专利名称：一种飞机用电源电压跌落控制装置的制作方法
技术领域：
本实用新型属于航空技术领域，尤其涉及一种飞机用电源电压跌落控制装置。
背景技术：
目前，飞机在起飞前后所采用的电源供给是不同，当飞机停在地面时，飞机的供电主要以地面电源供电为主，并在飞机起飞时从地面电源供电切换至机载电源供电，而在此电源供电切换过程中，由于飞机上的具备显示屏等部件的电子设备会因显示屏等部件占用了部分电源消耗而无法获得足够的电源供给，从而影响了该电子设备的主要部件的正常工作。
实用新型内容本实用新型的目的在于提供一种飞机用电源电压跌落控制装置，旨在解决现有的飞机电源切换过程中因电子设备的显示屏和USB接口电路占用了部分电源消耗而无法获得足够的电源供给，并影响该电子设备的主要部件正常工作的问题。本实用新型是这样实现的，一种飞机用电源电压跌落控制装置，与电源线路、电子设备的中央控制器、显示屏、USB接口电路及USB集线控制器连接，所述飞机用电源电压跌落控制装置包括:二极管Dl、电容池C、电源切换检测模块及显示屏供电控制模块；所述二极管Dl的阳极与所述电源切换检测模块的输入端共接于所述电源线路的电输出端，所述二极管Dl的阴极与所述电容池C的电输入输出端连接，所述显示屏供电控制模块的供电控制信号输入端和显示背光控制端分别连接所述电源切换检测模块的输出端和所述中央控制器的背光控制信号端，所述显示屏供电控制模块的电输出端与所述显示屏的电源端连接。所述飞机用电源电压跌落控制装置还包括USB供电控制模块，所述USB供电控制模块的供电控制信号输入端、USB开关信号输入端及USB集线开关信号端分别连接所述电源切换检测模块的输出端、所述中央控制器的USB开关信号端及所述USB集线控制器的USB集线开关信号端，所述USB供电控制模块的输出端接所述USB接口电路的电源端。当所述电源线路的输出电压为28V时，所述飞机用电源电压跌落控制装置还包括磁珠FBl和DC/DC变换器，所述磁珠FBl连接于所述电源线路的电输出端与所述二极管Dl的阳极之间，所述DC/DC变换器的输入端和输出端分别连接所述二极管Dl的阴极和所述显示屏供电控制模块的电输入端。在本实用新型中，通过采用包括所述磁珠FB1、所述二极管D1、所述电容池C、所述DC/DC变换器、所述电源切换检测模块、所述显示屏供电控制模块及所述USB供电控制模块的飞机用电源电压跌落控制装置，能够在飞机起飞时从地面电源供电切换至机载电源供电的瞬间关闭对所述显示屏和所述USB接口电路的供电以降低对所述电容池C所存储的电能的消耗，从而保证电子设备的主要部件能够从电容池C获得足够的电源供给，解决了现有的飞机电源切换过程中因电子设备的显示屏和USB接口电路占用了部分电源消耗而无法获得足够的电源供给，并影响该电子设备的主要部件正常工作的问题。
图1是本实用新型实施例所提供的飞机用电源电压跌落控制装置的结构示意图；图2是本实用新型实施例所提供的飞机用电源电压跌落控制装置的示例电路结构图。
具体实施方式
为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，
以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。在本实用新型实施例中，通过采用包括磁珠FB1、二极管D1、电容池C、DC/DC变换器、电源切换检测模块、显示屏供电控制模块及USB供电控制模块的飞机用电源电压跌落控制装置，能够在飞机起飞时从地面电源供电切换至机载电源供电的瞬间关闭对显示屏和USB接口电路的供电以降低对电容池C所存储的电能的消耗，从而保证电子设备的主要部件能够从电容池C获得足够的电源供给。图1是本实用新型实施例所提供的飞机用电源电压跌落控制装置的结构示意图，为了便于说明，仅示出了与本实用新型相关的部分，详述如下:飞机用电源电压跌落控制装置100与电源线路200、电子设备的中央控制器300、显示屏400、USB接口电路500及USB集线控制器600连接，飞机用电源电压跌落控制装置100包括:二极管Dl、电容池C、电源切换检测模块102及显示屏供电控制模块103 ；二极管Dl的阳极与电源切换检测模块102的输入端共接于电源线路200的电输出端，二极管Dl的阴极与电容池C的电输入输出端连接，显示屏供电控制模块103的供电控制信号输入端和显示背光控制端分别连接电源切换检测模块102的输出端和中央控制器300的背光控制信号端BL_CTR，显示屏供电控制模块103的电输出端与显示屏400的电源端连接。为了能够在飞机起飞时从地面电源供电切换至机载电源供电的瞬间关闭对USB接口电路的供电以进一步降低对电容池C所存储的电能的消耗，飞机用电源电压跌落控制装置100还包括USB供电控制模块104，USB供电控制模块104的供电控制信号输入端、USB开关信号输入端及USB集线开关信号端分别连接电源切换检测模块102的输出端、中央控制器300的USB开关信号端USB_PW及USB集线控制器600的USB集线开关信号端，USB供电控制模块104的输出端接USB接口电路500的电源端。在本实用新型实施例中，电源线路200用于从地面电源或机载电源引入直流电为电子设备供电；电子设备所需的供电电压为28V，则飞机从地面电源切换至机载电源为电子设备供电时，电源线路200需要从机载电源引入28V直流电才能满足对电子设备的正常供电。显示屏400可以是IXD显示屏或LED显示屏。因此，当电源线路200的输出电压为28V时，飞机用电源电压跌落控制装置100还包括磁珠FBI和DC/DC变换器101，磁珠FBI连接于电源线路200的电输出端与二极管Dl的阳极之间，DC/DC变换器101的输入端和输出端分别连接二极管Dl的阴极和显示屏供电控制模块103的电输入端。图2示出了本实用新型实施例所提供的飞机用电源电压跌落控制装置的示例电路结构，为了便于说明，仅示出了与本实用新型相关的部分，详述如下:作为本实用新型一优选实施例，电源切换检测模块102包括:电阻R1、电阻R2、电容Cl、磁珠FB4及三端电容C2 ；电阻Rl的第一端为电源切换检测模块102的输入端，电阻Rl的第二端与电阻R2的第一端及电容Cl的第一端共接于磁珠FB4的第一端，电阻R2的第二端与电容Cl的第二端共接于地，磁珠FB4的第二端接三端电容C2的第三端3，三端电容C2的第二端2与第四端4共接于地，三端电容C2的第一端I为电源切换检测模块102的输出端。在本实用新型其他实施例中，电源切换检测模块102还包括磁珠FB2、磁珠FB3及静电抑制器ESDI，磁珠FB2的第一端作为电源切换检测模块102的输入端，磁珠FB3连接于磁珠FB2的第二端与电阻Rl的第一端之间，静电抑制器ESDI连接于电容Cl的第一端和第二端之间。作为本实用新型一优选实施例，显示屏供电控制模块103包括:与门U1、电阻R3、电阻R4、NPN型三极管Q1、电阻R5、PMOS管Q2及电阻R6 ；与门Ul的第一输入端I和第二输入端2分别为显示屏供电控制模块103的显示背光控制端和供电控制信号输入端，与门Ul的正电源端3和负电源端4分别连接+3.3V直流电源和地，与门Ul的输出端5与电阻R3的第一端共接于电阻R4的第一端，电阻R3的第二端接地，电阻R4的第二端接PNP型三极管Ql的基极，PNP型三极管Ql的发射极接地，电阻R5连接于PNP型三极管Ql的集电极与PMOS管Q2的栅极之间，电阻R6连接于PMOS管Q2的源极与栅极之间，PMOS管Q2的源极和漏极分别为显示屏供电控制模块103的电输入端和电输出端。作为本实用新型一优选实施例，USB供电控制模块104包括:与门U2、与门U3、电阻R7、NPN型三极管Q3、电阻R8、USB电源开关控制器U4、电阻R9及磁珠FB5 ；与门U2的第一端I和第二端2分别为USB供电控制模块104的供电控制信号输入端和USB开关信号输入端，与门U2的正电源端3和负电源端4分别连接+3.3V直流电源和地，与门U2的输出端5连接与门U3的第一输入端1，电阻R7的第一端为USB供电控制模块104的USB集线开关信号端，电阻R7的第二端连接NPN型三极管Q3的基极，NPN型三极管Q3的发射极接地，电阻R8的第一端接+3.3V直流电源，电阻R8的第二端与NPN型三极管Q3的集电极共接于与门U3的第二输入端2，与门U3的正电源端3和负电源端4分别连接+3.3V直流电源和地，与门U3的输出端5连接USB电源开关控制器U4的第一使能脚ENl，USB电源开关控制器U4的输入脚IN和接地端GND分别连接+5V直流电源和地，USB电源开关控制器U4的第二使能脚EN2、第二输出脚0UT2及第二过流逻辑输出脚/0C2均空接，电阻R9的第一端接+2.7V直流电源，USB电源开关控制器U4的第一过流逻辑输出脚/OCl接电阻R2的第二端，USB电源开关控制器U4的第一输出端OUTl接磁珠FB5的第一端，磁珠FB5的第二端为USB供电控制模块104的输出端。其中，USB电源开关控制器U4具体是型号为TPS2052D的USB电源开关芯片。[0031]以下结合工作原理对上述飞机用电源电压跌落控制装置100作进一步说明:当飞机还停留于地面或者已完成供电切换时，磁珠FBl从电源线路200获得28V直流电，该28V直流电通过二极管Dl，对电容池C进行充电，并由DC/DC变换器101进行电压转换后输出12V直流电(此处的12V直流电为电子设备中包括中央控制器300在内的其他电路模块供电)，同时，磁珠FB2、磁珠FB3对28V直流电进行高频噪声和尖峰干扰进行滤除，并由电阻Rl和电阻R2将该28V直流电进行分压后得到3.29V直流电，该3.29V直流电再通过三端电容C2进行滤波后输出至与门Ul的第二输入端2，且中央控制器300的背光控制信号端BL_CTR输出背光控制信号(其为高电平)至与门Ul的第一输入端1，于是与门Ul输出高电平驱动NPN型三极管Ql导通，进而使PMOS管Q2导通，则DC/DC变换器101输出的12V直流电通过PMOS管Q2为显示屏供电；与此同时，与门U2的第一输入端I从三端电容C2获得3.29V直流电，且其第二输入端2从中央控制器Ul的USB开关信号端USB_PW获得USB电源开关信号(其为高电平)，则与门U2输出高电平至与门U3的第一输入端1，因与门U3的第二输入端2在USB集线控制器600和NPN型三极管Q3的控制下为高电位，则与门U3输出高电平使USB电源开关控制器U4通过其第一输出端OUTl输出5V直流电，该5V直流电通过磁珠FB5向USB接口电路500供电。当飞机起飞并从地面电源供电切换至机载电源供电时，在切换供电瞬间，电源线路200会无法获得28V直流电，则此时由电容池C输出28V直流电通过DC/DC变换器101得到12V直流电(此处的12V直流电为电子设备中包括中央控制器300在内的其他电路模块供电)，由于二极管Dl使电容池C所输出的12V直流电无法回流至磁珠FB1，所以整个电源切换检测模块102无法获得电能，则三端电容C2的第一端的电压为零，进而使与门Ul、与门U2及与门U3均输出低电平，那么NPN型三极管Ql截止，PMOS管Q2因栅极与源极的电压差为零也随之截止，则此时DC/DC变换器101所输出的12V直流电无法通过PMOS管Q2为显示屏400供电；与此同时，与门U3所输出的低电平也使USB电源开关控制器U4控制其第一输出端OUTl停止输出5V直流电，则USB接口电路500也因无法获得供电而暂时停止工作。在本实用新型实施例中，通过采用包括磁珠FB1、二极管D1、电容池C、DC/DC变换器、电源切换检测模块、显示屏供电控制模块及USB供电控制模块的飞机用电源电压跌落控制装置，能够在飞机起飞时从地面电源供电切换至机载电源供电的瞬间关闭对显示屏和USB接口电路的供电以降低对电容池C所存储的电能的消耗，从而保证电子设备的主要部件能够从电容池C获得足够的电源供给，解决了现有的飞机电源切换过程中因电子设备的显示屏和USB接口电路占用了部分电源消耗而无法获得足够的电源供给，并影响该电子设备的主要部件正常工作的问题。以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
权利要求1.一种飞机用电源电压跌落控制装置，与电源线路、电子设备的中央控制器、显示屏、USB接口电路及USB集线控制器连接，其特征在于，所述飞机用电源电压跌落控制装置包括: 二极管Dl、电容池C、电源切换检测模块及显示屏供电控制模块； 所述二极管Dl的阳极与所述电源切换检测模块的输入端共接于所述电源线路的电输出端，所述二极管Dl的阴极与所述电容池C的电输入输出端连接，所述显示屏供电控制模块的供电控制信号输入端和显示背光控制端分别连接所述电源切换检测模块的输出端和所述中央控制器的背光控制信号端，所述显示屏供电控制模块的电输出端与所述显示屏的电源端连接。
2.如权利要求1所述的飞机用电源电压跌落控制装置，其特征在于，所述飞机用电源电压跌落控制装置还包括USB供电控制模块，所述USB供电控制模块的供电控制信号输入端、USB开关信号输入端及USB集线开关信号端分别连接所述电源切换检测模块的输出端、所述中央控制器的USB开关信号端及所述USB集线控制器的USB集线开关信号端，所述USB供电控制模块的输出端接所述USB接口电路的电源端。
3.如权利要求1所述的飞机用电源电压跌落控制装置，其特征在于，当所述电源线路的输出电压为28V时，所述飞机用电源电压跌落控制装置还包括磁珠FBl和DC/DC变换器，所述磁珠FBl连接于所述电源线路的电输出端与所述二极管Dl的阳极之间，所述DC/DC变换器的输入端和输出端分别连接所述二极管Dl的阴极和所述显示屏供电控制模块的电输入端。
4.如权利要求1所述的飞机用电源电压跌落控制装置，其特征在于，所述电源切换检测模块包括: 电阻R1、电阻R2、电容Cl、磁珠FB4及三端电容C2 ； 所述电阻Rl的第一端为所述电源切换检测模块的输入端，所述电阻Rl的第二端与所述电阻R2的第一端及所述电容Cl的第一端共接于所述磁珠FB4的第一端，所述电阻R2的第二端与所述电容Cl的第二端共接于地，所述磁珠FB4的第二端接所述三端电容C2的第三端，所述三端电容C2的第二端与第四端共接于地，所述三端电容C2的第一端为所述电源切换检测模块的输出端。
5.如权利要求4所述的飞机用电源电压跌落控制装置，其特征在于，所述电源切换检测模块还包括磁珠FB2、磁珠FB3及静电抑制器，所述磁珠FB2的第一端作为所述电源切换检测模块的输入端，所述磁珠FB3连接于所述磁珠FB2的第二端与所述电阻Rl的第一端之间，所述静电抑制器连接于所述电容Cl的第一端和第二端之间。
6.如权利要求1所述的飞机用电源电压跌落控制装置，其特征在于，所述显示屏供电控制模块包括: 与门U1、电阻R3、电阻R4、NPN型三极管Q1、电阻R5、PMOS管Q2及电阻R6 ； 所述与门Ul的第一输入端和第二输入端分别为所述显示屏供电控制模块的显示背光控制端和供电控制信号输入端，所述与门Ul的正电源端和负电源端分别连接+3.3V直流电源和地，所述与门Ul的输出端与所述电阻R3的第一端共接于所述电阻R4的第一端，所述电阻R3的第二端接地，所述电阻R4的第二端接所述PNP型三极管Ql的基极，所述PNP型三极管Ql的发射极接地，所述电阻R5连接于所述PNP型三极管Ql的集电极与所述PMOS管Q2的栅极之间，所述电阻R6连接于所述PMOS管Q2的源极与栅极之间，所述PMOS管Q2的源极和漏极分别为所述显示屏供电控制模块的电输入端和电输出端。
7.如权利要求1所述的飞机用电源电压跌落控制装置，其特征在于，所述USB供电控制模块包括: 与门U2、与门U3、电阻R7、NPN型三极管Q3、电阻R8、USB电源开关控制器、电阻R9及磁珠FB5 ； 所述与门U2的第一端和第二端分别为所述USB供电控制模块的供电控制信号输入端和USB开关信号输入端，所述与门U2的正电源端和负电源端分别连接+3.3V直流电源和地，所述与门U2的输出端连接所述与门U3的第一输入端，所述电阻R7的第一端为所述USB供电控制模块的USB集线开关信号端，所述电阻R7的第二端连接所述NPN型三极管Q3的基极，所述NPN型三极管Q3的发射极接地，所述电阻R8的第一端接+3.3V直流电源，所述电阻R8的第二端与所述NPN型三极管Q3的集电极共接于所述与门U3的第二输入端，所述与门U3的正电源端和负电源端分别连接+3.3V直流电源和地，所述与门U3的输出端连接所述USB电源开关控制器的第一使能脚，所述USB电源开关控制器的输入脚和接地端分别连接+5V直流电源和地，所述USB电源开关控制器的第二使能脚、第二输出脚及第二过流逻辑输出脚均空接，所述电阻R9的第一端接+2.7V直流电源，所述USB电源开关控制器的第一过流逻辑输出脚接所述电阻R2的第二端，所述USB电源开关控制器的第一输出端接所述磁珠FB5的第一端,所述磁珠FB5的第二 端为所述USB供电控制模块的输出端。
专利摘要本实用新型适用于航空技术领域，提供了一种飞机用电源电压跌落控制装置。在本实用新型中，通过采用包括磁珠FB1、二极管D1、电容池C、DC/DC变换器、电源切换检测模块、显示屏供电控制模块及USB供电控制模块的飞机用电源电压跌落控制装置，能够在飞机起飞时从地面电源供电切换至机载电源供电的瞬间关闭对显示屏和USB接口电路的供电以降低对电容池C所存储的电能的消耗，从而保证电子设备的主要部件能够从电容池C获得足够的电源供给，解决了现有的飞机电源切换过程中因电子设备的显示屏和USB接口电路占用了部分电源消耗而无法获得足够的电源供给，并影响该电子设备的主要部件正常工作的问题。
文档编号H02J9/06GK202997679SQ20122060962
公开日2013年6月12日 申请日期2012年11月16日 优先权日2012年11月16日
发明者袁志勇, 姚建春, 陆军 申请人:深圳市多尼卡电子技术有限公司