航空機内モジュールへの電圧供給方法及び電圧供給システム

专利摘要:
本発明は、航空機内モジュール（１）の電圧供給方法及び電圧供給システムに関する。電源電圧と付加的なデータ信号とを伝送する為に、ケーブル（３）が用いられている。前記航空機内モジュール（１）は、前記ケーブル（３）への接続用の接続プラグ（２）と、データ信号から伝送された電源電圧を分離する分離回路（５）とを備える。
公开号:JP2011510862A
申请号:JP2010544698
申请日:2009-01-29
公开日:2011-04-07
发明作者:バークハーン，セブン−オラフ；バウアー，ハンスーアチム；リーデル，クリスチャン
申请人:エアバス・オペレイションズ・ゲーエムベーハー；
IPC主号:B64D11-00

专利说明:

[0001] 本発明は、航空機内モジュールへの電圧供給方法及び電圧供給システム、特にデータと電源電圧又は電源電流との統合伝送によって、航空機の客室における安全性に関連するモジュールに電圧を供給する方法及びシステムに関する。]
背景技術

[0002] 図１は、従来の航空機内モジュールへの電圧供給システムを示す。] 図１
[0003] 客室サーバ（ＣＭＳ：Cabin Management Server（客室管理サーバ））が、航空機の客室内で２本の配線を介して複数の複合化／符号化装置（ＤＥＵ）に直列接続されている。複数の航空機内モジュールが各複合化／符号化装置ＤＥＵに接続されている。前記航空機内モジュールは、例えば、乗客用供給装置（ＰＳＵ：Passenger Supply Unit）又は客室照明装置（ＩＢＵ：Illumination Ballast Unit（照明バラスト装置））となり得る。図１から判るように、各複合化／符号化装置にはそれぞれ４つの乗客用供給装置（ＰＳＵｓ）と４つの客室照明装置（ＩＢＵｓ）が接続されている。前記各航空機内モジュールは、ケーブル及びプラグ接続を介して接続されている] 図１
[0004] 各ケーブルは、６本の配線、すなわち、データ伝送用の２本のデータ回線と、交流電圧伝送用の１本の電圧電源線と、交流電圧用のアース線と、直流電圧電源線と、直流電圧電源アース線とを含む。前記データ回線がＣＩＤＳ（ＣＩＤＳ：Cabin Intercommunication Data System（客室インターホンシステム））における前記複合化／符号化装置のデータバスに接続されている場合、前記電圧電源線は、前記航空機の電流供給ネットワークに接続される。]
[0005] 図１から判るように、従来のシステムにおいては、データ回線のケーブルと電圧電源線のケーブルとは分離されており、異なる接続プラグがデータ回線及び電圧電源線に用いられている。図１に示される従来のシステムは、複数の敷設されたデータ回線及び電圧電源線が原因で、特に大型旅客機で配線構造が非常に複雑になるという欠点を有する。多数の様々な配線だけでなく、前記データ回線用及び電圧電源線用の異なるプラグコネクタもまたアッセンブリ化するのを一層困難にさせている。] 図１
[0006] 多数の配線が原因で、特に大型旅客機では重量が大幅に増加する。これにより、航空機の飛行に要する消費燃料の増大を招く。]
発明が解決しようとする課題

[0007] それ故、本発明の目的は、最小限の費用でケーブルによる接続が可能な航空機内モジュールを提供することである。]
課題を解決するための手段

[0008] 本発明は、少なくとも１本の電子データ回線を有するケーブルを接続するための接続プラグを備えた航空機内モジュールであって、印加された直流オフセット電圧から前記データを分離する分離回路を含む航空機内モジュールを提供する。前記直流オフセット電圧及び前記データ信号は、前記電子データ回線を介して前記航空機内モジュールにより受け取られる。]
[0009] 本発明による装置の好ましい実施例及び本発明による方法の好ましい実施例は、本発明の重要な特徴を説明するための添付図面を参照しつつ以下説明する。]
図面の簡単な説明

[0010] 航空機内モジュールをケーブルで接続した従来のシステムを示す。
本発明による航空機内モジュールの実施可能な実施例を示すブロック図である。
本発明による航空機内モジュールをケーブルで接続したシステムの実施例を示す。
本発明に係る航空機内モジュールへの電圧供給方法の実施例を説明するための信号波形図である。
本発明に係る航空機内モジュールに含まれる分離回路の実施例を示す。]
実施例

[0011] 図２から判るように、本実施形態においては、航空機内モジュール１は、ケーブル３を接続するために設けられた接続プラグ２を有する。前記ケーブル３は少なくとも１本の電子データ回線を有する。電源電圧（直流オフセット電圧）及びデータ信号はこのデータ回線を介して伝送される。前記接続プラグ２は、前記航空機内モジュール１に集積された分離回路５に内部配線を介して接続されている。前記分離回路５は、前記データ信号に印加された電源電圧から受け取った前記データ信号を分離する。その分離された電源電圧は、航空機内モジュール１内の他の構成要素の電圧源又は電流源として使用される。前記電源電圧及び前記データ信号は、ケーブル３に含まれるデータ回線を介して一緒に伝送される。この場合、前記データ信号は電源電圧、１つの実施可能な具体例においては例えば直流オフセット電圧に付加的に重畳されている。実施可能な１具体例においては、前記ケーブル３は、電子データフィード線及び電子データリターン線を含む。前記２本のデータ回線は、１つの実施可能な具体例においては電磁遮蔽用のケーブルシースで被覆され得る。] 図２
[0012] 図２に示される航空機内モジュールは、例えば、乗客用供給装置ＰＳＵ（Passenger Supply Unit（乗客用供給装置））、客室照明装置ＩＢＵ（Illumination Ballast Unit（照明バラスト装置））又はＦＡＰs（Flight Attendant Panel（客室乗務員用パネル））、ＣＶＭＳ（Cabin Video Monitoring System（客室ビデオ監視システム））、ＰＩＤ（Passenger Information Display（乗客用情報ディスプレイ））、インフォメーションサイン、煙感知器等のような複合装置とされ得る。図２に示される前記航空機内モジュール１は、接続プラグ２を更に有することが可能で、他の航空機内モジュール１に直列接続することで航空機内モジュールチェーン（デイジーチェーン）が形成可能である。図２に従う航空機内モジュール１の実施可能な１具体例においては、前記分離回路５によって電源電圧から分離された前記データ信号は、前記航空機内モジュール１内のデータ処理装置に供給される。前記分離された電源電圧は、直流の電源電圧である。] 図２
[0013] 実施可能な１具体例においては、直流オフセット電圧ＤＣは、前記ケーブル３のデータ回線を介して伝送され、その直流オフセット電圧ＤＣにはデータ信号が付加的に重畳されている。]
[0014] 実施可能な１具体例においては、図２に示される前記航空機内モジュール１は、インターフェースとして構成され得る。この形態においては、データ回線を介して併せて伝送された前記電源電圧の大きさが設定可能である。例えば、前記航空機内モジュール１は、前記電源電圧が２８ボルトの大きさを有する直流電圧ＤＣとなるように構成され得る。] 図２
[0015] 他の実施例においては、前記航空機内モジュール１は、前記電源電圧が直流電圧ＤＣとなるように構成される。]
[0016] １つの実施可能な実施例においては、前記航空機内モジュール１の前記電源電圧に関する前記構成は、手作業で、例えば当該航空機内モジュール１内に相応の規模を有する分離回路５を導入することで行われ得る。]
[0017] 他の実施例においては、前記分離回路５は、前記ケーブル３を介して対応する設定データを伝送することにより前記電源電圧に対して個別に構成されるものでもよい。]
[0018] 図３は、本発明による航空機内モジュール１の配線構造及び前記電圧供給のためのシステムの実施例を示す。] 図３
[0019] 復号化／符号化装置６がバス７を介して航空機内サーバ８に接続されている。装置９から供給される電源電圧ＶＳは、前記復号化／符号化装置６に送り込まれる。１６個の航空機内モジュール１は、図３に示す実施例においては、異なるケーブル３−１，３−２，３−３を介して前記復号化／符号化装置６に接続されている。４つの上側に位置する客室照明装置１Ａ，１Ｂ，１Ｃ，１Ｄは、第１ケーブル３−１を介して接続されている。８つの乗客用供給装置（ＰＳＵ）１Ｅから１Ｌは、第２ケーブル３−２を介して前記復号化／符号化装置６に接続されている。４つの下側に位置する客室照明装置（ＩＢＵ）１Ｍ，１Ｎ，１Ｏ，１Ｐもまた第３ケーブル３−３を介して前記復号化／符号化装置６に接続されている。図３に示される実施例においては、３本のケーブル３−１，３−２，３−３は、それぞれ電子データフィード線ＨＤＬと電子データリターン線ＲＤＬとを有する。各グループにおける前記航空機内モジュール１は、航空機内モジュールチェーン（デイジーチェーン）を構成するためにそれぞれのケーブル３を介して他の航空機内モジュール１に直列接続されている。前記データ信号とともに前記復号化／符号化装置６に供給された前記電源電圧ＶＳは、前記ケーブル３の電子データ回線を介し航空機内モジュール１に直列接続されたラインに伝送される（power over data；パワーオーバーデータ）。図３に示されるシステムを図１に示される従来のシステムと対比した場合、ケーブルで接続された１６個の航空機内モジュール１用に敷設された配線数が図３に基づく本発明による本システムでは大幅に低減することが理解され得る。この構成は、一方では、前記航空機内モジュール１のアッセンブリ化を大幅に容易化し、他方では、航空機の重量を低減させ、よって航空機の飛行に要する燃料を低減させる。] 図１ 図３
[0020] １つの実施可能な形態においては、前述の送り込まれた電源電圧ＶＳは、様々な電圧レベル間で切り替えられる。１実施例においては、前述の送り込まれた電源電圧ＶＳは、３段階の電圧レベル、すなわち、標準の直流電圧レベル、非常用の直流電圧レベル及び高い直流電圧レベルの間で切替可能な直流オフセット電圧とされ得る。前記切り替えは、前記装置９に適用される制御信号ＣＲＴＬによって実施可能である。]
[0021] １実施例においては、図３に示されるケーブル３は、前記航空機の供給ダクト内に敷設される。本発明によるシステムにおいては、図３に示されるように、それぞれが航空機内モジュール１のチェーンを含んで構成される各サブネットワークの使用によって敷設すべき配線数が低減される。図４は、本発明による航空機内モジュール１への電圧供給方法の実施可能な実施例を説明するための信号波形図である。] 図３ 図４
[0022] 図４に示す実施例では、デジタルデータ信号は、付加的に重畳されることによって直流オフセット電圧ＤＣに印加される。前記ケーブルのデータ回線を介して伝送される前記信号は、加算信号として表される。例示のものにおいては、前記データ信号は、データ値が＋１と−１との間で交互に入れ替わるものである。しかしながら、いかなる所望のデータ信号も前記データ回線を介して伝達可能である。さらに、１実施例においては、前記直流オフセット電圧は、様々な電圧値に切替可能である。] 図４
[0023] 図５は、本発明による航空機内モジュール１に含まれる分離回路５の実施例を示す。前記分離回路５は、図５に示される実施例では、それぞれが１次巻線と２次巻線とを備える２つの絶縁変圧器１０Ａ，１０Ｂを含む。前記２つの絶縁変圧器１０Ａ，１０Ｂの前記１次巻線は、スロットル１１Ａ，１１Ｂを介して前記接続プラグ２に接続されている。前記スロットル１１Ａ，１１Ｂは、前記信号を抑制するために用いられる。前記２つの絶縁変圧器１０Ａ，１０Ｂの前記２次巻線は、前記伝送されたデータ信号を処理するためのデータ処理装置に、例えばイーサネット（登録商標）の物理層によって接続され得る。前記航空機内モジュール１の電源電圧用として前記ケーブル３を介して伝送された前記直流電源電圧は、前記絶縁変圧器１０Ａ，１０Ｂの前記１次巻線の中央タップに印加されている。前記各１次巻線の２つの中央タップは、図５に示されるように、４つのダイオードを用いて構成されるブリッジ整流回路に接続されている。前記ブリッジ整流回路は、例えば、ＤＣ２４ボルト又は４８ボルトの直流電源電圧を前記航空機内モジュール１の電圧源として供給する。前記接続プラグ２は、例えば、１００ＭＢのイーサネット（登録商標）ケーブルを２本のフィード線と２本のリターン線に接続するのに好適である。] 図５
[0024] １つの実施可能な形態においては、前記航空機内モジュール１は、飛行中、前記接続プラグ２により挿抜可能である、換言すると、ホットプラグが可能となっている。これは、前記航空機内モジュール１が挿抜されたときに、前記巻線が電圧ピークを落とすことにより可能となっているものである。]
[0025] 航空機内モジュール１への電圧供給のための本発明に係る配線システムを用いて、高い電流消費を伴う航空機内モジュール１、例えば客室照明用ＬＥＤストリップ若しくは読書用のランプに、数百ワットレベルの高出力を伝送することが可能である。電子データフィード線及び電子データリターン線を持つ前記ケーブル３は、通常、電磁遮蔽用の被覆が既になされている。本発明に係るシステムは、それ故、雷に打たれても保護されていることが特に重要であるような、機体が炭素繊維で構成された航空機に特に好適である。電磁遮蔽シールドが施されたケーブル３を利用することにより、落雷が発生しても、当該航空機内で前記航空機内モジュール１同士のデータ授受を確実に行うことができる。前記電圧源は、使用されるデータバスの種類に関係なく伝送される。前記航空機内モジュール１は、スター型ではなく所謂デイジーチェーンでケーブルにより直列接続されている。さらに、前記航空機内モジュール１は、各航空機内モジュールチェーンによる外部へのデータ伝送を害することなく、飛行中はいつでもプラグを介しての挿抜が可能となる。]
[0026] データ回線を介して追加のバックアップ電源、例えば非常用電源を供給できるという点で、前記航空機内モジュール１用の前記電圧源の安全性及び信頼性をさらに向上させることが可能である。共通のデータやエネルギーの提供によってもまた航空機内モジュール１の単純な導入が実質的に容易となる。本発明によるシステムにおいては、前記電源電圧は、ループによって前記接続された航空機内モジュール１に供給される。その結果、敷設すべきケーブル３の本数は大幅に低減され、したがって、航空機の総重量、ひいては維持運用コストが低減される。必要な配線数の低減によって小径のケーブル３を利用することも可能となり、よって省スペース化を図りつつアッセンブリ化することが可能となる。]

权利要求:

請求項1
ａ）少なくとも１本の電子データ回線と電磁遮蔽用の被覆とを有するケーブル（３）を接続するための接続プラグ（２）と、ｂ）直流電源電圧からデータ信号を分離する分離回路（５）とを備え、前記直流電源電圧及び該直流電源電圧に付加的に重畳された前記データ信号は前記ケーブル（３）の前記電子データ回線を介して受け取られ、前記直流電源電圧は様々な電圧レベル間で切替可能となっている航空機内モジュール（１）。
請求項2
前記データ回線を介して伝送された前記直流電源電圧の大きさが設定可能なインターフェースを備える請求項１に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項3
前記ケーブル（３）は、電子データフィード線及び電子データリターン線とをそれぞれ少なくとも１本ずつ有する請求項１又は２に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項4
前記航空機内モジュール（１）は、乗客用供給装置（ＰＳＵ）又は客室照明装置（ＩＢＵ）である請求項１乃至３の何れか一項に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項5
前記航空機内モジュール（１）は、航空機内モジュールチェーンを構成するため他の航空機内モジュールに前記ケーブル（３）を介して直列接続され得る請求項１乃至４の何れか一項に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項6
前記航空機内モジュールチェーンは、復号化／符号化装置（６）に接続され得る請求項５に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項7
前記復号化／符号化装置（６）は、航空機内サーバ（８）に接続されている請求項６に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項8
前記電源電圧は、前記復号化／符号化装置（６）に供給される請求項７に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項9
前記直流電源電圧の電圧レベルは、標準の直流電圧レベルと、非常用の直流電圧レベルと、高い直流電圧レベルとを有する請求項１乃至８の何れか一項に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項10
前記ケーブル（３）は、航空機の供給ダクト内に敷設されている請求項１乃至９の何れか一項に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項11
前記分離回路（５）は、２つの絶縁変圧器（１０Ａ，１０Ｂ）を有し、前記絶縁変圧器１０Ａ，１０Ｂは、信号抑制用のスロットル（１１Ａ，１１Ｂ）を介して前記接続プラグ（２）に接続されている請求項１乃至１０の何れか一項に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項12
前記絶縁変圧器（１０Ａ，１０Ｂ）は、スロットル（１１Ａ，１１Ｂ）を介して接続プラグ（２）に接続された１次巻線と、前記伝送されたデータ信号を処理するためのデータ処理装置に接続された２次巻線とを備える請求項１１に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項13
前記航空機内モジュール（１）の電圧源として伝送された前記電源電圧は、前記絶縁変圧器（１０Ａ，１０Ｂ）の前記１次巻線の中央タップに印加され得る請求項１２に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項14
前記絶縁変圧器（１０Ａ，１０Ｂ）の前記１次巻線における前記２つの中央タップは、ブリッジ整流回路に接続されている請求項１３に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項15
前記標準の直流電圧レベルは、２８ボルト又は４２ボルトである請求項９に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項16
前記航空機内モジュール（１）は、飛行中、前記接続プラグ（２）を介して挿抜可能となっている請求項１乃至１５の何れか一項に記載の航空機内モジュール（１）。
請求項17
請求項１乃至１６の何れか一項に記載の航空機内モジュール（１）を複数備え、前記複数の航空機内モジュール（１）が前記ケーブル（３）を介して互いに直列接続されてなるネットワーク。
請求項18
少なくとも１つの航空機内モジュール（１）に電圧を供給する方法であって、整合したケーブル（３）の電子データ回線を介して前記航空機内モジュール（１）により受け取られる直流電源電圧にデータ信号を付加的に重畳するステップと、重畳されたデータ信号から直流電源電圧を分離するステップと、前記直流電源電圧を様々な電圧レベル間で切り替えるステップとを有する電圧供給方法。
請求項19
前記データ回線を介して伝送された前記直流電源電圧の大きさを前記航空機内モジュール（１）のインタフェースで設定するステップを有する請求項１８に記載の電圧供給方法。