的駕駛室122中，可能結合諸如系統柜126或電力中樞128等電子柜和/或電氣柜。
[0083]同樣地，可以組織這些不同的電子柜和/或電氣柜，從而在至少一個可接近的連接中心130處使駕駛艙124和包括駕駛室122的鼻錐之間的連接保持暢通，改進了負責航空器的電子網絡的安裝或維護的操作者的舒適度，優選航空器的每一側上具有一個連接中心130。根據該設置，駕駛艙的電子網絡通過連接裝置連接到航空器的鼻錐的電子網絡，這些連接裝置設置在連接中心130。因此，可以在可接近的連接區域獨立于駕駛室的電子網絡集成駕駛艙的電子網絡，并隨后將它們連接。
【權利要求】
1.航空器的電力中樞，其包括至少一個擱架(54)，所述擱架(54)上設置有至少一個模塊(56),所述模塊(56)包含組件并包括適于連接到至少一個供電電纜(60)的至少一個輸入端和適于連接到至少一個輸出電纜(64)的至少一個輸出端，其中對于一個模塊(56)，所述輸出電纜(64)在設置于所述模塊下方的所述擱架(54)的下方或內部穿行。
2.根據權利要求1所述的電力中樞，其特征在于，所述擱架具有中空的結構，并且所述輸出電纜(64)在所述擱架(54)的中空部分(70)中布線。
3.根據權利要求2所述的電力中樞，其特征在于，模塊(56)包括第一平行六面體部分和作為下部的突起，使得所述模塊具有高過所述擱架的唇緣的表面(71)。
4.根據權利要求3所述的電力中樞，其特征在于，所述電力中樞一方面包括用于每個所述模塊的第一連接件(58)，其位于所述電力中樞的第一表面上用于所述供電電纜(60)，所述第一連接件(58)的第一部分(72)固定到所述模塊(56)并能夠與設置在所述供電電纜(60)的末端的第二部分(74)配合，另一方面包括第二連接件(62)，其位于所述模塊的表面(71)上用于所述輸出電纜(64)，所述第二連接件(62)具有設置在所述模塊(56)上的第一部分(76)和第二部分(78) ο
5.根據權利要求4所述的電力中樞，其特征在于，所述第一連接件(58)和所述第二連接件(62)是掛架式的連接器，其確保所述連接器的一部分的凸元件到另一部分的凹元件的自動導向和插入。
6.根據權利要求2到5中任一項所述的電力中樞，其特征在于，所述電力中樞包括用于模塊(56)的電纜束(80)，所述電纜束(80)設置在所述擱架的所述中空部分(70)中，在位于所述擱架的第一唇緣處的第一端，連接件(62)將所述電纜束(80)連接到所述模塊(56)，在位于所述擱架的另一唇緣處的第二端，連接件(82)將所述電纜束(80)連接到所述輸出電纜(64)。
7.根據前述權利要求中任一項所述的電力中樞，其特征在于，模塊(56)將沿著平行于所述電力中樞的深度的方向設置的至少兩個組件組合在一起，并被電流連續地穿過。
8.根據前述權利要求中任一項所述的電力中樞，其特征在于，所述電力中樞包括至少一個延伸部(90)，所述延伸部(90)從所述電力中樞的后部延伸到相對于所述電力中樞的至少一側偏斜的連接面板(92)。
9.根據權利要求8所述的電力中樞，其特征在于，所述延伸部(90)包括用于每個發電線的每個相的銅導電元件(96)。
10.根據權利要求9所述的電力中樞，其特征在于，每個所述銅導電元件(96)是剛性的并采用棒的形式。
11.根據權利要求9或10所述的電力中樞，其特征在于，所述延伸部包括用于每個導電元件(96)的導管(98)，所述導管(98)由電絕緣材料制成，剛性導管(98)具有足夠大的橫截面，使得所述導電元件(96)通過與所述導電元件(96)同心的空氣間隙與所述導管(98)的內表面分隔開。
12.根據權利 要求11所述的電力中樞，其特征在于，所述延伸部包括在每個所述導管中的襯墊(102)，所述襯墊(102)用于維持所述導電元件(96)周圍的隔離。
13.根據權利要求11或12所述的電力中樞，其特征在于，剛性導管(98)包括兩個組裝的半殼(104，104’ )。
14.根據權利要求8到13中任一項所述的電力中樞，其特征在于，所述延伸部(90)包括沿著其長度的Z形輪廓。
15.航空器，其特征在于，包括具有電子網絡的駕駛艙(124)，并在其設有包含電子網絡的鼻錐的鼻部處包括至少一個電氣柜，其中，所述航空器包括至少一個連接中心(130)，所述連接中心包括用于所述駕駛艙(124)的所述電子網絡和所述鼻錐的所述電子網絡之間的連接裝置 。
【文檔編號】H05K7/14GK103843475SQ201280047586
【公開日】2014年6月4日 申請日期:2012年9月25日 優先權日:2011年9月30日
【發明者】貝爾納·格蘭, 伊夫·迪朗 申請人:空中客車運營簡化股份公司