CN114877274B - 一种航空用着陆灯的光源结构 - Google Patents

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Abstract

本发明实施例公开一种航空用着陆灯的光源结构，包括：光源壳体、光源组件、盖板组件、散热器组件和驱动器组件；光源壳体中，壳体基板与壳体侧板形成用于安装光源组件的开口式光源腔体，并通过盖板组件封闭光源组件；散热器组件包括设置为竖直排布形式的至少两排散热翅片，相邻两排散热翅片之间设置有中间隔断区域；驱动器组件包括：驱动器主体和驱动器支柱，采用固定螺钉将驱动器支柱固定连接在壳体基板的驱动器螺钉安装孔上，以将驱动器组件固定安装在光源壳体上设置有散热器组件的一侧。本发明实施例解决了现有航空用LED光源的温度升高会导致其光效受损，从而会降低着陆灯产品使用寿命的问题。

Description

一种航空用着陆灯的光源结构
技术领域
本发明涉及但不限于机外照明设备技术领域，尤指一种航空用着陆灯的光源结构。
背景技术
随着机载照明技术的发展，国内对照明设备的综合性能提出了更高的要求，其中主要包括光性能、控制性能及其外形特征等。
在航空领域高功率的照明设备主要包括着陆灯、滑行灯、航行灯、标志灯和加油灯等。据统计国内外在各类产品中已普遍使用LED光源。LED光源作为新一代的光源相比于传统光源具有质量轻、寿命长、光效高等明显优势，但LED芯片在工作过程中对散热性能的要求较高，温度的升高会导致其光效受损，从而会降低产品的使用寿命。因此，对光源散热问题的解决尤为必要。
发明内容
本发明的目的为：本发明提供一种航空用着陆灯的光源结构，以解决现有航空用LED光源的温度升高会导致其光效受损，从而会降低着陆灯产品使用寿命的问题。
本发明的技术方案为：
本发明实施例提供一种航空用着陆灯的光源结构，包括：预设结构的光源壳体1、光源组件、盖板组件、散热器组件12、驱动器组件9和驱动器组件固定螺钉11；
其中，所述光源壳体1包括：壳体基板1a、固定围设在壳体基板1a外侧的壳体筒壁1b，以及设置壳体基板1a外侧端面的散热器组件，所述壳体基板1a与壳体筒壁1b形成用于容纳安装光源组件的开口式光源腔体，并通过盖板组件封闭光源组件；所述壳体基板1a上设置有用于安装驱动器组件9的驱动器螺钉安装孔1c和光源安装孔1d；
所述散热器组件12包括设置为竖直排布形式的至少两排散热翅片12a，相邻两排散热翅片12a之间设置有中间隔断区域12b，用于使得竖直排布的散热翅片中上下对流的冷热空气在中间隔断区域形成空气涡流；
所述驱动器组件9包括：驱动器主体9a以及固定设置于驱动器主体9a一侧端面上的驱动器支柱9b，采用驱动器组件固定螺钉11将驱动器支柱9b固定连接在壳体基板1a的驱动器螺钉安装孔1c上，以将驱动器组件9固定安装在光源壳体1上设置有散热器组件的一侧，使得光源壳体1与驱动器组件9之间形成流通空气。
可选地，如上所述的航空用着陆灯的光源结构中，所述光源组件包括：整体式透镜6、铝基板7和LED芯片8；
多个LED芯片8固定安装在铝基板7上，铝基板7设置于开口式光源腔体内，且通过光源安装孔1d和安装螺钉紧贴壳体基板1a内壁面安装，使得所述LED芯片8产生的热量通过铝基板7和壳体基板1a传递至散热翅片12a；
所述整体式透镜6设置于开口式光源腔体内，位于铝基板7的外侧，整体式透镜6的周圈压设在壳体筒壁1b上，并通过盖板组件盖设封闭在整体式透镜6的外侧端面上。
可选地，如上所述的航空用着陆灯的光源结构中，
所述整体式透镜6采用四周压块式固定方式，且整体式透镜6与壳体筒壁1b的接触面上设有调整垫片，用于调节整体式透镜6与铝基板7的距离。
可选地，如上所述的航空用着陆灯的光源结构中，所述盖板组件包括：盖板2、玻屏4、压板4和U型圈5；
所述U型圈5的内圈设置有U型凹槽，U型圈5的整圈形状与整体式透镜6外侧端面的形状相匹配，用于整体套设在整体式透镜6的外缘周边，并通过周向设置的多个压板4固定连接；
所述玻屏4设置为整体形状与U型圈5相匹配的透光平板，整体盖设在U型圈5上，并通过盖板2盖设在玻屏4外侧，以封闭整体光源组件。
可选地，如上所述的航空用着陆灯的光源结构中，
所述散热翅片的厚度与间隙的比值在1:5到1:5.7之间。
可选地，如上所述的航空用着陆灯的光源结构中，
在散热器组件12的整体尺寸确定的情况下，所述散热翅片的厚度与间隙的比值为根据所述散热器的比表面积的最优值所确定的；
其中，比表面积＝(翅片表面积和+壳体基板表面积)/(翅片体积和+壳体基板体积)。
可选地，如上所述的航空用着陆灯的光源结构中，
所述壳体基板1a的厚度大于散热翅片的厚度，所述壳体基板1a的厚度为2毫米。
可选地，如上所述的航空用着陆灯的光源结构中，
所述驱动器组件9的驱动器主体9a与壳体基板1a之间的垂直距离大于15mm。
可选地，如上所述的航空用着陆灯的光源结构中，还包括：辅助散热器组件13和密封垫圈10；
所述驱动器组件9中驱动器主体9a的外侧后盖上设置有辅助散热器组件13，且辅助散热器组件13与驱动器主体9a的后盖通过密封垫圈10密封安装；
其中，所述辅助散热器组件13中散热翅片与散热器组件12中散热翅片的方向和结构形式相同。
本发明的有益效果为：
本发明实施例提供一种航空用着陆灯的光源结构，为针对一般航空类LED光源产品中主观设计散热器散热性能较差的缺陷提出一种新型的散热结构；一方面，具体对LED光源的光源壳体中的散热结构进行了改进，采用竖直排布形式的至少两排散热翅片，并在相邻两排散热翅片之间设置中间隔断区域，以通过中间隔断区域的设置促进空气涡流的产生，增加空气流动速度，从而提高散热器组件的整体散热效率；另一方面，通过隔离光源组件的LED光源主体(即LED芯片8)与驱动器组件，使两者进行独立散热，主要避免了驱动器组件9的热量对LED芯片8性能的影响；再一方面，采用整体式透镜6的装配方式，提高了光源组件的安装工艺性和整体散热性能。
附图说明：
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的一种航空用着陆灯的光源结构的结构示意图；
图2为图1所示实施例提供的航空用着陆灯的光源结构中散热器组件的局部结构示意图；
图3为本发明实施例提供的航空用着陆灯的光源结中构散热器组件的散热原理示意图；
图4为本发明实施例提供的航空用着陆灯的光源结中驱动器组件的安装结构示意图。
具体实施方式：
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
上述背景技术已经说明，现有航空用光源已普通使用LED光源，然而，LED芯片在工作过程中对散热性能的要求较高，温度的升高会导致其光效受损，从而会降低产品的使用寿命。因此，对光源散热问题的解决尤为必要。
对于特定型号的LED芯片，其本身的散热性能已定，在工程应用中只能通过提高二次散热效率来解决该问题。二次散热包括主动散热和被动散热，主动散热例如为加设马达、水箱等散热装置，鉴于该类产品的使用环境，应充分提高被动散热技术。目前国内外产品所使用的散热器形式主要有直齿式、放射式和蜂窝式，其中由于蜂窝式工艺性较差，使用的相对较少。多数产品上使用前两种形式的散热器。但在实际应用中较少考虑散热片的结构参数对其散热性能的影响。本发明实施例立足实际应用，根据安装方式和散热机理优化产品的结构。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本发明实施例提供的一种航空用着陆灯的光源结构的结构示意图，图2为图1所示实施例提供的航空用着陆灯的光源结构中散热器组件的局部结构示意图。
参考图1和图2所示，本发明实施例提供的航空用着陆灯的光源结构中，主要包括：预设结构的光源壳体1、光源组件、盖板组件、散热器组件12、驱动器组件9、密封垫圈10、驱动器组件固定螺钉11。
如图1和图2所示，本发明实施例中的光源壳体1可以包括：壳体基板1a、固定围设在壳体基板1a外侧的壳体筒壁1b，以及设置壳体基板1a外侧端面的散热器组件，壳体基板1a与壳体筒壁1b形成用于容纳安装光源组件的开口式光源腔体，并通过盖板组件封闭光源组件；壳体基板1a上设置有用于安装驱动器组件9的驱动器螺钉安装孔1c和光源安装孔1d。
需要说明的是，本发明实施例中光源壳体1的预设结构可以是根据待安装光源组件的结构所设置的，图1和图2中光源组件的整体结构为圆形椎体，则光源壳体1的壳体基板1a为圆形，壳体筒壁1b和壳体基板1a形成的开口式光源腔体也为相配合的圆形椎体；本发明实施例中不限制光源壳体1的具体形状，对不同形状的光源组件可以预先设置相配合使用的壳体形状。
如图2所示，本发明实施例中的散热器组件12包括设置为竖直排布形式的至少两排散热翅片12a，便于冷热空气的上下对流；并且相邻两排散热翅片12a之间设置有中间隔断区域12b，用于使得竖直排布的散热翅片中上下对流的冷热空气在中间隔断区域形成空气涡流。如图3所示，为本发明实施例提供的航空用着陆灯的光源结中构散热器组件的散热原理示意图。本发明实施例中根据烟囱效应将散热翅片设置为竖直排布，利于散热器中冷热空气的上下对流，中间的隔断结构(即中间隔断区域12b)可以促进空气涡流的产生，增加空气流动速度，从而提高散热效率。
如图4为本发明实施例提供的航空用着陆灯的光源结中驱动器组件的安装结构示意图。参照图1和图4所示，本发明实施例中的驱动器组件9包括：驱动器主体9a以及固定设置于驱动器主体9a一侧端面上的驱动器支柱9b，采用驱动器组件固定螺钉11将驱动器支柱9b固定连接在壳体基板1a的驱动器螺钉安装孔1c上，以将驱动器组件9固定安装在光源壳体1上设置有散热器组件的一侧，使得光源壳体1与驱动器组件9之间形成流通空气。
本发明实施例中，通过将驱动器组件9与光源壳体1分离，用驱动器组件固定螺钉11将其固定在距离光源壳体1的壳体基板1a较远的位置；具体应用中，可以通过四根断面面积较小的柱状结构来支撑。从而使两者中间的空气流通，避免光源中LED芯片8和驱动器组件9的散热彼此影响。实际应用中，驱动器组件9的驱动器主体9a与壳体基板1a之间的垂直距离例如大于15mm。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图1所示，光源组件可以包括：整体式透镜6、铝基板7和LED芯片8。
该实现方式中，多个LED芯片8固定安装在铝基板7上，铝基板7设置于开口式光源腔体内，且通过光源安装孔1d和安装螺钉紧贴壳体基板1a内壁面安装，使得LED芯片8产生的热量通过铝基板7和壳体基板1a传递至散热翅片12a。
该实现方式中，整体式透镜6设置于开口式光源腔体内，位于铝基板7的外侧，整体式透镜6的周圈压设在壳体筒壁1b上，并通过盖板组件盖设封闭在整体式透镜6的外侧端面上。
该实现方式中，该整体式透镜6可以采用四周压块式固定方式，且整体式透镜6与壳体筒壁1b的接触面上设有调整垫片，用于调节整体式透镜6与铝基板7的距离。
在本发明实施例的另一种实现方式中，如图1所示，盖板组件可以包括：盖板2、玻屏4、压板4和U型圈5。
该实现方式中，U型圈5的内圈设置有U型凹槽，U型圈5的整圈形状与整体式透镜6外侧端面的形状相匹配，用于整体套设在整体式透镜6的外缘周边，并通过周向设置的多个压板4固定连接。
该实现方式中，玻屏4设置为整体形状与U型圈5相匹配的透光平板，整体盖设在U型圈5上，并通过盖板2盖设在玻屏4外侧，以封闭整体光源组件。
本发明实施例在具体实施中，可以通过对不同高度下散热翅片的厚度与间隙的比值进行仿真。可选地，散热翅片的厚度与间隙的比值在1:5到1:5.7之间时，散热器组件12的散热性能较优。
进一步地，在散热器组件12的整体尺寸确定的情况下，散热翅片的厚度与间隙的比值可以为根据散热器的比表面积的最优值所确定的；即在散热器组件12的外形尺寸确定的情况下，其比表面积具有一个临界最优值，基于该临界最优值可以推算出，散热翅片的厚度与间隙的最优比值，例如在一种情况下，散热翅片的厚度与间隙的最优比值为1:5.4；当散热翅片的厚度与间隙的比值大于或小于该最优比值时，散热器组件12的比表面积均会小于上述临界最优值，因此，在设计散热翅片的厚度与间隙时，通常基于散热器的比表面积的最优值进行测算。
需要说明的是，散热器组件12的比表面积＝(翅片表面积和+壳体基板表面积)/(翅片体积和+壳体基板体积)。
进一步地，本发明实施例中，将铝基板7直接安装在光源壳体1的壳体基板1a，通常的，壳体基板1a的厚度大于散热翅片的厚度，有利于壳体基板1a上的径向的热传导；壳体基板1a的厚度例如为2毫米。
进一步地，本发明实施例提供的航空用着陆灯的光源结构，还可以包括：辅助散热器组件13和密封垫圈10；如图1和4所示。
本发明实施例中驱动器组件9中驱动器主体9a的外侧后盖上设置有辅助散热器组件13，且辅助散热器组件13与驱动器主体9a的后盖通过密封垫圈10密封安装。
需要说明的是，本发明实施例中的辅助散热器组件13中散热翅片与散热器组件12中散热翅片的方向和结构形式相同，可以参照上述实施例中安装在基板壳体1a外侧端面散热器组件12的具体结构，故在此不再赘述。
本发明实施例提供的航空用着陆灯的光源结构，为针对一般航空类LED光源产品中主观设计散热器散热性能较差的缺陷提出一种新型的散热结构；一方面，具体对LED光源的光源壳体中的散热结构进行了改进，采用竖直排布形式的至少两排散热翅片，并在相邻两排散热翅片之间设置中间隔断区域，以通过中间隔断区域的设置促进空气涡流的产生，增加空气流动速度，从而提高散热器组件的整体散热效率；另一方面，通过隔离光源组件的LED光源主体(即LED芯片8)与驱动器组件，使两者进行独立散热，主要避免了驱动器组件9的热量对LED芯片8性能的影响；再一方面，采用整体式透镜6的装配方式，提高了光源组件的安装工艺性和整体散热性能。
以下通过一个具体实施示例对本发明实施例提供的航空用着陆灯的光源结构的具体实施方式进行详细说明。
参考图1到图4所示，本实施示例提供的航空用着陆灯的光源结构包括：预设结构的光源壳体1、光源组件、盖板组件、散热器组件12、驱动器组件9、密封垫圈10、驱动器组件固定螺钉11；其中，光源组件包括：整体式透镜6、铝基板7和LED芯片8；盖板组件包括：盖板2、玻屏4、压板4和U型圈5。具体结构如图1所示，根据产品设计规划主要由光源组件和驱动器组件组成，而驱动器组件通过四个支撑柱进行连接，中间形成间距30mm的空气通道，驱动器组件采用先固定再封闭的安装方式。
本实施示例提供一种改进的航空用LED光源结构，光源壳体1一侧设置的散热翅片采用竖直排布的形式，便于冷热空气的上下对流。
可选地，通过对不同高度下散热翅片的厚度与间隙的比值进行仿真。设置翅片厚度与间隙为1:5.4时，可以达到散热器组件12的比表面积的最优值。其中，比表面积＝(翅片表面积和+壳体基板表面积)/(翅片体积和+壳体基板体积)；比表面积越大，散热性越优。
可选地，根据烟囱效应将散热翅片设置为竖直排布，利于散热器组件12中冷热空气的上下对流，中间的隔断结构可以促进空气涡流的产生，增加空气流动速度，从而提高散热效率。
可选地，将铝基板7直接安装在光源壳体1的壳体基板1a上，壳体基板1a的厚度相对散热片较厚，例如为2mm，利于径向的热传导。
可选地，整体式光源透镜6采用四周压块式固定方式，在整体式光源透镜6与壳体筒壁1b的接触面上设有调整垫片，用来调节透镜6与铝基板7的距离，透镜的材料例如为某塑料，对光源辐射能的吸收能力相对较低，有利用光源壳体的整体散热。
可选地，将驱动器组件9与光源壳体1分离，用驱动器组件固定螺钉11将其固定在距离光源壳体1的壳体基板1a较远的位置，例如，驱动器主体9a与壳体基板1a的垂直距离大于15mm，本实施示例中具体为30mm的空气通道；并且通过四根断面面积较小的柱状结构来支撑。从而使两者中间的空气流通，避免光源中LED芯片8和驱动器组件9的散热彼此影响。
进一步地，驱动器组件9的后盖上设置了同样方向的散热翅片，作为驱动器组件的辅助散热。
本发明实施例提供过的航空用着陆灯的光源结构地工作原理为：
(1)导热技术：考虑到LED芯片8的充分散热，将附着LED芯片8的铝基板7紧贴安装在光源壳体1的壳体基板1a内壁面上，为了使两者充分实现面接触，在两者接触面上涂抹导热材料，且铝基板7上的螺钉采用等力矩扳手，保证其均匀受力。如图3和图4所示，热量由光源芯片8通过铝基板7和壳体基板1a至散热器翅片。
(2)结构散热技术：理论上讲散热翅片的表面积越大，散热性能越好，经过软件仿真，在壳体基板1a面积和散热翅片高度一定的情况下，散热翅片太厚或者太薄都会降低其散热效率，因此总会存在一定的厚隙比使其散热效果最佳。在本产品的实例中，散热翅片的厚度与间隙的比值在1:5.4附近的散热效果最佳。
(3)空气流动散热技术a：翅片的分布形式也会影响散热器的功能，仿真发现，在壳体散热的过程中，根据烟囱效应原理，空气受热后会因密度差而上浮，与周围和上方的冷空气产生对流，翅片的横向排布或呈某一水平夹角排布都会不同称度地限制这一过程，进而限制空气中的热传导效率。原理如图3所示。
(4)空气流动散热技术b：试验发现，连通的散热片结构相比于隔断的结构，散热效率较低，从空气流动的路径分析，如图3所示：在散热片中间隔断位置，产生了空气涡流，该涡流相比于层流的空气，流速较高，为导热效率的提高起到了一定作用。
(5)整板透镜装配技术：在光源组件的整体结构上，采用整体式透镜6代替单颗透镜的措施也为壳体的散热提供了一定的条件，传统透镜的金属支架接受光源的辐射能后，温度会迅速升高，这对于光源壳体的整体散热较为不利。而本本发明实施例中采用的整体式透镜所使用的的材料都是某种塑料材质，该透明材料吸收热量的能力相对较低，从而可促进光源的前端的散热。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种航空用着陆灯的光源结构，其特征在于，包括：预设结构的光源壳体(1)、光源组件、盖板组件、散热器组件(12)、驱动器组件(9)和驱动器组件固定螺钉(11)；
其中，所述光源壳体(1)包括：壳体基板(1a)、固定围设在壳体基板(1a)外侧的壳体筒壁(1b)，以及设置壳体基板(1a)外侧端面的散热器组件，所述壳体基板(1a)与壳体筒壁(1b)形成用于容纳安装光源组件的开口式光源腔体，并通过盖板组件封闭光源组件；所述壳体基板(1a)上设置有用于安装驱动器组件(9)的驱动器螺钉安装孔(1c)和光源安装孔(1d)；
所述散热器组件(12)包括设置为竖直排布形式的至少两排散热翅片(12a)，相邻两排散热翅片(12a)之间设置有中间隔断区域(12b)，用于使得竖直排布的散热翅片中上下对流的冷热空气在中间隔断区域形成空气涡流；
所述驱动器组件(9)包括：驱动器主体(9a)以及固定设置于驱动器主体(9a)一侧端面上的驱动器支柱(9b)，采用驱动器组件固定螺钉(11)将驱动器支柱(9b)固定连接在壳体基板(1a)的驱动器螺钉安装孔(1c)上，以将驱动器组件(9)固定安装在光源壳体(1)上设置有散热器组件的一侧，使得光源壳体(1)与驱动器组件(9)之间形成流通空气。
2.根据权利要求1所述的航空用着陆灯的光源结构，其特征在于，所述光源组件包括：整体式透镜(6)、铝基板(7)和LED芯片(8)；
多个LED芯片(8)固定安装在铝基板(7)上，铝基板(7)设置于开口式光源腔体内，且通过光源安装孔(1d)和安装螺钉紧贴壳体基板(1a)内壁面安装，使得所述LED芯片(8)产生的热量通过铝基板(7)和壳体基板(1a)传递至散热翅片(12a)；
所述整体式透镜(6)设置于开口式光源腔体内，位于铝基板(7)的外侧，整体式透镜(6)的周圈压设在壳体筒壁(1b)上，并通过盖板组件盖设封闭在整体式透镜(6)的外侧端面上。
3.根据权利要求2所述的航空用着陆灯的光源结构，其特征在于，
所述整体式透镜(6)采用四周压块式固定方式，且整体式透镜(6)与壳体筒壁(1b)的接触面上设有调整垫片，用于调节整体式透镜(6)与铝基板(7)的距离。
4.根据权利要求3所述的航空用着陆灯的光源结构，其特征在于，所述盖板组件包括：盖板(2)、玻屏(4)、压板(4)和U型圈(5)；
所述U型圈(5)的内圈设置有U型凹槽，U型圈(5)的整圈形状与整体式透镜(6)外侧端面的形状相匹配，用于整体套设在整体式透镜(6)的外缘周边，并通过周向设置的多个压板(4)固定连接；
所述玻屏(4)设置为整体形状与U型圈(5)相匹配的透光平板，整体盖设在U型圈(5)上，并通过盖板(2)盖设在玻屏(4)外侧，以封闭整体光源组件。
5.根据权利要求1～4中任一项所述的航空用着陆灯的光源结构，其特征在于，
所述散热翅片的厚度与间隙的比值在1:5到1:5.7之间。
6.根据权利要求5所述的航空用着陆灯的光源结构，其特征在于，
在散热器组件(12)的整体尺寸确定的情况下，所述散热翅片的厚度与间隙的比值为根据所述散热器的比表面积的最优值所确定的；
其中，比表面积＝(翅片表面积和+壳体基板表面积)/(翅片体积和+壳体基板体积)。
7.根据权利要求1～4中任一项所述的航空用着陆灯的光源结构，其特征在于，
所述壳体基板(1a)的厚度大于散热翅片的厚度，所述壳体基板(1a)的厚度为2毫米。
8.根据权利要求1～4中任一项所述的航空用着陆灯的光源结构，其特征在于，
所述驱动器组件(9)的驱动器主体(9a)与壳体基板(1a)之间的垂直距离大于15mm。
9.根据权利要求1～4中任一项所述的航空用着陆灯的光源结构，其特征在于，还包括：辅助散热器组件(13)和密封垫圈(10)；
所述驱动器组件(9)中驱动器主体(9a)的外侧后盖上设置有辅助散热器组件(13)，且辅助散热器组件(13)与驱动器主体(9a)的后盖通过密封垫圈(10)密封安装；
其中，所述辅助散热器组件(13)中散热翅片与散热器组件(12)中散热翅片的方向和结构形式相同。
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