专利名称：电流故障检测器和电路断流器及其组件的制作方法
电流故障检测器和电路断流器及其组件本申请是2002年9月13日提交的名称为"电流故障检测器和电 路断流器及其组件"的中国专利申请02822501.5的分案申请。发明背景 发明领域本发明通常涉及电气控制系统，更具体地说，涉及一种飞机电气 控制系统，其监控电流通路中的电流状态，并且一旦检测到电流故障， 就中断该电流通路。
背景技术：
在电子机械领域中，电流不平衡表现出可能导致灾难性结果的严 重问题，诸如在燃油泵内的电弧放电。由于燃油泵通常被安装在一个 燃料容器内，以便直接从该容器当中泵送燃料，在燃油泵内的电弧放 电可能导致燃料空气混合气的爆炸和随后该燃料容器的破裂，这可能 是灾难性的。由于这样一个事件的严重的结果，需要一种装置或者方 法，其可以解决这种类型的电弧放电以及其他相关问题。目前飞机上 正在使用的通常类型的电路保护装置是一种热断路器。但是，电弧放 电通常不会导致热断路器起动。因此，长久以来迫切需要在飞机中有 一种电流不平衡检测功能。电流不平衡的一种非常重要的形式是接地 故障，在此故障中电流流动于电路或者电气装置至地之间，而这种电 流是不希望有的。在现有技术中，借助单独的接地故障中断单元已经 解决了接地故障的检测。但是，上述的现有技术系统是有局限性的， 包括必须使飞机重新布线。除了使飞机重新布线的要求之外，还必须 需求额外的空间以容纳接地故障中断系统。一种由Autronics(型号2326-l)制造的现用的接地故障中断单元己 在大型商用飞机中使用，以供燃油泵的接地故障保护。这种Autronics 单元检测接地故障，并通过利用电流互感器来输出一个表示故障的信 号，而且起到取消对燃油泵控制继电器供电的作用。用于接地故障检测的现有技术系统有助于减少在飞机电力系统中，包括航空燃料泵中的电弧放电。这个问题己经变成美国联邦航空管理局(FAA)的一个主要关注的问题，并且近来的研究已经发表了各种 各样的研究项目和规定，以求防止燃料箱起爆。由FAA于2001年6 月20和21日在SEAT交流Airport Hilton主办了一个有关防止燃料箱 起爆的会议，以便更好地了解SFARNo.88的规定和有关验证措施以及 用于运输类飞机的适航性标准。此外在这点上，2001年5月7日(星 期一)的美国联邦公报包括一个与SFAR No.88有关的章程"燃料箱 容错系统估算要求和有关的适航性和验证标准(Fuel Tank System Fault Tolerance Evaluation Requirements and Related Airworthiness and Certification Standard)"。这些资料和FAA会议强调了检测接地故障、 和在电路操作上尽最大可能防止在燃油泵内以及可能暴露给可燃原料 的类似装置内产生电弧放电的重要性。除了前述的Autronics公司型号No. 2326-1系列的接地故障电流检 测器之外，还有一种由PRIMEX航天公司作为部件型号437,437销售 的接地故障检测系统。该PRIMEX系统使用电流互感器检测在三相400 赫兹电动机中的接地故障电流。但是，如果这些现有技术系统被广泛 应用于飞机中，无论作为原始装置或者作为改装装置，它们都有严重 的局限性，因为它们需要在当前现有装置之外的单独布线和空间。本 发明提供许多操作和功能方面的优点，其中有适于装入现有的继电器 底板上的可用空间内，利用其所监控系统的电源进行操作，并且在检 测接地故障以及从被监控系统取消供电时从功能上看更快和更有效。对于飞机来说，需要一种改进的电路保护装置。进一步地希望该 电路保护装置可被包括在飞机中现有装置内，或者与一个现有装置封 装在一起，共用对现有电气电路的相同连线，这是因为在任何一种飞 机中用于电子装置和控制系统的空间是有限的，而且增加布线以适用 于新的装置是非常困难的。本发明致力于解决这些问题和其他问题。发明内容简要地和从一般意义上说，本发明致力于这样的装置和方法其 用于监控在一个电路的线路端和负载端之间的电流通路内的电流状 态，并当检测到电流故障状态的时候中断该电流通路。本发明涉及一种对飞机特别有吸引力的电流不平衡检测和电路中 断器，用以保护一个具有线路端和负载端的电路。在一个当前的实施例中，本发明在现有的飞机电力控制继电器组件内加入了电流不平衡 检测和电路中断器。例如，在一个燃料供应系统应用中，电流不平衡 检测和电路断流器被加入到燃料泵控制继电器组件内。因此，本发明 可针对现有的飞机进行更新，或者可以在新制造的飞机和己经加入继 电器系统的新型飞机设计中使用。所述电流不平衡检测和故障电路断 路器包括外壳、电源、被监控电路、传感器、逻辑控制器和电源控制 器(例如继电器、接触器、固态继电器等等)。在一个实施例中，本发明 还可包括故障指示器、按压测试开关和复位开关。电源被配置成用于 给传感器、逻辑控制器和电源控制器提供电力。传感器被配置成用于 检测在被监控电路中的电流不平衡。在一个实施例中，监控电流不平 衡的传感器是霍尔效应传感器。逻辑控制器被配置成用于监控继电器 控制输入信号以及处理来自传感器的输入。在另一个实施例中，逻辑控制器比较传感器信号与预定的表示可 接受操作的极限值，并且当传感器信号在可接受的极限值之外的时候， 输出一个表示电路电流不平衡的信号。电源控制器被配置成用以接收 来自逻辑控制器的输入，并且当检测到电流不平衡的时候，取消对电 路的负载端供电。在一个实施例中，由于检测到电流不平衡，保持对 电路的负载端取消供电的状态，直到电流不平衡检测和电路断流器的 电源被循环为止。在另一个实施例中，在复位开关被触发以前保持取 消供电状态。在又一个实施例中，故障指示器提供一个是否已出现电 流不平衡状态的指示。可以包括按压测试开关，用以检查在保持期间 的单元的操作。用故障复位开关使故障指示器复位。本发明也提供了一种中断用于电力负载的电路的方法，所述电路 具有一个线路端和一个负载端而产生接地故障。概括地说，该方法包 括提供电力供应，持续地监控和检测电路的线路端的电流不平衡，持 续地监控继电器的控制输入，接收来自一逻辑控制器的输入，而当检 测到电流不平衡的时候，中断继电器控制输入信号，并且起动故障指 示器。在所述方法的一个方面，当检测到电流不平衡的时候，在电源 被循环以前保持使电路中断。典型的是，所要监控的被供以电流的负 载是电动机。在另一方面，电流不平衡检测和电路断流器不需要额外 的信号、输入、布线或者电源，而是从所要监控的电路取得其电力。在所述方法的一种应用中，电路的负载端被连接到燃油泵，并且在该 燃料泵内结束电弧放电。
在一个实施例中，本发明被配置用于执行接地故障检测和电路中
断(GFI)，并且提供优于现有技术系统的重要优点。因为本发明的GFI 系统被封装在与现有继电器系统相同的外壳中，其易于对应现有飞机 而被改装。因为其易于以交流或直流电路操作，包括由被监控的电路 为其自身电源供电，其可用于以交流或直流布线的飞机，而无需在该 飞机中作其他改变或重新布线。此外，因为本发明的GFI系统直接作 用于被监控的电路并且是被监控电路的一部分，就避免了与现有技术 系统相关的一个主要问题，即必须分别地连接到被监控电路。本发明 的另一个实质性优点是，它在故障情况下从电路断电更加迅速，这是 因为检测和控制处于独立位置，这样就提供了就地检测和控制。
目前服务的大多数飞机都使用具有先前讨论过的局限性的断路 器。虽然本发明的电子和机电方面均对于由这类断路器所提供的保护 给予了额外保护，但理想的是能以某种形式组装本发明，使其便于对 于现有的、最新制造的飞机和新的飞机设计进行改装，从而使本发明 的优点具有更广应用范围。因此，在本发明的另一个方面，所述电流 不平衡检测和电路断流器的电子和机电单元被安装在一个外壳内，该 外壳具有与现有技术电源控制器相同的形状因数。本发明经由现有的 电源控制器电接插件与被监视和控制的电路连接，且其从被控制电路 取得电力。虽然有许多形状因数可对由这类断路器所提供的保护给予 额外保护，但最希望的形状因数与飞机中所用的电源控制器有关。
在一个目前的优选实施例中，本发明是一种用于中断在电路的线 路端和负载端之间的电流通路的装置。所述装置包括电源，其在线路 端或者负载端被电连接到上述电流通路。所述装置还包括一电源控制 器，其被置于电流通路内。所述电源控制器适于在有控制供电的情况 下接通电流通路，并且在没有控制供电的情况下，断开电流通路。所 述外壳装置进一步包括传感器系统和逻辑控制器。传感器系统从电源 接收电力，监控在电流通路中的电流，并输出一个表示在电流通路内 的电流状态的传感器信号。逻辑控制器也从电源接收电力，接收上述 传感器信号，并且当传感器信号不满足一个规定判据的时候，从电源控制器取消控制供电。
在所述装置的详细方面，控制供电是由电源提供的，并且该电源 适于当电源控制器被断开且传感器信号满足规定判据的时候，在第一 时间量输出具有第一电压的控制供电，该第一电压足以使得电源控制 器接通电流通路。在第一时间量之后，电源输出具有第二电压的控制 供电，该第二电压小于第一电压，而足以保持电源控制器处于接通位 置。在所述装置的另一个详细方面，传感器系统包括与三相交流系统 的三根输电线或者直流系统的两根线路有关的单一一个传感器，用于 提供各线路中的电流平衡测量值，或者包括一些独立的传感器，其各 自与电流通路中的一根输电线有关，用于对于每个输电线提供独立的 电流测量值，或者使上述二者结合。
在另一个目前的优选实施例中，本发明是一种集成的电流故障检 测/断路器，其包括一个适于被置于具有线路端和负载端的电流通路内 的断路器，和一个电连接到该电流通路的电源。所述装置还包括一 个传感器系统，其从电源接收供电、监控在电流通路中的电流、并输 出表示电流通路内的电流状态的传感器信号。所述装置进一步包括一 个控制器，其从电源接收供电、接收传感器信号并且当该传感器信号 不满足一个规定判据时打开断路器。
在另一个方面，本发明涉及一种中断在电路的线路端和负载端之 间的电流通路的方法，该电路具有与其电连接的电源。所述方法包括 在电流通路中设置一种电源控制器。该电源控制器适于当提供控制供 电的时候，处于接通位置，并且否则处于断开位置。使用传感器系统 监控在电流通路中的电流，并且输出表示该电流通路内的电流状态的 传感器信号，并且仅当该传感器信号满足一个规定判据时，给电源控 制器提供控制供电。
在一个详细方面，所述方法进一步包括监控由电源提供给传感 器系统的供电电压电平，并且当对传感器系统的电压电平小于一个预 定值的时候，忽略传感器信号。通过忽略传感器信号，所述系统的电 流故障检测特性实际上受到禁止，直到供电电压处于预定值或高于预 定值为止。在一个相关的详细方面，所述方法进一步包括监控一外 部通/断电源开关，并且当出现下列任一状态的时候，即传感器信号不满足规定判据或者外部电源开关是断开的时候，从电源控制器取消控 制供电。在又一个详细的方面，上述规定判据取决于连接到负载端的 电力负载的工作电流，其可以具有用于第一时间量的第一工作电流， 和用于第二时间量的第二工作电流。在这种情况下，所述方法进一步 包括基于在第一时间量期间的第一工作电流，将规定判据设定为第 一电平，并且基于在第二时间量期间的第二工作电流，将规定判据设 定为第二电平。
在另一个方面，本发明涉及一种用于监控穿过一个电路的电流通 路的装置，该电路具有线路端和负载端以及处于它们之间的电源控制 器。所述电源控制器在有控制供电的情况下接通电流通路，并且在没 有控制供电的情况下断开电流通路。所述电路被安装在一个壳体内， 并且所述装置包括一个同样被安装在壳体内并被电连接到电流通路的 电源。所述装置还包括一个传感器系统和一个逻辑控制器，二者均同 样被安装在该壳体内。传感器系统从电源接收电力、监控在电流通路 中的电流并输出表示在电流通路内的电流状态的传感器信号。逻辑控 制器也从电源接收电力、接收传感器信号，并且当传感器信号不满足 一个规定判据的时候，从电源控制器取消控制供电。在一个详细的方 面，所述装置进一步包括 一个被置于电源控制器周围的柔性印制电 路板，并且电路包括以下至少一个安装在该板上的电源、传感器系 统和逻辑控制器。
在另一个方面，本发明涉及一种替换现有的电源控制器的方法， 该现有的电源控制器位于电流通路的负载端和线路端之间、并被安装 在一个具有特定形状因数的壳体内。所述方法包括从电流通路断开 现有的电源控制器，并且提供一个装置，该装置适于监控经过电流通 路的电流状态，并且当电流状态不满足一个规定判据时中断电流通路。 所述装置安装在一个壳体内，该壳体具有与被断开的电源控制器基本 上相同的形状因数。所述方法进一步包括在电流通路内以前设置被 断开的电源控制器的位置上安装所述装置。
在另一个方面，本发明涉及一种用于接通在一个电路的线路端和 负载端之间的电流通路的装置。该装置包括一个具有断开位置和接通 位置的电源控制器。该电源控制器被设置在电流通路内，并且在有第一控制供电的情况下，从断开位置切换到接通位置，而在有第二控制 供电的情况下，保持该接通位置。所述装置进一步包括一个电源，该 lti源当l乜源控制器被断开的吋候，在第一时间量输出具有第一电压的 第-控制供屯，而在第一时间量之后输出具有第二电压的控制供电， 其屮第二电压小于第一电压并足以使电源控制器保持在接通位置。
在另一个方面，本发明涉及一种用于中断在电路的线路端和负载 端之间的电流通路的装置，该电路的负载端被连接到一个具有相关的 第一工作电流和第二工作电流的电力负载，其中第一工作电流用于第 一时间量，而第二工作电流用于第二时间量。所述装置包括一个位于 电流通路内的电源控制器。该电源控制器在有控制供电的情况下接通 电流通路，并且在没有控制供电的情况下断开电流通路。所述装置还 包括一个传感器系统，其监控在电流通路中的电流，并且输出表示在 电流通路内的电流状态的传感器信号。所述装置进一步包括一个逻辑 控制器，其接收传感器信号，并且在第一时间量期间，比较传感器信 号与第一工作电流所限定的第一规定判据，而且如果传感器信号不满 足第一规定判据，就从电源控制器取消控制供电。而该逻辑控制器在 第二时间量期间，比较传感器信号与第二工作电流所限定的第二规定 判据，且如果传感器信号不满足第二规定判据，就从电源控制器取消 控制供电。
借助下面举例说明本发明特点的详细描述和附图，本发明的上述 这些方面和其他方面及优点将变得显而易见。
图1是一个按照本发明配置的系统的概括性方框图，包括一个电 源、 一个传感器系统、一个逻辑控制器和一个电源控制器；
图2是一个系统配置的方框图，包括一个电源、 一个由电流不平 衡传感器构成的传感器系统、 一个逻辑控制器、 一个外部直流泵输入 幵关和一个由直流继电器构成的电源控制器； 图3-1至3-3组成图2所示电源的示意图； 图4是一个图2所示电流不平衡传感器的示意图； 图5a-l至5c-4组成图2所示逻辑控制器的示意图图6是另一个系统配置的方框图，包括一个电源、 一个由一个电流不平衡传感器和三个过电流传感器构成的传感器系统、 一个逻辑控制器、 一个外部直流泵输入开关和一个由直流继电器构成的电源控制
器；
图7-1至7-3组成图6所示电源的示意图8a-l至8c-4组成图6所示逻辑控制器的示意图9是另一个系统配置的方框图，包括一个电源、 一个由电流不
平衡传感器构成的传感器系统、 一个外部交流泵输入开关和一个由直
流继电器构成的电源控制器；
图10a和10b组成图9所示电源的示意图11是图9所示电流不平衡传感器的示意图12-1和12-2组成图9所示逻辑控制器的示意图13是另一个系统配置的方框图，包括一个电源、 一个由一个电
流不平衡传感器和三个过电流传感器构成的传感器系统、 一个逻辑控
制器、 一个外部交流泵输入开关和一个由直流继电器构成的电源控制
器；
图14是另一个系统配置的方框图，包括一个电源、 一个由电流不平衡传感器构成的传感器系统、 一个逻辑控制器、 一个外部交流泵输入开关和一个由交流继电器构成的电源控制器；图15是图14所示电源的示意图；图16是图14所示电流不平衡传感器的示意图；图17-1和17-2组成图14所示逻辑控制器的示意图；图18是另一个系统配置的方框图，包括一个电源、 一个由一个电流不平衡传感器和三个过电流传感器构成的传感器系统、 一个逻辑控制器、 一个外部交流泵输入开关和一个由交流继电器构成的电源控制器；
图19a是一个装置的立体图，该装置按照本发明配置并且适于在
典型的波音737/747和空中客车飞机中使用；
图19b至19d分别是图19a所示装置的俯视图、前视图和仰视图；图19e是图19a所示装置的立体图，带有一个剖面示出各组成部
分，包括所述电源控制器、传感器系统和一个在其上安装有系统部件的柔性印制电路板；
图19f是图19e所示柔性印制电路板的平面图20a是一个装置的立体图，该装置按照本发明配置并且适于在波音747-400、 757和767飞机中使用；
图20b至20d分别是图20a所示装置的俯视图、前视图和仰视图20e是图20a所示装置的立体图，带有一个剖面示出各组成部分，包括电源控制器、传感器系统和一个在其上安装有系统部件的柔性印制电路板；
图21a是一个装置的立体图，该装置按照本发明配置并且适于在DC-IO、 MD 10和MD 11飞机中使用；
图21b至21d分别是图21a所示装置的俯视图、前视图和仰视图21e是图21a所示装置的立体图，带有一个剖面示出各组成部分，包括电源控制器、传感器系统和一个在其上安装有系统部件的柔性印制电路板；
图21f是图21e所示柔性印制电路板的平面图22是一个所述系统的电流故障检测器/断路器配置的方框图，包括一个电源、 一个由电流不平衡传感器构成的传感器系统、 一个螺线管驱动电路和一个由断路器和螺线管构成的电源控制器；
图23是图22所示系统的示意图24a是一个按照本发明配置的电流故障检测器/断路器的立体
图24b至24d分别是图24a所示装置的俯视图、前视图和仰视图；图24e是图24a所示装置的剖视图，其示出各组成部分，包括断
路器和螺线管、传感器系统和在其上安装有系统部件的柔性印制电路
板；
图25是一个所述系统的直流独立电流故障检测器配置的方框图，包括一个电源、 一个由电流不平衡传感器和过电流传感器构成的传感器系统、和一个由直流继电器构成的电源控制器；
图26是图25所示电源的示意图27a-l至27c-4组成图25所示逻辑控制器的示意图28是一个所述系统的交流独立电流故障检测器配置的方框图，
14包括一个电源、 一个由电流不平衡传感器和三个过电流传感器构成的传感器系统以及一个由交流继电器构成的电源控制器；
图29是一个所述系统的固态电路独立电流故障检测器配置的方框图，包括一个电源、 一个由电流不平衡传感器和三个过电流传感器构成的传感器系统以及一个由固态继电器构成的电源控制器；
图30a是一个按照本发明配置的独立电流故障检测器装置的立体图；而
图30b和30c分别是图30a所示装置的俯视图和前视图；图30d是图30a所示装置的立体图，带有一个剖面示出各组成部分，包括电源控制器和一个在其上安装有系统部件的印制电路板。
具体实施例方式
现在参考附图，它们供说明之用而不供用于限定，尤其参考图l，其示出了一个按照本发明构成的系统10，用于一旦在电路内检测到电流故障状态时，就中断在该电路的线路端24和负载端26之间的电流通路20。电流故障状态可以是在电路内的电流不平衡状态或者过电流状态的结果。
在一种其最基本的形式中，系统10包括电源30、传感器系统40、逻辑控制器50和电源控制器60。电源30给逻辑控制器50、传感器系统40和电源控制器60提供电力。电源控制器60可以是一个机电继电器(或为交流线圈或为直流线圈)，或者一个固态器件。线圈型继电器是由上述电源提供的控制供电32进行供电的。控制供电32的返回通路34穿过逻辑控制器50。在其他实施例中，控制供电32代替电源30，经由一个外部开关而直接被馈送给电源控制器60。
传感器系统40监控穿过电流通路20的电流，并且输出一个或多个表示在该电流通路中的电流状态的传感器信号42。逻辑控制器50从传感器系统40接收该一个或多个传感器信号42，并且当至少一个传感器信号不满足一个规定判据的时候，取消从电源控制器60供电。该规定判据将在下面进一步描述，但其大体上定义了在电路内可接受的电流不平衡和过电流状态的界限。当传感器信号不满足规定判据的时候，逻辑控制器50中断控制供电32的返回通路34。这使电源控制器60去中断电流通路20，从而取消对电路的负载端26供电。逻辑控制器50包括与故障指示和系统测试和复位相关的电路和外部开关。当中断电流通路20时，逻辑控制器50提供一个故障指示，其可以是一个发光LED或者机械指示器(未示出)。机械指示器的有利之处在于它们不需要电力，因此如果对系统的电源断路，故障仍然被表示。
本发明的系统10可适应于供各种各样的飞机和在该飞机内的各种各样的系统使用。例如，该系统可以被结合进波音737、 747、 757、 767、DC-IO、 MD 11和空中客车航空燃料系统的其中任何一个之内，作为监控在该飞机燃料系统中被用于给泵供电的电源电路的手段。系统10还可以在采用机电装置或者固态开关诸如制动系统和飞机环境控制系统的其他飞机系统中得到应用，上述制动系统包括液压泵/电动机和截止阀，上述飞机环境控制系统包括由开关控制的灯、电风扇、烤炉等等。
本发明的系统可以被分类为三种常规的配置。第一种常规配置是集成的电流故障保护/电源控制器。这种配置将电流故障保护结合到电力控制继电器之内，并且预定用于替换现有的飞机系统继电器。第二种常规配置是集成的电流故障保护/断路器。这种配置将电流故障保护结合到断路器之内，并且预定用于替换现有的飞机系统断路器。第三种常规配置是独立的电流故障保护装置。这种配置并不替代现有的飞机系统组成部分，反之，是一种附加的装置，预定设置在现有的飞机断路器和飞机负载之间。这三种配置中的每一种均在下面在飞机燃料系统的环境下进行描述。但是，这些系统的应用不局限于燃料供应系统。
集成的电流故障保护/电源控制器
一个燃料供应系统内的每个泵通常经由一个机电继电器从三相交流电源接收其能量。虽然可以使用交流线圈继电器，典型地该继电器本身是直流线圈继电器。目前直流线圈继电器是优选的，这是因为它们有较快的响应时间，其最大值大约为10-15毫秒(ms)。 一个典型的交流线圈继电器具有大约15-50毫秒的响应时间。但是，当前在工业领域内正在开发逼近直流线圈继电器的响应时间的交流 圈继电器方案。取决于继电器的类型，以交流控制供电或者直流控制供电对继电器提供电力。这些控制供电有时被称为泵输入。输入到继电器的电源典型 地是可借助于驾驶员座舱开关用开关控制的。
本发明的系统预定用于代替在典型的航空燃料系统中使用的继电 器。为此目的，取决于在现有的飞机系统中使用的继电器的类型和可 用丌关控制的泵输入的类型，所述系统可以采用若干配置中的任何一
种。例如，波音757和DC-10飞机采用直流继电器线圈和交流泵输入。 波音737、 747和767以及空中客车飞机则采用直流继电器线圈和直流 泵输入。对于这些现有的飞机配置中的每一种，所述系统包括对继电 器供电是必需的相应的继电器和电路。本发明的系统不局限于这些现 有的飞机系统配置，而是完全适合在各种各样预期的系统中使用。例 如，所述系统可以配置成包括交流继电器，以供交流泵输入或者直流 泵输入中的任一个使用。下面是各种各样的系统配置的描述。为了便 于描述这些结构，基于其继电器类型和泵输入类型，而对它们加以分 类。
具有直流泵输入的直流继电器
参考图2，其中示出了一个供航空燃料系统使用的系统10，该系 统具有直流泵输入80和直流线圈继电器60，与目前的波音737/747型 飞机相同。系统10包括电源30，其在电路的输入侧24上分接到115V 交流三相线路中的每条线路。电源30给传感器系统40、逻辑控制器 50和直流继电器60提供电力。对逻辑控制器50的直流泵输入80是由 驾驶员座舱泵开关82提供的，该开关从飞机直流电源接收供电。
参考图3-1至3-3,在一个优选实施例中，所述电源是具有两个线 性电源U14和U15的回描型开关电源。电源U14给电流传感器U7(图 4)提供7V直流以便得到该电流传感器的最大增益，同时电源U15给逻 辑控制器电路(图5a-l至5c-3)提供5V直流。如稍后在下面所解释的， 该电源还给电源控制器提供28V直流或者16V直流的控制供电。
在电源的输入侧，二极管CR12、 CR13、 CR14、 CR15、 CR16和 CR17形成一个全波三相电桥。对于由电桥产生的接近300V的峰值电 压，电容器C17和C18起到存储装置的作用。电阻器R42、 R43提供 滤波功能，其中电阻器R42和电容器C17作为一个RC网络工作，而电阻器R43和电容器C18作为两极滤波器的另一个RC网络工作。电 阻器R44和R45提供电磁干扰(EMI)保护，防止噪声通过二极管CR15、 CR16和CR17中的任何一个返回。二极管VR2和VR3保护控制电路 U12和晶体管Q8,防止超出它们各自的工作容量(在一种配置中是 450V和800V )的电压尖脉冲。
控制电路U12检测变压器L2的初级绕组至晶体管Q8的两端间的 电压。电阻器R49和电容器C22滤除通向控制电路U12的检测输入端 的噪声。如果控制单元U12检测到输出电压为低，则其接通并保持接 通，直到通过变压器L2的电流达到一个预先确定的量为止。电阻器 R50允许流过变压器L2的电流增加到该预先确定的量。 一旦达到了该 预定量，该装置就关断，并且能量被传送给变压器L2的次级侧。在次 级侧，电容器C26滤去高频噪声，同时电容器C25存储大部分能量。 来自变压器L2的次级侧的能量然后被提供给线性电源U14和U15。
返回到图2，传感器系统40包括环绕三根三相输电线的单个传感 器，这三根输电线形成了电流通路20。传感器系统40通过提供--个表 示在输电线中的电流平衡的输出传感器信号42，确定在电流通路20 中的电流状态。
参考图4，在一个实施例中，传感器40是霍尔效应传感器，如 AmplocPro5霍耳效应线性电流传感器。在替换实施例中，传感器40 可以是电流互感器或者巨磁阻(GMR)器件。传感器40当工作于10V时 具有233mV/A的输出。接地故障检测是通过以单个电流传感器监控所 有三相的电流来实现的。电流传感器40用代数方式求和由三相电流产 生的磁通量，并且产生一个与结果成正比的输出信号42。由于三相交 流燃油泵通常具有一个不接地中性线，系统是"封闭的"，要求流向燃 油泵的电流与返回电流大小相等而方向相反。因此，当不存在接地故 障状态时，在电流传感器上测量到的磁通量是零。而当出现一个接地 故障状态时，电流流向地(不返回至传感器)，破坏了闭环系统，并导致 在传感器上测量到的磁通量不平衡。由于磁通量不平衡与电流成正比， 传感器的输出即提供了电流损失的数直。在一个优选实施(列中，对于 ;'殳有实测到的不平衡，传感器的输出大约是供电电压的一半。
返回到图2，来自传感器系统40的传感器信号输出42是由逻辑控制器50接收的。逻辑控制器50对照一个规定判据比较传感器信号42， 如果该判据未被满足，则中断电源32的返回通路34。这也就是除去对 电源控制器60的驱动信号，并使直流继电器锁定到跳闸状态，而且中 断对负载端26的电流通路20。逻辑控制器50包括与故障指示和系统 测试及复位相关的电路和外部开关，为说明清晰起见没有在图2中显 示出这些开关。
参考图5a-l至5a-3，传感器输出被输入给放大器U1A，该放大器 调整传感器输出信号的增益。放大器U1A还起到低通滤波器的作用， 用于防止电磁干扰或者放电的威胁。电阻器R6、 R7和R8设定了规定 判据，对照该规定判据来比较传感器输出信号。具体地说，这些电阻 器设定了在U1B的引脚6和U1C的引脚10上的基准电压电平，使得 一个电压对应于较高阈值电压，同时另一电压则对应于较低阈值电压。 这些电压电平依次对应于较高和较低的电流不平衡阈值，而上述电流 不平衡阈值在一个实施例中分别是+1.5ARMS和-1.5ARMS。
如果来自放大器U1A的电压大于引脚6的较高阈值电压，或者小 于引脚10的较低阈值电压，相应的放大器U1B、U1C的输出就变成高， 起到故障信号的作用。来自这些放大器中任何一个的高输出使得晶体 管Q1的栅极成为高，而这又依次驱动晶体管Q2的输出为高，晶体管 Q2输出通过放大器U2A。放大器U2A的输出被输入给逻辑门U10B(图 5b-3)。
逻辑门U10B接收两个其他的输入。 一个来自控制供电电路而另 一个来自传感器电力监控电路。为了使逻辑门U10B工作，它的每个 输入都必须是逻辑低。对于控制供电电路(图5b-l)，外部的直流控制供 电穿过光耦合器U3、放大器U2B和逻辑门U4A。在一种替换结构中， 通过从4.99k到49.9k改变电阻器R12和R13的值，控制供电电路可以 适应于支持一个外部交流控制供电。当控制供电为高即控制开关接通 的时候，U4A的输出为低，并且逻辑门U10B被允许工作(假定对该 门的其他输入为低)。
至于传感器电力监视器电路(图5b-3)，晶体管Q7监控供给电流传 感器的7V直流电源，并且当电压馈送降低到传感器正常工作的电平之 下时，禁止传感器输出以免影响电源控制器操作。当供电电压降低到工作电平之下时，晶体管Q7导通，其依次禁止逻辑门U10B工作。系 统实质上在电压馈送处于或高于预定值(此时逻辑门U10B重新开始 工作)之前忽略传感器信号。
逻辑控制器被设计成使系统在通电时处于故障状态，在此期间系 统不给负载输送电力。在系统起动和稳定之后，假如不存在故障，系 统切换到工作模式。在复位期间，来自复位电路(图5b-3)中的逻辑门 U9A的信号经过U11A，并且进入到一个由逻辑门U9C和U9D组成的 锁存器(图5b-4)，使得该锁存器取决于电阻器R31和电容器C9的值(图 5b-3)以及监控电路U8的延迟时间(该时间为140至560毫秒)，而对 于开始的60毫秒(ms)至100毫秒处于故障状态。较长的延迟控制着复 位时间。使用这两种方案是因为其各自有局限性。
锁存器U9C/U9D也可以被一个来自逻辑门U10B(图5b-3)的故障 信号置于故障状态。这样的故障会永久设定锁存器。必须有复位功能 以便从锁存器除去故障。 一旦通电复位，就对历史锁存状态存在禁止。 如果经历一个故障，锁存器U9C/U9D即进入锁存状态，并且其输出进 入到U10C(图5b-4)。所有的输入必须是低以便使U10C正常工作。如 果逻辑门U9C的输出为高，则存在故障状态，并且门U10C的输出为 低。这样一种输出将晶体管Q3的栅銜图5c-l)设定成为低，该栅极使 控制供电至接地的通路中断，并使继电器断开亦即使继电器开路。来 自U9C的输出也输入给逻辑门U5B、 U5C和U5D(图5c-4)，它们依次 在逻辑门U9C的输出是高的时候使LED CR6导通。
逻辑门U11C和U11D(图5c-3)和电源内的电路一起形成一个上托 电源(pop-up power supply)。当继电器U6(图5c-l)从其断开位置变到其 接通位置的时候，该上托电源就给该继电器提供第一控制供电电压。 一旦继电器接通一定时间，正如电容器C13和电阻器R40的值所限定 的.该电源就提供小于第一电压的第二电压给继电器U6，以便使该继 电器保持接通。这样降低了在电源和继电器线圈中的热耗散。
当门UC10(图5b-4)的输出是高的时候，晶体管Q3导通。这样就 通过对于控制供电提供一个经由晶体管Q3的返回通路，形成了对继电 器的28V直流控制供电。该控制供电的存在给继电器U6提供能量， 并使其接通。在开始命令继电器接通时，逻辑门U11D的输出变为高，并且被反馈到逻辑门U11C。当门U11D的输出变为高的时候，电源中 的晶体管Q9(图3-3)导通并且它使电流流经电阻器R54 (该电阻器是电 阻器R52的旁路)。这使得在电阻器R53顶端的电压达到28V直流 当电阻器R52没有旁路的时候，在电阻器R52和R53两端间的电压大 约是16V直流。因此，所述上托电源提供了 28V直流来接通继电器， 亦即使其从断开位置转换到接通位置，并提供了 16V直流以将继电器 U6保持在接通位置。在开始命令接通继电器之后，在一个由电阻器 R40和电容器C13(图5c-3)所决定的时刻，门U11D的输出变成低，其 依次断幵Q9而使电压恢复到16V直流。
对于不具有过电流保护的装置，本方案将是保持第一电压，直到 电源控制器接通为止，并且如果电源控制器断开就恢复到第一电压-否则，只要电源控制器接通，其将保持第二电压。对于过电流，这一 方案可由在最小的第一时间量上的第一电压来补充。
在故障状态期间，逻辑门UC9(图5b-4)的输出是高。随着这个输 出通过逻辑门U5B和U5C(图5c-4)， U5C的输出被设置为高。这使得 晶体管Q6导通，并且使LED CR6发光。门U5C的高输出被输入给逻 辑门U10A(图5c-2)，逻辑门U10A起到非门的作用，并且输出一个逻 辑低给门U4D的引脚11。门U4D的引脚12也是低。因此，门U4D 的输出驱动晶体管Q5，该晶体管依次驱动自锁继电器U7。该自锁继 电器的引脚3切换到接触引脚2，从而提供5V直流给门U4D的引脚 12，引脚12使得U4D的输出变成低。当门U4D的输出成为低的时候， 晶体管Q5截止，节省逻辑供电。
处于故障状态中时，可用复位开关S2(图5b-l)使逻辑控制器复位。 当开关S2被接通的时候，放大器U2C的输出变成高而U4B(图5c-l) 的输出变成低。在门U4C(图5c-2)处，两个输入均为低，因此输出是高。 来自门U4C的高输出使晶体管Q4导通，该晶体管依次驱动自锁继电 器U7从引脚3和2切换触点至引脚3和1 。这使得门U4C的输出变戎 低而使晶体管Q4截止。
逻辑控制器包括各种各样的维护电路，包括前述的复位开关S2和 故障指示LED CR6。还包括按压测试电路(图5c-l)，其包括线圈Ll、 电阻器R25和R26以及开关Sl。上述线圈围绕电流传感器(未示出)缠绕足够次数，使得当开关S1被接通时，该传感器就输出一个表示电流 不平衡的信号。在一种配置中，线圈围绕传感器缠绕25次。
上述系统监控用于电流不平衡的电流通路20，并且对负载提供接 地故障检测和电路中断(GFI)保护。但是，在电路中可能存在用单个传 感器无法检测到的电流故障状态。例如，如果处于单个传感器下游的 三根输电线中的任何两根出现短路，流过该传感器的电流总和仍然会 是零。因此，上述短路将不会被检测到。而按照本发明，通过将过电 流传感器包括进来作为传感器系统的一部分就避免了前述情况。
参考图6，其中示出了一个供航空燃料系统用的系统10，其具有 直流泵输入80和直流线圈继电器60,例如存在于波音747-400或者波 音767飞机中。系统10包括电源30，其在电路的输入侧24上分接115V 交流三相线路的每个线路。电源30给传感器系统40中的每个传感器、 逻辑控制器50和直流继电器60提供电力。
该电源是一种回描型开关电源，其结构和操作与上文参考图3-1 至3-3所描述的类似。该电源包含两个线性电源U14、 U15。电源U14 给传感器系统中的每个电流传感器提供7V直流，同时电源U15给逻 辑控制器电路提供5V直流。所述电源还起上托电源的作用，给直流继 电器提供28V直流或者16V直流的控制供电。对逻辑控制器50的直 流泵输入80是由驾驶员座舱泵开关82提供的，该泵开关从一个飞机 直流电源接受供电。在图7-1至7-3中提供一个示范性电源的详细示意 图。
传感器系统40包括环绕三根三相输电线的单个不平衡传感器44， 这三根三相输电线构成电流通路20。传感器系统40还包括三个过电流 传感器46。每个过电流传感器46围绕三根构成电流通路20的输电线 的其中一根。不平衡传感器44和过电流传感器46均可以是霍尔效应 传感器，如以上参考图4描述的。不平衡传感器44用代数方式求和由 流经三相输电线的三相电流所产生的磁通量，并且产生一个与结果成 正比的输出信号42。每个过电流传感器46输出一个表示流过其相关输 电线的电流量的信号48。在替换结构中，传感器44、 46还可以是电流 互感器或者巨磁阻(GMR)传感器。
继续参考图6，来自不平衡传感器44和过电流传感器46的信42、 48被提供给逻辑控制器50，这里它们被对照各自的预定判据进行 比较。对于不平衡传感器44，该判据类似于以上参考图2进行的描述， 即-1.5A RMS至+1.5A RMS。对于过电流传感器46，该判据随连接到 电路的负载端26的电力负载而变。在--个实施例中，阈值是1.25x负 载的工作电流。在一个优选实施例中，逻辑是以硬件实现的。做为选 择，该逻辑可以由可编程的固件提供。在两种情况下，逻辑都是如 果传感器信号42、 48的其中任何一个不满足预先规定的判据，控制供 电32的返回通路34即被中断。这样就消除了对电源控制器60的驱动 信号，并且使直流继电器锁定到断路状态，并且中断至负载端26的电 流通路20。
在一个优选实施例中，所述系统被配置成提供用以检测过电流故 障状态的双重阈值判据。 一个判据适用于负载的正常操作期间，而另 一个则适用于负载的通电操作期间。对每个判据的过电流阈值是不同 的。在正常操作中，直流继电器是接通的，并且115V交流被提供给具 有相应稳态工作电流的泵电动机。在正常操作期间，系统使用一个基 于该稳态工作电流的阈值检测过电流状态。例如，如果电动机的稳态 工作电流是5A，则规定阈值是1.25x5ARMS。
在起动操作过程中，负载是断开的，此时通过接通直流继电器供 电。在起动操作期间，系统使用一个基于负载的起动电流而规定的阈 值检测过电流状态。例如，如果起动电流是20A,则规定阈'直是 1.25x20ARMS。在转换到正常阈值之前，系统在一段特定时间即起动 阶段内使用这个起动阈值。起动阶段的持续时间取决于负载要用于加 电和稳定的时间，并且咧如可以达到大约80ms。因此，如果在起动时 间阶段中系统检测到电流超过起动阈值，继电器即被断开而取消对负 载供电。所述双重阈值系统的优点是，它防止了在负载起动期间的误 动作.并且允许在正常操作期间的密切监控。
参考图8a-l至8c-4，逻辑控制器的传感器控制电路类似于先前参 号-图5a-l至5c-4所描述的。不平衡传感器输出被输入给放大器UlA(图 Sa-l), K调整该传感器输出信号的增益。电阻器R6、 R7和R8(图8a-2> 设定对照比较传感器输出信号的规定判据。具体地说，电阻器设定在 U1B的引脚6和UIC的引脚10上的基准电压电平，使得一个电玉对应于较高的阈值电压，而另一个对应于较低的阈值电压。这些电压电 平依次对应于较高和较低的电流不平衡阈值，在一个实施例中，它们
分别是+1.5ARMS和-1.5ARMS。
如果来自放大器U1A的电压高于引脚6的较高阈值电压，或者低 于引脚IO的较低阈值电压，则相应放大器U1B、 U1C的输出成为高。 来自这些放大器中的任一个的高输出使得晶体管Q2(图8a-4)的栅极为 低，其依次驱动晶体管Q4输出为高。晶体管Q3的输出流过放大器 U4D。放大器U4D的输出被输入给逻辑门U8。
每个过电流传感器输出被输入给放大器U2A、 U3A、 U4A(图8a-l 和8a-3)，其调整该传感器输出信号的增益。每个放大器输出被输入给 —对比较器U2B/U2C、 U3B/U3C、 U4B/U4C(图8a-2和8a-4)，它们起 到三相电流通路中的每个线路A、 B和C的过电流检测器的作用。
如上所述，逻辑控制器被配置成提供用于过电流检测器的一个起 动阈值和一个正常阈值。这些阈值是由电阻器R76和R77设定的。在 正常操作期间，部件U5A(图8a-3)是接通的，使电阻器R77(图8a-4)短 路。形成于电阻器R76两端的电压很小，这样就设定了对应于正常阈 值的过电流阈值。在一种配置中，R76是24.3k而正常阈值是15A。如 果三个过电流放大器U2A、 U3A、 U4A中的任何一个输出一个信号， 该信号具有大于相应正常阈值电压的电压，则与该放大器相关的过电 流检测器的输出变成高。来自这些过电流检测器中的任一个的高输出 使得晶体管Q2的栅极成为低，其依次将晶体管Q3的输出驱动为高。 晶体管Q2的输出流过放大器U4D。放大器U4D的输出被输入给逻辑 门U8。
在起动操作期间，部件U5A是断开的，并且形成于电阻器R76和 R77两端的电压较高，这样就设定了对应于起动值的过电流阈值。在 一种配置中，电阻器R76是24.3k而电阻器R77是127k，并且起动阈 值是60A。部件U5A的接通/断开操作与先前描述的上托电源通过晶体 管Ql和Q9(图8a-3和7-3)的操作有关系。起动操作的持续时间，亦即 部件U5A被断开的时间，是由电容器C53(图8c-3)和电阻器R111确定 的。例如，使用1微法的电容器C53和lOOK的电阻器Rlll，起动时 间就大约是70毫秒。如图8b-l至8c-4所示，逻辑控制器电路的其余部分类似于先前参 考图5b-l至5c-4所描述的。虽然在上述示意图中未示出，但逻辑控制 器可以包括各种各样的维护电路，包括复位开关和按压测试开关以及 电路，类似于先前参考图5b-l和5c-l所描述的。
具有交流泵输入的直流继电器
参考图9，其中示出了一个供航空燃料系统用的系统，其具有交流 泵输入80和直流线圈继电器60，诸如存在于波音757飞机中。该系统 包括电源30，其在电路的输入侧24分接115V交流三相线路中的每个 线路。电源30给传感器系统40、逻辑控制器50和直流继电器60提供 电力。对逻辑控制器50的交流泵输入80是由驾驶员座舱泵开关82提 供的，该泵开关分接上述三相线路的其中之一。
参考图10a和10b,电源包括10V电源(图10a)和20V电源(图10b)。 电源包括二极管CR1、 CR2、 CR3、 CR4、 CR5禾Q CR6，它们构成一个 全波三相电桥。电容器C1对于由电桥产生的281V峰值电压起到存储 器件的作用。调节器是装配架式(buck-type)配置，其为在下方拥有电感 器的不规则的结构。这是可以接受的，因为电路无需一定以大地为基 准。实际上，对于10V和20V电源，机载电学地线大约分别比大地高 270V和260V。
优选的是，转换开关以非常规的方式工作。如果其检测到一个输 出电压为低，在流过电感器L1或者L1A的电流达到一个预定量之前， 相应的控制器起动并保持为起动。否则，跳过该循环。能量被存储在 电感器Ll或者L1A中，并且经由二极管CR7或者CR7A传送给输出 电容器C3或者C3A。由齐纳二极管(Zener)VRl或VR1A以及光耦合 器U2或U2A确定恰当的调节。电容器C2或者C2A用于存储少量能 量，g卩，每个相应调节器用于操作其内部电路。
返回到图9,传感器系统40包括环绕三根三相输电线的单个传感 器，这三根三相输电线形成电流通路20。通过提供一个表示输电线中 的电流平衡的输出传感器信号42，传感器40确定在电流通路20中的 电流状态。
参考图ll，在一个实施例中，传感器40是一个霍尔效应传感器，如Amploc Pro 5霍耳效应线性电流传感器。在替换性实施例中，传感 器40可以是电流互感器或者巨磁阻(GMR)器件。传感器40在工作于 10V的时候具有233mV/A的输出。接地故障检测是通过以单个电流传 感器监控所有的三相电流实现的。电流传感器40用代数方式求和三相 电流流经三相输电线所产生的磁通量，并且产生与结果成正比的输出 信号42。由于三相交流燃油泵典型地具有不接地的中性线，系统是"封 闭的"，要求流向燃油泵的电流与返回电流大小相等而方向相反。因 此，当不存在接地故障状态的时候，在电流传感器处测量出的磁通量 是零。当出现接地故障状态的时候，电流流向地(不经由传感器返回)， 破坏了该闭环系统，并导致在传感器上测量到的磁通量不平衡。由于 磁通量不平衡与电流成正比，传感器的输出提供了电流损失的数值。 在一个优选实施例中，对于没有实测到的不平衡，传感器的输出大约 是供电电压的二分之一。
返回到图9，来自传感器系统40的传感器信号输出42是由逻辑控 制器50接收的。逻辑控制器50相对一个规定判据比较传感器信号42， 如果该判据未被满足，则中断电源32到电源控制器的返回通路34。这 也就是除去对该电源控制器的驱动信号，并使直流继电器锁定到跳闸 状态，而且中断对负载端26的电流通路20。
参考图12-1和12-2，在一个优选实施例中，对于没有实测到的不 平衡，传感器的输出大约是供电电压的二分之一。放大器U3A以系数 IO放大信号。该增益是由电阻器R5和R3的比值设定的。3db点是电 容器C4的电抗等于R5电阻的点，这出现于3386Hz上。电阻器R1、 R2和R4使放大器偏置，并且经过选择而使得需要电阻器R4有1兆欧 的最大值，以便在传感器处于其指定的恶劣情况高输出时，将放大器 输出调整为中间供给(mid supply)。易于实现对应于传感器的恶劣情况 低输出的校准。
设置放大器U3B和U3C，以及电阻器R6、 R7和R8，以检测超出 较高及较低电流阈值的电流不平衡，上述电流阈值在一个实施例中分 别是+1.5ARMS和-1.5ARMS。来自放大器U3B或者U3C的高输出表 示出现了超出上述电流阈值的不平衡。门U4A对来自放大器U3B和 U3C的输出进行"或"操作。在其输出端的一个逻辑0表示总有一个故障状态出现。同时发生的不平衡输入是可以被处理的，但这实际上是 不可能的，因为当存在负值不平衡时，无法同时存在正值不平衡。
如果发生故障状态，则其通过门U5A将一个逻辑1送至由门U4B 和U4C组成的锁存器。在引脚5上，逻辑1迫使输出端引脚4为低， 使晶体管Q1截止，该晶体管中断电源到直流继电器的返回通路，从而 实际上消除了对于直流继电器的驱动信号，导致其断开和中断到负载 端26的电流通路20。该锁存器的另一个输入端引脚9通常是处于逻辑 0。这使引脚10变为高，通过将一个逻辑1送至引脚6设定锁存器。
在一个优选实施例中，通电程序使电源控制部分初始化为非工作 模式。这是通过将一个逻辑0送至门U5A的引脚2以模拟一种电流不 平衡状态来实现的。由门U5B、电阻器R13、电容器C5和二极管CR8 产生的通电复位脉冲典型地是7微秒。复位是由经由电阻器R13将电 容器C5充电到阈值所用的时间来确定的，该阈值由门U5B设定。二 极管CR8提供快速复位。
参考图13，图9的系统可以被修改为包括一个传感器系统40，该 传感器系统具有用于监控相间电流的过电流传感器46。这样一种系统 的结构类似于先前参考图6所作描述。
具有交流泵输入的交流继电器
参考图14，其中示出了一个供航空燃料系统用的系统，其具有一 个交流泵输入和一个交流线圈继电器60。该系统包括电源30，其在电 路的输入侧24上分接115V交流三相线路中的每个线路。电源30给传 感器系统40和逻辑控制器50提供电力。用于继电器60的交流泵输入 80是由驾驶员座舱泵开关82提供的，该泵开关分接三相线路的其中之
参考图15，在电源30的一个实施例中，二极管CR1、 CR2、 CR3、 CR4、 CR5和CR6构成一个全波三相电桥。电容器Cl对于由该电桥 产生的281V峰值电压起到存储器件的作用。调节器最好是装配架式 (budc type)配置，其为在下方拥有电感器的不规则的结构。这是可以接 受的，因为电路无需一定以大地为基准。实际上，机载电学地线大约 比大地高270V。优选的是，转换开关以非常规的方式工作。如果其检测到输出电
压为低，在流过电感器L1或者L1A的电流达到一个预定量之前，其 接通并保持为接通。否则，跳过该循环。能量被存储在电感器L1中， 并且经由二极管CR7传送给输出电容器C3。由齐纳二极管VR1以及 光耦合器U2确定恰当的调节。电容器C2用于存储少量能量，调节器 以此操作其内部电路。
返回到图14，传感器系统40包括环绕三根三相输电线的单个传感 器，这三根三相输电线形成电流通路20。通过提供一个表示在输电线 中的电流平衡的输出传感器信号42，传感器40确定在电流通路20中 的电流状态。
参考图16，在一个实施例中，传感器40是一个霍尔效应传感器， 如一个AmplocPro5霍耳效应线性电流传感器。在替换实施例中，传 感器40可以是电流互感器或者巨磁阻(GMR)器件。当工作在10V的时 候，传感器40具有233mV/A的输出。接地故障检测是通过以单个电 流传感器40监控所有的三相电流来实现的。电流传感器40用代数方 式求和三相电流流经三相输电线所产生的磁通量，并且产生一个与结 果成正比的输出信号42。由于三相交流燃油泵典型地具有一个不接地 的中性线，系统是"封闭的"，要求流向燃油泵的电流与返回电流大小 相等而方向相反。因此，当不存在接地故障状态的时候，在电流传感 器40上测量到的磁通量是零。当出现接地故障状态的时候，电流流向 地(不经由传感器返回)，破坏了闭环系统，并且导致在传感器40上测 量到的磁通量不平衡。由于磁通量不平衡与电流成正比，传感器40的 输出即提供了电流损失的数值。在一个优选实施例中，对于没有实测 到的不平衡，传感器40的输出大约是供电电压的二分之一。
返回到图14，来自传感器系统40的传感器信号输出42是由逻辑 控制器50接收的。逻辑控制器50对照一个规定判据比较传感器信号 40,如果该判据未被满足，则中断电源32到电源控制器的返回通路34。
参考图17-1、 17-2，逻辑控制器50的放大器U3A接收传感器信 号42，并且以系数IO放大该信号。该增益是由电阻器R5和R3的比 谊没定的。3db点是电容器C4的电抗等于R5电阻的点，这出现于 3386Hz上。电阻器R1、 R2和R4使放大器偏置，并且经过选择而使得需要电阻器R4有1兆欧的最大值，以便在传感器处于其指定的恶劣 情况高输出时，将放大器输出调整为中间供给。易于实现对应于传感 器的恶劣情况低输出的校准。
设置放大器U3B和U3C，以及电阻器R6、 R7禾QR8，以检测超出 较高及较低电流阈值的电流不平衡，上述电流阈值在一个实施例中分 别是+1.5ARMS和-1.5ARMS。来自放大器U3B或者U3C的高输出表 示出现了超出1.5ARMS阈值的不平衡。IC(集成电路)U4A对来自放大 器U3B和U3C的输出进行"或"操作。在其输出端的一个逻辑0表示 总有一个故障状态出现。同时发生的不平衡输入是可以被处理的，但 这实际上是不可能的，因为当存在负值不平衡时，无法同时存在正值 不平衡。
如果发生故障状态，则其通过IC U5A将一个逻辑1送至由IC U4B 和U4C组成的锁存器。在引脚5上，逻辑1迫使输出端引脚4为低， 使晶体管Ql截止，该晶体管中断控制供电32到电源控制器60的返回 通路34，从而消除了对于电源控制器的驱动信号，并导致交流继电器 锁定到跳开即断开状态，而且中断到负载端26的电流通路20。该锁存 器的另一个输入端引脚9通常是处于逻辑0上。这使引脚10变为高， 通过将一个逻辑1送至引脚6设定该锁存器。
在一个优选实施例中，通电程序使电源控制部分初始化为非工作 模式。这是通过将一个逻辑0送至IC U5A的引脚2以模拟一种电流不 平衡状态来实现的。由ICU5B、电阻器R13、电容器C5和二极管CR8 产生的通电复位脉冲典型地是7微秒。复位是由经由电阻器R13将电 容器C5充电到阈值所用的时间来确定的，该阈值由ICU5B设定。二 极管CR8提供快速复位。
参考图18，图9的系统可以被修改为包括一个传感器系统40，该 传感器系统具有用于监控相间电流的过电流传感器46。这样一种系统 的结构类似于先前参考图6所作描述。
组装
目前正在使用中的大多数飞机利用具有前述局限性的断路器。虽 然本发明的电子和机电方面对这类断路器所提供的保护给予了额外保护，但希望能够以一种形式组装本发明，其允许方便地对于现有的、 新制造的飞机和新的飞机设计进行改装，因此而使本发明的优点具有 史广的应用范围。因此，在本发明的另一个目前优选的方面，所述系 统的电子和机电元件被安装在一个外壳内，该外壳具有与现有的电源 控制器相同的形状因数。该系统通过现有的电源控制器电接插件与所 要监视和控制的电路连接，并且从所要维护的电路取得电力。虽然对 于这类断路器所提供的保护有许多形状因数可以给予额外保护，但集 成的电流故障断路器的各种变形是基于继电器和电流故障断路器电 路，或者固态开关装置和电流故障断路器电路。集成电流故障断路器 对于特定的飞机装置是定制的。其装配和构造经设计适应于在飞机中 特定的继电器装置需要。
参考图19a-19d，其中一些上述的集成电流故障保护/电源控制器可 以被配置成与波音737型、747型和空中客车飞机中使用的现有电源控 制器壳体90的形状因数一致。这样的壳体90典型地包括接插件部分 92、安装用法兰94和外罩96。壳体90的概略尺寸如下从顶部98 到底部100大约为2.65英寸(约6.73cm)，沿其侧面102大约为1.50英 寸(约3.81cm)宽，从安装用法兰94的前侧104到该安装用法兰的后侧 106大约为2.0英寸(约5紙m)。
接插件部分92包括电接插件装置，如接线板或者说接插件板108， 典型地具有八个螺旋式电接插件Al、 A2、 XI、 Bl、 B2、 Cl、 C2和 X2，不过其他常规类型的接线器也可能是适宜的。参考图19d，引脚 Al和A2容纳第一线路A和负载A，引脚Bl和B2容纳第二线路B 和负载B，而引脚C1和C2容纳第三线路C和负载C。
参考图19c和19f，组成电源30、传感器系统40、逻辑控制器50 和电源控制器60的电路被安装在柔性电路板110上。柔性电路板110 包括由柔性部分114连接到一起的刚性电路板112部分。电路板110 被折叠成长方形以便装配到壳体外罩96内，如图19e所示。利用该柔 性电路板，使系统电路得以装配到具有与其所替换部件的形状因数相 同的壳体内。故障指示器il6和复位及测试按钮位于外罩的顶端外部。
参考图20a-20f，上述的一些集成电流故障保护/电源控制 可以被 配置成与波音747-400、 757和767飞机中使用的现有电源控制器壳体120的形状因数一致。这样的壳体120典型地包括接插件部分122、安 装用法兰124和外罩126。壳体120的概略尺寸如下从顶部128到底 部130大约3.28英寸(约8.33cm)，沿其短边132大约1.53英寸(约3.89cm) 宽，而沿其长边134大约2.51英寸(大6.38cm)。
接插件部分122包括电接插件装置，如接线板或者说接插件板 136，典型地具有八个螺旋式电接插件Al、 A2、 XI、 Bl、 B2、 Cl、 C2和X2，不过其他常规类型的接线器也可能是适宜的。参考图20d， 接插件Al和A2容纳第一线路A和负载A，接插件Bl和B2容纳第 二线路B和负载B，而接插件Cl和C2容纳第三线路C和负载C。
参考图20e，形成电源30和逻辑控制器50的电路被安装在两个电 路板138、 140上，电路板138、 140被设置在传感器系统40和电源控 制器60的上方。故障指示器142和复位及测试按钮被设置在外罩的顶 端外部。
参考图21a-21d，上述的一些集成电流故障保护/电源控制器可以被 配置成与DC-10飞机中使用的现有电源控制器壳体150的形状因数一 致。这样的壳体150典型地包括接插件部分152、安装用法兰154和外 罩156。壳体150的概略尺寸如下从顶端158到底部160大约3.25 英寸(约8.26cm)，而沿其各边162则大约为2.5英寸(约6.35cm)宽。
接插件部分152包括电接插件装置，如接线板或者说接插件板 164，典型地具有八个螺旋式电接插件Al、 A2、 XI、 Bl、 B2、 Cl、 C2和X2，不过其他常规类型的接线器也可能是适宜的。
参考图21e和21f，形成电源30和逻辑控制器50的电路被安装到 柔性电路板166上。柔性电路板166包括由柔性部分170结合到一起 的刚性电路板168部分。电路板166被折叠成长方形以便装配到壳体 外罩156内。该维护系统电路被设置在外罩的顶端附近，并且与位于 外罩的顶端外部的故障指示器172和复位及测试按钮连接。
集成的电流故障保护/断路器
在另一个实施例中，本发明提供了一种集成电流故障保护断路器， 在此处称为故障保护断路器(FPB)。 FPB将上述的集成电流故障保护/ 电源控制器的电流故障保护方式结合到一个断路器中，该断路器预定 用于取代现有的飞机系统断路器。FPB由检测和控制电子及机电部件组成，这些部件在单个装置中与断路器结合，用以提供附加的接地故
障和/或过电流检测，同时保持现有三相115V交流断路器的性能和功 能。 一个增设的按拉式键(在此处称为FPB按拉式键)被附着于内部 电路断路器按拉式键上，并且当这个增设按键被机电式跳开的时候， 它就拉开断路器按拉式键。在一个优选实施例中，机电式的跳开是借 助用以提供拉开断路器所必需的强制力的螺线管和平衡弹簧完成的。 还可以实施FPB按拉式键的手工操作，以断开和闭合断路器触点从而 对燃油泵取消供电或者提供供电。
参考图22，在一种配置中，FPB包括电源100、电流传感器110、 控制器或者说螺线管驱动器120、螺线管130、具有相关的按拉式键(未 示出)的机械式断路器140以及测试开关150。 FPB按拉式键被机电式 地跳开以锁定接地故障状态，取消对燃油泵的三相供电并且提供FPB 指示。FPB是一个完全独立的单元，从负载端三相电源获得其电子部 件的电力，并且使用与断路器相同的飞机线路接口。
参考图23， FPB使用单个电流传感器L2检测由三相电流产生的 净磁通量。磁通量信号被输入给螺线管驱动器Q1，该信号在此受到调 节和滤波以消除误动作，并且检测任一极性的净磁通量。 一旦出现接 地故障，螺线管驱动器Q1即使得螺线管L1触发一个按拉式键机电式 地动作，取消三相供电。FPB按拉式键保持在锁定的故障状态，直到 该按拉式键被手动复位为止。当FPB处于故障状态中的时候，使泵控 开关160(115V交流或者28V直流)循环对于燃油泵的控制没有作用。
在一种配置中，当发生电流不平衡也就是说超出一个预定范围的 时候，FPB检测接地故障状态，该预定范围在一种配置中是-1.5ARMS 至+1.5ARMS。这个范围允许足够的裕度，以防止燃油泵电动机漏电流 (其随电动机绕组绝缘和受污染的燃料而变)造成误动作。
在确定故障检测阈值的情况下，当选择故障检测速度时，误动作 也是一个关心的因素。对接地故障的FPB响应可以被分为检测和反应 吋间。反应时间取决于按拉式键的机电动作，而检测时间取决于将误 动作减到最少。FPB包括一个滤波系统，用以衰减通常大多由噪声、 EMI、雷电和HIRF所引起的高频效应。通常这些高频信号导致错误的 指示。系统的频带宽度和工作范围受到限制以将误动作减到最小，同时保持最宽的可允许的检测频谱。选择具有恰当灵敏度范围的传感器
110以便测量在感兴趣范围内的信号。
当对FPB的线路端的三相电源供电中断时，就损失了 FPB操作。 但是，任意持续时间的供电中断都不会导致锁定的FPB故障状态，或 者锁定FPB故障状态的复位。当中断终止的时候，FPB即返回到其中 断之前的工作模式。
接地故障状态跳开位于FPB顶端的FPB按拉式键，使该按键伸出 到一定高度以提供FPB状态的可见指示。处于断路状态的FPB只能通 过手动地复位在FPB上的按拉式键142来复位。
在一个优选实施例中，恰当地运行一种检验FPB的端对端测试。 这是借助于一个位于FPB外壳顶部的按压测试开关150实现的。这个 开关的动作通过使刚好超出最大阈值的电流流过传感器旁路，来模拟 接地故障状态。这种手控的测试导致锁定FPB，从负载端触点取消供 电，并使按拉式键伸出以提供可见指示。该按拉式键必须被复位(推入) 以清除FPB故障状态。
组装
参考图24a-24e，上述的集成电流故障保护/断路器可以被配置成与 在波音700系列飞机及类似飞机中使用的现有15A和20A断路器外壳 180的形状因数一致。这样的外壳180典型地包括接插件部分182、机 盖184和按下/弹出钮142。 15A断路器外壳180的概略尺寸如下从 顶端188到底部190大约为4.00英寸(约10.16cm)，沿其长边192大约 为2.O0英寸(约5.08cm)，而沿其短边194大约为1.38英寸(约3.51cm)。
接插件部分182包括电接插件装置，如具有六个端子Al、 A2、 Bl、 B2、 Cl和C2的接线板或者说接插件板。参考图24d，接插件A1 和A2容纳第一线路A和负载A,接插件Bl和B2容纳第二线路B和 负载B，而接插件Cl和C2容纳第三线路C和负载C。传感器系统110 被置于接插件部分182的上方。输入线A、B和C穿过传感器系统110， 并被输入至一个起到电源控制器140作用的断路器。输出线A、 B和C 返回到听述接插件部分。
形成电源100和螺线管驱动器120的电路被安装在电路板196上。电源100和螺线管驱动器120与螺线管130连接。
独立的电流故障保护装置
按照本发明的另一个实施例，所述系统被配置成为一个独立装置， 只要与负载有关的电源线路和返回线路对该装置是可使用的，它就可 以被安装到断路器和负载之间电路中的任何地方。与前述的系统配置 相同，该独立装置从被监控的电源线的线路端取得其工作电力。因此 该装置不需要额外电源。
直流结构
参考图25，所述系统适于监控在直流电源和由该电源供电的负载 之间的电流通路。该系统包括电源30，其在电路的输入侧24分接直流 线路和返回线路。电源30给传感器系统40、逻辑控制器50和电源控 制器60提供电力。传感器系统40包括不平衡传感器44和过电流传感 器46。
参考图26，在一个优选实施例中，所述电源具有两个线性电源U1 和U2。电源U1给电流传感器44、 46(图25)提供7V直流，以便由上 述电流传感器得到最大增益，同时电源U2给逻辑控制器电路提供5V 直流。
在电源的输入侧，从飞机接收28V直流。二极管CR1起阻塞二极 管的作用。电容器Cl则起到二极管CR1所输出的大约26V直流的存 储装置的作用。电阻器R2和R3起分压器的作用，以将电源U1的输 出设定为7V直流。二极管CR13与电容器C15和C17配合工作，将 电源U2的输出设定为5V直流。
返回到图25，电源接地故障保护是通过以不平衡传感器44监控 28V直流电源和负载返回电流的信号实现的。该电流传感器44用代数 方式求和上述电源和返回电流所产生的磁通量，并且产生一个与结果 成正比的输出信号42。借助于28V直流电源和流过接地故障传感器的 燃油泵的负载反馈信号，所述系统是"封闭的"，要求流向燃油泵的电 流与返回电流大小相等而方向相反。因此，当不存在接地故障状态时， 在传感器上测量到的磁通量是零。而当出现接地故障状态时，电流流向地(不经由传感器返回)，破坏了闭环系统，并导致在传感器上测量到
的磁通量不平衡。由于磁通量不平衡与电流成正比，传感器的输出42 即提供了电流损失的数值。
虽然术语接地故障意思是对地电弧放电/短路，但所述检测方案检 测由电流损失导致的或者由电源对所述闭环系统外部任何其他飞机布 线系统导致的电流不平衡状态，其中该电流损失是电源对地通路的结 果。因此所述系统可供检测其下游装置的所有错误接线。
对负载-返回电弧放电/短路的28V直流不会被检测为接地故障，这 是因为28V对于负载-返回电流而言是标准的，并且所述闭环系统不会 导致电流损失。虽然这种电弧放电-短路使电流幅值超出正常水平以外， 但这不是一致不平衡状态，并且在接地故障传感器处的相应净磁通量 总和是零。
为了检测这种不受欢迎的故障状态，以过电流传感器46监控28V 直流电源信号的电流电平从而实现过电流保护。流过上述传感器46的 电流所产生的磁通量产生一个与电流幅值成正比的输出信号。当电流 幅值超过一个预定的阈值限度的时候，产生过电流状态。与接地故障 检测类似，过电流检测锁定一致断路状态。用于过电流检测的阈值限 度经过选择，具有足够裕度以免燃油泵最大起动电流和泵最大工作电 流导致误动作。由于在起动电流和工作电流中的差别，对于过电流方 案采用两个阈值限度，其方式类似于先前相对于本发明其他实施例所 作论述。
在操作中，对于不受欢迎的接地故障和过电流状态，所述系统监 控在线路端24和负载端26之间的电路20。由传感器44、 46产生的上 述磁通量信号被输入给逻辑控制器50。逻辑控制器50调节并传送信号 通过滤波器，以消除任一极性的噪声磁通量。当出现接地故障或者过 电流状态的时候，逻辑控制器50中断继电器电源输入32的返回通路 34。这使得继电器60锁定断开，从而中断对负载端26的电流通路20。 LED 52表示检测出的故障。继电器60保持锁定，直到通过按下在系 统外壳上的复位按钮54而手动地复位为止。在逻辑控制器60中的独 立的自锁继电器(下面将进一步描述)被用于存储故障状态，导致故障状 态的不确定保持。因此，借助于控制开关82循环燃油泵28V直流电源不会使系统复位。当系统不处于故障状态时，燃油泵的控制是通过飞
机泵控制开关82完成的。
手动复位开关54防止飞机座舱开关82和断路器84的循环，避免 再对现有的接地故障或者过电流状态施加电源。手动复位强行施加一 个有意识的维护动作，该维护动作是在实施了必要的针对故障的维修 故障查找从而排除了故障之后应被执行的。
用以检验系统完好性的定期维修检査是通过按压两个设置在外壳 上的按压测试开关实施的。 一个开关提供接地故障测试56，而另一个 开关提供过电流测试58。示出装置正确运行的确定可见指示是由LED 52提供的。
在一个独立的电流故障保护装置的配置中，当出现超出-1.5ARMS 至+1.5A RMS可接受范围的电流不平衡时，完成接地故障检测。这一 范围对于防止漏电流提供了足够裕度以免造成误动作，漏电流通常发 生于浸入燃料的各部件中。
过电流检测是用单独的传感器监控28V直流电源的电流电平实现 的。流过该传感器的28V直流电流所产生的磁通量产生一个与电流幅 值成正比的输出信号，当电流幅值超过预定阈值时就导致过电流状态。 类似于接地故障状态，过电流检测锁定断路状态。如同以前描述的实 施例，用于过电流检测的阈值限制经过选择具有足够的裕度，以防止 正常的起动和操作状态产生误动作。因此，过电流设计具有双重阈值， 一个是在起动期间的阈值而另一个是用于操作的阈值，类似于以前参 考本发明其他实施例所描述的。
按下接地故障测试开关56，通过使刚好超出最大阈值的电流流过 不平衡传感器44来模拟接地故障状态。手控测试通过使LED 52发光、 锁定故障状态和使继电器60断开而提供接地故障检测的可见指示。复 位开关必须被按下以清除锁定的接地故障状态、LED，并且允许继电 器60接通。过电流测试开关58通过使刚好超出阈值的电流流过过电 流传感器46来模拟过电流状态。过电流检测的可见指示是通过使LED 52发光、锁定故障状态并使继电器60断开来提供的。再次按下复位开 关54清除装置和完成端对端测试，使该装置重整以供正常使用。当执 行端对端测试时，可以用任意顺序按压接地故障测试开关56和过电流测试开关58。上述开关受到以防止意外的按压。在一致替换配置中， 所述系统配备有两个LED， 一个用于提供接地故障状态的指示，而另 一个用于提供过电流状态的指示。
在真实的故障状态情况下，所述装置切断其继电器并且取消对泵 的供电。所述装置对飞机警报系统没有任何直接输出，因此机组人员 借助现有的被保护部件的报警方案而受到针对故障状态的报警。当电 动机被断电的时候，泵失去压力，并且增压泵压力开关警告机组人员 该增压泵不能工作了。任何再次起动增压泵的努力都没有结果。在故 障状态之后使所述装置是复位由地面维修人员在执行必要的故障排除 措施之后完成的。
参考图27a至27c，逻辑控制器包括类似于先前参考本发明其他实 施例所描述的电路。具体地说，传感器控制电路(图27a)包括放大器U3 A 和放大器U4A，放大器U3A调节从不平衡传感器接收的不平衡信号， 放大器U4A调节从过电流传感器接收的过电流信号。过电流传感器的 输出被输入给放大器U4B和U4C。元件U6与晶体管Q7和电阻器R19 以及R20配合，以类似于参考图8a所描述的方式，将过电流阈值设定 为正常操作阈值或者起动阈值。
维护电路(图27c)包括三个开关Sl、 S2和S3。开关Sl起复位开关 的作用，类似先前参考图5b所作描述。开关S2、电阻器R41和线圈 Ll起到相应于不平衡传感器的按压测试电路的作用，同时开关S3、电 阻器R42和线圈L2起到相应于过电流传感器的按压测试电路的作用。 在任一情况下，线圈都围绕其相关的电流传感器缠绕足够次数，使得 当其相关开关被接通的时候，该传感器输出一个表示电流故障状态的 信号。如图27b和27c所示的其余逻辑电路，则与先前参考图5b和5c-4 所作描述类似。
交流配置
参考图28，在另一种配置中，所述系统适于监控在一个交流电源 和由该电源供电的负载之间的电流通路。所述系统包括电源30，其在 该电路的输入侧24分接115V交流三相线路中的每个线路。电源30给 传感器系统40、逻辑控制器50和电源控制器60提供电力。传感器系统40包括单个传感器44和三个过电流传感器46。通过提供一个表示 输电线中的电流平衡的输出传感器信号42，该单个传感器44确定在电 流通路20中的电流状态。每个过电流传感器46输出一个表示流过其 相关输电线的电流量的信号48。
这些信号被提供给逻辑控制器50，它们在此被以类似于参考图 8a-l至8c-4所描述的方式对照最大可接受阈值进行比较。如果传感器 信号42、 48中的任何一个不满足预先规定的判据，电源32到交流继 电器60的返回通路34即被中断。
固态配置
参考图29，在另一种配置中，所述系统适于监控在一个交流电源 和由该电源供电的负载之间的电流通路。所述系统包括电源30，其在 该电路的输入侧24分接115V交流三相线路中的每个线路。电源30给 传感器系统40、逻辑控制器50和电源控制器60提供电力。传感器系 统40包括单个传感器44和三个过电流传感器46。通过提供一个表示 在输电线之中的电流平衡的输出传感器信号42，单个传感器44确定在 电流通路20中的电流状态。每个过电流传感器46输出一个表示流过 其相关输电线的电流量的信号48。
这些信号被提供给逻辑控制器50，它们在此被以类似于参考图 8a-l至8c-4所描述的方式对照最大可接受阈值进行比较。如果传感器 信号42、 48中的任何一个不满足预先规定的判据，逻辑控制器50切 换该固态元件到断开位置，从而中断对负载端26的电流通路。
组装
参考图30a-30d，上述的独立电流故障保护装置可以被包含在相应 的外壳200中，在一个实施例中，外壳200具有以下尺寸从顶部202 到底部204大约为2.50英寸(约6.35cm)，而沿着其边206则大约为4.00 英寸(约10.16cm)。听述外壳还包括线路输入接插件208和线路输出接 插件210，用于与现有的飞机布线系统连接。
参考图25和30d，输入连接器208容纳来自飞机的直流输入线路， 同时输出连接器210容纳接到飞机负载的直流线路。形成电源30、逻辑控制器50和维护系统70的电路被安装在电路板212上。维护系统 70电路与位于外壳180顶部的测试按钮连接。传感器系统(不可见)被 置于电路板212的下方。输入线路A和B经过传感器系统，并且被输 入给电源控制器60。
从上述可知，本发明提供了一种用于在飞机中的电气装置中保持 电流状态的方法和装置，其可适用于各种各样的系统和部件。因而， 本发明可供对现有系统额外可靠而迅速地断开电源，因此减少了电路 中来源于接地故障或者过电流状态的损坏。虽然己经举例说明和描述 了本发明的特定方式，但显而易见的是，不脱离本发明的精神和范围 尚可进行各种各样的改进。因此，本发明仅仅受限于所附的权利要求。
权利要求
1.一种用于监控并中断连接至电负载的电源电路的飞机电流不平衡检测和电路断流器，所述电源电路具有线路端和负载端，该负载端向外部负载和继电器控制信号线提供电能，所述继电器控制信号线承载用于激活电源控制器的继电器控制信号，所述电源控制器用于控制电能向所述外部负载的流动，所述电流不平衡检测和电路断流器包括一传感器系统，用于感测所述电源电路中的电流不平衡并且输出传感器信号；一电源，其连接到正被监控的所述电源电路的所述线路端或所述继电器控制信号线；一逻辑控制器，其由所述电源供电，用于输出表示故障的故障信号，所述故障与响应电流不平衡而由所述传感器系统输出的所述传感器信号有关；所述电源控制器被配置成为响应所述故障信号而取消对所述电路的所述负载端的供电；和用于所述传感器系统、所述逻辑控制器、所述电源和所述电源控制器的壳体，所述壳体的尺寸和形状允许直接更换飞机中的现有电源控制器并与所述现有电源控制器的机壳兼容，所述壳体包括一电连接器装置，该电连接器装置对所述现有电源控制器具有等效的电连接。
2. 根据权利要求1所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 继电器控制信号线承载一交流信号。
3. 根据权利要求1所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 继电器控制信号线承载一直流信号。
4. 根据权利要求1所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 电源控制器被配置成由所述继电器控制信号提供能量。
5. 根据权利要求4所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述继电器控制信号包括交流信号，而所述电源控制器包括交流继电器。
6. 根据权利要求4所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述继电器控制信号包括直流信号，而所述电源控制器包括直流继电器。
7. 根据权利要求4所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 继电器控制信号包括交流信号，而所述电源控制器包括直流继电器。
8. —种用于中断连接至电负载的电路的飞机电流不平衡检测和电路 断流器，所述电路具有线路端和负载端，所述电流不平衡检测和电路断 流器包括-一壳体，其具有与现有飞机电源控制器兼容的机壳，并且其具有电 连接，该电连接与所述现有飞机电源控制器的电路连接等效，所述电路 连接包括对至少电路电源输出线连接和输入电连接的连接，所述输入电 连接包括电路电源输入线连接和继电器控制信号输入连接；至少一个电源，其被置于所述壳体中并且由所述电流不平衡检测和 电路断流器的所述输入电连接中的一个输入电连接供电；一传感器系统，其被置于所述壳体中并配置成用于感测电路中的电 流不平衡并且用于提供传感器信号，该传感器信号基于对所述电流不平 衡的所述感测而指示所述电路内电流不平衡的存在；一逻辑控制器，其被置于所述壳体中并配置成由所述至少一个电源 供电，用以接收来自所述继电器控制信号输入连接的外部继电器控制信 号以及来自所述传感器系统的所述传感器信号，并且用以比较所述传感 器信号和所述电路的可接受操作的预定范围，以及在所述传感器信号超 出所述预定范围时中断所述继电器控制信号；以及一电源控制器，其被置于所述壳体中并且被配置为由所述继电器控 制信号提供能量并且当所述继电器控制信号被中断时取消对所述电路的 所述负载端的供电。
9. 根据权利要求8所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述电源由所述电源输入线连接供电。
10. 根据权利要求9所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 电源输入线连接与所述电路接合。
11. 根据权利要求IO所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所 述电路包括交流电路。
12. 根据权利要求8所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 电源由所述继电器控制信号输入连接供电。
13. 根据权利要求12所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所 述继电器控制信号输入连接包括一交流信号。
14. 根据权利要求12所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所 述继电器控制信号输入连接包括一直流信号。
15. 根据权利要求8所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 电路的所述电源部分包括三根电线，并且所述传感器系统包括与所述电 线有关的单个传感器。
16. 根据权利要求8所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 外部继电器控制信号包括一交流信号，并且所述电源控制器包括一交流 继电器。
17. 根据权利要求8所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 外部继电器控制信号包括一直流信号，并且所述电源控制器包括一直流 继电器°
18. 根据权利要求8所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 外部继电器控制信号包括一交流信号，并且所述电源控制器包括一直流继电器。
19. 根据权利要求8所述的电流不平衡检测和电路断流器，其中所述 逻辑控制器被配置成在上电序列期间测试以确定单元是否正适当地运 行。
20. 根据权利要求8所述的电流不平衡检测和电路断流器，进一步包 括一故障指示器，其被配置成从所述逻辑控制器接收所述故障信号并且 指示电流不平衡条件已经发生。
21. 根据权利要求20所述的电流不平衡检测和电路断流器，进一步 包括一复位开关，用以在故障发生后使所述电流不平衡检测和电路断流 器复位。
全文摘要
电源控制器被置于电路的线路端与负载端之间的电流通路内。该电源控制器在有控制供电的情况下接通该电流通路，并在没有该控制供电的情况下断开该电流通路。一电连接到该电流通路的电源提供控制供电。传感器系统从该电源接收供电、监控在该电流通路中的电流并输出表示该电流通路中电流状态的传感器信号。逻辑控制器也从该电源接收供电、接收该传感器信号，并当传感器信号不满足规定判据时，从电源控制器取消该控制供电。传感器系统可以包括不平衡传感器和过电流传感器的其中之一或两者均包括，不平衡传感器用于监控在两个或更多个输电线中的电流平衡，而过电流传感器用于监控在个别线路中的电流。
文档编号H02H1/06GK101677181SQ200910179760
公开日2010年3月24日 申请日期2002年9月13日 优先权日2001年9月14日
发明者R·A·巴克斯, R·H·鲁萨利, T·E·金 申请人:海卓-艾尔公司