CN216625371U - 用于航空器的多沉余电源系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了用于航空器的多沉余电源系统，包括固定板、壳体、电控组件和电源模块，壳体的内部一侧安装有三组电源模块，电源模块的一侧安装有电控组件，电控组件内安装有整流器，整流器的一侧安装有三组安装座，安装座的内部一侧安装有电联座，安装座的内部两侧安装有弹片。本实用新型通过在安装座的内部安装有弹片，能够通过弹片对电极座的一侧施加弹力，进而可以时电极座与电源模块一侧的电极端紧密接触，进而可以对电流进行稳定的传输，并且利用弹片对电极座施加弹力，可以使电极座与安装座紧密卡合，从而可以避免灰尘和水进入安装座的内部，以便于对连接端子和电联座进行防护，增加了电流在装置内部传输的稳定性。

Description

用于航空器的多沉余电源系统

技术领域

本实用新型涉及冗余电源技术领域，具体为用于航空器的多沉余电源系统。

背景技术

冗余电源是一种广泛应用于服务器等电气设施内部的智能变电供电装置，冗余电源装置内部通常会安装有多组电源模块，日常运行时只启用一部分电源用于设备的稳定供电，当工作中的电源模块发生故障时，可以自动启用备用的电源模块，从而使电气设备可以稳定的运行，避免设备断电引起数据的丢失等情况，尤其对于航空器中的电气设备稳定性要求更高，因此，为了保证航空器内部电气设备的工作稳定，我们提出用于航空器的多沉余电源系统。

现有的多沉余电源系统存在的缺陷是：

1、现有的多沉余电源系统在对电源模块进行安装时，传统的多组冗余电源装置与电源模块之间的连接较为薄弱，且连接的位置处没有设置防护结构，因此在电源模块和装置连接位置处出现水和灰尘时，电源模块容易出现接触不良的情况，进而降低了装置的可靠性和工作稳定性；

2、现有的多沉余电源系统在安装时需要使用多组螺栓进行固定安装，而航空器在日常检修时的操作步骤较为繁琐，利用螺栓固定安装的方式会降低检修人员的工作效率，并且螺纹结构在长期的使用下会出现磨损，进而会降低装置的安装稳定性。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供用于航空器的多沉余电源系统，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：用于航空器的多沉余电源系统，包括固定板、壳体、电控组件和电源模块，所述壳体的两侧设有三组散热口，所述壳体的一侧安装有固定板，所述固定板的一侧焊接有延伸至壳体内部的限位板，所述壳体的内部一侧安装有散热罩，所述散热罩的一侧安装有延伸至壳体外侧的排气网板，所述壳体的内部一侧安装有三组电源模块，所述电源模块的一侧安装有电极端，所述电源模块的一侧安装有电控组件，所述电控组件内安装有整流器，所述整流器的一侧安装有延伸出壳体的电缆管，所述整流器的一侧安装有三组安装座，所述安装座的内部一侧安装有电联座，所述安装座的内部两侧安装有弹片。

优选的，所述固定板的内部贯穿安装有固定螺栓，且固定螺栓的外侧安装有垫圈。

优选的，所述壳体的内部两侧安装有磁铁，且壳体的内部等距安装有三组隔板。

优选的，所述弹片的一侧安装有电极座，且电极座的一侧安装有连接端子。

优选的，所述散热罩的一侧等距安装有导热柱，且散热罩的内部安装有两组散热风机。

优选的，所述电源模块的一侧安装有把手，且电源模块的一侧安装有冷却扇。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

1、本实用新型通过在安装座的内部安装有弹片，能够通过弹片对电极座的一侧施加弹力，进而可以时电极座与电源模块一侧的电极端紧密接触，进而可以对电流进行稳定的传输，并且利用弹片对电极座施加弹力，可以使电极座与安装座紧密卡合，从而可以避免灰尘和水进入安装座的内部，以便于对连接端子和电联座进行防护，增加了电流在装置内部传输的稳定性。

2、本实用新型通过在固定板的一侧安装有限位板，能够通过限位板与壳体内部的卡槽卡合连接，并且通过壳体内部的磁铁对限位板进行吸附固定，可以便于对装置进行安装，以便于对装置进行拆装检修，大大提升了装置日常维护的便利性，增加了装置的实用性。

附图说明

图1为本实用新型的三维立体结构示意图；

图2为本实用新型的正面剖面结构示意图；

图3为本实用新型的正面外部结构示意图；

图4为本实用新型的电控组件局部结构示意图。

图中：1、固定板；101、固定螺栓；102、限位板；103、垫圈；2、壳体；201、磁铁；202、隔板；203、散热口；3、电控组件；301、整流器；302、电缆管；303、安装座；304、电极座；305、连接端子；306、弹片；307、电联座；4、散热罩；401、散热风机；402、导热柱；403、排气网板；5、电源模块；501、电极端；502、把手；503、冷却扇。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”“前端”、“后端”、“两端”、“一端”、“另一端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

请参阅图1-4，本实用新型提供的一种实施例：用于航空器的多沉余电源系统，包括固定板1、壳体2、电控组件3和电源模块5，壳体2的两侧设有三组散热口203，壳体2可以为内部的组件提供安装的位置，散热口203可以使壳体2内外的空气流通，进而可以便于对壳体2内部进行散热，壳体2的一侧安装有固定板1，固定板1可以通过固定螺栓101固定安装在指定的位置，从而可以对装置进行限位固定，固定板1的一侧焊接有延伸至壳体2内部的限位板102，限位板102可以与壳体2内部的卡槽卡合，从而可以便于对壳体2进行安装固定，壳体2的内部一侧安装有散热罩4，散热罩4可以为内部的组件提供安装的位置，散热罩4的一侧安装有延伸至壳体2外侧的排气网板403，排气网板403可以使内部的热气流排出壳体2，进而可以对壳体2的内部环境进行散热，壳体2的内部一侧安装有三组电源模块5，电源模块5可以外接电缆，进而可以对航空器内部的电气设备提供用电，并且可以通过整流器301内部的电控芯片控制自动的对电源模块5的工作状态进行分配，电源模块5的一侧安装有电极端501，电极端501可以与电极座304接触，从而可以与整流器301形成通路，以便于对电流进行传输，电源模块5的一侧安装有电控组件3，电控组件3可以对装置内部的电源模块5进行自动化分配，从而可以智能的对装置的工作状态进行调整，电控组件3内安装有整流器301，整流器301可采用DNE442型，整流器301可以与电源模块5电性连接，进而可以对电流进行整流滤波，从而可以保证电流传输的稳定性，且整流器301的内部安装有控制芯片，可以自动的对三组电源模块5的工作状态进行调节，以便于在其中一组电源模块5发生故障时自动启用备用的电源模块5进行工作，整流器301的一侧安装有延伸出壳体2的电缆管302，电缆管302可以外接设备，从而可以使装置对航空器提供用电，整流器301的一侧安装有三组安装座303，安装座303可以为内部的组件提供安装的位置，安装座303的内部一侧安装有电联座307，电联座307可以与连接端子305接触，进而可以使电路形成通路对电流进行传输，安装座303的内部两侧安装有弹片306，弹片306可以为电极座304施加弹力，从而可以保证电极座304与电极端501的连接稳定性，还可以使装置未与电源模块5连接时将电极座304与安装座303紧密接触，避免灰尘和水进入安装座303的内部影响电流的传输效率。

进一步，固定板1的内部贯穿安装有固定螺栓101，固定螺栓101可以贯穿固定板1，从而可以将固定板1固定安装在指定的位置，且固定螺栓101的外侧安装有垫圈103，垫圈103可以增大固定螺栓101与固定板1之间的接触面积，进而减小固定板1受到的压强，防止固定螺栓101对固定板1造成损坏。

进一步，壳体2的内部两侧安装有磁铁201，磁铁201可以对限位板102施加磁吸附力，进而可以对限位板102进行限位固定，保证了壳体2和限位板102之间的安装稳定性，且壳体2的内部等距安装有三组隔板202，隔板202可以对相邻两组电源模块5进行分隔，从而可以保证电源模块5安装的稳定性。

进一步，弹片306的一侧安装有电极座304，电极座304可以分别与电极端501接触，从而使电控组件3与电源模块5电性连接，且电极座304的一侧安装有连接端子305，连接端子305可以与电联座307电性连接，进而使整流器301与电源模块5电性连接，以便于利用电源模块5和整流器301对电流进行稳定的传输。

进一步，散热罩4的一侧等距安装有导热柱402，导热柱402可以吸收整流器301外壳的热量，进而可以提升装置内部的散热效率，且散热罩4的内部安装有两组散热风机401，散热风机401可采用FDL-4C型，散热风机401通电后可以转动，从而可以带动壳体2内部的空气流动，以便于对壳体2内部的环境进行风冷散热。

进一步，电源模块5的一侧安装有把手502，把手502可以为电源模块5提供手持的位置，以便于对电源模块5进行抽拉式的安装和拆卸，且电源模块5的一侧安装有冷却扇503，冷却扇503可以对电源模块5进行风冷散热，从而可以避免电源模块5的内部过热引起设备停机。

工作原理：利用固定螺栓101将固定板1固定安装在航空器的内部，将壳体2与限位板102卡合连接，进而将壳体2固定安装在航空器的内部，将电源模块5分别插入壳体2的内部，使得电极端501与电极座304接触进行电性连接，利用电极端501对安装座303施加的推力，使得连接端子305与电联座307接触，从而将整流器301和电源模块5接触形成电路通路，使得装置对电流进行整流滤波后对航空器内部的电气设备提供用电，增加了装置对于电流传输的稳定性。

对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

Claims (6)

1.用于航空器的多沉余电源系统，包括固定板(1)、壳体(2)、电控组件(3)和电源模块(5)，其特征在于：所述壳体(2)的两侧设有三组散热口(203)，所述壳体(2)的一侧安装有固定板(1)，所述固定板(1)的一侧焊接有延伸至壳体(2)内部的限位板(102)，所述壳体(2)的内部一侧安装有散热罩(4)，所述散热罩(4)的一侧安装有延伸至壳体(2)外侧的排气网板(403)，所述壳体(2)的内部一侧安装有三组电源模块(5)，所述电源模块(5)的一侧安装有电极端(501)，所述电源模块(5)的一侧安装有电控组件(3)，所述电控组件(3)内安装有整流器(301)，所述整流器(301)的一侧安装有延伸出壳体(2)的电缆管(302)，所述整流器(301)的一侧安装有三组安装座(303)，所述安装座(303)的内部一侧安装有电联座(307)，所述安装座(303)的内部两侧安装有弹片(306)。

2.根据权利要求1所述的用于航空器的多沉余电源系统，其特征在于：所述固定板(1)的内部贯穿安装有固定螺栓(101)，且固定螺栓(101)的外侧安装有垫圈(103)。

3.根据权利要求1所述的用于航空器的多沉余电源系统，其特征在于：所述壳体(2)的内部两侧安装有磁铁(201)，且壳体(2)的内部等距安装有三组隔板(202)。

4.根据权利要求1所述的用于航空器的多沉余电源系统，其特征在于：所述弹片(306)的一侧安装有电极座(304)，且电极座(304)的一侧安装有连接端子(305)。

5.根据权利要求1所述的用于航空器的多沉余电源系统，其特征在于：所述散热罩(4)的一侧等距安装有导热柱(402)，且散热罩(4)的内部安装有两组散热风机(401)。

6.根据权利要求1所述的用于航空器的多沉余电源系统，其特征在于：所述电源模块(5)的一侧安装有把手(502)，且电源模块(5)的一侧安装有冷却扇(503)。

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