理解的是，除非另外指出，对主要部分的描述适用于备选构造。如图所示，焊料环142由于从失效状态的热传导而熔化，且熔化的环142容纳在储器47中。因此，如图所示，传导性熔化焊料环142流体由于重力远离端子32泻落，且因此，汇流条支撑件28不再与DC接触器26的端子32物理接触或电接触。
[0027]此外，由于实心焊料环42可能不再结构地支撑端子42且与贝氏垫圈150的偏压力相反，故示出了处于轴向扩张状态的垫圈150。贝氏垫圈32的偏压力迫使端子32远离垫圈150，直到端子32由绝缘环40固持或支撑，一旦焊料环150熔化，则绝缘环40现在是焊料垫圈组件30的最高方位，因此保持了端子32与汇流条支撑件28之间的物理分离。
[0028]图6示出了根据本发明的第二实施例的备选电紧固件组件224。第二实施例类似于第一实施例；因此，相似部分将标有增加200的相似数字，其中将理解的是，除非另外指出，对第一实施例的相似部分的描述适用于第二实施例。第一实施例与第二实施例之间的差异在于，如第一实施例中那样，可熔化元件不提供导电通路，而是提供固持力以用于固定DC接触器26的端子32与汇流条支撑件228之间的导电通路，且其中可熔化的固持件的熔化释放端子32与支撑件228之间的导电通路。第一实施例与第二实施例之间的另一差异在于端子32和汇流条228可直接电接触。
[0029]如图所示，电紧固件组件224可包括多个偏压元件，诸如贝氏垫圈50，且汇流条支撑件228还包括焊料组件230，其具有沿轴向延伸的绝缘环240和螺钉座254，其至少一部分可通过可熔化的固持件(诸如焊料环242或热释放胶或粘合剂)相对于汇流条支撑件228固持或附连。在第二实施例中，可熔化的固持件不一定具有导电性质。
[0030]在该实施例中，(可选)绝缘套筒48、绝缘垫圈52和绝缘环240使接触器固定螺钉34与DC接触器26和汇流条支撑件228电隔离。
[0031]在第二实施例中，电紧固件组件224通过从底部到顶部层铺汇流条支撑件228、贝氏垫圈50、DC接触器26的端子32、第二贝氏垫圈50和绝缘垫圈52而组装，使得层铺对准各个垫圈和元件228、32、50、52的开口 36。在组装时，接触器固定螺钉34(具有绝缘套筒48)沿轴向接纳穿过开口36，且与螺钉座254可除去地联接，使得联接提供足够的机械限制，以将元件228、32、50、52沿轴向压制在一起，且压缩贝氏垫圈50。在此意义上，贝氏垫圈50的偏压力使端子32和汇流条支撑件228远离彼此偏压，且与已装固至螺钉座254的接触器固定螺钉34的固持力相反且由其克服，螺钉座254由焊料环242固持或锚定。
[0032]在飞行器操作期间，DC接触器26的端子32和汇流条支撑件228电联接，从而允许功率在构件32、228之间传递。如第一实施例中所述，失效状态可生成过量的热，其在沿导电通路充分传导至汇流条支撑件228时可熔化焊料环242，从而释放附连的螺钉座254。不再经由螺钉座254由汇流条支撑件228沿轴向固持的螺钉座254和DC接触器26的端子32由于贝氏垫圈50的偏压力而被向上推，从而使端子32与汇流条支撑件228物理且电性地分离。电连接的断开将中断电故障、失效或短路的电流，且因此使得系统在过热状态期间安全。
[0033]图7示出了上述实施例的备选构造，其中电紧固件组件324的焊料环342的熔化断开DC接触器26与汇流条支撑件228之间的电连接。如图所示，焊料环342由于失效状态的热传导熔化，从而释放螺钉座254。因此，各个贝氏垫圈50具有沿轴向扩张的状态，其使DC接触器26的端子32与汇流条支撑件228物理且电性地分离。
[0034]除上面的图中所示的之外，许多其它可能的实施例和构造由本公开内容构想出。例如，本发明的一个实施例构想出了没有接口套环38的焊料垫圈组件30，其中允许熔化的焊料环142以其它方式流动离开电紧固件组件124，而没有约束。此外，如图所示的或没有接口套环38的焊料垫圈组件30可允许电紧固件组件24的侧部安装，因为任何熔化的焊料环142都将简单地流动离开触点接合处。在另一个实施例中，相比于上文所示和所述的扩张，在扩张状态时，可使用更多或更少的偏压元件(诸如贝氏垫圈50)以允许增大或减小的扩张。此外，各种构件的设计和放置可重新布置，使得可实现若干不同直列式构造。
[0035]本文公开的实施例提供了电紧固件组件。以上实施例中可实现的一个优点在于，上述实施例提供了配电系统的各种高电流构件之间的可熔化的互连点，这将在故障、失效、短路或其它过高温度状态中中断电流。这种有目的的中断可通过防止或限制可导致一个或多个灾难性失效的烟或火灾而防止电气系统或较大结构(诸如飞行器)的进一步破坏。上述实施例的另一个优点在于，实施例可安装在电气系统中的其中两个端子联接在一起的任何或所有中继点处。这可容许非常稳健的系统，其中过多热的状态可由于一个或多个电紧固件组件与任何给定失效点的邻近而快速定位(且安全地中断)。因此，上述实施例对于飞行器配电系统提供增加的安全性，且因此改善飞行器和空中旅行的总体安全性。
[0036]在并未描述的方面，各种实施例的不同特征和结构可按期望与彼此组合。可能未在所有实施例中示出的一个特征并不意在理解为其不可存在，而是仅为了描述简单而这样做。因此，不同实施例的各种特征可按期望混合和匹配来形成新的实施例，而不论是否清楚描述新实施例。本文所述的所有组合或变更由本公开内容覆盖。
[0037]该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。
【主权项】
1.一种用于联接第一端子和第二端子的电紧固件组件，包括: 将所述第一端子和所述第二端子彼此联接的紧固件； 导电的可熔化元件，其在熔化之前电联接所述第一端子和所述第二端子；以及 分离件，其具有位于所述第一端子与所述第二端子之间的部分且保持它们物理地分离； 其中传导通路至少由所述第一端子、所述第二端子和所述可熔化元件限定，其中所述可熔化元件响应于沿所述传导通路的热而熔化，以响应于过热状态而中断所述传导通路，同时所述分离件保持所述第一端子和所述第二端子物理地分离。2.根据权利要求1所述的电紧固件组件，其特征在于，所述第一端子和所述第二端子分别具有开口，且所述紧固件包括接纳在所述开口内的螺柱，以及拧到所述柱上以将所述第一端子和所述第二端子固定至所述螺柱的螺母。3.根据权利要求2所述的电紧固件组件，其特征在于，所述可熔化元件或分离件中的至少一者限定具有开口的垫圈，其中所述螺柱接纳在所述开口内。4.根据前述权利要求中任一项所述的电紧固件组件，其特征在于，所述电紧固件组件还包括储器，且所述导电的可熔化元件位于所述储器内。5.根据权利要求4所述的电紧固件组件，其特征在于，所述储器具有大于所述可熔化元件的体积的容积。6.根据权利要求4或5中任一项所述的电紧固件组件，其特征在于，所述电紧固件组件包括位于所述第一端子与所述第二端子之间的垫圈且限定所述储器。7.根据前述权利要求中任一项所述的电紧固件组件，其特征在于，所述传导通路的高度大于所述分离件的高度。8.根据权利要求7所述的电紧固件组件，其特征在于，所述分离件的高度大于在所述可熔化元件熔化之后的所述传导通路的长度。9.根据前述权利要求中任一项所述的电紧固件组件，其特征在于，所述可熔化元件包括焊料。10.—种用于连接第一端子和第二端子的电紧固件组件，包括: 将所述第一端子和所述第二端子彼此联接的紧固件； 可熔化固持件，其在熔化之前提供固持力以将所述紧固件固定在联接状态中；以及 偏压元件，其具有位于所述第一端子与所述第二端子之间的部分，且施加与所述固持力相反的偏压力； 其中传导通路至少由所述第一端子和所述第二端子限定，其中所述可熔化固持件响应于热而熔化，从而释放所述偏压元件的偏压力以将所述第一端子和所述第二端子物理地分离，且响应于过热状态中断所述传导通路。11.根据权利要求10所述的电紧固件组件，其特征在于，所述偏压元件包括相对于所述第一端子和所述第二端子的偏压力，以使所述第一端子和所述第二端子远离彼此偏压。12.根据权利要求11所述的电紧固件组件，其特征在于，所述偏压元件为弹簧或贝氏垫圈中的至少一者。13.—种电过载保护设备，包括: 包括螺柱的第一端子； 第二端子，其具有接纳所述螺柱的开口 ； 螺母，其螺纹地接纳在所述螺柱上且将所述第二端子固定到所述第一端子上；以及垫圈，其具有接纳所述螺柱的开口且定位在所述第一端子与所述第二端子之间，且具有导电的可熔化元件； 其中传导通路至少由所述第一端子、所述第二端子和所述可熔化元件限定，其中所述可熔化元件响应于沿所述传导通路的热而熔化，以响应于过热状态中断所述传导通路。14.根据权利要求13所述的设备，其特征在于，所述垫圈限定储器，所述导电的可熔化元件在恪化时被接纳在所述储器中。15.根据权利要求14所述的设备，其特征在于，所述储器的容积大于所述导电的可熔化元件的体积。
【专利摘要】一种用于联接第一导电端子(28)和第二导电端子(32)的电紧固件组件(24)包括将第一端子和第二端子彼此联接的紧固件，以及可熔化元件(42)。可熔化元件(42)响应于热熔化，以响应于过热或温度过高状态中断或断开传导通路。
【IPC分类】H01H37/76, H01H85/02, H01R13/713, H01R4/30
【公开号】CN105637609
【申请号】CN201380080484
【发明人】J.M.布雷特, J.O.科林斯
【申请人】通用电气航空系统有限公司
【公开日】2016年6月1日
【申请日】2013年10月25日
【公告号】CA2927552A1, WO2015059435A1