CN110486666A - 飞机辅助照明灯具 - Google Patents

Abstract

本发明涉及照明技术领域，提供一种飞机辅助照明灯具，包括：光源组件包括灯源板及设于灯源板上的显示灯组；驱动器电连接于灯源板，可输出至少两档不同强度的电流，用于调节显示灯组的照明强度；航空插座电连接于驱动器，且用于电连接于飞机的灯光控制器。通过设置驱动器、光源组件以及航空插座，驱动器电连接于飞机的灯光控制器，操作者可通过灯光控制器来控制驱动器输出至少两档的不同电流，电流强度的不同能够影响显示灯组的照明强度，从而能够调节显示灯组显示出不同照明强度的光线，因此可实现飞机上的两档或以上的照明强度，提高飞机辅助照明灯具的适用场合及使用体验。

Description

飞机辅助照明灯具

技术领域

本发明属于照明技术领域，更具体地说，是涉及一种飞机辅助照明灯具。

背景技术

飞机辅助照明灯具，即飞机灯，是指装在飞机内部和外部的交通灯，主要包括着陆滑行灯、航行灯、闪光灯、垂直和水平安定面照明灯、驾驶舱照明灯和客舱照明灯等，当然，还包括飞机进行救援工作中的用于照明的救援灯。根据飞机工作环境的多变性，人们对于飞机辅助照明灯具的具体使用要求较高，首先要求该灯具能够承受较大的功率使用，其次还对灯具的亮度等的调节具有较高的要求。

然而，目前飞机辅助照明灯具一般只具有一档照明强度，在使用过程中无法实现照明强度更多档位的调节，无法很好满足飞机使用时的具体要求，降低飞机辅助照明灯具的使用体验。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机辅助照明灯具，旨在解决现有技术中，飞机的照明灯具只有一档照明强度导致灯具的使用体验降低的技术问题。

为解决上述问题，本发明实施例提供了一种飞机辅助照明灯具，包括：

光源组件，包括灯源板及设于所述灯源板上的显示灯组；

驱动器，电连接于所述灯源板，可输出至少两档不同强度的电流，用于调节所述显示灯组的照明强度；

航空插座，电连接于所述驱动器，且用于电连接于飞机的灯光控制器。

进一步地，所述驱动器包括驱动板，所述驱动板上电连接有第一端子及第二端子，所述第一端子通过驱动输入线电连接于所述航空插座，所述第二端子通过驱动输出线电连接于所述灯源板。

进一步地，所述显示灯组为LED灯组。

进一步地，所述飞机辅助照明灯具还包括散热灯壳，所述灯源板固定于所述散热灯壳内侧，所述驱动器设于所述散热灯壳外侧。

进一步地，所述灯源板一侧上涂设有导热膏，所述导热膏抵持于所述散热灯壳内侧，所述显示灯组位于所述灯源板另一侧。

进一步地，所述飞机辅助照明灯具还包括设于所述散热灯壳外侧的驱动盒，所述驱动器位于所述驱动盒内，所述航空插座固定于所述驱动盒上，所述散热灯壳外侧凸设有多个均匀分布的散热筋，所述驱动盒与所述散热筋之间设有间隙。

进一步地，所述散热灯壳外侧凸设有第一固定柱，所述第一固定柱凸出所述散热筋背离所述散热灯壳的一端，所述第一固定柱背离所述散热灯壳的一端抵持于所述驱动盒，所述驱动盒沿外侧凸设有与所述第一固定柱对应的固定孔，所述第一固定柱与所述固定孔通过紧固件紧固连接。

进一步地，所述散热灯壳外侧凸设有第二固定柱，所述第二固定柱上设有与所述散热灯壳内侧相通的通槽，所述驱动输出线穿设于所述通槽，所述驱动输出线上套设有第一密封圈，所述第一密封圈两端分别抵持于所述驱动盒一端及所述第二固定柱端部。

进一步地，所述飞机辅助照明灯具还包括保护罩，所述保护罩包括密封壳及设于所述密封壳上的透镜，所述密封壳固定于所述散热灯壳内侧，所述透镜正对所述灯源板，所述密封壳边缘凹陷设有密封槽，所述密封槽上嵌设有第二密封圈，所述第二密封圈抵持于所述密封槽侧壁及将所述散热灯壳内侧之间。

进一步地，所述灯源板采用铝或铝合金材质。

本发明提供的飞机辅助照明灯具的有益效果在于：与现有技术相比，本发明通过设置驱动器、光源组件以及航空插座，驱动器可输出至少两档不同强度的电流，驱动器还电连接于飞机的灯光控制器，操作者可通过灯光控制器来控制驱动器输出不同的电流，输出的电流强度的不同能够影响显示灯组的照明强度，从而能够调节显示灯组显示出不同照明强度的光线，因此可实现飞机上的两档或以上的照明强度，提高飞机辅助照明灯具的适用场合及使用体验。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的飞机辅助照明灯具的立体结构示意图；

图2为本发明实施例提供的飞机辅助照明灯具的航空插头的立体结构图；

图3为本发明实施例提供的飞机辅助照明灯具的局部立体结构示意图一；

图4为本发明实施例提供的飞机辅助照明灯具的局部立体结构示意图二；

图5为图4的爆炸图；

图6为本发明实施例提供的飞机辅助照明灯具的散热灯壳的立体结构图；

图7为图4的剖视图。

其中，图中各附图标记：

100-飞机辅助照明灯具；1-光源组件；2-驱动器；3-航空插座；4-航空插头；5-散热灯壳；6-驱动盒；7-保护罩；8-紧固件；9-垫圈；11-灯源板；12-显示灯组；21-第一端子；22-第二端子；23-驱动输入线；24-驱动输出线；41-电缆线；51-散热筋；52-间隙；53-第一固定柱；54-第二固定柱；55-第一密封圈；56-固定部；61-固定孔；62-底壳；63-上盖；71-密封壳；72-透镜；73-密封槽；74-第二密封圈；511-第一散热筋；512-第二散热筋；541-通槽；542-凹槽；621-第一连接孔；631-第二连接孔；632-安装槽。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“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发明和简化描述，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发明的限制。

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或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

请一并参阅图1至图7，本发明实施例提供的飞机辅助照明灯具100包括光源组件1、驱动器2以及航空插座3，应用于照明技术领域，解决现有技术中飞机的照明灯具只有一档照明强度导致灯具的使用体验降低的技术问题。

具体地，光源组件1包括灯源板11及显示灯组12，显示灯组12设于灯源板11上，显示灯组12用于发出光线以实现该灯具的照明功能；驱动器2电连接于灯源板11，可输出至少两档不同强度的电流，所输出的不同强度的电流能够使得显示灯组12的照明强度不同，则驱动器2可用于调节显示灯组12的至少两档的照明强度，以适应飞机不同环境下的使用；航空插座3电连接于驱动器2，且通过航空插头4电连接于飞机的灯光控制器(图未示)，即飞机的灯光控制器连接于航空插头4上的电缆线41，且航空插座3电连接于航空插头4，以使灯光控制器与驱动器2之间相互导通，操作者可以通过使用灯光控制器来控制驱动器2，以使驱动器2对应调节出不同档位的电流，从而适应飞机的使用环境。

本发明实施例中，通过设置驱动器2、光源组件1以及航空插座3，驱动器2可输出至少两档不同强度的电流，驱动器2还通过航空插座3电连接于飞机的灯光控制器，操作者可通过灯光控制器来控制驱动器2输出不同的电流，所输出的电流强度的不同能够影响显示灯组12的照明强度，从而能够调节显示灯组12显示出不同照明强度的光线，因此可实现飞机上的两档或以上的照明强度，提高飞机辅助照明灯具100的便携性及适用场合。

具体地，本实施例中的灯具的具体用途为飞机上的救援灯，则其需要具有较为清晰的光线。当然，此处并不对灯具的具体用途做出唯一限定。

本实施例中，飞机上的灯光控制器可以设置为多个，即对应为多个档位的控制器，每个控制器为一个照明亮度的档位。当然，此处的灯光控制器也可以为旋钮状，使用者可以根据旋转旋钮来调节驱动器2的具体的电流，从而更加精确显示灯组12的照明强度。此处对于灯光控制器的设置不做唯一限定。

进一步地，请一并参阅图3、图5及图7，本实施例中，驱动器2包括驱动板(图未示)，驱动板上电连接有第一端子21及第二端子22，第一端子21通过驱动输入线23电连接于航空插座3，第二端子22通过驱动输出线24电连接于灯源板11，即灯源板11与航空插座3之间分别通过驱动输出线24及驱动输入线23实现电性连接，以使驱动器2与灯源板11之间相互导通。另外，航空插座3电连接于航空插头4，航空插头4通过电缆线41电连接于飞机上的灯光控制器。

具体地，本实施例中，第一端子21及第二端子22的作用分别是实现驱动器2与航空插座3之间、驱动器2与灯光控制器之间的电性连接，以使灯光控制器能够控制驱动器2，从而使得驱动器2调节显示灯组12的照明强度。

进一步地，请参阅图4，本实施例中，显示灯组12为LED灯组，利于飞机的飞行环境下的使用。当然，显示灯组12还可以设置为其他类型的灯，这里并不做出唯一限定。

具体地，请一并参阅图4及图7，显示灯组12包括多个显示灯，多个显示灯均匀分布于灯源板11上。

本实施例中，灯源板11采用铝或铝合金材料。铝或铝合金材质的基板具有优良的导热性，导热十分快，可更好地将热量通过导热膏传导至散热灯壳5上。

进一步地，请一并参阅图4及图7，本实施例中，飞机辅助照明灯具100还包括散热灯壳5，灯源板11固定于散热灯壳5内侧，驱动器2设于散热灯壳5外侧，即散热灯壳5位于灯源板11及驱动器2之间，主要起散热作用。

具体地，本实施例中，显示灯组12设于灯源板11上并电连接于该灯源板11，灯源板11设于散热灯壳5的内侧并抵持于散热灯壳5内侧，显示灯组12朝向背离散热灯壳5的一侧设置，当然，显示灯组12所发出的光线同样朝向背离散热灯壳5的一侧。这里的灯源板11位于散热灯壳5内侧的中部，且显示灯均匀分布于灯源板11的中部，灯源板11的边缘通过紧固件8固定于散热灯壳5，且灯源板11抵持于散热灯壳5的内侧壁。其中，这里的紧固件8为螺钉，且对于基板的固定方式，还可以选用其他的可以固定灯源板11的方式，这里不做唯一限定。

具体地，请一并参阅图4至图7，本实施例中，散热灯壳5沿边缘凸设有多个固定部56，该固定部56上开设有通孔(图未示)，用于实现散热灯壳5的固定。

进一步地，灯源板11一侧上涂设有导热膏(图未示)，显示灯组12位于灯源板11另一侧，导热膏抵持于散热灯壳5内侧，以使灯源板11上的导热膏充分接触散热灯壳5内侧，使得灯源板11上的热量能够更好地传导至散热灯壳5上，提高灯源板11的散热强度。

具体地，导热膏为热界面材料，一般可用来向散热片传导CPU散发出来的热量，使CPU温度保持在一个可以稳定工作的水平，防止CPU因为散热不良而损毁，并延长使用寿命，其中，此处导热膏用于将灯源板11上的热量传导至散热灯壳5上。当然，灯源板11及散热灯壳5内侧之间还可以设置其他的导热材料，用于实现灯源板11上热量的传导及散发。

进一步地，请一并参阅图5至图7，本实施例中，飞机辅助照明灯具100还包括设于散热灯壳5外侧的驱动盒6，驱动器2位于驱动盒6内，航空插座3固定于驱动盒6上，散热灯壳5外侧凸设有多个均匀分布的散热筋51。传导至散热灯壳5的大部分热量通过散热筋51散发，散热筋51的设置，增大了热量的分布面积及与空气的接触面积，从而提高灯源板11及显示灯组12使用时的散热强度，保证了灯具的使用性能。驱动盒6与散热筋51之间设有间隙52，避免散热筋51与驱动盒6及驱动器2之间接触，从而避免热量影响驱动器2的使用，进一步对驱动器2实现保护。

本实施例中，多个散热筋51之间间隔设置，且呈环状设置，提高散热筋51与空气的接触面积。当然，此处对于第一散热筋511及第二散热筋512之间的具体分布不做唯一限定。

具体地，请一并参阅图6及图7，本实施例中，散热筋51包括第一散热筋511及第二散热筋512，第一散热筋511凸出第二散热筋512设置，多个第一散热筋511及多个第二散热筋512的设置，增大了散热灯壳5上的热量的分布的面积，同时也加强了散热筋51与空气与空气的接触面积，提高热量散发的效率。其中，驱动盒6与第一散热筋511、驱动盒6与第二散热筋512之间均设有上述的间隙52，从而实现对驱动器2的保护。

请参阅图5，本实施例中，驱动盒6包括底壳62及上盖63，其中，底壳62固定于散热灯壳5外侧，上盖63沿外侧凸设有第二连接孔631，底壳62沿外侧对应凸设有第一连接孔621，第一连接孔621及第二连接孔631通过紧固件8连接，以实现上盖63及底壳62之间的固定连接。其中，第一连接孔621及第二连接孔631均设置为四个。

具体地，请参阅图5，本实施例中，上盖63凹陷设有安装槽632，航空插座3部分嵌设于该安装槽632内，并通过多个紧固件8固定，加强航空插座3的固定。

进一步地，请一并参阅图6及图7，本实施例中，散热灯壳5外侧凸设有第一固定柱53，第一固定柱53凸出散热筋51背离散热灯壳5的一端，且第一固定柱53开设于第二散热筋512上且连接于第二散热筋512，第一固定柱53背离散热灯壳5的一端抵持于驱动盒6。如图5所示，驱动盒6的底壳62的底部抵持于第一固定柱53的端部，以使驱动盒6的底部与第二散热筋512之间设有间隙52，避免驱动盒6接触于第二散热筋512。同时，第一散热筋511凸出于第一散热筋511设置，驱动盒6的旁侧与第一散热筋511之间同样设置间隙52，同时避免驱动盒6接触于第一散热筋511，从而实现驱动盒6的保护作用。

具体地，本实施例中，驱动盒6沿外侧凸设有与第一固定柱53对应的固定孔61，第一固定柱53与固定孔61通过紧固件8紧固连接，以实现驱动盒6与散热灯壳5之间的固定。

具体地，此处的紧固件8设置为螺钉，当然，此处不做唯一限定。

具体地，第一固定柱53及固定孔61均设置为四个，使得驱动盒6仅与四个第一固定柱53的端部接触，增大驱动盒6与第一散热筋511及第二散热筋512之间的间隙52，从而避免第一散热筋511及第二散热筋512上的热量影响驱动盒6内的驱动器2的使用。当然，此处对于第一固定柱53的数量并不做唯一限定。

进一步地，请一并参阅图5至图7，本实施例中，散热灯壳5外侧凸设有第二固定柱54，第二固定柱54设于第二散热筋512上且连接于第二散热筋512，第二固定柱54与第一固定柱53之间间隔设置。第二固定柱54上设有通槽541，通槽541连通散热灯壳5内侧且连通于灯源板11，驱动输出线24穿设于通槽541中。如图5所示，驱动输出线24由驱动器2穿过驱动盒6的底壳62底部并穿过通槽541，驱动输出线24上套设有第一密封圈55，该第一密封圈55的形状配合驱动输出线24设置，为环状的密封圈，第一密封圈55抵持于驱动盒6一端及第二固定柱54端部之间，即第一密封圈55的上下两端分别抵持于驱动盒6的底部及第二固定柱54背离散热灯壳5的端部，使得驱动输出线24位于第一密封圈55的内部以隔绝外界，从而避免驱动输出线24接触第一散热筋511或第二散热筋512而影响使用，以实现对驱动输出线24的保护作用。

具体地，本实施例中，第二固定柱54边缘凹陷设置有凹槽542，该凹槽542为环状结构，第一密封圈55嵌设于凹槽542内，使得第一密封圈55的内侧壁牢靠地贴合于驱动输出线24的四周，避免第一密封圈55与驱动输出线24之间还有空隙而使得第一散热筋511及第二散热筋512上的热量传导至驱动输出线24上。同时凹槽542的设置使得第一密封圈55与驱动输出线24之间接触更加牢靠紧固，避免两者的松动。

进一步地，请一并参阅图5及图7，本实施例中，飞机辅助照明灯具100还包括保护罩7，保护罩7罩设于光源组件1上，保护罩7位于散热灯壳5的内侧，用于保护光源组件1。保护罩7包括密封壳71及设于密封壳71上的透镜72，密封壳71套设于透镜72的边缘。透镜72正对光源组件1，且采用透明材料制成，使得光源组件1的显示灯组12上的光线能够顺利透过透镜72以照射外部，以实现照明作用。自然地，密封壳71位于灯源板11的外边缘，且不接触于灯源板11。密封壳71固定于散热灯壳5内侧，具体为密封壳71的一端抵持于散热灯壳5内侧，且密封壳71与散热灯壳5之间通过紧固件8固定，紧固件8上还套设于抵持于密封壳71的垫圈9，加强紧固件8与密封壳71、散热灯壳5的固定。

具体地，请一并参阅图5及图7，本实施例中，密封壳71边缘凹陷有密封槽73，该密封槽73为环状的密封槽73，密封槽73上嵌设有第二密封圈74，其中第二密封圈74同样设置为环状的密封圈，且对应嵌设于密封槽73上，第二密封圈74抵持于密封槽73侧壁及散热灯壳5内侧之间，以使散热灯壳5内侧及密封壳71端部之间的连接更加紧密可靠，从而保护位于密封壳71内圈的基板及显示灯组12。

具体地，本实施例中，飞机辅助照明灯具100的安装步骤包括：首先将光源组件1与航空插座3通过导线(图未示)完成电性连接，具体有导线的焊接及夹紧工序，此处的导线包括驱动输出线24及驱动输入线23；将第一密封圈55安装于凹槽542内，通过紧固件8将驱动盒6的底壳62及散热灯壳5紧固连接；将光源组件1固定于散热灯壳5内侧，将保护罩7及第二密封圈74安装于散热灯壳5的内侧；将驱动器2安装于驱动盒6内并分别电连接于光源组件1及航空插座3；将驱动盒6上盖63安装于底壳62上并通过紧固件8将航空插座3固定于上盖63上。当然，此处的安装步骤的顺序并不做唯一限定，主要能够呈现出最终结构即可。

进一步地，本实施例中，散热筋51采用铝或铝合金材料，提高散热灯壳5的散热效果。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机辅助照明灯具，其特征在于，包括：

光源组件，包括灯源板及设于所述灯源板上的显示灯组；

驱动器，电连接于所述灯源板，可输出至少两档不同强度的电流，用于调节所述显示灯组的照明强度；

航空插座，电连接于所述驱动器，且用于电连接于飞机的灯光控制器。

2.如权利要求1所述的飞机辅助照明灯具，其特征在于，所述驱动器包括驱动板，所述驱动板上电连接有第一端子及第二端子，所述第一端子通过驱动输入线电连接于所述航空插座，所述第二端子通过驱动输出线电连接于所述灯源板。

3.如权利要求1所述的飞机辅助照明灯具，其特征在于，所述显示灯组为LED灯组。

4.如权利要求2所述的飞机辅助照明灯具，其特征在于，所述飞机辅助照明灯具还包括散热灯壳，所述灯源板固定于所述散热灯壳内侧，所述驱动器设于所述散热灯壳外侧。

5.如权利要求4所述的飞机辅助照明灯具，其特征在于，所述灯源板一侧上涂设有导热膏，所述导热膏抵持于所述散热灯壳内侧，所述显示灯组位于所述灯源板另一侧。

6.如权利要求4所述的飞机辅助照明灯具，其特征在于，所述飞机辅助照明灯具还包括设于所述散热灯壳外侧的驱动盒，所述驱动器位于所述驱动盒内，所述航空插座固定于所述驱动盒上，所述散热灯壳外侧凸设有多个均匀分布的散热筋，所述驱动盒与所述散热筋之间设有间隙。

7.如权利要求6所述的飞机辅助照明灯具，其特征在于，所述散热灯壳外侧凸设有第一固定柱，所述第一固定柱凸出所述散热筋背离所述散热灯壳的一端，所述第一固定柱背离所述散热灯壳的一端抵持于所述驱动盒，所述驱动盒沿外侧凸设有与所述第一固定柱对应的固定孔，所述第一固定柱与所述固定孔通过紧固件紧固连接。

8.如权利要求4所述的飞机辅助照明灯具，其特征在于，所述散热灯壳外侧凸设有第二固定柱，所述第二固定柱上设有与所述散热灯壳内侧相通的通槽，所述驱动输出线穿设于所述通槽，所述驱动输出线上套设有第一密封圈，所述第一密封圈两端分别抵持于所述驱动盒一端及所述第二固定柱端部。

9.如权利要求4所述的飞机辅助照明灯具，其特征在于，所述飞机辅助照明灯具还包括保护罩，所述保护罩包括密封壳及设于所述密封壳上的透镜，所述密封壳固定于所述散热灯壳内侧，所述透镜正对所述灯源板，所述密封壳边缘凹陷设有密封槽，所述密封槽上嵌设有第二密封圈，所述第二密封圈抵持于所述密封槽侧壁及将所述散热灯壳内侧之间。

10.如权利要求1所述的飞机辅助照明灯具，其特征在于，所述灯源板采用铝或铝合金材质。