本發(fā)明涉及一種飛機用供電來源控制裝置，其屬于航空電氣領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

飛機內(nèi)部的用電一般由專門的電源控制裝置進行分配，原有的電源控制裝置內(nèi)部結(jié)構(gòu)過于緊湊，使得更換元器件十分困難，可維護性較差，且電源控制裝置作為一個整體設(shè)備封裝在殼體內(nèi)散熱不暢，極易損壞，且電源控制裝置為進口件，價格較高，頻繁的損壞造成了較大的經(jīng)濟損失。在實際使用過程中，電源控制裝置的勵磁電流缺乏相關(guān)的保護，其自身沒有單獨的供電電源，隨著飛機內(nèi)部供電電源的故障將無法使用，使各供電電路的獨立性變差。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供了一種成本低、可靠性高、散熱性好且安全穩(wěn)定的飛機用供電來源控制裝置。

本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

一種飛機用供電來源控制裝置，其包括殼體、設(shè)置在殼體內(nèi)的發(fā)電機、勵磁控制模塊、勵磁蓄電池、限流保險5A和設(shè)置在殼體外的主控制裝置；所述殼體上設(shè)置有工作指示燈L、勵磁控制保護開關(guān)K1和開關(guān)S1；所述主控制裝置包括用于連接蓄電池的蓄電池接口、用于連接地面電源的地面電源接口、繼電器J1~繼電器J3和匯流條；所述繼電器J1和繼電器J2的線圈并聯(lián)在蓄電池接口和地之間，所述繼電器J1的常開觸點J1-1接入?yún)R流條，所述匯流條與繼電器J3的線圈相連接，且所述匯流條的電源端之一經(jīng)勵磁控制保護開關(guān)K1接入勵磁控制模塊；所述勵磁控制模塊和發(fā)電機的對應(yīng)引腳相連接，所述勵磁蓄電池、工作指示燈L和限流保險5A串聯(lián)后接入勵磁控制模塊的電源端；所述發(fā)電機的電源正極經(jīng)開關(guān)S1與所述繼電器J3的常開觸點J3-1相連接。

進一步的，所述勵磁控制模塊的型號為05-7150-E000702。

本發(fā)明的有益效果如下：

本發(fā)明中的主控制裝置設(shè)置在殼體外，方便拆卸和維護，減小了殼體內(nèi)部的散熱源，便于散熱，延長了使用壽命，主控制裝置設(shè)置通過勵磁控制保護開關(guān)K1接入勵磁控制模塊，在勵磁電流故障時起到保護勵磁控制模塊的作用，為勵磁控制模塊增加了單獨的勵磁蓄電池，為勵磁控制模塊提供了初始的勵磁電流，該線路上設(shè)有限流保險5A，該線路上還設(shè)有勵磁控制模塊的工作指示燈L可以直觀的顯示其工作狀態(tài)，勵磁控制模塊和發(fā)電機對應(yīng)連接，方便控制，且各個部件均為國產(chǎn)件，成本低。

附圖說明

附圖1為本發(fā)明的電路結(jié)構(gòu)原理框圖。

其中，1主控制裝置、2發(fā)電機、3勵磁控制模塊、4勵磁蓄電池、5蓄電池、6匯流條、7蓄電池接口、8地面電源接口、9殼體；其中，左半部的虛線框表示主控制裝置的外殼，右半部的點畫線框表示殼體。

具體實施方式

下面結(jié)合圖1和具體實施例對本發(fā)明的結(jié)構(gòu)和原理做進一步說明。

如圖1所示，一種飛機用供電來源控制裝置，其包括殼體9、設(shè)置在殼體9內(nèi)的發(fā)電機2、勵磁控制模塊3、勵磁蓄電池4、限流保險5A和設(shè)置在殼體9外的主控制裝置1；所述殼體9上設(shè)置有工作指示燈L、勵磁控制保護開關(guān)K1和開關(guān)S1；所述主控制裝置1包括用于連接蓄電池5的蓄電池接口7、用于連接地面電源的地面電源接口8、繼電器J1~繼電器J3和匯流條6；所述繼電器J1和繼電器J2的線圈并聯(lián)在蓄電池接口7和地之間，所述繼電器J1的常開觸點J1-1接入?yún)R流條6，所述匯流條6與繼電器J3的線圈相連接，且所述匯流條6的電源端之一經(jīng)勵磁控制保護開關(guān)K1接入勵磁控制模塊3；所述勵磁控制模塊3和發(fā)電機2的對應(yīng)引腳相連接，所述勵磁蓄電池4、工作指示燈L和限流保險5A串聯(lián)后接入勵磁控制模塊3的電源端；所述發(fā)電機2的電源正極經(jīng)開關(guān)S1與所述繼電器J3的常開觸點J3-1相連接；所述殼體9是用于放置本實施所述飛機用供電來源控制裝置的殼體。

進一步的，所述勵磁控制模塊3的型號為05-7150-E000702。

由于所述主控制裝置1連接在殼體9外，所以更加方便拆卸，易于維護也有利于散熱，同時主控制裝置1配合勵磁控制模塊3一起工作，相比原勵磁控制模塊增加了勵磁控制保護開關(guān)K1，提高了新勵磁控制模塊的可靠性。

本發(fā)明極大的改善了飛機的主控制裝置的可靠性及維護性，變相的降低了更換數(shù)據(jù)處理模塊所增加的成本。同時，針對不同的發(fā)動機配套的發(fā)電機，新主控制裝置更容易進行適配改裝，可以在更大的程度上，降低飛機的生產(chǎn)成本。

本發(fā)明是用于調(diào)整飛機供電電源來源的裝置，可根據(jù)飛機供電的來源，對機上設(shè)備供電來源進行切換。

本發(fā)明的工作過程如下：

本發(fā)明通過3個繼電器，即J1~ J3，完成了對地面電源、發(fā)電機2和蓄電池5的平衡控制。在飛機飛行過程中，此時發(fā)電機2工作，當發(fā)電機2的電平正常時，采用發(fā)電機2為飛機上各個用電器供電，同時為蓄電池5充電，當發(fā)電機2的電平過高或者過低時，勵磁控制模塊3會自動切斷供給發(fā)電機2的勵磁電流，使得發(fā)電機2無法再工作，此時根據(jù)3個繼電器的連接關(guān)系，飛機上各個用電器自動接入蓄電池5供電，知道發(fā)電機2電平正常時在切換回發(fā)電機2為飛機上各個用電器供電。在飛機停落在地面時，此時發(fā)電機2不工作，蓄電池5的電能通過地面電源接口8連接地面電源為其充電。本發(fā)明極大的改善了飛機用供電來源控制裝置的可靠性及維護性，變相的降低了更換主控制裝置1所增加的成本。同時，針對不同的發(fā)動機配套的發(fā)電機2，新的主控制裝置1更容易進行適配改裝，可以在更大的程度上，降低飛機的生產(chǎn)成本。本發(fā)明已經(jīng)在某飛機換裝新型航空煤油發(fā)動機項目上安裝，并取得了良好的使用效果。

上述詳細說明是針對本發(fā)明可行實施例的具體說明，該實施例并非用以限制本發(fā)明的專利范圍，凡未脫離本發(fā)明的等效實施或變更，均應(yīng)包含于本案的專利保護范圍中。