一种集成式飞机加油灯制造技术

本申请提供了一种集成式飞机加油灯，属于飞机空中加油系统照明设计技术领域，具体包括壳体组件、光源组件、驱动组件和光源调节器，壳体组件包括壳体及设置在壳体内的第一腔体和第二腔体，光源组件设置于第一腔体内，驱动组件和光源调节器设置于第二腔体内，光源组件、驱动组件和光源调节器依次连接，光源组件设有受油探管照明模式和锥套泛光照明模式，驱动组件用于分压和控制电流恒定，光源组件用于改变光强时稳定输入电压。通过本申请的处理方案，使机载设备具有轻量化、集成化、成本低、控制简单的优点。单的优点。单的优点。

【技术实现步骤摘要】
一种集成式飞机加油灯


[0001]本申请涉及飞机空中加油系统照明设计
，尤其涉及一种集成式飞机加油灯。

技术介绍

[0002]随着备战的需求，飞机的航程需要扩大范围，自1923年美国首架空中加油机亮相后，空中加油技术空前发展。当需要夜间空中加油时，空中加油灯显得极为迫切和必要。当飞机位于空中加油欲对接位置上时，飞机锥套泛光灯用于照亮距离受油插头顶端15m远的锥管，以保证受油机的驾驶员能直接看到处于灯照射下的加油锥套，进行加油对接工作；受油探管灯用于在受油探管管嘴和锥套最后啮合期间，对受油探管管嘴及锥套进行照明，以保证受油机的驾驶员能直接看到处于受油探管灯照射下的探管。以往的飞机加油需要两种加油灯，分别为受油插头照明灯和加油区域照明灯，分别用于照亮受油插头和照亮加油区域其中包括照亮锥套，但是两种加油灯为飞机增加了重量，占用了过多的空间安装位置，且增加了控制复杂度、成本支出，降低了可靠性。因此，提出一种同时具备两种功能的加油灯显得极其必要。

技术实现思路

[0003]有鉴于此，本申请实施例提供一种集成式飞机加油灯，至少部分解决现有技术中受油插头照明灯和加油区域照明灯分体式设计导致的飞机重量大、控制复杂的问题。
[0004]本申请实施例提供一种集成式飞机加油灯，安装于受油机受油探管灯伸缩支架上，集成式飞机加油灯包括壳体组件、光源组件、驱动组件和光源调节器，所述壳体组件包括壳体及设置在所述壳体内的第一腔体和第二腔体，所述光源组件设置于所述第一腔体内，所述驱动组件和所述光源调节器设置于所述第二腔体内，所述光源组件、所述驱动组件和所述光源调节器依次连接，所述光源组件设有受油探管照明模式和锥套泛光照明模式，所述驱动组件用于分压和控制电流恒定，所述光源组件用于改变光强时稳定输入电压。
[0005]根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述光源组件包括依次连接的玻屏、TIR透镜和光源印制板，所述玻屏表面镀有红外截止膜，所述光源印制板的中间区域设有锥套泛光照明灯，所述光源印制板的四周设有多个受油探管照明灯，且相邻的所述受油探管照明灯之间设有隐蔽模式光源，所述TIR透镜包括与所述锥套泛光照明灯相对设置的锥套泛光透镜和与所述受油探管照明灯相对设置的受油照明透镜。
[0006]根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述受油照明透镜表面设有珠面，所述珠面用于保证光分布的均匀性；所述锥套泛光透镜表面设有棱镜，所述棱镜用于保证光线的偏折角度。
[0007]根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述玻屏的边缘设有环形凹槽，所述凹槽内设有密封圈。
[0008]根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述壳体包括底面、位于顶部的A面、以
及位于侧面的B面、C面和D面，所述C面和所述D面相对设置；所述A面为空间四边形，所述B面和所述C面与所述底面垂直，以所述底面为参考零面，所述A面的左边与所述底面的线面角α为18
°
～20
°
，所述A面的右边与所述底面的线面角β为8
°
～10
°
。
[0009]根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述C面、所述D面和所述底面均有散热片，且所述C面的散热片、所述D面的散热片和所述底面的散热片形成的散热槽面均平行于所述A面。
[0010]根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述A面上设有前端盖，所述前端盖位于所述第一腔体上且所述前端盖与所述A面共形；所述第二腔体上设有后端盖。
[0011]根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述驱动组件和所述光源调节器将外部输入电压通过脉宽调制电路转换为频率一定、占空比变化的PWM控制信号，通过调节PWM的占空比调节输出电流的变化。
[0012]根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述光源组件还包括固定板，所述TIR透镜通过所述固定板安装在所述第一腔体内。
[0013]根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述锥套泛光照明灯和所述受油探管照明灯均设置为LED灯。
[0014]有益效果
[0015]本申请实施例中的集成式飞机加油灯，将飞机锥套泛光灯和受油探管灯功能集成设计，满足机载设备轻量化、集成化、成本低、控制简单的要求；集成式LED飞机加油灯在传统的单机各配套一台的受油插头照明灯和加油区域照明灯的基础上，采用了受油探管照明与锥套泛光照明光源集成一体化设计，通过空间构型的方法使得壳体组件结构紧凑，满足加油灯的性能要求，减轻了飞机的负重，简化了控制方式。
[0016]运用光源调节器将外部输入电压通过脉宽调制电路转换为频率一定、占空比变化的PWM控制信号，通过调节PWM的占空比调节输出电流的变化，以调节驱动器输入的电流，调节LED芯片的光通量，最终实现飞行员在机上通过旋转控制面板上的旋钮调节LED飞机加油灯的亮度，使灯光能够满足飞行员不同情境下的视觉需求，优化人机交互。
附图说明
[0017]为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
[0018]图1为根据本专利技术一实施例的集成式飞机加油灯的结构示意图；
[0019]图2为根据本专利技术一实施例的集成式飞机加油灯的光源组件示意图；
[0020]图3为根据本专利技术一实施例的集成式飞机加油灯的壳体组件轴侧视图；
[0021]图4为根据本专利技术一实施例的集成式飞机加油灯的照射光锥示意图；
[0022]图5为根据本专利技术一实施例的集成式飞机加油灯的TIR透镜光束照射示意图。
[0023]图中：1、壳体组件；1
‑
1、壳体；1
‑
2、前端盖；1
‑
3、后端盖；2、光源组件；2
‑
1、玻屏；2
‑
2、密封圈；2
‑
3、固定板；2
‑
4、TIR透镜；2
‑
5、光源印制板；3、驱动组件；4、光源调节器。
具体实施方式
[0024]下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。
[0025]以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0026]要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种集成式飞机加油灯，安装于受油机受油探管灯伸缩支架上，其特征在于，所述集成式飞机加油灯包括壳体组件、光源组件、驱动组件和光源调节器，所述壳体组件包括壳体及设置在所述壳体内的第一腔体和第二腔体，所述光源组件设置于所述第一腔体内，所述驱动组件和所述光源调节器设置于所述第二腔体内，所述光源组件、所述驱动组件和所述光源调节器依次连接，所述光源组件设有受油探管照明模式和锥套泛光照明模式，所述驱动组件用于分压和控制电流恒定，所述光源组件用于改变光强时稳定输入电压。2.根据权利要求1所述的集成式飞机加油灯，其特征在于，所述光源组件包括依次连接的玻屏、TIR透镜和光源印制板，所述玻屏表面镀有红外截止膜，所述光源印制板的中间区域设有锥套泛光照明灯，所述光源印制板的四周设有多个受油探管照明灯，且相邻的所述受油探管照明灯之间设有隐蔽模式光源，所述TIR透镜包括与所述锥套泛光照明灯相对设置的锥套泛光透镜和与所述受油探管照明灯相对设置的受油照明透镜。3.根据权利要求2所述的集成式飞机加油灯，其特征在于，所述受油照明透镜表面设有珠面，所述珠面用于保证光分布的均匀性；所述锥套泛光透镜表面设有棱镜，所述棱镜用于保证光线的偏折角度。4.根据权利要求2所述的集成式飞机加油灯，其特征在于，所述玻屏的边缘设有环形凹槽，所述凹槽内设有密封圈。5.根据权利要求1所述的集成式飞机加油灯，其特征在于，...

【专利技术属性】
技术研发人员：李君基，寇甜甜，卢青青，马超飞，
申请(专利权)人：兰州万里航空机电有限责任公司，
类型：发明
国别省市：