CN1254407C - 飞机航行灯 - Google Patents

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Abstract

一种在飞机上使用的航行灯(200)。该飞机航行灯使用安装在对齐固定设备(304)上的光源(302)，所述对齐固定设备可以带走由所述光源产生的热量。由光源发出的光被导引到第一棱镜(308)，后者分布并导引光。第二棱镜(324)被用于进一步形成光图案的形状。透镜(206)被安装在航行灯(200)上，以保护元件。

Description

飞机航行灯
技术领域
本发明涉及飞机航行灯。更具体地，本发明涉及使用光源和棱形光阵列的航行灯。
背景技术
在夜间飞行的飞机使用各种光来引起在相同空间飞行的其它飞机的注意，以避免飞机之间发生碰撞。一种此类照明系统是航行照明系统。
位置照明系统包括安装在左机翼上的红灯、安装在右机翼上的绿灯以及安装在飞机朝后的位置上的一个或者多个白灯。根据所观测的航行灯颜色及其运动，飞行在开灯的飞机附近区域中的其它飞机能够辨别开灯的飞机的相对位置及其飞行方向，使其它飞机在需要时可以采取躲避行动，以免碰撞。
当前在飞机上安装的航行灯均用于此目的，但是它们有许多缺点。现有航行灯使用的是白炽灯，其使用寿命有限。恶劣的飞机飞行环境进一步减少了其有限的使用寿命。因为飞行安全规章要求飞机在夜间飞行时具有可以正常工作的航行灯，因此航行灯的故障除了会造成与频繁更换灯相关的高的维修费用之外，还会导致班机起飞晚点。已经有通过使用至少一个发光二极管(LED)来改善飞机灯寿命的某些措施，例如在Fleischmann美国专利号No.6203180中所述的飞机舱照明装置。然而，航行灯还需要考虑其它的因素，如下所述。
在航行灯设计中使用白炽灯的另一个缺点在设计小而有效的光学系统时所遇到的困难，这种光学系统在适当限制光分布的同时可以在相对于该航行灯的水平和垂直平面提供足够的照明。这种光限制被称为“角度截止(angular cutoff)”，其对于防止飞机上的航行灯之间的过量重叠是必需的，以便飞行在相同空间的其它飞机可以精确地辨认该开灯的飞机的各个航行灯，帮助确定其相对位置。
众所周知，可以使用棱镜来导引或者扩散光。例如，在Hutchisson美国专利号No.5325271中，公开了一种具有LED和棱形扩散器的标记灯。然而，这种系统利用在棱镜输入面中的开口把LED放置在棱镜中。这种配置不允许把LED安置在单个平面，尽管那样可以降低复杂性和成本。进而，这种系统考虑了光的散射，但是并没有教导如何产生具有锐利截止的非对称照明图案，如飞机航行灯所需要的。在Maurer美国专利申请号No.4161770中，公开了用于导向信号装置的棱镜。从该光源中所发出的光在从棱镜的一个表面射出之前，先要经历全内反射。该棱镜因而允许导向灯使用低轮廓结构，并且仍能在远处可见。然而，由Maurer所公开的该系统并没有教导怎样利用直接光发射和全内反射二者，来产生飞机航行灯所需的必要的陡峭角度截止以及非对称照明图案。
为了弥补它们的缺陷，现有的航行灯利用多个白炽灯来补偿较短的灯寿命，并且使用复杂的反射器装置来获得所需的光分布。需要有一种航行灯，可以提供必需的光分布并在恶劣的飞行环境中提供长的工作寿命。
发明内容
本发明公开了一种航行灯，它可以提供必需的光分布和工作寿命，而无需借助于多个白炽灯和复杂的反射器装置。本发明被设计用在飞机上。
具体地，本发明包括一个或者多个光源，优选为诸如发光二极管的固态光源。该光源发射特定航行灯所需要的、或者与可选的滤光器和/或扩散器相兼容的颜色。在一种阵列配置中，该光源提供了有益的特性，例如固有的冗余和航行灯尺寸和亮度的可升级性。阵列配置的又一优点是所有光源被可选地放置在一个平面中并且朝向一致的方向，简化了航行灯的设计和装配。
并不一定需要阵列中的所有光源都具有一致的特性。这样允许使用具有不同发光波长的光源的组合。进而，通过控制不同类型光源的比例或亮度，可以调整由航行灯所发出的光的光谱输出。还可以构造一种能够发射几种不同颜色的航行灯。例如，包含红色和绿色光源的航行灯可以被放置在任一翼尖上，通过给适当的光源组合提供能量来选择合适的颜色。
同样，所发射的光的角度分布也可以在不同光源类型之间变化。某些光源可以发射窄的光束范围，而其它光源可以发射宽的光束范围。使用这一特性有利于调整航行灯的输出。例如，某些航行灯配置也许依赖于使用具有特定角度分布的光源。其它的航行灯配置利用具有不同光角度分布的光源组合来获得期望的光输出。
来自该光源的光被导引向主棱镜的输入面。滤光器被可选地放置在光源和主棱镜的输入面之间，以便调整由该航行灯所发的光的色度。该滤光器可以是频率选择性的，例如用于夜视的红外照明。该滤光器还可以调整光源的颜色，以满足期望的色度。如果需要，还可以使用常规装置来电子调谐该滤光器。
可选地，还可以把扩散器插入到光源和主棱镜的输入面之间，配备或者不配备滤光器。扩散器可选地放置在光源和滤光器之间，或者在滤光器和主棱镜的输入面之间；可选地，多个扩散器可以被置于光源和滤光器之间，并且还可以在滤光器和主棱镜的输入面之间。
当飞机航行灯被安装为翼尖灯时，从主棱镜的透视-反射(“透反射”(transflective))面反射的光被主棱镜的输出面导引到飞机飞行的方向上。这种安排利用全内反射，在需要满足飞机照明的规章要求的地方提供光的锐利角度截止。否则，很难在不牺牲该航行灯光学系统的效率和紧凑性的情况下获得这样的光截止。当作为后航行灯安装时，从主棱镜的输出面发出的光对准飞机飞行方向的相反方向。分布在主棱镜中的一部分光被从主棱镜的透反射面发出。可选地，把次棱镜放置在接近主棱镜的透反射面的地方，来进一步聚焦和导引光，从而在相对于航行灯的垂直和水平平面获得期望的光强度，同时最小化与飞机上的其它航行灯所发出光的重叠。该次棱镜还可以包括一个输入面、一个透反射面，以及一个输出面。主棱镜和次棱镜的各个面可选地包括多个小面，以便有助于棱镜中的光分布。这些小面的形状可以是平的或者弯曲的。所获得的光学系统体积小、具有锐利的光发射截止，并且具有高的效率。这是通过利用全内反射和通过使用反射光以及透射光二者获得的。
整个光源和导向光学系统被装配到一个外壳中，该外壳为元件提供了保护。该外壳可以包括一个透明窗口或者透镜，以便允许发出光线。可选地，该窗口或者透镜是有色的，以便进一步调整所发光的色度。
主棱镜和次棱镜的一个优点在于它们的光学特性与光源的变化无关。因此，如果阵列中的一个或者多个光源发生故障或者变暗，航行灯光分布图案的形状将不会改变。使用该特征的进一步优点在于，通过低于其最大功率级别来操作光源，延长了灯的工作寿命。
棱镜的另一个优点在于其可升级性。通过增加或者减少光源数目可以使航行灯更亮或者更暗。然而，航行灯的发光图案的形状不会随光源数目的变化而发生改变，这样使得光学元件的几何结构和排列可以被固定为用于期望的发光图案。棱镜的可升级特性还可以使棱镜的厚度按照需要改变，以匹配期望的阵列图案和/或光源数目，而不需要改变光学元件的几何尺寸或者安排。这种可升级特性因而允许航行灯的光学设计得以优化并且被固定，而同时容易地允许航行灯的机械改变，以便适应不同的飞机模型。
固态光源提供了现有航行灯所不具有的特性。例如，光强可以改变，而没有和现有白炽灯相关的时滞。固态光源的光强输出几乎会立即对驱动电流的变化做出响应，这允许为了传输数据而调制航行灯的强度。如果调制速率足够高，可以通过航行灯来传输信息，而不会视觉感知到调制时发生的光强改变。
因此，本发明的一个目的是提供一种在飞机上使用的航行灯，它可以提供长的工作寿命、必要的光强、以及与飞机上的其它航行灯的最小光重叠干扰，而不需要复杂的光学组装。通过使用光源、一个或者多个全内反射棱镜，以及一个棱镜光导引阵列，本发明克服了现有航行灯的缺陷。本发明又一目的还在于提供了一种低成本、模块化光学系统，其中单个光学部件可以满足光源的多种配置的需要，而不需要涂覆表面或者镜面表面。
本发明包含在飞机上使用的航行灯，它包括：外壳结构；安排在所述外壳结构中的一个或者多个光源；棱镜，具有输入面、输出面以及透反射面来接收、分布和导引由所述光源发出的光；以及所发出的光通过的一个透镜。
参照以下说明、附加的权利要求以及附图，可以更好地理解本发明的这些和其它特性。
附图说明
图1是安装在典型的飞机上的航行灯的顶视图，
图2是航行灯的总体视图，
图3是航行灯光学系统的示意图，
图4、5和6是航行灯的电子示意图，以及
图7是用于调制航行灯的装置的方框图。
具体实施方式
通常安装在飞机上的航行灯如图1所示。红色航行灯102安装在左舷翼尖的朝前的部分。绿色灯104安装在右舷翼尖的朝前的部分，而白色尾部航行灯106被安装在飞机的尾部，其位置使它的辐射光线输出被导引向飞机尾部。作为飞机尾部航行灯106的替换，也可以在右舷翼和左舷翼上分别安装朝向尾部的灯108和110。
如图2所示，可以利用安装装置204将航行灯200安排在外壳结构202中。该外壳结构202和安装装置204的外形并不重要，并且可以按照需要被改变，以适应给定的飞机。在优选实施例中，外壳结构202和安装装置204与现有航行灯的外形相兼容，以便于使用航行灯200来替换现有航行灯。透镜206被安装到外壳结构202上，以便保护元件。通过电线208从飞机的电子系统向航行灯200提供电能。
如图3所示，航行灯200可以包括一个或者多个光源302，可选地放置在调整导向器304中。调整导向器304将光源302导引至主棱镜308。调整导向器304还可以作为散热器，除去由光源302所产生的热量。光源302可以被安排为正方形、矩形、六边形或者其它优选阵列图案。光源302可以相对于调整导向器304，被导引到一个一致的角度上。备选地，光源302可以以变化的角度被导引，以便在主棱镜308中建立复杂的光图案，由此在主棱镜308中得到改善的光分布。
滤光器328可选地被放置在光源302和主棱镜308的输入面318之间。滤光器328可以是频率选择性的，例如用于夜视红外照明。滤光器328还可以调整光源302的颜色，来满足航行灯200期望的色度。如果需要，滤光器328还可以受电子斩光器控制。扩散器330还可选地放置在光源302和主棱镜308的输入面318之间，具有或者不具有滤光器328。扩散器330还可选地放置在光源302和滤光器328之间、或者滤光器328和主棱镜308的输入面318之间；可选地，可以在光源302和滤光器328之间，以及滤光器328和主棱镜308的输入面318之间放置多个扩散器330。
主棱镜308的优选实施例的形状通常是直角三角形，具有共面的顶面310和底面320、输入面318、输出面316以及透反射面320。对主棱镜308定向，使得当作为翼尖航行灯被安装在飞机上时输出面316指向飞机的飞行方向。当作为尾部航行灯被安装时，安排主棱镜308，以使其锐利的角度截止与用于尾部位置照明的期望分布相匹配。主棱镜308的顶面310和底面312通常被定向为平行于机翼所构成的平面。顶面310相对于底面312倾斜，以便调整航行灯200所发射的光的垂直分布。还可以改变顶面310和底面312的结构，以便进一步调整航行灯200所发出的光的垂直分布。输入面318通常被定向为垂直于飞机的飞行方向并且从光源302接收光。发自光源302的光在透反射面320上形成一个入射角连续区间，这样一些光线超出了主棱镜308全内反射的临界角，一些光线处于主棱镜308的临界角，而还有一些光线没有超出主棱镜308的临界角。
选择主棱镜308的几何结构，这样在透反射面320上入射的一些光线超出了主棱镜308全内反射的临界角。应该注意到，主棱镜308的几何结构可以做成需要的形状，以便获得期望的光分布并且并不限于三角几何结构。进而，如果需要，棱镜面可以是弯曲的。超出主棱镜308全内反射的临界角的光将被导引向输出面316。一些光线没有超出临界角并且将会按照菲涅耳反射方程发生反射。其余的光将会透射和折射通过透反射面320。因为全内反射在临界角范围之外是角度无关的，而且随着入射角相对于临界角的减小菲涅耳反射也迅速下降，所以通过输出面316发出的光强会具有锐利角度截止。在未被输出面316透射的反射光所覆盖的区域中，由透反射面320所发的光提供了期望的航行灯200的强度分布。
由光源302所发的光被导引向主棱镜308的输入面318。输入面318可以包括多个小面322，来建立复杂的光强图案，从而在主棱镜308中进一步分布光。小面322的形状可以是平的或者弯曲的。进而，小面可以在主棱镜308的任一面或者所有面上。为了获得最佳性能，可以放置光源302，使光源302的行不与小面322对齐。被导引至主棱镜308的大多数光优选地在输出面316出射。这是因为照到透反射面320的某些分布光线的入射角大于临界角，并且会经历全内反射，这使光通过输出面316出射。而主棱镜308中的一些光会经历菲涅耳反射，随着其相对于透反射面320的角度的下降，反射光的量迅速减少，这有助于最小化飞机上航行灯之间的重叠所必需的光的角度截止。角度截止由主棱镜308和光源302的几何结构所限定。
主棱镜308中的一部分分布光通过透反射面320出射。这部分光被导引到由输出面316所发光的后面；并可以使用诸如透镜阵列的次光学部件进一步对其分布成形，但是优选为棱镜，诸如次棱镜324。次棱镜324可以包括顶面306、底面314、输入面332、输出面334以及透反射面336，这些面与前述的用于主棱镜308的面相同。次棱镜324相对于主棱镜的尺寸、形状以及位置取决于在主棱镜308的透反射面320发出后要被重新导引的光的量。从主棱镜308的透反射面320发出的光进入到次棱镜324的输入面332。从主棱镜320的透反射面320发出的光还可以进入到次棱镜324的输出面334。以和前述主棱镜308相同的方式，光从次棱镜324的输出面334和透反射面336发出，并且提供必要的光分布。还可以通过可选地向次棱镜324添加小面326从而进一步调整受次棱镜324影响的光分布。小面326的形状可以是平的或者弯曲的。并且，小面326位于次棱镜324的任一面或者所有面上。
如图4所示，通过电线208向控制电路400提供来自飞机的电能。控制电路400可以位于外壳结构202内部，或者位于远处。高压保护滤波器402隔离了飞机同控制电路400之间的电子噪声。诸如稳压器的电源404调节来自飞机的电能至一个适于控制电路400中的部件的电平。诸如限流器的驱动器406控制提供到光源302中的电流量。如果需要，光源302可以低于其额定功率工作，以延长光源302的寿命。光源302可以按照串连形式进行电连接。
为了提高可靠性，光源302的行可以如图5和6那样被单独连线，以防止当一个光源302发生故障时所有光源302都关闭。通过电线208向控制电路400提供来自飞机的电能。高压保护滤波器402隔离了飞机同控制电路400之间的电子噪声。诸如稳压器的电源404调节来自飞机的电能至一个适于控制电路400中的部件的电平。诸如限流器的驱动器406控制提供到光源302中的电流量。如果需要，光源302可以低于其额定功率工作，以延长光源302的寿命。光源302可以按照串并网络形式进行电子连接。
图7示例了用于在由航行灯200所发的光上添加数据的优选装置。通过电线208向控制电路600提供来自飞机的电能。控制电路600可以位于外壳结构202内部，或者位于远处。高压保护滤波器604隔离了飞机同控制电路600之间的电子噪声。诸如稳压器的电源606调节来自飞机的电能至一个适于控制电路600中的部件的电平。诸如限流器的驱动器608控制提供到光源302中的电流量。通过输入线612将要被航行灯200传送的数据提供到调制器610，诸如幅度调制器。调制器610改变由驱动器608提供到光源302的驱动电流量。光源302的光强在时间上随被提供到调制器610的数据而改变，从而影响了在航行灯所发光上的数据发送。
在工作时，红色飞机航行灯102被放置在飞机左舷翼，绿色航行灯104被放置在飞机右舷翼，而白色尾部航行灯106被放置在可以将其辐射输出导引向飞机尾部的位置。作为尾部航行灯106的替换，朝向尾部的灯108和110可以被分别安装在右舷翼和左舷翼上。航行灯被打开。飞行在开灯的飞机附近的其它飞机可以根据灯102、104、和106(或者108和110)从而被提醒该开灯的飞机的存在，并且根据所观测的灯102、104、和106(或者108和110)的颜色及其相对运动，因此其它飞机可以采取适当的躲避措施来避免碰撞。

Claims (20)

1.一种飞机航行灯，包括：
一个飞机航行灯外壳结构(202)，其中所述飞机航行灯外壳结构被构造成安装在飞机的机翼、机尾或机身中；
安排在所述飞机航行灯外壳结构(202)中的至少一个光源(302)；
一个棱镜(308)，具有一个输入面(318)、一个输出面(316)以及一个透反射面(320)用于接收、分布和导引由所述光源(302)所发的光，所述光源(302)被放置在所述棱镜(308)之外；以及
透镜(206)，所发出的光通过该透镜。
2.如权利要求1所述的飞机航行灯，其中从所述光源(302)所发出的光的第一部分在所述棱镜(308)的所述透反射面(320)上经历全内反射，并且从所述光源(302)所发出的光的第二部分透射通过所述透反射面(320)，所述光的第一和第二部分的组合产生具有锐利角度截止的照明图案，其对应于在所述透反射面(320)处的所述全内反射的临界角。
3.如权利要求1所述的飞机航行灯，还包括用于控制提供给光源(302)的电流量的装置(406)。
4.如权利要求3所述的飞机航行灯，其中所述电流控制装置(406)包括用于调制所述光源(302)强度的装置(610)。
5.如权利要求1所述的飞机航行灯，其中所述光源(302)发出绿光、红光和白光之一。
6.如权利要求1所述的飞机航行灯，其中所述灯包括多种光源(302)。
7.如权利要求6所述的飞机航行灯，其中所述光源(302)包括一种或者多种颜色的组合。
8.如权利要求1所述的飞机航行灯，其中所述光源(302)是固态的。
9.如权利要求1所述的飞机航行灯，还包括一个第二棱镜(324)，其具有一个输入面(332)、一个输出面(334)以及一个透反射面(336)，以进一步定形和导引所述光源发出的光。
10.如权利要求9所述的飞机航行灯，还包括在所述第二棱镜(324)输入面(332)上的小面(326)。
11.如权利要求1所述的飞机航行灯，其中所述棱镜(308)包括在所述棱镜(308)输入面(318)上的小面(322)。
12.一种安装在飞机的机翼、机尾或机身中的飞机航行灯，所述飞机航行灯包括：
一个棱镜(308)，具有一个输入面(318)、一个输出面(316)以及一个透反射面(320)用于接收、分布和导引光；以及
至少一个光源(302)，其中从所述光源(302)所发出的光的第一部分在所述棱镜(308)的所述透反射面(320)上经历全内反射，从所述光源(302)所发出的光的第二部分透射通过所述透反射面(320)，所述光的第一和第二部分的组合产生具有锐利角度截止的照明图案，其对应于在所述透反射面(320)处的所述全内反射的临界角。
13.如权利要求12所述的安装在机翼、机尾或机身中的飞机航行灯，其中从所述光源(302)发出的光在所述透反射面(320)上构成光入射角的连续区间，使得一些光超出所述棱镜(308)全内反射的临界角，一些光位于所述棱镜(308)的临界角，而一些光没有超出所述棱镜(308)的临界角。
14.一种用于提供飞机位置照明的方法，包括：
在机翼、机尾或机身中提供一飞机航行灯外壳结构(202)；
在所述飞机航行灯外壳结构(202)放置至少一个光源(302)；
将电流施加到所述光源(302)；
利用一个具有一个输入面(318)、一个输出面(316)以及一个透反射面(320)的棱镜(308)，接收、分布和导引从所述光源(302)发出的光，所述光源放置在所述棱镜(308)之外；以及
通过透镜(206)传送所发射的光。
15.如权利要求14所述的方法，其中从所述光源(302)所发出的光的第一部分在所述棱镜(308)的所述透反射面(320)上经历全内反射，从所述光源(302)所发出的光的第二部分透射通过所述透反射面(320)，所述光的第一和第二部分的组合产生具有锐利角度截止的照明图案，其对应于在所述透反射面(320)处的所述全内反射的临界角。
16.如权利要求14所述的方法，还包括提供一个具有一个输入面(332)、一个输出面(334)以及一个透反射面(336)的第二棱镜(324)的步骤，以及将所述第二棱镜(324)安排在所述棱镜(308)的透反射面(320)处的步骤，以便进一步定形并导引由所述光源(302)发出的光。
17.如权利要求14所述的方法，还包括在所述棱镜的输入面(318)上提供小面(322)的步骤。
18.如权利要求16所述的方法，还包括在所述第二棱镜(324)的输入面(332)上提供小面(326)的步骤。
19.一种用于提供飞机位置照明的方法，包括：
在飞机的机翼、机尾或机身中提供至少一个光源(302)；
施加电流到所述光源；以及
利用一个具有一个输入面(318)、一个输出面(316)以及一个透反射面(320)的棱镜(308)，接收、分布和导引从所述光源(302)发出的光，其中从所述光源(302)所发出的光的第一部分在所述棱镜(308)的所述透反射面(320)上经历全内反射，从所述光源(302)所发出的光的第二部分透射通过所述透反射面(320)，所述光的第一和第二部分的组合产生具有锐利角度截止的照明图案，其对应于在所述透反射面(320)处的所述全内反射的临界角。
20.如权利要求19所述的方法，其中从所述光源(302)发出的光在所述透反射面(320)上形成光入射角的连续区间，使得一些光超过所述棱镜(308)全内反射的临界角，一些光处于所述棱镜(308)全内反射的临界角，并且一些光没有超过所述棱镜(308)全内反射的临界角。
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