专利名称：飞机适用的电路不平衡检测和电路断续器及其封装的制作方法
技术领域：
本发明一般涉及电气控制系统，尤其涉及一种飞机电气控制系统，其在感测到电流不平衡时断开到负载的电力。
背景技术：
在机电领域，电流不平衡表示能够导致灾难性结果的严重问题，如燃油泵中的电弧放电。由于燃油泵常被安放在一个燃油容器中，用来直接把燃油泵出容器，所以燃油泵中的电弧放电能够导致燃油-空气混合物的爆炸，并随后导致燃油容器的破裂，那可能是灾难性的。考虑到这类事件的严重性，需要能够抑制这种类型的电弧放电，并同样能抑制其它关联问题的装置或方法。当前，飞机中所使用的一种常见类型的电路保护装置是热断路器或温度断路器(thermal circuitbreaker)。但是，电弧放电典型地不能引起热断路器的触发。所以，长期以来就需要飞机中的不平衡电流检测功能。电流不平衡的一个非常重要的形式是接地故障(ground fault)，在该故障中，电路或电气装置间的电流流向地，这样的电流是不希望的。在现有技术中，接地故障检测已经通过单独的接地故障中断单元解决。但是这种现有技术系统有其局限，包括飞机必须重新布线。除了要求对飞机进行重新布线之外，还不得不寻找额外的空间来容纳接地故障中断系统。
一个现有的接地故障中断单元是由Autronics(型号2326-1)制造的，该装置已经在大型商用飞机中使用，用于燃油泵的接地故障保护的目的。Autronics单元通过使用变流器或电流互感器检测接地故障并输出一个信号来指示故障，然后通过移去到燃油泵控制继电器的电源起作用。
两种不同类型的接地故障状况可能会发生。第一种类型的接地故障状况发生在正常的接地故障中断(GFI)运行过程中(控制电压接通)，其中接地故障发生在继电器触点闭合之后，且负载正在被供电。在继电器术语中，这被称为“载流—开(carry-break)”，也就是，当一个触点不得不中断故障电流时，继电器触点完全闭合，并且正在载流。很多传统的25安培继电器能够无故障地中断达500安培的电流。但是，第二种类型的接地故障状况对于继电器触点来说是更为严重的状况。第二种类型的接地故障状况发生在GFI刚刚供电，并且继电器触点闭合进入存在的接地故障中时。在继电器术语中，这被称为“闭—载流—开(make-carry-break)”，也就是继电器触点刚刚闭合，并且继电器马上被命令打开并中断故障电流。在第二种类型接地故障中，作为“触点跳动”的结果，在继电器触点处会产生严重的电弧，在“触点跳动”中，由于触点本身的质量和弹性，在触点静止前移动触点使得电路闭合和断开几次。不幸地，在这种类型的接地故障中，触点跳动的过程中会产生严重的电弧，这也可能会导致继电器触点焊接在一起。对继电器已经进行的测试表明，在第二种类型接地故障状况中，25安培传统继电器触点会被低达150安培的电弧接地故障电流焊接在一起。
因此，需要一种用于飞机的改进的电路保护装置，该电路保护装置能够应付载流—开和闭—载流—开两种类型的接地故障状况，以及故障电流幅值，从而确保执行接地故障中断，而接地故障电路断流器无故障。还希望提供一种接地故障电路断流器或电路断续器(circuit interrupter)，其能够在加电时执行一个测试以确认继电器触点都没有于闭合位置发生故障，并检查控制继电器线圈的开关FET没有短路。
因为在任何飞机中，用于电子设备的空间都是有限的，增加线路来容纳新的装置是十分困难的，所以进一步希望电路保护装置是飞机中已经存在的装置中的一部分，或和已经存在的装置封装，共享到已经存在的电路的同样连接。本发明致力于解决这些问题以及其它相关方面。
发明内容
减少飞机电气系统(包括飞机燃油泵)中的电弧的接地故障检测，已经成为联邦航空管理局的一个主要关注点。最近研究部门公布了多种研究内容和规则，试图防止燃油箱的起爆。
本发明是电流不平衡检测和电路断续器，其对于在飞机中的使用尤其具有吸引力，用于保护带有线路端和负载端的电路。在一个当前优选的实施例中，本发明将电流不平衡检测和电路断续器并入到一个已经存在的飞机电源控制继电器封装部件中。例如，在一个燃油系统应用中，电流不平衡检测和电路断续器被并入到一个燃油泵控制继电器封装部件中。所以，本发明可以用在已有飞机的改型中，或者可以应用在新构造飞机中和已包括继电器系统的新飞机设计中。电流不平衡检测和故障电路断续器包括箱体、电源、被监控的电路、传感器系统、逻辑控制器和电源控制器(例如继电器、接触器、固态继电器等)。在一个当前优选的实施例中，本发明还可以包括故障指示器、即按即测(press to test)开关和复位开关。电源被配置用来给传感器、逻辑控制器和电源控制器供电。传感器系统被配置用来感测被监控电路中的电流不平衡。在一个当前优选实施例中，监测电流不平衡的传感器包括一个霍耳效应(Hall effect)器件，尽管传感器系统可替代地包括例如电流互感器(CT)或巨型磁阻装置(GMR)，或另外的类似合适装置。逻辑控制器被配置用来监控继电器控制输入信号并处理来自传感器的输入。
在当前的一个优选实施例中，逻辑控制器将传感器信号和代表容许工作的预定限定值进行比较，当传感器信号处于容许的限定值之外时，逻辑控制器输出一个代表电路电流不平衡的信号。电源控制器被配置用来接收来自逻辑控制器的输入，当感测到电流不平衡时，就移去到电路负载端的电力。在当前的一个优选的实施例中，由于感测到的电流不平衡而移去电路负载端的电力一直保持到电流不平衡检测和电路断续器的电源被循环。在另一个当前的优选实施例中，电力移除保持到复位开关被按下。在当前的一个优选实施例中，故障指示器提供是否已经发生电流不平衡状况的指示。可以包括即按即测开关，以用来检查保持期间单元的运行。在当前的一个优选实施例中，故障复位开关被用来复位故障指示器，以及电流不平衡检测和电路断续器。
本发明还提供了一种方法，用来中断电负载的电路，该电路有线路端和带有接地故障的负载端。简言之，这种方法包括提供一个电源，连续地监控和感测电路的电流不平衡，连续地监控继电器控制输入，接收来自逻辑控制器的输入并在电流不平衡被感测出时中断继电器控制输入信号，并使得故障指示器工作。在该方法的一个当前优选方面，当感测出电流不平衡时中断电路一直保持到电源被循环或周而复始。典型地，由被监控电流供电的负载是电动机。在另外的优选方面，电流不平衡检测和电路断续器不需要额外的信号、输入、布线或电源，而是被监控电路给它提供电力。可替代地，可以从外部源来获取电力，例如一个外部继电器控制信号。在该方法的一个当前优选用法中，电路的负载端连接到一个燃油泵，且电弧在该燃油泵内被终止。
在一个当前优选的实施例中，本发明被配置用来执行接地故障检测和电路中断(GFI)，并且提供了优于现有技术系统的重要优势。由于本发明的GFI系统被封装在已经存在的继电器系统的同一外壳中，所以能够容易地对已有飞机进行改造。由于它能容易地以AC或DC电路为动力来运转，包括它自己的由被监控电路供电的电源，所以它能够使用在AC或DC布线的飞机中，而不需要对飞机进行进一步的改变或重新布线。此外，由于本发明的GFI系统直接运行在被监控电路上并且是被监控电路的一部分，所以它就避免了现有技术系统的一个主要问题，那就是现有技术系统不得不与被监控电路进行单独的连接。本发明的另外一个实质优势是其更迅速地从故障电路移去电力，这是由于感测和控制都在一个单独的位置，提供了在原位置的感测和控制。
本发明还为飞机提供了改进的电路保护装置，该装置能处理载流—开和闭—载流—开两种类型的接地故障状况，以及闭—载流—开故障电流幅值，这是通过以下方式实现的，即向接地故障电路断续器提供继电器触点，所述继电器触点能够经受在预期电流水平的载流—开和闭—载流—开类型的接地故障状况，并且符合GFI要求，但是还保持对已有飞机和电源控制器进行改造所必须的尺寸和配置。在一个优选的方面，电流不平衡检测和电路断续器的电子和机电元件被安放在一个箱体中，箱体具有和现有技术的电源控制器相似的形状要素(form factor)。通过已有的电源控制器的电气接头，本发明与待监控和待控制的电路连接在一起，并且控制电路为本发明提供电力。替代地，电力也可以从外部源获取，例如外部继电器控制信号。当有多种可能的形状要素时，最希望的形状要素就是与飞机中使用的电源控制器相关的形状要素。本发明还提供了一个改进的接地故障电路断续器装置，其能够在加电时执行测试来确认所有的继电器触点都没有在闭合的位置发生故障，并且检查控制继电器线圈的开关FET没有短路。
通过结合附图进行详细地说明，本发明的其它的特性和优点将会明显，附图以举例的方式说明了本发明的原理。
图1图示说明了适用于波音757飞机的本发明的控制系统的第一个实施例的框图，用于在感测到电流不平衡时中断电路。
图2图示说明了图1所示控制系统的电源部分的详细图。
图3图示说明了图1所示控制系统的逻辑控制器部分的详细图。
图4图示说明了图1所示控制系统的传感器系统的详细图。
图5图示说明了适用于波音747飞机的本发明的控制系统的第二个实施例的框图，用于在感测到电流不平衡时中断电路。
图6图示说明了图5中所示控制系统的电源部分的详细图。
图7图示说明了图5中所示控制系统的逻辑控制器部分的详细图。
图8图示说明了图5的控制系统的传感器系统的详细图。
图9图示说明了本发明的控制系统的替代优选实施例的框图，其适用于在AC应用中提供DC继电器的速度，在电流不平衡被感测到时，中断电路。
图10图示说明了图9所示控制系统的电源部分的一个部分的优选实施例的详图。
图11图示说明了图9所示控制系统的电源部分的第二部分的优选实施例的详图。
图12图示说明了图9所示控制系统的优选逻辑控制器部分的详图。
图13图示说明了图9所示控制系统的传感器系统的一个详细图。
图14为根据本发明的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器的侧视图。
图15为图14所示飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器的后视图。
图16为图14所示飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器的底视图。
图17为图14所示飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器的侧面的部分剖面图。
图18为图17所示飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器的沿线18-18的剖面图。
图18为图17所示飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器的沿线19-19的剖面图。
具体实施例方式图1图示说明了适用于波音757飞机的控制系统10的一个优选实施例，图5图示说明了适用于波音747飞机的控制系统10的一个优选实施例。二者都是根据本发明构建的，用于当感测到电流不平衡时中断连接到负载的电力。参照图1和图5，本发明的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器10中断电路20，电路20具有一个线路端24和一个带有接地故障的负载端26。负载可能是一个电动机，或拖动负载的任何电气装置，在这些装置中希望保护设备或人员。本发明的电路不平衡检测和电路断续器包括一个电源30，一个传感器系统40，一个逻辑控制器50，一个电源控制器60和一个故障指示器和复位55。在一个优选方面，传感器系统可以包括例如霍耳效应器件、电流互感器(CT)或巨型磁阻(GMR)装置，尽管其它类似的传感器器件可能也是合适的。电源被配置用来为逻辑控制器供电，传感器被配置用来感测电路24的线路端20中的电流不平衡，并输出一个传感器信号给逻辑控制器。逻辑控制器被配置用来接收和处理来自传感器的传感器信号输入和继电器控制输入信号，且电源控制器被配置用来接收来自逻辑控制器的输入，当电流不平衡被感测到时，移去到电路负载端的电力。
图2和图6图示说明了电源的一个优选实施例的详图，图3和图7图示说明了逻辑控制器的一个优选实施例的详图。参照图4和图8，展示了本发明控制系统所使用的一个传感器，在本发明的一个优选实施例中，传感器为一个Amploc Pro5霍耳效应线性电流传感器，在10V工作时，该传感器具有233mV/A的输出。所有三条线路端导线穿过传感器核。基尔霍夫电流定律阐述节点处的净电流为0。考虑负载端泵绕组的Y字形连接点，相绕组中的净电流的代数和为0。如果存在接地故障，即在这里供应的电流流经传感器但是不经过传感器返回，则相导线中的电流代数和将等于接地故障电流。
参照图3和图7，在一个优选的实施例中，在没有测量到不平衡时，传感器的输出约为供电电压的一半。放大器U3A放大这个信号10倍。增益可以由电阻器R5和R3的比值来设定。3db点为电容器C4的电抗等于R5的电阻之处。这发生的频率为3386Hz。电阻器R1、R2和R4偏置放大器，并且已经被选择，所以对于电阻器R4要求最大值为1meg，以调整放大器的输出达到一个中间电源供给，传感器处于它的指定最坏情况高输出。传感器最坏情况下低输出的校准是很容易实现的。
放大器U3B和U3C，电阻器R6、R7和R8被设置来检测例如3.0Arms的电流不平衡，尽管其它适当的门限值也是合适的。放大器U3B和U3C的高输出指示超过3.0Arms门限值或者其它选择的门限值就存在不平衡。集成电路(IC)U4A将放大器U3B和U3C的输出取“或(OR)”。在其输出的逻辑0指示出现了一个或另一个故障状况。同时的不平衡输入能够被处理，但是，物理上是不可能的，因为正的不平衡不能和负的不平衡同时存在。
如果存在故障状况，则它通过集成电路U5A，将逻辑1给由集成电路U4B和U4C组成的锁存器。在管脚5的逻辑1强制输出管脚4低，断开晶体管Q1，这移去到功率继电器控制级17-1的驱动信号。到锁存器的另外一个输入，管脚9一般处于逻辑0。这将使得管脚10变高，通过给管脚6提供逻辑1设定锁存器。
在一个优选的实施例中，加电顺序初始化电源控制部分到一个非运行模式。这是通过给集成电路U5A的管脚2提供逻辑0来模拟电流不平衡状况实现的。
由集成电路U5B、电阻器R13、电容器C5和二极管CR8产生的加电复位脉冲一般是7msec。复位是通过电阻器R13给电容器C5充电以达到由集成电路U5B设定的门限值所花费的时间决定的。二极管CR8提供快速的复位。
在加电时，GFI将执行一个测试来确认没有继电器触点在关闭时发生故障，并检查控制继电器线圈的开关FET没有短接。这两个故障都是严重的事情，这可能会阻止GFI中断故障电流，所以要由加电内建测试(BIT)来检查。当控制电压被接通时，3相115VAC电力可用，继电器触点的状态被检查。刚好在继电器被命令闭合之前，内部电子电路检查触点是否都是打开的，并且在继电器被命令关闭后也检查是否所有的触点是关闭的。如果继电器被检测到一个故障，则禁止给继电器线圈加电，并且激活机械故障指示器。在另一个方面，在继电器设计中并入一个辅助触点也是有优势的，同时仍然维持GFI设计在封装约束内，在这样的情况下，3相115VAC电源的继电器主触点的状态检查可以通过检查辅助触点的状态来实现。
参照图2和图6，二极管CR1、CR2、CR3、CR4、CR5和CR6组成一个全波三相桥。电容器C1作为由该桥产生的281V峰值电压的储能器件。调节器优选是带有非正态架构，在下侧有电感器的反极性类型(buke-type)配置。这样是可以接受的，因为电路不必以地球大地作为参考点。事实上，板上电地(electrical ground)要比地球的大地高出约270V。
优选的，转接开关以一种非传统的模式工作。如果它感测出输出电压为低，它就接通并且保持开通直到通过电感器L1的电流达到一个预定量值。否则，这个周期跳过。能量存储在电感器L1中并通过二极管CR7传送给输出电容器C3。合适的调整是由齐纳(Zener)VR1和光耦U2决定的。电容器C2存储少量的能量，供调节器用来运行它的内部电路。
参照图9-图13，图示说明了适用于AC-DC应用的本发明控制系统的替代优选实施例，当电流不平衡被感测到时中断电路。如图9所示，本发明的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器10中断具有线路端24和带有接地故障的负载端26的电路20。负载可以是电动机，或拖动负载的任何电气装置，在此希望保护这些装置的设备或者人员。本发明的电流不平衡检测和电路断续器包括一个电源30、一个传感器系统40、一个逻辑控制器50、一个电源控制器60、一个故障指示器和复位55。在一个优选的方面，传感器系统可以包括例如霍耳效应器件、电流互感器(CT)或巨型磁阻(GMR)器件，虽然其它类似的传感器装置也可能是合适的。电源控制器能够由直流电(DC)控制，或替代地由交流电(AC)来控制。电源被配置成为逻辑控制器供电，传感器被配置用来感测电路24的线路端20中的电流不平衡，并输出一个传感器信号到逻辑控制器。逻辑控制器被配置用来接收继电器控制输入信号，并接收和处理来自传感器的传感器信号输入，且电源控制器被配置从逻辑控制器接收输入，在感测到电流不平衡时，移去到电路负载端的电力。
图10和图11图示说明了电源的一个优选实施例的详图。图12图示说明了逻辑控制器的优选实施例的详图。参照图13，示出了本发明控制系统中使用的传感器。在本发明的一个优选实施例中，传感器为一个Amploc Pro5霍耳效应线性传感器，工作在10V时有233mV/A的输出。所有的三根线路端导线都透过传感器核。基尔霍夫电流定律阐述节点的净电流为0。考虑负载端泵绕组的Y字形连接点，相绕组中的净电流的代数和为0。如果存在接地故障，即在这里供应的电流流经传感器但是不经过传感器返回，则相导线中的电流代数和将等于接地故障电流。
参照图12，在一个优选实施例中，没有测量到不平衡时，传感器的输出约为供给电压的一半。放大器U3A放大这个信号10倍。增益由电阻器R5和R3的比值来设定。3db点为电容器C4的电抗等于R5的电阻之处。这发生在频率3386Hz。电阻器R1，R2和R4偏置放大器，并且已经被选择，所以对于电阻器R4要求最大值为1meg，以调整放大器的输出达到一个中间电源供给，传感器处于它的指定最坏情况高输出。传感器最坏情况下低输出的校准是很容易实现的。
放大器U3B和U3C，电阻器R6、R7和R8被设置来检测例如3.0Arms的电流不平衡，尽管其它适当的门限值也是合适的。放大器U3B和U3C的高输出指示超过3.0Arms门限值或者其它选择的门限值时出现电流不平衡。集成电路U4A将放大器U3B和U3C的输出值取“或”。在其输出的逻辑0指示出现了一个或另一个故障状况。同时的不平衡输入能够被处理，但是，物理上是不可能的，因为正的不平衡不能和负的不平衡同时存在。
如果存在故障状况，则它通过集成电路U5A，将逻辑1给由集成电路U4B和U4C组成的锁存器。在管脚5的逻辑1强制输出管脚4低，断开晶体管Q1，这移去到功率继电器控制级的驱动信号。到锁存器的另外一个输入，管脚9一般处于逻辑0。这将使得管脚10变高，通过给管脚6提供逻辑1设定锁存器。
在一个优选的实施例中，加电顺序初始化电源控制部分到一个非运行模式。这是通过给集成电路U5A的管脚2提供逻辑0来模拟电流不平衡状况实现的。
由集成电路U5B、电阻器R13、电容器C5和二极管CR8产生的加电复位脉冲一般是7msec。复位是通过电阻器R13给电容器C5充电以达到由集成电路U5B设定的门限值所花费的时间决定的。二极管CR8提供了快速的复位。
在加电时，GFI将执行一个测试来确认没有继电器触点在关闭时发生故障，并检查控制继电器线圈的开关FET没有短接。这两个故障都是严重的事情，这可能会阻止GFI中断故障电流，所以要由加电内建测试(BIT)来检查。当控制电压被接通时，3相115VAC电力可用，继电器触点的状态被检查。刚好在继电器被命令闭合之前，内部电子电路检查触点是否都是打开的，并且在继电器被命令关闭后也检查是否所有的触点是关闭的。如果继电器被检测到一个故障，则禁止给继电器线圈加电，并且激活机械故障指示器。在另一个方面，在继电器设计中并入一个辅助触点也是有优势的，同时仍然维持GFI设计在封装约束内，在这样的情况下，3相115VAC电源的继电器主触点的状态检查可以通过检查辅助触点的状态来实现。
参照图10和图11，二极管CR1、CR2、CR3、CR4、CR5和CR6组成一个全波三相桥。电容器C1作为由该桥产生的281V峰值电压的储能器件。调节器优选是带有非正态架构，在下侧有电感器的反极性类型(buke-type)配置。这是可以接受的，因为电路不必以地球大地作为参考点。事实上，对于10V和20V电源，板上电地要比地球大地高出约270V和260V。
优选地，转接开关以一种非传统模式工作。如果感测出输出电压为低，对应的控制器就接通并且保持开通直到通过电感器L1或L1A的电流达到一个预定量值。否则，这个周期跳过。能量存储在电感器L1或L1A中并通过二极管CR7或CR7A传送给输出电容器C3或C3A。合适的调整是由齐纳(Zener)VR1或VR1A和光耦U2或U2A决定的。电容器C2或C2A存储少量的能量，供各个调节器用来运行它的内部电路。
目前在用的大多数飞机使用电路断路器，前面已经讨论过断路器具有局限性。本发明电子和机电方面的部分对这些提供保护的电路断路器给予了额外的保护，并希望以一种形状来封装本发明，该形状能够容易地改造现有的飞机、新构造的和新的飞机设计，因此将本发明的益处带到更广范围的应用中。所以，在本发明进一步的优选方面中，电流不平衡检测和电路断续器的电子和机电元件被安放在一个具有和现有技术的电源控制器相似的形状要素的箱体中。通过已有的电源控制器的电气接头，本发明连接到待监控和待控制的电路，并且它从待控制的电路获取电力。替代的，电力可以从外部源获取，如一个外部继电器控制信号。虽然有多种形状要素可以为这些电路断路器提供的保护给予额外保护，但是我们的形状要素之一和波音757飞机以及类似飞机中使用的电源控制器相关，其安装高度为高于安装平面约1.78英寸，宽度为宽于安装平面约1.53英寸，从电气线路端的顶部到底部的总高度为3.28英寸。
参照图14，在本发明的一个当前优选方面，上述电路配置中的每一个都能够有利的容纳于相应的一个箱体70中，该箱体一般从顶部72到底部74不超过3.28英寸(约8.33cm)，从前侧76到后侧78的宽度不超过1.53英寸(约3.89cm)，从前固定法兰82的前侧80到后固定法兰86的后侧84不超过2.51英寸(约6.38cm)。该箱体还包括一个继电器87，典型是一英寸见方的继电器，具有的触点被额定为25安培GFI到约500安培的闭-载流-开故障电流水平，以及15次或更多次的接地故障循环而接触电阻不明显变化，或一个继电器，其被额定为50安培GFI到约1500安培的闭—载流—开故障电流水平，以及15次或更多次接地故障循环而接触电阻不明显变化。
参照图14、图15和图16，在飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器箱体的底部，配备一种电接头装置，如端块或接头板88，一般带有8个螺旋式电气接头，A1，A2，X1，B1，B2，C1，C2和X2，尽管其它传统类型的导线接头也是合适的。参照图4、图8、图13和图16，接头A1和A2容纳第一线路和负载A；接头B1和B2容纳第二线路和负载B；接头C1和C2容纳第三线路和负载C。如图15和图16所示，接头板通过安装螺钉90安装在飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器箱体，螺钉90延伸通过箱体中的套筒92，在图18和图19中图示说明，这将在下面进一步解释。
参照图17、图18和图19，一个或更多个电路板，如第一印刷电路板94和第二印刷电路板96，为安装以上描述的电路配置的组件，能够安装在箱体中，印刷电路板的切口98与安装螺钉90的套筒92相匹配。
应该理解虽然已经公开逻辑控制器可作为一个电子电路被实现，但是逻辑控制器可以作为基于逻辑控制器的微处理器来被实现，并且本发明飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器的其它组件可以至少部分由一个或更多的微处理器实现。
综上所述，可以看出本发明提供了一种用于抑制飞机中电气设备的电弧的方法和装置，其可以适用于各种系统和组件。因而，它为已经存在的系统提供了一种额外的、可靠的快速电力中断，由此降低了电路中接地故障带来的破坏。虽然图示说明和描述本发明的一种特定的形状，但很容易进行各种修改而不脱离本发明的精神和范围。因此，除了所附的权利要求之外，这并不是限制本发明。
权利要求
1.一种飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，用于监控电路中的电流并中断电路，所述电路有一个线路端和一个负载端，电负载连接到该负载端，所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器包括箱体，其包括用于连接到所述电路线路端和负载端的电接头装置；电源，其设置在所述箱体中并与所述电路电连接；传感器系统，其设置在所述箱体中，用于感测所述电路中的电流不平衡，并根据所述电流不平衡的所述感测而提供一个传感器信号，该信号指示所述电路中存在的不希望的电流；逻辑控制器，其设置在所述箱体中并被配置成由被监控的所述电路来供电，以接收来自所述传感器系统的传感器信号并输出表示故障的故障信号；以及电源控制器，其设置在所述箱体中，被配置成接收来自所述逻辑控制器的所述故障信号，并响应来自所述逻辑控制器的所述故障信号而移去到所述电路的所述负载端的电力，所述电源控制器包括一个功率继电器，该功率继电器的触点能够在预期电流水平经受住载流－开和闭－载流－开类型的接地故障状况。
2.根据权利要求1所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述触点被额定为25安培电流到约500安培的闭－载流－开故障电流水平，而接触电阻无明显变化。
3.根据权利要求1所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述触点被额定为50安培电流到约1500安培的闭－载流－开故障电流水平，而接触电阻无明显变化。
4.根据权利要求1所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器中断由所述电路操作的装置中的电弧。
5.根据权利要求1所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述箱体的外壳与所述飞机中已有电源控制器的外壳相适应，并且使用相同的监控配置。
6.根据权利要求1所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述电接头装置包括所述箱体上的电接头板，其连接到被监控的所述电路的所述线路端和负载端。
7.根据权利要求6所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述电接头板包括多个电气接头。
8.根据权利要求7所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述电接头板包括容纳第一负载线的第一对接头，容纳第二负载线的第二对接头，和容纳第三负载线的第三对接头。
9.根据权利要求1所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器被配置成在加电顺序过程中进行测试来判定所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器是否运行正常。
10.一种用于中断连接到电负载的电路的飞机适用的电路不平衡检测和电路断续器，所述电路有一个线路端和一个负载端，所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器包括箱体，其具有电接头装置，用于连接到所述电路线路端和负载端；电源，其设置在所述箱体中并与所述电路连接；传感器系统，其设置在所述箱体中，用于感测所述电路中的电流不平衡，并根据所述电流不平衡的所述感测而提供一个传感器信号，指示所述电路中存在电流不平衡；直流控制的电源控制器，其被配置成在断电时移去到所述电路的所述负载端的电力，所述电源控制器包括一个功率继电器，该功率继电器具有的触点能够在预期电流水平经受住载流－开和闭－载流－开类型的接地故障状况；逻辑控制器，其设置在所述箱体中并被配置成由所述电源供电，以接收外部继电器控制信号和来自所述传感器系统的所述传感器信号，以将所述传感器信号和所述电路的容许工作的预定范围进行比较，从而在所述传感器信号超过所述预定范围时，输出表示电流不平衡的一个故障信号，和使所述电源控制器断电；故障指示器，其被配置用来接收来自所述逻辑控制器的所述故障信号，以指示电流不平衡状况已经发生；以及复位开关，用于复位所述故障指示器、所述电流不平衡检测和电路断续器；其中所述箱体有一个形状要素，其在一个空间内封装所述电流不平衡检测和电路断续器电路，该空间与在所述飞机中使用的已有电源控制器相适应。
11.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述逻辑控制器接收所述外部继电器控制信号并处理这个信号来接通和中断所述电源控制器的供电；以及取决于所述飞机，所述外部继电器控制信号可以是交流或直流信号。
12.根据权利要求11所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述逻辑控制器能够接受和处理交流或直流外部继电器控制信号。
13.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述触点被额定为25安培电流到约500安培的闭－载流－开故障电流水平，而接触电阻无明显变化。
14.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器从被监控的所述电路的线路端专有地接收电力来运行。
15.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述触点被额定为50安培电流到约1500安培的闭－载流－开故障电流水平，而接触电阻无明显变化。
16.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器抑制由所述电路操作的装置中的电弧。
17.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器中止由所述电路操作的装置中的接地故障状况。
18.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器被确定大小，并被配置，以代替已有的飞机电源控制器。
19.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述电连接装置包括一个用于连接到所述线路端、所述负载端和所述外部继电器控制信号的电气接头。
20.根据权利要求19所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述电气接头包括多个电气接头。
21.根据权利要求20所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述电气接头包括容纳第一线路和负载端的第一对接头，容纳第二线路和负载端的第二对接头，和容纳第三线路和负载端的第三对接头，以及容纳所述外部继电器控制信号的一对接头。
22.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述箱体包括至少一个安装在所述箱体内的电路板，用于安装所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器的组件。
23.根据权利要求10所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器被配置成在加电顺序过程中进行测试来判定所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器是否运行正常。
24.一种用于中断连接到电负载的电路的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，所述电路有一个线路端和一个负载端，所述断续器包括箱体，其具有用于连接到所述电路线路端和负载端的电接头装置；至少一个电源，其设置在所述箱体中并与所述电路连接；传感器系统，其设置在箱体中，用于感测所述电路中的电流不平衡，并根据所述电流不平衡的所述感测而提供一个传感器信号，指示所述电路中存在电流不平衡；逻辑控制器，其设置在所述箱体中并被配置成由所述电源之一供电，以接收外部继电器控制信号和来自所述传感器系统的所述传感器信号，将所述传感器信号和所述电路的容许工作的预定范围进行比较，从而在所述传感器信号超过所述预定范围时，中断所述继电器控制信号；电源控制器，其被配置成由所述继电器控制信号来供电，并且在所述继电器控制信号被中断时移去到所述电路的负载端的电力，所述电源控制器包括一个功率继电器，该功率继电器具有的触点能够在预期电流水平经受住载流－开和闭－载流－开类型的接地故障状况；故障指示器，其被配置用来接收来自所述逻辑控制器的所述故障信号，并指示电流不平衡状况已经发生；复位开关，用于复位所述故障指示器，所述电流不平衡检测和电路断续器。
25.根据权利要求24所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述触点被额定为25安培电流到约500安培的闭－载流－开故障电流水平，而接触电阻无明显变化。
26.根据权利要求24所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述传感器系统包括一个电流互感器，其连接到所述电路的负载端。
27.根据权利要求24所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述逻辑控制器接收所述继电器控制信号来为所述电源控制器直接供电；取决于所述飞机，所述继电器控制信号可以是交流或直流信号；所述电源控制器的类型对应于所述交流或直流继电器控制信号。
28.根据权利要求24所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述触点被额定为25安培电流到约1500安培的闭－载流－开故障电流水平，而接触电阻无明显变化。
29.根据权利要求24所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器从被监控电路的线路侧专有地接收电力来运行。
30.根据权利要求24所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器中止由所述电路操作的装置内的电弧。
31.根据权利要求24所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器中止由所述电路操作的装置内的接地故障状况。
32.根据权利要求24所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述电连接装置包括一个电气接头，用于连接到所述线路端、所述负载端和所述继电器控制信号。
33.根据权利要求24所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述电气接头包括多个电气接头。
34.根据权利要求24所述的飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器，其中所述飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器被配置成在加电顺序过程中进行测试来判定电气接头飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器是否运行正常。
全文摘要
飞机适用的电流不平衡检测和电路断续器在感测到电流不平衡时中断电路。电流不平衡检测和电路断续器包括箱体、电源、用于感测在电路线路端的电流不平衡的传感器系统、逻辑控制器和电源控制器，电源控制器包括功率继电器，功率继电器具有的触点能够在预期电流水平经受住载流－开和闭－载流－开类型的接地故障状况。在加电时，所述装置执行一个测试来确认所有的继电器触点都没有在闭合位置发生故障，并且检查用于控制继电器线圈的开关FET是否已经短路。
文档编号H02H3/347GK101015106SQ200580018202
公开日2007年8月8日 申请日期2005年6月3日 优先权日2004年6月3日
发明者R·A·拜克斯, R·如沙力, T·金 申请人:海卓-艾尔公司