技术领域
[0001] 本
发明涉及配电柜，且特别涉及多源配电柜。
背景技术
[0002] 配电柜通常用于
飞行器应用中，以容纳用于将功率分配给不同电气负载的模
块。然而，这些不同电气负载的可用性需求可能并不是相同的。例如，一些电气负载仅需要在
选定的飞行器操作模式中由配电柜来控制并供电，例如仅当飞行器位于地面上时、或当飞行器被补给
燃料时、或仅当飞行器电
力总线和电源的一定组合是可用时。
[0003] 典型配电柜允许将不同输入电源一起或运算（OR'd），以用于分配到一个或多个内部柜模块，每个电源在单个连接点处被连接到所述电源模块，而不是被单独地连接到每个内部柜模块。此外，在瞬态事件期间，电源模块向每个内部柜模块典型地提供保持功率。
发明内容
[0004] 被包括在配电柜中的电源模块将功率从一个或多个外部电源分配至多个内部柜模块。所述电源模块包括多个输入
端子，每个输入端子被连接到不同的交通工具电源，其中，在所述交通工具的操作期间，所述多个电源中的每一个的可用性不同。所述电源模块包括多个输出端子，所述输出端子被连接至所述多个输入端子中的一个或多个，以提供代表选定电源的组合的输出。
附图说明
[0005] 图1是根据本发明实施方式的用于配电柜的电源模块的
电路图。
[0006] 图2是根据本发明实施方式的配电柜的电路图。
[0007] 图3是根据本发明另一实施方式的配电柜的电路图。
具体实施方式
[0008] 图1是根据本发明实施方式的用于配电柜的电源模块的电路图。电源模块10包括多个输入12a、12b和12c、多个输出14a、14b和14c、
电磁干扰/过
电压（EMI/OV）保护电路16a、16b、16c、
开关升
降压转换器（switching up/down converter）18、
二极管20、第一多个或运算（OR'd）二极管22a、22b和22c、第二多个或运算二极管24a和24b、以及第三多个二极管
26a、26b和26c、高电压电容器28、二极管30、以及
电阻32。
[0009] 多个输入12a、12b和12c中的每一个均连接到不同的外部飞行器DC电源。取决于飞行器的操作阶段（例如，在地面上、在飞行中等），这些DC电源中的一个或多个可能是不可用的。在一个实施方式中，输入端子12a从飞行器维护DC功率总线接收功率，当飞行器位于地面上时，所述飞行器维护DC功率总线被供电。输入端子12b由飞行器主DC总线来供电，在全部操作模式期间，飞行器主DC总线都被供电；并且输入端子12c由源于
永磁体发
电机（PMG）的DC功率总线来供电，所述DC功率总线仅当该飞行器
发动机在运行时才被供电。在该示例中，当飞行器在地面上以及发动机不运行时，输入12c将有可能不被供电。
[0010] 多个输出14a、14b、14c被连接到所述多个输入中的一个或多个，以从DC电源中的至少一个来接收功率。例如，输出14a被连接成从DC输入接收功率，该DC输入向输入端子12a提供功率。在该实施方式中，输入端子12a被连接到维护总线，所述维护总线仅当飞行器位于地面上时是可用的。因此，仅当飞行器位于地面上时在维护操作期间需要起作用的那些柜模块被连接到输出端子14a。类似地，输出端子14b被连接以从输入端子12a、12b或12c接收功率，使得输出端子14b在飞行器的全部操作模式期间都保持被供电。在飞行器的全部操作模式期间需要被供电并且起作用的柜模块被连接到输出端子14b。最后，输出端子14c被连接以从输入端子12b或12c（例如，主总线功率或PMG功率）接收功率，并且被提供给功率柜模块，所述功率柜模块在发动机操作期间或当主DC总线功率可用时需要能操作。
[0011] 输出端子14a、14b和14c至一个或多个输入端子12a、12b和12c的连接允许使得用于所述模块的特定种类的内部柜电源可用于连接到选择性模块或模块类型，所述选择性模块或模块类型继而基于飞行器操作模式能够以模块化的方式支持交通工具分配功能以及选择性模块中的负载。由此，本发明提供一种架构，该架构提供向内部柜模块供电的选择可用性。模块的该选择可用性并不取决于任何内部柜管理控制或监测功能，而是仅由外部输入端子连接
馈线和电源模块的或运算功能的组合来确定。作为示例，该架构可用于赋予高整体性、仍灵活且成本优化的飞行器分配柜设计架构。
[0012] 在如图1所示的实施方式中，电源模块10包括分别连接到输入端子12a、12b和12c的电磁干扰/过电压（EMI/OV）保护电路16a、16b和16c。每个EMI/OV保护电路16a、16b和16c提供对接收自相应外部DC电源的功率的过滤，并且还提供用于每个输入的过
电压保护，可包括飞行器防
雷击保护。每个EMI/OV保护电路16a、16b和16c还可提供过
电流保护和启动冲击电流控制功能。该过电流保护确保了在分配柜内部故障的情况下，从每个输入端子（12a、12b和12c）汲取的最大电流被局限于安全的最大值。类似地，冲击（in-rush）电流控制功能确保了，在正常分配柜加电操作期间电流消耗的启动涌流从每个输入端子（12a、12b和12c）被控制/被限制。
[0013] 此外，电源模块10包括开关
升降压转换器18，所述开关升降压转换器从所述多个输入端子12a、12b和12c中的每一个接收输入，并且利用所接收的功率来向高电压储存电容器28充电。由此，开关升降压转换器18保持带电，即便在一个或多个（并非全部）输入端子12a、12b和12c处存在功率损失。在一个实施方式中，开关升降压转换器18包括用于转换器的DC-DC升压器，用于将由输入端子12a、12b和12c中的一个或多个供应的电压增加到用于在高电压储存电容器28上储存的更高电压。开关升降压转换器18可利用DC-DC转换器来将由高电压储存电容器28提供的电压降低至较
低电压，所述较低电压适于供应到连接至输出端子14a、14b和14c的负载。响应于关于一个或多个电源的功率损失、且因此在输出端子
14a、14b和14c中的一个或多个处的功率损失，开关升降压转换器18利用储存在高电压储存电容器28中的
能量，以在短时间段内保持至所述一个或多个输出端子的功率。这在外部电源的一个或多个中存在功率瞬间损失状况期间允许保持连接到所述一个或多个输出14a、
14b和14c的负载保持被供电。
[0014] 在图1所示的实施方式中，二极管OR电路被用于连接至一个或多个输入端子的那些输出端子，以防止独立电源彼此
短路。例如，输出端子14b分别借助二极管22a、22b和22c连接到所述多个输入端子12a、12b和12c中的每一个，这形成二极管或运算功率电路。类似地，输出端子14c被连接以分别借助二极管24a和24b从输入端子12b和12c接收功率，这形成另一二极管或运算功率电路。此外，由开关升降压转换器18供应的功率分别借助二极管26a、26b和26c被供应给每个输出端子14a、14b和14c。
[0015] 由此，电源模块从多个输入接收功率，并且将从所述多个输入接收的功率选择性地分配到一个或多个输出。在一个实施方式中，在每个配电柜中可采用两个或更多个电源模块，以提供附加冗余。
[0016] 图2是根据本发明实施方式的配电柜38的电路图。在该实施方式中，配电柜38包括冗余电源模块10和10’、
微处理器模块40、维护负载模块42、分离输入/输出（IO）模块44、发电机控制单元/数字
信号处理器（GCU/DSP）模块46、以及
底板内部模块功率馈送总线，所述底板内部模块功率馈送总线包括第一底板功率总线48和48’、第二底板功率总线50和50’、以及第三底板功率总线52和52’。微处理器模块40、维护负载模块42、分离输入/输出（IO）模块44、以及发电机控制单元/
数字信号处理器（GCU/DSP）模块46被统称为“内部柜模块”。
[0017] 电源模块10代表关于图1详细描述的相同电源模块。电源模块10’是电源模块10的冗余，并且与电源模块10以相同的方式被实施。例如，电源模块10’包括输入端子12a’、12b’和12c’以及输出端子14a’、14b’和14c’。输入端子12a’、12b’和12c’分别与输入端子12a、12b和12c连接到相同的电源。但是，在其他实施方式中，电源模块10’可连接到与连接到电源模块10的电源不同的一个或多个电源。
[0018] 如关于图1所述的，输入端子12a和12a’被连接到维护总线，当飞行器位于地面上时，所述维护总线是可用的。输入端子12b和12b’被连接到飞行器主DC总线，在全部操作模式期间，所述飞行器主DC总线都是可用的。输入端子12c和12c’被连接到源于PMG的DC功率总线，仅当飞行器发动机在运行时，所述DC功率总线是可用的。输出端子14a和14a’被连接以分别借助输入端子12a和12a’仅从维护总线接收功率。输出端子14b和14b’被连接以借助输入端子12a、12a’、12b、12b’、12c和12c’（例如，维护总线、主功率总线和/或PMG总线）从任何可用电源接收功率。输出端子14c和14c’被连接以从输入端子12b、12b’以及12c、12c’接收功率（例如，主功率或PMG功率）。第一底板功率总线48和48’被连接到输出端子14a和14a’。第二底板功率总线50和50’被连接到输出端子14b和14b’。第三底板功率总线52和52’被连接到输出端子14c和14c’。结果，仅当维护总线可用时，第一底板功率总线48和48’是可用的。当三个输入总线（维护总线、主总线和/或PMG总线）中的任何总线可用时，第二底板功率总线50和50’是可用的。仅当主功率总线或PMG总线可用时，第三底板功率总线52和52’是可用的。
[0019] 内部柜模块40、42、44和46执行各种功能，这些功能中的一些仅在飞行器操作的特定模式期间（例如，当发动机在运行时等）是需要的。取决于模块所需的功率的操作可用性，配电柜38将每个模块连接到底板功率总线中的一个。例如，维护模块42支持分配负载功能，仅在飞行器维护操作期间需要该分配负载功能。因此，维护模块42被连接到由电源模块10提供的底板功率总线48以及由电源模块10’提供的底板功率总线48’。类似地，微处理器模块40和GCU/DSP模块46一起支持配电柜和发电机控制功能，在主DC总线供电期间和/或当发动机在运行时，需要操作所述配电柜和发电机控制功能。因此，这些模块被连接到由电源模块10提供的底板功率总线14c以及由电源模块10’提供的底板功率总线14c’。分离I/O模块44支持在全部操作模式期间所需的功能。因此，分离I/O模块44连接到由电源模块10提供的底板功率总线14b以及由电源模块10’提供的底板功率总线14b’。
[0020] 图3是根据本发明另一实施方式的配电柜58的电路图。在如图3所示的实施方式中，配电柜58包括电源模块60和60’。同样，电源模块60’是电源模块60的冗余。为了这说明目的，仅关于电源模块60来描述操作，但是要理解的是，可由冗余的电源模块60’来执行类似操作。
[0021] 与关于图1和图2所示的实施方式相比，电源模块60（和冗余电源模块60’）仅包括输入端子62a和62b以及输出端子64a和64b。底板功率总线66从输出端子64a分配功率，而底板功率总线68从输出端子64b分配功率。在如图3所示的实施方式中，输出端子64a被连接成仅从连接至输入端子62a的电源接收功率，并且输出端子64b被连接成仅从连接至输入端子62b的电源接收功率。输入端子62a连接至维护功率总线，而输入端子62b被连接至主功率总线，并且没有输入端子连接至永磁体发电机（PMG）电源。而是，PMG电源70借助外部馈线72（和72’）被连接到配电柜58。
[0022] 在如图3所示的实施方式中，微处理器模块74和GCU/DSP模块78被连接成从底板功率总线68接收功率，而维护模块76被连接成从底板功率总线66接收功率。每个模块包括用于提供冗余底板功率总线的二极管或运算的二极管。例如，二极管84a和84b相对于由电源模块60提供的底板功率总线68以及由电源模块60’的底板功率总线68’提供二极管OR电路。
[0023] 此外，微处理器模块74和GCU/DSP模块78被连接成借助外部馈线72和72’从PMG电源70接收功率。关于微处理器模块74，由外部馈线72提供的功率被供应给局部地
定位在微处理器模块74上的EMI/OV保护电路86。EMI/OV保护电路86的输出是二极管或运算（借助二极管84c），接收自底板功率总线68和68’的功率用于提供给模块电源88。由此，微处理器模块74由主功率总线（分别设置在电源模块60和60’的输入端子62b和62b’处）来供电，或借助由PMG电源70提供的功率来供电。
[0024] 类似地，GCU/DSP模块78被连接成借助馈线72’来从PMG电源70接收功率。GCU/DSP模块78包括EMI/OV保护电路96、模块电源98、以及二极管90a、90b和90c。由PMG电源70提供的功率被提供给EMI/OV保护电路86。EMI/OV保护电路96的输出是二极管或运算，其中，由底板功率总线68和68’借助二极管90a、90b和90c提供的功率用于提供给模块电源98。
[0025] 维护模块76被连接成从底板功率总线66和66’而不是从PMG电源70来接收功率。接收自底板功率总线66和66’的功率分别借助二极管94a和94b是或运算的，以向模块电源92提供功率。由此，维护模块76被连接成仅从维护总线接收功率，所述维护总线分别供应功率至电源模块60和60’的输入端子62a和62a’。
[0026] 配电柜58提供这样的架构，该架构与关于图2描述的配电柜38的架构不同，但是向模块提供类似功能，所述模块基于每个模块的操作功率需求从不同的外部源接收功率。这些实施方式之间的主要差别在于，PMG电源70被直接连接到一些模块，而EMI/OV保护电路和二极管或运算局部地设置在所述模块处，而不是在柜电源模块处。
[0027] 虽然已经参考示例性实施方式描述了本发明，但是本领域技术人员将理解的是，可作出各种变化并且等同物可替代其元件，而不偏离本发明的范围。此外，可作出许多
修改以使得具体情形或材料适合于本发明的教导，而不偏离本发明的实质范围。因此，本发明旨在不局限于所公开的具体实施方式，而是本发明将包括落入所附
权利要求书范围内的全部实施方式。
