一种航空直流电源耐过压浪涌电路的制作方法

本实用新型涉及飞机直流供电系统设计，特别涉及一种航空直流电源耐过压浪涌电路。

背景技术：

过压浪涌多发生于发电机开关、引擎发动、负载瞬变等情况下，如突卸负载引起发动机汇流条电压瞬时升高，从而产生过压浪涌。浪涌电压大大超过稳态电源电压，往往会造成误操作或设备损坏，使整个系统停止运行。

航空直流28V电源的稳态电压变化范围为18～36V，要求用电负载能够承受80V/50ms的过压浪涌。为了保护这些用电设备，防止受浪涌电压冲击而损坏，必须在直流电源设计中增加防护措施，对电源电路进行防浪涌处理。

目前常用的过压浪涌抑制电路，是先通过P沟道MOS管Q1等器件组成的降压型开关稳压电路进行降压，再连接主功率电路。但是，这样的过压浪涌抑制电路，当输入电流较大时，效率明显降低，并且，当输入电压达到80V时，Q1两端压降达40V以上，容易造成Q1瞬间功耗过大而烧毁，可靠性降低。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供了一种航空直流电源耐过压浪涌电路，以解决现有耐过压浪涌电路存在的至少一个问题。

本实用新型的技术方案是：

一种航空直流电源耐过压浪涌电路，包括供电输入端正极、供电输入端负极以及驱动芯片电源输入端，其特征在于，所述供电输入端正极与供电输入端负极连接，所述航空直流电源耐过压浪涌电路包括：

电容，一端连接至所述供电输入端正极与供电输入端负极之间的连线上，另一端接地；

所述航空直流电源耐过压浪涌电路还包括设置在所述供电输入端负极与所述驱动芯片电源输入端之间的降压转换电路，所述降压转换电路包括：

第一电阻，一端与所述供电输入端负极连接；

MOS管，其漏极与所述第一电阻另一端连接，其源极与所述驱动芯片电源输入端连接；

稳压管，一端连接至所述MOS管的栅极，另一端接地；

第二电阻，一端与所述供电输入端负极连接；

二极管，一端与所述第二电阻的另一端连接，所述二极管另一端与所述驱动芯片电源输入端连接连接，另外，所述稳压管的一端还连接至所述第二电阻与所述二极管之间的连线上。

优选的，所述的航空直流电源耐过压浪涌电路还包括EMI电路，所述供电输入端正极通过所述EMI电路与所述供电输入端负极连接，所述电容连接至所述EMI电路与所述供电输入端负极之间的连线上。

优选的，所述MOS管为P型MOS管。

本实用新型的优点在于：

本实用新型的航空直流电源耐过压浪涌电路，主功率电路可直接对飞机正常供电电压或浪涌电压进行电能转换，不经过降压型开关稳压电路，尤其是P型MOS管，从而减少了电源损耗，工作温升降低，效率明显提高；礼物，由于主功率通路的器件使用减少，并且整体工作温升降低，进一步提高了电源可靠性。

附图说明

图1是本实用新型航空直流电源耐过压浪涌电路中的供电输入端正极与供电输入端负极之间的电路原理图；

图2是本实用新型航空直流电源耐过压浪涌电路中的供电输入端负极与驱动芯片电源输入端之间的电路原理图。

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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保护范围的限制。

下面结合附图1和图2对本实用新型的航空直流电源耐过压浪涌电路做进一步详细说明。

本实用新型提供了一种航空直流电源耐过压浪涌电路，包括供电输入端正极Vin、供电输入端负极Vin-1以及驱动芯片电源输入端Vcc。其中，供电输入端正极Vin与供电输入端负极Vin-1连接；需要说明得到是，供电输入端正极Vin与供电输入端负极Vin-1可以直接连通或者通过其他电路连通；本实施例中，进一步，优选本实用新型的航空直流电源耐过压浪涌电路还包括EMI电路，如图1所示，供电输入端正极Vin通过EMI电路与供电输入端负极Vin-1连接。

进一步，本实用新型的航空直流电源耐过压浪涌电路包括电容C1；电容C1一端(即一极)连接至供电输入端正极Vin与供电输入端负极Vin-1之间的连线上，另一端接地GND；另外，当还包括EMI电路时，电容C1是连接至EMI电路与供电输入端负极Vin-1之间的连线上。

通常，连接到供电输入端负极Vin-1的主功率转换电路的器件耐压等级选择大于80V以上，可长时间工作在80V浪涌电压条件下，因此，浪涌电压的持续时间长短和发生频率均不会影响主功率转换电路正常工作。

主功率转换电路的驱动芯片供电电压一般不大于36V，在浪涌电压发生时不能用供电输入端负极Vin-1直接给驱动芯片供电，需要将供电输入端负极Vin-1电压降低到驱动芯片供电安全工作电压以下。因此，本实用新型的航空直流电源耐过压浪涌电路还包括设置在供电输入端负极Vin-1与驱动芯片电源输入端Vcc之间的降压转换电路。

所述降压转换电路包括第一电阻R1、第二电阻R2、MOS管Q1、稳压管D1以及二极管D2。其中，优选MOS管Q1为P型MOS管，从而减少了电源损耗。

第一电阻R1的一端与供电输入端负极Vin-1连接；MOS管Q1的漏极与第一电阻R1另一端连接，其源极与驱动芯片电源输入端Vcc连接；稳压管D1的一端连接至MOS管Q1的栅极，另一端接地；第二电阻R2的一端与供电输入端负极Vin-1连接；二极管D2的一端与第二电阻R2的另一端连接，二极管D2另一端与驱动芯片电源输入端Vcc连接连接，另外，稳压管D1的一端还连接至第二电阻R2与二极管D2之间的连线上。

其中，驱动芯片电源输入端Vcc(电压输入)给驱动芯片供电，在全输入电压范围内不超过驱动芯片安全工作电压。MOS管Q1工作在线性区，第一电阻R1起供电限流作用，第二电阻R2提供MOS管Q1栅极驱动电流，稳压管D1设置驱动芯片电源输入端Vcc输出电压范围，二极管D2反馈调节驱动芯片电源输入端Vcc电压输出。

本实用新型的航空直流电源耐过压浪涌电路中，对飞机浪涌电压80V/50ms处理时不需要先进行降压再连接主功率电路，可直接对80V的浪涌电压进行功率转换，对浪涌电压的持续时间可做到长时间承受而不损坏；另外，对驱动芯片的供电电压进行降压处理，使其满足在正常工作或浪涌电压发生时，驱动芯片工作在其要求的安全电压范围内。

综上所述，本实用新型的航空直流电源耐过压浪涌电路，主功率电路可直接对飞机正常供电电压或浪涌电压进行电能转换，不经过降压型开关稳压电路，尤其是P型MOS管，从而减少了电源损耗，工作温升降低，效率明显提高。另外，由于主功率通路的器件使用减少，并且整体工作温升降低，进一步提高了电源可靠性。进一步，驱动芯片相对于主功率电路的功耗不大，给其供电的降压电路损耗同样不大。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。