一种飞机用电源电压跌落控制装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术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。在本实用新型专利技术中，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。（*该技术在2022年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术属于航空
，尤其涉及一种飞机用电源电压跌落控制装置。
技术介绍
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。
技术实现思路
本技术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。本技术是这样实现的，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。在本技术中，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。附图说明图1是本技术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是本技术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技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术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技术，并不用于限定本技术。在本技术实施例中，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是本技术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，仅示出了与本技术相关的部分，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。在本技术实施例中，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示出了本技术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，仅示出了与本技术相关的部分，详述如下:作为本技术一优选实施例，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。在本技术其他实施例中，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。作为本技术一优选实施例，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的第二端接本文档来自技高网...

【技术保护点】
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D1、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D1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D1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。

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁志勇，姚建春，陆军，
申请(专利权)人：深圳市多尼卡电子技术有限公司，
类型：实用新型
国别省市：