WO2020153400A1 - 航空機用灯具 - Google Patents

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WO2020153400A1
WO2020153400A1 PCT/JP2020/002123 JP2020002123W WO2020153400A1 WO 2020153400 A1 WO2020153400 A1 WO 2020153400A1 JP 2020002123 W JP2020002123 W JP 2020002123W WO 2020153400 A1 WO2020153400 A1 WO 2020153400A1
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WO
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lamp
aircraft
lens
light source
casing
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PCT/JP2020/002123
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English (en)
French (fr)
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知之 向井
裕人 清水
Original Assignee
株式会社小糸製作所
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D47/00—Equipment not otherwise provided for
    • B64D47/02—Arrangements or adaptations of signal or lighting devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F21—LIGHTING
    • F21V—FUNCTIONAL FEATURES OR DETAILS OF LIGHTING DEVICES OR SYSTEMS THEREOF; STRUCTURAL COMBINATIONS OF LIGHTING DEVICES WITH OTHER ARTICLES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F21V23/00—Arrangement of electric circuit elements in or on lighting devices
    • F21V23/003—Arrangement of electric circuit elements in or on lighting devices the elements being electronics drivers or controllers for operating the light source, e.g. for a LED array
    • F21V23/007—Arrangement of electric circuit elements in or on lighting devices the elements being electronics drivers or controllers for operating the light source, e.g. for a LED array enclosed in a casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F21—LIGHTING
    • F21V—FUNCTIONAL FEATURES OR DETAILS OF LIGHTING DEVICES OR SYSTEMS THEREOF; STRUCTURAL COMBINATIONS OF LIGHTING DEVICES WITH OTHER ARTICLES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F21V5/00—Refractors for light sources
    • F21V5/04—Refractors for light sources of lens shape
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D2203/00—Aircraft or airfield lights using LEDs

Definitions

  • the present disclosure relates to aircraft lighting.
  • a generator mounted on an aircraft may be used as a power source for a lighting device for the aircraft. Since the AC current of this generator is a high voltage, a power transformer for transformation is used to step down the high voltage AC current to a voltage suitable for the aircraft lamp. Further, in recent years, a lamp has been proposed that uses an LED (light emitting diode) as a light source instead of an incandescent lamp as in Patent Document 1. In a lamp using an LED as a light source, in addition to the above-described power supply transformer, a converter that rectifies an AC current into a DC current, a control circuit that includes a switching circuit for controlling light emission/extinction of the LED, and the like are required.
  • control circuit board that composes the control circuit When the control circuit board that composes the control circuit is installed in the lamp housing together with the LED, vibrations and shocks that occur in the aircraft are transmitted to the control circuit board as it is, which damages the control circuit board. Further, the control circuit board in this case is easily affected by changes in the external environment such as the outside air temperature and the outside air pressure. In order to mitigate these effects, it is conceivable to mount the control circuit board in the lamp housing together with the buffer member. However, in order to realize such an interior structure, it is necessary to increase the inner volume of the lamp housing.
  • the lamp body that makes up the lamp housing is made of metal.
  • the lamp housing is required to have high mechanical strength, so that it becomes necessary to use a thick metal plate. It is difficult to perform so-called deep drawing on the metal material of the thick plate, especially in the press working.
  • aircraft lamps that incorporate a reflector require a lamp housing that is larger in shape and size than the reflector, resulting in an increase in overall size of the lamp. Since the ice ice lamps and logo lights of aircraft are arranged in a limited area of the fuselage, there are often restrictions on the external dimensions of the lamps. It becomes difficult to apply to the light source.
  • the first object of the present disclosure is to provide a small and lightweight aircraft lamp that uses a semiconductor light emitting element as a light source.
  • a second object of the present disclosure is to provide a small and lightweight aircraft lamp that is capable of irradiating light to a wide area while using a semiconductor light emitting element as a light source and that can be applied to an aircraft. is there.
  • the present disclosure includes a light source unit, a lamp housing that houses the light source unit, and a power supply control unit that includes a casing and that includes a control circuit structure that controls light emission of the light source unit.
  • the control circuit structure is housed in the casing, and the casing is disposed outside the lighting device housing.
  • the power supply control unit further includes a power supply transformer that transforms the power of the power supply for the light source unit, and the power supply transformer is installed in the casing and fixedly with respect to the casing.
  • the control circuit structure is supported so as to be movable relative to the casing.
  • the casing is preferably formed in a container shape having an opening.
  • the power transformer is embedded in the hard resin filled in the casing, and the control circuit structure is embedded in the soft resin filled in the casing.
  • a lamp housing according to the present disclosure includes a pressed container-shaped lamp body and an outer lens attached to the lamp body, and a casing of a power control unit is attached to the outside of the lamp body. Is preferred.
  • the present disclosure includes a light source unit and a lamp housing that houses the light source unit, wherein the light source unit includes a semiconductor light emitting element as a light source and light emitted from the light source.
  • a lens is provided, and the main lens and the sub lens are integrally formed.
  • the light source is configured by a plurality of semiconductor light emitting elements, the semiconductor light emitting element is partially configured as a main light source, the other is configured as a sub light source, the main lens is emitted from the main light source It is preferable that the sub-lens is configured to emit light and the sub-lens is configured to emit light emitted from the sub-light source.
  • a plurality of main light sources and a plurality of main lenses are provided and that the respective irradiation lights emitted from the plurality of main lenses are directed in substantially the same direction.
  • a plurality of sub light sources and a plurality of sub lenses are provided, and the irradiation light emitted from each sub lens is directed in different directions.
  • the main lens is a lens that irradiates light in parallel or a required angle range
  • the sub-lens is a lens that emits light in an angle range larger than the required angle range.
  • the main lens is a spherical or aspherical curved lens
  • the sub lens is a prism.
  • FIG. 1 is a schematic external view of an aircraft equipped with a lighting device of the present disclosure. It is an appearance perspective view which looked at the ice detecting lamp from the front side. It is an appearance perspective view which looked at an ice detecting lamp from the back side. It is the figure which fractured
  • FIG. 4 is a sectional view taken along the line IV-IV of FIG. 3. It is an exploded perspective view of a schematic portion of an ice detecting lamp. It is an exploded perspective view of an LED unit. It is a partially expanded sectional view of the assembly state of an LED unit.
  • FIG. 3 is an exploded perspective view in which a part of a power supply control unit is broken.
  • FIG. 1 is a schematic external view of an aircraft AP equipped with the aircraft lighting device of the present disclosure.
  • the aircraft AP is provided on the left and right side surfaces of the fuselage BD, and has an ice detecting lamp 1A that performs illumination for inspecting ice adhering to the left and right main wings MW and the engine EG.
  • the horizontal tail HT is provided with a logo lamp 1B for illuminating an airline logo mark LM drawn on both sides of the vertical tail VT.
  • the ice detecting lamp 1A and the logo lamp 1B on the left side of the aircraft AP will be described.
  • a similar ice detecting lamp and logo lamp are also provided on the right side of the aircraft AP. These structures are the same as the left ice detecting lamp 1A and the logo lamp 1B.
  • FIG. 2A is an external perspective view of the ice detecting lamp 1A viewed from the front side.
  • FIG. 2B is an external perspective view of the ice detecting lamp 1A viewed from the rear surface side.
  • the ice detecting lamp 1A has a lamp housing 2 whose outer shape is a generally thick disk.
  • the lamp housing 2 includes a lamp body 21 that is manufactured in the shape of a container that is circular and has an open front surface, and an outer lens 22 that is disposed on the front surface side of the lamp body 21, that is, the side that emits light.
  • the lamp body 21 is manufactured by pressing a metal material such as aluminum, and has a container-shaped main body 211 and a circular flange 212 integrally provided along the periphery of the main body 211. As shown in FIG. 1, the ice detecting lamp 1A is attached to the circular hole 10 formed in the fuselage BD of the aircraft AP by using the flange 212. An appropriate number of holes 213 for this attachment are provided in the flange 212.
  • the outer lens 22 has an annular holder 221.
  • a lens 222 made of a glass plate or a translucent resin plate such as PC (polycarbonate) is supported.
  • the holder 221 is fixed to the inner edge portion of the flange 212 of the lamp body 21 with a screw or the like using the openings 214 provided in an appropriate number.
  • the outer lens 22 is in a state in which the front opening of the lamp body 21 is sealed, and the outer lens 22 and the lamp body 21 form a lamp chamber inside the lamp housing 2.
  • FIG. 3 is a view of a part (outer lens 22) of the ice detecting lamp 1A cut away and viewed from the front side
  • FIG. 4 is a sectional view taken along line IV-IV of FIG.
  • FIG. 5 is an exploded perspective view of a schematic portion of the ice detecting lamp 1A.
  • an LED (light emitting diode: semiconductor light emitting element) unit 3 that emits illumination light as an ice detecting lamp is installed. That is, a part of the side surface of the main body 211 of the lamp body 21 constitutes the tapered surface 211a.
  • the tapered surface 211a is a side surface that faces the front side of the aircraft AP when the ice detecting lamp 1A is attached to the aircraft AP, is a left side surface of the lamp body 21, and is a required angle with respect to the front surface of the lamp body 21. It is a side that is inclined at.
  • the LED unit 3 is supported on the inner surface of the tapered surface 211a.
  • the LED unit 3 is an example of a light source unit.
  • the relay terminal plate 5 is fixed by screws 52 to the inner surface of the bottom surface 211b of the lamp body 21.
  • the LED unit 3 is electrically connected to the relay terminal 51 of the relay terminal board 5 by a lead wire 53, and is further electrically connected to the relay terminal board 5 to a lead wire 46 drawn from a power supply control unit 4 described later. These electrical connections will be described later.
  • FIG. 6 is an exploded perspective view of the LED unit 3
  • FIG. 7 is an enlarged sectional view of a part of the assembled state of the LED unit 3.
  • the LED unit 3 includes an LED board 32 on which a plurality of LEDs 31 are mounted and an inner lens 33 that is integrally assembled to the LED board 32 in a stacked state.
  • Each LED 31 is composed of a white LED, and is arranged in a plane and mounted on an LED substrate 32 on which a required wiring circuit is formed.
  • the LED 31 constitutes a white LED in which a cover 312 containing a phosphor emitting yellow light is laminated on an LED chip 311 emitting blue light or ultraviolet light mounted on the base 310.
  • each of the LEDs 31 is mounted on the LED board 32.
  • the light emitting axis of each of the LEDs 31 is oriented in the direction normal to the surface of the LED substrate 32.
  • four LEDs near the center constitute a main LED 31m that is a main light source, and two LEDs of the LEDs 31 are arranged on both sides of the main LED 31m to configure a sub LED 31s as a sub light source. ..
  • the inner lens 33 is formed into a substantially plate shape by molding a translucent resin such as a PC, and is integrally connected to the LED substrate 32 at four corners by screws 36 in a laminated state.
  • Six lenses 34 and 35 are integrally formed with the inner lens 33.
  • the six lenses 34, 35 are composed of four main lenses 34 arranged to face the main LED 31m and two sub lenses 35 (35a, 35b) arranged to face the sub LED 31s.
  • All four main lenses 34 are composed of curved lenses having the same shape.
  • the curved surface of this curved lens is a spherical surface or an aspherical surface.
  • the main lens 34 regardless of whether it is spherical or aspherical, emits the light emitted from the main LED 31m toward an irradiation area in a required angle range.
  • the main lens 34 irradiates the light emitted from the main LED 31m substantially in parallel, or irradiates the light as a light beam diverging in an angle range somewhat larger than this in substantially the same direction. Is configured.
  • FIG. 7 it is possible to brightly illuminate a distant illumination area Am although the illumination area is small.
  • the secondary lens 35 is composed of a prism. As shown in FIG. 7, the sub-lens 35 emits the light emitted from the sub-LED 31s in a wider angle range than the main lens 34 as a luminous flux diverging at a relatively large angle.
  • the two sub-lenses 35a and 35b are oriented so that the directions of the light reflecting surfaces of the prisms are different from each other, and the light emitted from the opposing sub-LEDs 31s is directed to an illumination area As different from the irradiation area of the main lens 34. And emit. Thereby, the illumination areas As of the two sub-lenses 35a and 35b are combined to brightly illuminate a wide illumination area in the vicinity.
  • the sub-lenses 35a and 35b may be configured to emit light by refraction at the prism.
  • the LED unit 3 is attached to the inner surface of the tapered surface 211a of the lamp body 21 with screws or the like, as described above. In this attached state, the light emitting surface of the LED unit 3 is inclined with respect to the front surface of the lamp body 21, that is, the front surface of the outer lens 22.
  • the heat sink 6 having a required shape is attached to the outer surface of the tapered surface 211a of the lamp body 21.
  • the heat sink 6 may be attached by projecting the tip of the screw 36 used to attach the LED unit 3 to the lamp body 21 to the outside of the tapered surface 211a and using the screw 36.
  • the heat sink 6 is thermally connected to the LED board 32 of the LED unit 3. The heat generated when the LED unit 3 emits light is radiated through the heat sink 6.
  • the power supply control unit 4 is attached to the outside of the lamp housing 2.
  • the outside of the lamp housing 2 is the outer surface of the bottom surface 211b of the lamp body 21 in this embodiment.
  • the power supply control unit 4 includes a casing 41 having an opening and formed in a rectangular container shape.
  • a power transformer 42 and a control circuit structure 43 are housed in the casing 41.
  • the power transformer 42 is electrically connected to a generator (not shown) mounted on the aircraft.
  • the power transformer 42 is configured to step down the high voltage AC current from the generator.
  • the casing 41 includes a box body 411 formed in a rectangular container shape and having an opening portion, and a lid body 412 that covers the opening portion of the box body 411. The inside of the casing 41 is sealed by the cover 412 covering the opening of the box 411.
  • the box body 411 and the lid body 412 are made of metal or resin having high mechanical strength.
  • FIG. 9 is a vertical sectional view of the power supply control unit 4.
  • the power transformer 42 is installed in the lower region of the box body 411 and is installed in the bottom of the casing 41.
  • the power transformer 42 is used for reducing the high-voltage AC current generated by the generator provided in the aircraft to a predetermined voltage.
  • the predetermined voltage is a voltage suitable for controlling the light emission of the LED unit 3.
  • the power transformer 42 has a frame 44 integrated with the transformer yoke. By connecting the frame 44 to the box body 411, the power transformer 42 is fixed inside the box body 411 and is fixedly supported by the casing 41. Further, the inside of the box body 411 is filled with a hard resin shown by dotted V letters, that is, an epoxy resin ER in the present embodiment.
  • the power transformer 42 is embedded in the epoxy resin ER while being sealed with the epoxy resin ER.
  • control circuit structure 43 Inside the box 411, in the upper region of the power transformer 42, a control circuit structure 43 is installed. Although detailed description is omitted, the control circuit structure 43 constitutes a control circuit board in which various electronic components 432 are mounted on the circuit board 431.
  • the control circuit structure 43 is configured with a control circuit for controlling light emission of the LED 31 of the LED unit 3.
  • the control circuit for controlling the light emission of the LED 31 is, for example, a rectifier circuit that rectifies the AC current stepped down by the power transformer 42 into a DC current, or a DC-DC that controls the rectified DC current to a voltage suitable for the light emission of the LED 31. It is composed of a converter circuit, a switch circuit for turning on/off a current supplied to the LED 31, and the like.
  • the control circuit structure 43 is mounted on the frame 44 above the power transformer 42, and the lid 412 is mounted on the control circuit structure 43. As described above, the control circuit structure 43 is provided on the opening side of the casing 41. The upper region of the casing 41 sandwiched between the frame 44 and the lid 412 is filled with a soft resin illustrated by a plurality of random points, that is, a silicone resin (silicone resin) SR in this embodiment.
  • the control circuit structure 43 is embedded in the silicon resin SR in a state of being sealed using the silicon resin SR.
  • the control circuit structure 43 Since the silicone resin SR is in the form of gel, the control circuit structure 43 is not fixedly supported by the casing 41 but is in a state in which it can be slightly moved with respect to the casing 41 and is relatively moved with respect to the casing 41. Supported as possible. In other words, the control circuit structure 43 is supported in a floating state inside the casing 41.
  • the power transformer 42 and the control circuit structure 43 are electrically connected to each other by a lead wire 45 inside the casing 41. Further, a lead wire 46 for electrically connecting the control circuit structure 43 to the outside is drawn out from the casing 41 through the hole of the lid 412. Further, a power supply terminal 47 for electrically connecting the power supply transformer 42 to an external power supply is provided on the side surface of the box body 411 of the casing 41.
  • the power supply control unit 4 is attached to the lamp body 21 with the control circuit structure 43 and the lid body 412 being sandwiched between the box body 411 and the lamp body 21.
  • the casing 41 is arranged outside the lamp housing 2.
  • the lead wire 46 connected to the control circuit structure 43 is connected to the relay terminal board 5 by penetrating the hole of the bottom surface 211b.
  • the power supply control unit 4 and the LED unit 3 are electrically connected to each other.
  • the power controlled by the power supply control unit 4 is supplied to the LED unit 3, and the light emission of the LED 31 is controlled.
  • the irradiation direction of the light emitted from the LED 31 is controlled by the inner lens 33, passes through the outer lens 22, and is directed to the outside of the ice detecting lamp 1A toward the fuselage of the aircraft AP. Is emitted.
  • the ice detecting lamp 1A is attached to the fuselage BD at a position slightly forward and above the main wing MW.
  • the LED unit 3 is mounted inside the lamp housing 2 in a state of being inclined with respect to the front surface of the ice detecting lamp 1A. Therefore, by appropriately adjusting the mounting attitude of the ice detecting lamp 1A, the light emitting surface of the LED unit 3 is mounted on the fuselage BD in a state of being slightly downward and rearward with respect to the aircraft AP.
  • the light emission of the LED unit 3 is controlled by the power supply control unit 4 by receiving the electric power from the generator.
  • the ice detection lamp 1A illuminates the main wing MW and the engine EG.
  • FIG. 10 is a diagram showing an illumination area of the ice detecting lamp 1A on the left side.
  • the lights emitted from the four main LEDs 31m in the LED unit 3 are directed in substantially the same direction by the main lens 34, and these lights are combined and emitted toward the tip direction of the main wing MW to illuminate the area A1. ..
  • the ice detecting lamp 1A illuminates a region from the base end portion (a portion near the fuselage BD) in the vicinity of the main wing MW to the distal end portion, and particularly the entire region along the front edge portion of the main wing MW that is easily iced. Illuminate.
  • the light emitted from the two sub LEDs 31s illuminates an area extending from the base end portion of the main wing MW to the engine EG different from the illumination area by the main LED 31m by the sub lenses 35a and 35b. Since the prisms forming the sub-lenses 35a and 35b have different directions, the areas illuminated by the prisms also differ.
  • the lower side (left side in FIG. 6) sub lens 35a illuminates the area A2 including the upper portion of the engine EG from the vicinity of the base end portion of the main wing MW, and is arranged on the upper side (right side in FIG. 6).
  • the auxiliary lens 35b that illuminates the area A3 including the lower portion of the engine EG.
  • the ice detecting lamp 1A when the ice detecting lamp 1A is turned on, the area where the illumination by the main LED 31m and the illumination areas A1 to A3 by the sub LED 31s are combined is illuminated. With this illumination, almost the entire area of the main wing MW and the engine EG can be suitably illuminated, similarly to an ice detection lamp using an incandescent lamp as a light source, and particularly, these leading edge areas that are easily iced are suitably illuminated. be able to.
  • the ice detecting lamp 1A can be manufactured in a small size and light weight, and the ice detecting lamp 1A is applied to an aircraft. Will be possible.
  • the control circuit structure 43 is configured integrally with the power transformer 42 as the power control unit 4, and is attached to the outside of the lamp housing 2 so that the LED unit 3 in the lamp housing 2 is attached. Can be controlled. Therefore, it is not necessary to dispose the control circuit structure 43 inside the lamp housing 2, and the internal volume required for the lamp housing 2 can be reduced. In addition, since it is not necessary to route the wiring connected to the control circuit structure 43, particularly the wiring for electrically connecting the power supply transformer 42 and the control circuit structure 43 in the lamp housing 2, the internal volume of the lamp housing 2 can be reduced. As a result, the lamp housing 2 can be made compact, and the ice detecting lamp 1A can be made compact as a whole.
  • the mechanical strength required for the lamp body 21 can be reduced. Therefore, it becomes possible to manufacture the lamp body 21 using a metal material having a reduced plate thickness, and it becomes possible to easily perform the press processing for processing the lamp body 21 into a container shape, and as a result, the lamp housing 2 Alternatively, the weight of the ice detecting lamp 1A can be reduced.
  • the power supply transformer 42 contained in the casing 41 is sealed with the curable epoxy resin ER, when the casing 41 is vibrated due to vibration or impact in the aircraft AP, the weight is high. It is possible to prevent the power transformer 42 having a large inertia from moving inside the casing 41 and colliding with the inner surface of the casing 41. Further, the epoxy resin ER can enhance the insulation of the power transformer 42 from the external environment. As a result, the explosion-proof effect of the power transformer 42 caused by the impact in the casing 41 is obtained.
  • control circuit structure 43 since the control circuit structure 43 is sealed with the gel silicone resin SR, it is supported in a floating state in the casing 41. Therefore, even if the casing 41 is vibrated by the vibration of the aircraft, the vibration is not absorbed by the silicon resin SR and is not transmitted to the control circuit structure 43, and the control circuit structure 43 may be physically damaged. To be prevented. At the same time, the wirings 45, 46, 53 connecting the control circuit structure 43 and the power transformer 42 are also prevented from being damaged by vibration.
  • the control circuit structure 43 and the wirings 45, 46, 53 are affected by the external environment such as atmospheric pressure change, temperature change, wind and rain, and lightning. It is easily damaged and damaged, or the operation reliability is affected.
  • the control circuit structure 43 in the casing 41 of the power supply control unit 4 attached to the bottom surface side of the lamp housing 2 in a sealed state, the influence of these external environments is mitigated and the reliability of the ice detecting lamp is improved. It is also possible to increase.
  • the lamp according to the present disclosure can be applied to the logo lamp 1B shown in FIG.
  • the logo lamp 1B is arranged at a position where one looks up at a part of the upper surface of the left and right horizontal stabilizers HT, particularly both left and right side surfaces of the vertical stabilizer VT on which the logo mark LM is drawn. ..
  • a substantially circular recess is provided at the position on the upper surface of the horizontal stabilizer HT, and the logo lamp 1B is fixed to the horizontal stabilizer HT so as to be housed in the recess.
  • FIG. 11 is an exploded perspective view of the LED unit 3B of the logo lamp 1B.
  • the same parts as those of the LED unit 3 of the ice detecting lamp 1A are designated by the same reference numerals, and overlapping description will be omitted.
  • the LED unit 3B includes an LED board 32 and an inner lens 33.
  • the configuration in which the inner lens 33 controls the emission direction of the light emitted from the LED 31 mounted on the LED substrate 32 is the same as that of the LED unit 3.
  • the LED unit 3B of the logo lamp 1B two main LEDs 31m and one sub LED 31s are mounted on the LED substrate 32 as the LEDs 31. Further, the inner lens 33 is formed with two main lenses 34 and one sub lens 35c corresponding to these LEDs.
  • the main lens 34 is a spherical or aspherical curved lens, and the sub lens 35c is a prism.
  • the LED unit 3B is installed in the lamp housing in the same manner as the ice detecting lamp 1A.
  • the power supply control unit is attached to the lamp housing as in the ice detecting lamp 1A. Similar to the ice detecting lamp 1A, the power supply transformer and the control circuit board are disposed inside the power supply control unit in a state of being sealed with different resins (hard resin and soft resin), respectively. That is, the logo lamp 1B is configured by replacing the LED unit 3 of the ice detecting lamp 1A with the LED unit 3B.
  • FIG. 12 is a diagram showing an illumination area of a logo lamp 1B arranged on the left side of the aircraft AP shown in FIG.
  • the lights emitted from the two main LEDs 31m are directed in the same direction by the main lens 34, and these lights are combined and emitted toward the tip direction of the vertical tail VT to illuminate the area A4. ..
  • the region extending from the lower end to the upper end of the vertical stabilizer VT, that is, the region where the logo mark LM is drawn is illuminated.
  • the light emitted from the sub LED 31s is refracted by the sub lens 35c and illuminates an area A5 near the base end of the vertical tail VT different from the area illuminated by the main LED 31m.
  • the logo lamp 1B when the logo lamp 1B is turned on, the area in which the illumination by the main LED 31m and the illumination areas A4 and A5 by the sub LED 31s are combined is illuminated, and the vertical tail VT is almost illuminated like the logo lamp using the incandescent lamp as a light source. The entire area can be illuminated and the logo mark LM can be illuminated appropriately.
  • the LED unit 3B can illuminate as wide an area as an incandescent lamp. Therefore, the existing logo lamp composed of the incandescent lamp can be replaced with the logo lamp 1B composed of the LED unit 3B. Further, since the LED unit 3B does not include a reflector, it can be manufactured in a small size and a light weight, and the LED 31 can be applied to an aircraft.
  • the power supply control unit is arranged outside the lamp housing, and the power supply control unit and the power supply transformer and the control circuit board are incorporated.
  • the reliability of the aircraft AP against vibration and external shock is enhanced, and at the same time, the lamp body 21 can be downsized. Therefore, the logo lamp 1B can be reduced in size and weight, and the LED 31 can be applied to the aircraft AP.
  • the main lens of the outer lens of the LED unit is composed of the curved lens and the sub lens is composed of the prism, but the forms of these lenses can be appropriately changed. .. That is, the main lens may have a shape that emits a light beam suitable for illuminating a distant place, and the sub lens may have a shape that emits a light beam suitable for illuminating a wide area in the vicinity. ..
  • the number of LEDs that make up the LED unit and the number of lenses of the inner lens can be appropriately adjusted according to the area of the area to be illuminated by the aircraft and the distance to the area.
  • the power supply control unit may include other parts in addition to the power supply transformer and the control circuit board, and in that case, these other parts may be integrated in the casing.
  • the other component is a component that is resistant to vibration, it should be embedded in a hard resin integrally with the power transformer, and if it is a component to avoid vibration, it should be embedded in a soft resin together with the control circuit board. do it.
  • the hard resin or soft resin for embedding and supporting the power transformer and the control circuit board is not limited to the epoxy resin and the silicone resin described in the embodiments, and other resins can be applied.

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Abstract

ＬＥＤユニット（３）と、ＬＥＤユニット（３）を内装する灯具ハウジング（２）と、ケーシング（４１）を有し、ＬＥＤユニット（３）を発光制御する制御回路構体（４３）を含む電源制御ユニット（４）と、を備える検氷灯（１Ａ）であって、制御回路構体（４３）は、ケーシング（４１）に内装され、ケーシング（４１）は、灯具ハウジング（２）の外部に配設されている。

Description

航空機用灯具
　本開示は航空機用灯具に関する。
　航空機用の灯具の電源として、航空機に搭載された発電機を用いる場合がある。この発電機のＡＣ電流は高電圧であるので、変圧用の電源トランスを用いて、高電圧のＡＣ電流を航空機用灯具に適する電圧に降圧している。
　また、近年、光源として特許文献１のように白熱灯に代えてＬＥＤ（発光ダイオード）を用いた灯具が提案されている。ＬＥＤを光源とする灯具では、前記した電源トランスに加えて、ＡＣ電流をＤＣ電流に整流するコンバータや、ＬＥＤを発光・消光制御するためのスイッチング回路等を含む制御回路が必要とされる。
　また、航空機用灯具として、航空機の主翼やエンジンを照明してこれらに付着する氷を検査するための検氷灯や、垂直尾翼に描かれた航空機会社のロゴマークを照明するためのロゴ灯がある。これらの灯具は従来白熱灯が用いられていたが、近年では特許文献１のようにＬＥＤ等の半導体発光素子が用いられている。しかし、ＬＥＤは白熱灯に比較して光の集光性が高いため、広い領域を照明するためには好ましくない。特許文献１では、所要の広い領域を照明するために、ＬＥＤの出射光を発散させるためのリフレクタを設けている。
日本国特開２０１４－８９８６８号公報
　制御回路を構成する制御回路基板をＬＥＤと共に灯具ハウジングに内装する場合、機体に生じる振動や衝撃がそのまま制御回路基板に伝えられるため、制御回路基板にダメージを与える。また、この場合の制御回路基板は、外気温や外気圧等の外部環境変化の影響を受け易い。これらの影響を緩和するためには、制御回路基板を灯具ハウジング内に緩衝部材と共に内装することが考えられる。しかし、このような内装構造を実現するためには、灯具ハウジングの内容積を大きくする必要がある。
　通常、この種の灯具ハウジングでは、灯具ハウジングを構成している灯具ボディを金属材で製造している。灯具ハウジングの内容積が大きくなると灯具ハウジングに高い機械的強度が要求されるので、厚板の金属材を用いる必要が生じる。厚板の金属材は、その加工、特にプレス加工におけるいわゆる深絞りが難しくなる。従来の灯具ハウジングでは、灯具ボディを鋳造により製造することが余儀なくされていたので、灯具ボディまたは灯具ハウジング、さらには灯具全体を小型かつ軽量に製造することが難しかった。
　また、リフレクタを内装した航空機用灯具では、リフレクタよりも大きな形状、寸法の灯具ハウジングが必要となり、灯具全体が大型化することになる。航空機の検氷灯やロゴ灯は機体の限定された領域に配設されるため、灯具の外形寸法にも制限を受けることが多く、このような場合にはＬＥＤを検氷灯やロゴ灯の光源に適用することは難しくなる。
　本開示の第一の目的は、半導体発光素子を光源とした小型かつ軽量な航空機用灯具を提供することにある。
　本開示の第二の目的は、半導体発光素子を光源としながらも広い領域に向けて光を照射することができ、航空機への適用を可能にした小型かつ軽量な航空機用灯具を提供することにある。
　上記第一の目的のため、本開示は、光源ユニットと、前記光源ユニットを内装する灯具ハウジングと、ケーシングを有し、前記光源ユニットを発光制御する制御回路構体を含む電源制御ユニットと、を備える灯具であって、前記制御回路構体は、前記ケーシングに内装され、前記ケーシングは、前記灯具ハウジングの外部に配設されている。
　本開示においては、電源制御ユニットは、さらに、前記光源ユニット用の電源の電力を変圧する電源トランスを有し、前記電源トランスは、前記ケーシングに内装されるとともに、前記ケーシングに対して固定的に支持され、前記制御回路構体は、前記ケーシングに対して相対移動可能に支持されることが好ましい。例えば、ケーシングは開口を有する容器状に形成されていることが好ましい。また、電源トランスはケーシングに充填された硬質樹脂に埋設され、制御回路構体はケーシングに充填された軟質樹脂に埋設される構成が好ましい。
　本開示における灯具ハウジングは、プレス加工された容器状の灯具ボディと、前記灯具ボディに取り付けられたアウターレンズと、を含み、電源制御ユニットのケーシングが前記灯具ボディの外部に取り付けられる構成とすることが好ましい。
　上記第二の目的のため、本開示は、光源ユニットと、前記光源ユニットを内装する灯具ハウジングと、を備え、前記光源ユニットは、光源としての半導体発光素子と、前記光源から出射された光を航空機の機体に向けて照射するインナーレンズと、を備え、前記インナーレンズは、所要の方向に向けて光を照射する主レンズと、前記所要の方向とは異なる方向に向けて光を照射する副レンズとを備え、前記主レンズと前記副レンズは、一体に形成されている。
　本開示において、光源は複数の半導体発光素子で構成され、前記半導体発光素子は、一部が主光源として構成され、他は副光源として構成され、前記主レンズは、前記主光源から出射された光を照射するように構成され、前記副レンズは、前記副光源から出射された光を照射するように構成されることが好ましい。
　本開示の好ましい形態として、主光源と主レンズはそれぞれ複数設けられ、複数の主レンズから照射されるそれぞれの照射光はほぼ同じ方向に向けられることが好ましい。また、副光源と副レンズは複数設けられ、各副レンズから照射される照射光はそれぞれ異なる方向に向けられることが好ましい。さらに、主レンズは光を平行または所要の角度範囲で照射するレンズで構成され、副レンズは前記所要の角度範囲よりも大きな角度範囲で照射するレンズで構成されることが好ましい。例えば、主レンズは球面又は非球面の曲面レンズで構成され、副レンズはプリズムで構成される。
　本開示によれば、半導体発光素子を光源とした小型かつ軽量の航空機用灯具が提供できる。
　また、本開示によれば、半導体発光素子を光源として広い領域に向けて光を照射することが可能となり、航空機への適用を可能にした小型かつ軽量の航空機用灯具が提供できる。
本開示の灯具を搭載した航空機の概略外観図である。 検氷灯を前面側から見た外観斜視図である。 検氷灯を後面側から見た外観斜視図である。 検氷灯の一部を破断して前面側から見た図である。 図３のＩＶ－ＩＶ線に沿った断面図である。 検氷灯の概略部分の分解斜視図である。 ＬＥＤユニットの分解斜視図である。 ＬＥＤユニットの組立状態の一部の拡大断面図である。 電源制御ユニットの一部を破断した分解斜視図である。 電源制御ユニットの縦断面図である。 検氷灯の照明領域を説明するための概略斜視図である。 ロゴ灯のＬＥＤユニットの分解斜視図である。 ロゴ灯の照明領域を説明するための概略斜視図である。
　次に、本開示の実施の形態について図面を参照して説明する。図１は本開示の航空機用灯具を搭載した航空機ＡＰの概略外観図である。航空機ＡＰは、本開示にかかる航空機用灯具として、胴体ＢＤの左右側面に配設されて左右の主翼ＭＷ及びエンジンＥＧに付着する氷を検査するための照明を行う検氷灯１Ａと、左右の水平尾翼ＨＴに配設されて垂直尾翼ＶＴの両側面に描かれた航空会社のロゴマークＬＭを照明するロゴ灯１Ｂを備えている。以降の説明では航空機ＡＰの左側の検氷灯１Ａとロゴ灯１Ｂについて説明する。なお、航空機ＡＰの右側にも同様の検氷灯とロゴ灯が配設されている。これらの構造については左側の検氷灯１Ａ、ロゴ灯１Ｂと同様である。
　図２Ａは検氷灯１Ａを前面側から見た外観斜視図である。図２Ｂは検氷灯１Ａを後面側から見た外観斜視図である。検氷灯１Ａは、全体の外形状が概ね厚い円盤状に形成された灯具ハウジング２を有している。灯具ハウジング２は、円形状で前面が開口した容器状に製造された灯具ボディ２１と、この灯具ボディ２１の前面側、すなわち光を照射する側に配設されたアウターレンズ２２を備えている。
　灯具ボディ２１は、アルミニウム等の金属材をプレス加工して製造されており、容器状の本体２１１と、本体２１１の周縁に沿って一体に設けられた円形のフランジ２１２を有している。図１に示したように、検氷灯１Ａはフランジ２１２を利用して航空機ＡＰの胴体ＢＤに開口された円形穴１０に取り付けられる。フランジ２１２にはこの取り付けを行うための穴２１３が、適宜の数で設けられている。
　アウターレンズ２２は、円環状をしたホルダ２２１を有している。ホルダ２２１内に、ガラス板あるいはＰＣ（ポリカーボネート）等の透光性のある樹脂板からなるレンズ２２２が支持されている。ホルダ２２１は、適宜の数で設けられた開口２１４を利用して灯具ボディ２１のフランジ２１２の内縁部にビス等により固定される。これによりアウターレンズ２２は灯具ボディ２１の前面の開口を封止した状態とされ、アウターレンズ２２と灯具ボディ２１とで灯具ハウジング２の内部に灯室が構成される。
　図３は検氷灯１Ａの一部（アウターレンズ２２）を破断して前面側から見た図であり、図４は図３のＩＶ－ＩＶ線に沿った断面図である。また、図５は検氷灯１Ａの概略部分の分解斜視図である。灯具ハウジング２の灯室内には、検氷灯としての照明光を出射するＬＥＤ（発光ダイオード：半導体発光素子）ユニット３が内装されている。すなわち、灯具ボディ２１の本体２１１は側面の一部がテーパ面２１１ａを構成している。テーパ面２１１ａは、検氷灯１Ａが航空機ＡＰに取り付けられたときに航空機ＡＰの前側に向けられる側面であり、灯具ボディ２１の左側面であって、灯具ボディ２１の前面に対して所要の角度で傾斜された側面である。テーパ面２１１ａの内面にＬＥＤユニット３が支持されている。ＬＥＤユニット３は、光源ユニットの一例である。
　また、灯具ボディ２１の底面２１１ｂの内面には、中継端子板５がネジ５２により固定されている。ＬＥＤユニット３は中継端子板５の中継端子５１にリード線５３により電気接続され、さらに中継端子板５に対して後述する電源制御ユニット４から引き出されているリード線４６に電気接続される。これらの電気接続については後述する。
　図６はＬＥＤユニット３の分解斜視図であり、図７はＬＥＤユニット３の組立状態の一部の拡大断面図である。ＬＥＤユニット３は、複数のＬＥＤ３１を搭載したＬＥＤ基板３２と、ＬＥＤ基板３２に積層状態に一体的に組み付けられたインナーレンズ３３を備えている。各ＬＥＤ３１は白色ＬＥＤで構成されており、所要の配線回路が形成されたＬＥＤ基板３２の上に平面配列されて搭載されている。このＬＥＤ３１は、ベース３１０に実装された青光あるいは紫外光を発光するＬＥＤチップ３１１上に、黄色光を発光する蛍光体を含有するカバー３１２を積層した白色ＬＥＤを構成している。
　ＬＥＤ基板３２には、本実施形態では６個のＬＥＤ３１が搭載されている。ＬＥＤ３１は、いずれも、その光出射軸がＬＥＤ基板３２の表面の法線方向に向けられている。これらのＬＥＤ３１のうち中央寄りの４つのＬＥＤは、主光源である主ＬＥＤ３１ｍを構成し、ＬＥＤ３１のうちの２つのＬＥＤは、主ＬＥＤ３１ｍの両側に配置されて副光源として副ＬＥＤ３１ｓを構成している。
　インナーレンズ３３は、ＰＣ等の透光性樹脂の成形により概ね板状に形成されており、その四隅においてＬＥＤ基板３２にネジ３６により積層状態に一体的に連結されている。インナーレンズ３３には、６つのレンズ３４，３５が一体に形成されている。本実施形態では、６つのレンズ３４，３５は、主ＬＥＤ３１ｍに対向配置される４つの主レンズ３４と、副ＬＥＤ３１ｓに対向配置される２つの副レンズ３５（３５ａ，３５ｂ）で構成される。
　４つの主レンズ３４は、いずれも同じ形状をした曲面レンズで構成されている。この曲面レンズの曲面は、球面あるいは非球面である。主レンズ３４は、球面または非球面のいずれの場合も、主ＬＥＤ３１ｍから出射された光を所要の角度範囲の照射領域に向けて出射する。本実施形態では、主レンズ３４は、主ＬＥＤ３１ｍから出射された光を、ほぼ平行に照射させ、あるいはこれよりも幾分大きな角度範囲内で発散する光束としてそれぞれがほぼ同じ方向に向けて照射させるように構成されている。これにより、図７に模式的に示すように、照明面積は小さいが遠方の照明領域Ａｍを明るく照明することが可能である。
　副レンズ３５はプリズムで構成されている。図７に示すように、副レンズ３５は、副ＬＥＤ３１ｓから出射された光を相対的に大きい角度に発散する光束として、主レンズ３４よりも広い角度範囲で出射する。２つの副レンズ３５ａ，３５ｂは、プリズムの光反射面の向きがそれぞれ異なる方向に向けられており、対向する副ＬＥＤ３１ｓから出射された光を主レンズ３４の照射領域とは異なる照明領域Ａｓに向けて出射する。これにより、２つの副レンズ３５ａ，３５ｂの照明領域Ａｓを合成し、近傍の広い照明領域を明るく照明する。なお、副レンズ３５ａ，３５ｂは、プリズムでの屈折により光を照射するように構成してもよい。
　ＬＥＤユニット３は、前記したように灯具ボディ２１のテーパ面２１１ａの内面にネジ等により取り付けられている。この取り付けられた状態では、ＬＥＤユニット３の光出射面は、灯具ボディ２１の前面、すなわちアウターレンズ２２の前面に対して傾いた状態となる。
　また、図２Ａ～図５に示したように、灯具ボディ２１のテーパ面２１１ａの外面には、所要形状をしたヒートシンク６が取り付けられる。この場合、ＬＥＤユニット３を灯具ボディ２１に取り付けるために用いられたネジ３６の先端をテーパ面２１１ａの外部にまで突出させ、このネジ３６を利用することにより、ヒートシンク６を取り付けてもよい。ヒートシンク６は、ＬＥＤユニット３のＬＥＤ基板３２に対して熱的に連結される。ＬＥＤユニット３が発光したときに発生する熱は、ヒートシンク６を介して放熱される。
　一方、灯具ハウジング２の外部には、電源制御ユニット４が取り付けられている。この灯具ハウジング２の外部は、本実施形態では灯具ボディ２１の底面２１１ｂの外面である。この電源制御ユニット４は、図８の分解斜視図に示すように、開口を有し、矩形の容器状に形成されたケーシング４１を備えている。ケーシング４１に、電源トランス４２と制御回路構体４３が内装されている。電源トランス４２は、航空機に搭載された発電機（図示省略）に電気的に接続されている。電源トランス４２は、発電機からの高電圧のＡＣ電流を降圧させるように構成されている。
　ケーシング４１は、矩形の容器状に形成されて開口部を有する箱体４１１と、箱体４１１の開口部を覆う蓋体４１２とで構成されている。蓋体４１２が箱体４１１の開口部を覆うことにより、ケーシング４１の内部が密封されるようになっている。箱体４１１と蓋体４１２は、金属あるいは機械的強度の高い樹脂で構成されている。
　図９は電源制御ユニット４の縦断面図である。電源トランス４２は箱体４１１の下部領域に内装されており、ケーシング４１の底部に内装されている。電源トランス４２は、航空機に備えられている発電機で発生された高圧のＡＣ電流を所定の電圧まで降圧させるために用いられる。所定の電圧とは、ＬＥＤユニット３の発光を制御するのに適した電圧である。電源トランス４２は、トランスヨークに一体化されたフレーム４４を有している。フレーム４４が箱体４１１に連結されることにより、電源トランス４２は箱体４１１の内部に固定され、ケーシング４１に対して固定的に支持される。また、箱体４１１の内部には、点在するｖ文字で図示した硬質樹脂、本実施形態ではエポキシ樹脂ＥＲが充填されている。電源トランス４２は、エポキシ樹脂ＥＲを使用して封止された状態でエポキシ樹脂ＥＲ内に埋設されている。
　箱体４１１の内部であって電源トランス４２の上側領域には、制御回路構体４３が内装されている。制御回路構体４３は、詳細な説明は省略するが、回路基板４３１に各種電子部品４３２が搭載された制御回路基板を構成している。制御回路構体４３には、ＬＥＤユニット３のＬＥＤ３１の発光を制御するための制御回路が構成されている。ＬＥＤ３１の発光を制御するための制御回路は、例えば、電源トランス４２により降圧されたＡＣ電流をＤＣ電流に整流する整流回路、整流したＤＣ電流をＬＥＤ３１の発光に適した電圧に制御するＤＣ－ＤＣコンバータ回路、ＬＥＤ３１に給電する電流をオン・オフするスイッチ回路等で構成される。
　制御回路構体４３は電源トランス４２の上側のフレーム４４上に載置され、制御回路構体４３の上に蓋体４１２が載せられる。このように、制御回路構体４３は、ケーシング４１の開口側に内装されている。また、フレーム４４と蓋体４１２で挟まれたケーシング４１内の上側の領域には、ランダムな複数の点で図示した軟質樹脂、本実施形態ではシリコン樹脂（シリコーン樹脂）ＳＲが充填されている。制御回路構体４３は、シリコン樹脂ＳＲを使用して封止された状態でシリコン樹脂ＳＲ内に埋設されている。シリコン樹脂ＳＲはゲル状であるので、制御回路構体４３はケーシング４１に固定的に支持されるのではなく、ケーシング４１に対して微小の移動が可能な状態であり、ケーシング４１に対して相対移動可能に支持される。換言すれば、制御回路構体４３は、ケーシング４１内で浮遊した状態に支持されている。
　電源トランス４２と制御回路構体４３は、ケーシング４１の内部において、リード線４５により相互に電気接続されている。また、ケーシング４１からは、蓋体４１２の穴を通して、制御回路構体４３を外部に電気接続するためのリード線４６が引き出されている。さらに、ケーシング４１の箱体４１１の側面には、電源トランス４２を外部の電源に電気接続するための電源端子４７が配設されている。
　電源制御ユニット４を検氷灯１Ａの灯具ボディ２１の底面２１１ｂに取り付ける取り付け方法を説明する。蓋体４１２を灯具ボディ２１の底面２１１ｂに当接させる。次に、中継端子板５を固定するネジ５２の先端を、底面２１１ｂを貫通させて、底面２１１ｂの外面に突出させる。さらに、ネジ５２の先端を、蓋体４１２及び制御回路構体４３を貫通させ、フレーム４４のネジ穴に螺合させる。このネジ５２により、フレーム４４、すなわち箱体４１１が灯具ボディ２１に連結される。これにより、制御回路構体４３と蓋体４１２が箱体４１１と灯具ボディ２１とに挟持された状態で、電源制御ユニット４は灯具ボディ２１に取り付けられる。これにより、ケーシング４１は、灯具ハウジング２の外部に配設される。さらに、制御回路構体４３に接続されているリード線４６を底面２１１ｂの穴を貫通させて、中継端子板５に接続する。これにより、電源制御ユニット４とＬＥＤユニット３は相互に電気接続される。
　このように電源制御ユニット４の取り付けと電気接続を行うことにより、電源制御ユニット４で制御された電力はＬＥＤユニット３に供給され、ＬＥＤ３１の発光が制御される。ＬＥＤユニット３が発光したときには、ＬＥＤ３１から出射された光は、インナーレンズ３３により光の照射方向が制御され、アウターレンズ２２を透過して、航空機ＡＰの機体に向けて検氷灯１Ａの外部に出射される。
　図１にも示したように、検氷灯１Ａは、主翼ＭＷよりも幾分前方かつ上側の位置において胴体ＢＤに取り付けられる。ＬＥＤユニット３は、灯具ハウジング２内において、検氷灯１Ａの前面に対して傾斜した状態で取り付けられている。したがって、検氷灯１Ａの取り付け姿勢を適宜に調整することにより、ＬＥＤユニット３の光出射面は、航空機ＡＰに対して幾分下方でかつ後方に向けられた状態で胴体ＢＤに取り付けられる。
　発電機からの電力を受けて電源制御ユニット４によりＬＥＤユニット３の発光が制御される。操縦者による操作あるいは自動制御により検氷のためにＬＥＤユニット３が点灯されると、検氷灯１Ａにより主翼ＭＷ及びエンジンＥＧに対する照明が行われる。
　図１０は左側の検氷灯１Ａの照明領域を示す図である。ＬＥＤユニット３において４つの主ＬＥＤ３１ｍから出射された光は、主レンズ３４によりそれぞれほぼ同じ方向に向けられ、これらの光は合成されて主翼ＭＷの先端方向に向けて出射され、領域Ａ１を照明する。これにより、検氷灯１Ａは、主翼ＭＷの近傍の基端部（胴体ＢＤに近い部位）から遠方の先端部にわたる領域を照明し、特に着氷され易い主翼ＭＷの前縁部に沿った全域を照明する。
　一方、２つの副ＬＥＤ３１ｓから出射された光は、副レンズ３５ａ，３５ｂにより主ＬＥＤ３１ｍによる照明領域とは異なる主翼ＭＷの基端部からエンジンＥＧにわたる領域を照明する。副レンズ３５ａ，３５ｂを構成しているプリズムの向きは相違するので、それぞれが照明する領域も相違する。本実施形態では、下側（図６の左側）の副レンズ３５ａは主翼ＭＷの基端部の近傍からエンジンＥＧの上部を含む領域Ａ２を照明し、上側（図６の右側）に配置されている副レンズ３５ｂはエンジンＥＧの下部を含む領域Ａ３を照明する。
　したがって、検氷灯１Ａが点灯されたときには、主ＬＥＤ３１ｍによる照明と副ＬＥＤ３１ｓによる各照明領域Ａ１～Ａ３が合成された領域が照明される。この照明により、白熱灯を光源とする検氷灯と同様に、主翼ＭＷとエンジンＥＧのほぼ全領域を好適に照明することができ、特に着氷され易いこれらの前縁領域を好適に照明することができる。
　したがって、既存の白熱灯で構成されている検氷灯を、ＬＥＤを光源とするこの実施形態の検氷灯１Ａに置き換えることができる。また、ＬＥＤユニット３は、特許文献１のような放物形状、楕円形状のリフレクタを備えていないので、検氷灯１Ａを小型、軽量に製造することでき、航空機への検氷灯１Ａの適用が可能になる。
　また、本実施形態の検氷灯１Ａでは、制御回路構体４３は、電源制御ユニット４として電源トランス４２と一体的に構成され、灯具ハウジング２の外部に取り付けられて灯具ハウジング２内のＬＥＤユニット３の発光制御を行うことができる。そのため、制御回路構体４３を灯具ハウジング２の内部に配設する必要はなく、灯具ハウジング２に要求される内容積を低減できる。また、制御回路構体４３に接続する配線、特に電源トランス４２と制御回路構体４３を電気接続するための配線を灯具ハウジング２内において引き回す必要はないので、灯具ハウジング２の内容積を低減できる。これにより、灯具ハウジング２を小型に構成でき、検氷灯１Ａの全体の小型化が可能になる。
　さらに、灯具ハウジング２の小型化に伴い、灯具ボディ２１に要求される機械的な強度が低減できる。したがって、板厚を低減した金属材を用いて灯具ボディ２１を製造することが可能になり、灯具ボディ２１を容器状に加工するプレス加工が容易に行うことが可能になり、結果として灯具ハウジング２または検氷灯１Ａの軽量化が実現できる。
　電源制御ユニット４においては、ケーシング４１内に内装した電源トランス４２を硬化性のエポキシ樹脂ＥＲで封止しているので、航空機ＡＰにおける振動や衝撃によりケーシング４１が振動されたときに、高重量で慣性の大きな電源トランス４２がケーシング４１内で移動されてケーシング４１の内面に衝突するようなことが防止できる。また、エポキシ樹脂ＥＲにより外部環境に対する電源トランス４２の絶縁性を高めることができる。これにより、ケーシング４１内での衝撃が要因とされる電源トランス４２の防爆効果が得られる。
　また、電源制御ユニット４においては、制御回路構体４３はゲル状のシリコン樹脂ＳＲで封止しているので、ケーシング４１内で浮遊した状態に支持される。そのため、航空機の振動によりケーシング４１が振動されても、当該振動はシリコン樹脂ＳＲにより吸収されて制御回路構体４３にまで伝達されることはなく、制御回路構体４３が物理的なダメージを受けることが防止される。同時に、制御回路構体４３と電源トランス４２を接続する配線４５，４６，５３についても振動によるダメージが防止される。
　特に、検氷灯１Ａは航空機ＡＰの外部に晒されるので、制御回路構体４３や各配線４５，４６，５３は、外部環境、例えば気圧変化、温度変化、風雨、雷等の自然現象の影響を受けてダメージを受け易く、あるいは動作の信頼性に影響を受け易い。制御回路構体４３を、灯具ハウジング２の底面側に取り付けた電源制御ユニット４のケーシング４１内に封止状態に配設することにより、これらの外部環境の影響を緩和して検氷灯の信頼性を高めることも可能になる。
　以上の実施形態は本開示を検氷灯に適用した例であるが、前記したように本開示の灯具は図１に示したロゴ灯１Ｂにも適用できる。ロゴ灯１Ｂは、図１に示したように、左右の水平尾翼ＨＴの上面の一部、特にロゴマークＬＭが描かれている垂直尾翼ＶＴの左右両側面を仰ぎ見る位置に配設されている。詳細な図示は省略するが、水平尾翼ＨＴの上面の当該位置にはほぼ円形の凹部が設けられており、ロゴ灯１Ｂはこの凹部に収納されるようにして水平尾翼ＨＴに固定される。
　ロゴ灯１Ｂの基本的な構成は検氷灯１Ａと同じであるが、ＬＥＤユニットについては一部の構成が相違する。図１１はロゴ灯１ＢのＬＥＤユニット３Ｂの分解斜視図である。検氷灯１ＡのＬＥＤユニット３と等価な部分には同一符号を付して、重複する説明を省略する。
　ＬＥＤユニット３Ｂは、ＬＥＤ基板３２とインナーレンズ３３とを備えている。ＬＥＤ基板３２に搭載されているＬＥＤ３１で発光された光の出射方向をインナーレンズ３３で制御する構成は、ＬＥＤユニット３と同じである。
　ロゴ灯１ＢのＬＥＤユニット３Ｂでは、ＬＥＤ基板３２には、ＬＥＤ３１として、２つの主ＬＥＤ３１ｍと１つの副ＬＥＤ３１ｓが搭載されている。また、インナーレンズ３３には、これらのＬＥＤに対応して、２つの主レンズ３４と１つの副レンズ３５ｃが形成されている。主レンズ３４は球面又は非球面の曲面レンズで構成され、副レンズ３５ｃはプリズムで構成されている。
　ロゴ灯１Ｂにおいても、図示は省略するが、ＬＥＤユニット３Ｂは、前記した検氷灯１Ａと同様に灯具ハウジングに内装される。また、灯具ハウジングに電源制御ユニットが取り付けられていることも、検氷灯１Ａと同じである。電源制御ユニットの内部に電源トランスと制御回路基板がそれぞれ異なる樹脂（硬質樹脂、軟質樹脂）により封止された状態で配設されていることも、検氷灯１Ａと同じである。すなわち、検氷灯１ＡのＬＥＤユニット３をＬＥＤユニット３Ｂに置き換えることにより、ロゴ灯１Ｂが構成される。
　図１２は図１に示した航空機ＡＰの左側に配設されたロゴ灯１Ｂの照明領域を示す図である。ＬＥＤユニット３Ｂでは、２つの主ＬＥＤ３１ｍから出射された光は主レンズ３４によりそれぞれ同じ方向に向けられ、これらの光は合成されて垂直尾翼ＶＴの先端方向に向けて出射され、領域Ａ４を照明する。これにより、垂直尾翼ＶＴの下端部から上端部にわたる領域、すなわちロゴマークＬＭが描かれた領域を照明する。
　一方、副ＬＥＤ３１ｓから出射された光は副レンズ３５ｃにより屈折され、主ＬＥＤ３１ｍによる照明領域とは異なる垂直尾翼ＶＴの基端部近傍の領域Ａ５を照明する。これによりロゴ灯１Ｂが点灯されたときには、主ＬＥＤ３１ｍによる照明と副ＬＥＤ３１ｓによる照明領域Ａ４とＡ５が合成された領域が照明され、白熱灯を光源とするロゴ灯と同様に、垂直尾翼ＶＴのほぼ全領域を照明し、ロゴマークＬＭを好適に照明することができる。
　このように、ロゴ灯１Ｂにおいても、ＬＥＤユニット３Ｂにより白熱灯と同程度の広い領域を照明することができる。このため、既存の白熱灯で構成されているロゴ灯をＬＥＤユニット３Ｂで構成されているロゴ灯１Ｂと置き換えることができる。また、ＬＥＤユニット３Ｂはリフレクタを備えていないので、小型、軽量に製造することができ、航空機へのＬＥＤ３１の適用が可能になる。
　また、ロゴ灯１Ｂは、電源制御ユニットが灯具ハウジングの外部に配設され、かつ電源制御ユニットに電源トランスと制御回路基板を内装する。この構成により、航空機ＡＰの振動や外部衝撃に対する信頼性が高められ、同時に灯具ボディ２１の小型化が可能になる。したがって、ロゴ灯１Ｂの小型化、軽量化が実現でき、航空機ＡＰへのＬＥＤ３１の適用が可能になる。
　以上説明した検氷灯とロゴ灯では、ＬＥＤユニットのアウターレンズの主レンズを曲面レンズで構成し、副レンズをプリズムで構成しているが、これらのレンズの形態は適宜に変更することができる。すなわち、主レンズは遠方を照明するのに好適な光束を出射するような形状であればよく、副レンズは近傍の広い領域を照明するのに好適な光束を出射するような形状であればよい。
　また、ＬＥＤユニットを構成しているＬＥＤの個数や、インナーレンズのレンズの個数は、航空機の照明対象となる部位の面積や、当該部位までの距離に応じて適宜に調整することができる。
　電源制御ユニットは、電源トランスと制御回路基板の他にも他の部品を備えることもあるが、その場合においてもこれらの他の部品をケーシングに一体的に内装するようにしてもよい。この場合、当該他の部品が振動に強い部品であれば電源トランスと一体に硬質樹脂に埋設し、振動を回避することが好ましい部品であれば制御回路基板と一体に軟質樹脂に埋設するようにすればよい。
　電源トランスと制御回路基板を埋設支持する硬質樹脂又は軟質樹脂は、実施形態に記載のエポキシ樹脂、シリコン樹脂に限られるものではなく、他の樹脂を適用することもできる。
　本出願は、２０１９年１月２２日出願の日本特許出願２０１９－００８１２２号と、２０１９年１月２２日出願の日本特許出願２０１９－００８１２３号とに基づくものであり、その内容はここに参照として取り込まれる。

Claims (16)

  1. 　光源ユニットと、
    　前記光源ユニットを内装する灯具ハウジングと、
    　ケーシングを有し、前記光源ユニットを発光制御する制御回路構体を含む電源制御ユニットと、を備える灯具であって、
    　前記制御回路構体は、前記ケーシングに内装され、
    　前記ケーシングは、前記灯具ハウジングの外部に配設されている航空機用灯具。
  2. 　前記電源制御ユニットは、さらに、前記光源ユニット用の電源の電力を変圧する電源トランスを有し、
    　前記電源トランスは、前記ケーシングに内装されるとともに、前記ケーシングに対して固定的に支持され、
    　前記制御回路構体は、前記ケーシングに対して相対移動可能に支持される請求項１に記載の航空機用灯具。
  3. 　前記電源トランスは、前記ケーシングに充填された硬質樹脂に埋設され、
    　前記制御回路構体は、前記ケーシングに充填された軟質樹脂に埋設される請求項２に記載の航空機用灯具。
  4. 　前記ケーシングは開口を有する容器状に形成され、
    　前記電源トランスは、前記開口に対向する前記ケーシングの底部に内装され、
    　前記制御回路構体は、前記ケーシングの開口側に内装される請求項３に記載の航空機用灯具。
  5. 　前記硬質樹脂はエポキシ樹脂であり、
    　前記軟質樹脂はシリコン樹脂である請求項３又は請求項４に記載の航空機用灯具。
  6. 　前記灯具ハウジングは、プレス加工された容器状の灯具ボディと、前記灯具ボディに取り付けられたアウターレンズと、を含み、
    　前記電源制御ユニットの前記ケーシングが前記灯具ボディの外部に取り付けられる請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の航空機用灯具。
  7. 　請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の航空機用灯具であって、航空機の検氷灯又はロゴ灯として構成される航空機用灯具。
  8. 　光源ユニットと、
    　前記光源ユニットを内装する灯具ハウジングと、
    を備え、
    　前記光源ユニットは、
    　　光源としての半導体発光素子と、
    　　前記光源から出射された光を航空機の機体に向けて照射するインナーレンズと、を備え、
    　前記インナーレンズは、
    　　所要の方向に向けて光を照射する主レンズと、
    　　前記所要の方向とは異なる方向に向けて光を照射する副レンズとを備え、
    　前記主レンズと前記副レンズは一体に形成されている航空機用灯具。
  9. 　前記光源は複数の半導体発光素子で構成され、前記半導体発光素子は、一部が主光源として構成され、他は副光源として構成され、
    　前記主レンズは、前記主光源から出射された光を照射するように構成され、
    　前記副レンズは、前記副光源から出射された光を照射するように構成される請求項８に記載の航空機用灯具。
  10. 　前記主光源と前記主レンズはそれぞれ複数設けられ、複数の主レンズから照射されるそれぞれの照射光はほぼ同じ方向に向けられる請求項９に記載の航空機用灯具。
  11. 　前記副光源と前記副レンズは複数設けられ、各副レンズから照射される照射光はそれぞれ異なる方向に向けられる請求項９又は請求項１０に記載の航空機用灯具。
  12. 　前記主レンズは光を平行または所要の角度範囲で照射するレンズで構成され、
    　前記副レンズは前記所要の角度範囲よりも大きな角度範囲で照射するレンズで構成される請求項９から請求項１１のいずれか一項に記載の航空機用灯具。
  13. 　前記主レンズは球面又は非球面の曲面レンズで構成され、
    　前記副レンズはプリズムで構成される請求項１２に記載の航空機用灯具。
  14. 　前記灯具ハウジングは、プレス加工された容器状の灯具ボディと、前記灯具ボディに取り付けられたアウターレンズと、を含み、
    　前記光源ユニットは、前記光源ユニットの光出射面が前記アウターレンズの前面に対して傾斜した状態で前記灯具ボディに取り付けられる請求項８から請求項１３のいずれか一項に記載の航空機用灯具。
  15. 　請求項８から請求項１４のいずれか一項に記載の航空機用灯具であって、航空機の検氷灯として構成され、
    　前記主レンズの前記所要の方向は、航空機の主翼に向けられる方向であり、
    　前記副レンズの前記所要の方向とは異なる方向は、前記主翼に取り付けられているエンジン又は前記主翼の基端領域に向けられる方向である航空機用灯具。
  16. 　請求項８から請求項１４のいずれか一項に記載の航空機用灯具であって、航空機のロゴ灯として構成され、
    　前記主レンズの前記所要の方向は、航空機の垂直尾翼に向けられる方向であり、
    　前記副レンズの前記所要の方向とは異なる方向は、前記垂直尾翼の下端領域に向けられる方向である航空機用灯具。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11739912B2 (en) * 2019-07-12 2023-08-29 Koito Manufacturing Co., Ltd. Aircraft lamp
JP7462635B2 (ja) * 2019-07-12 2024-04-05 株式会社小糸製作所 航空機用灯具

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007513488A (ja) * 2003-12-08 2007-05-24 ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド Ｌｅｄベースの光源を使用するマルチプラットフォームの航空機前方航空位置灯
GB2553524A (en) * 2016-09-06 2018-03-14 Airbus Operations Ltd Wing tip device
US20180334263A1 (en) * 2017-05-19 2018-11-22 Goodrich Lighting Systems Gmbh Combined aircraft wing scan and runway turn-off light unit and aircraft comprising the same

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5293304A (en) * 1992-06-08 1994-03-08 Godfrey Engineering Dual mode anticollision/recognition lamp for aircraft
US6244728B1 (en) 1999-12-13 2001-06-12 The Boeing Company Light emitting diode assembly for use as an aircraft position light
US9068723B2 (en) * 2012-07-21 2015-06-30 Dean Andrew Wilkinson Configurable lamp assembly
JP2014089868A (ja) 2012-10-30 2014-05-15 Koito Mfg Co Ltd 灯具
FR3025588B1 (fr) * 2014-09-04 2018-11-30 Nse Ind Feu lumineux et procede de fabrication d'un tel feu

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007513488A (ja) * 2003-12-08 2007-05-24 ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド Ｌｅｄベースの光源を使用するマルチプラットフォームの航空機前方航空位置灯
GB2553524A (en) * 2016-09-06 2018-03-14 Airbus Operations Ltd Wing tip device
US20180334263A1 (en) * 2017-05-19 2018-11-22 Goodrich Lighting Systems Gmbh Combined aircraft wing scan and runway turn-off light unit and aircraft comprising the same

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