Dispositivo de iluminación LED de un avión, en particular para maniobras de aterrizaje, despegue, rodaje en pista y búsqueda, y avión incluyendo dicho dispositivo.

Un dispositivo fotoemisor (1, 1') para un avión, incluyendo:

- un dispositivo semiconductor fotoemisor (4) configurado para emitir una radiación de luz (8);

- un sustrato (2), que tiene un primer lado (2a) y un segundo lado (2b) uno enfrente de otro, alojando el dispositivo semiconductor fotoemisor (4) en el primer lado (2a);

- un reflector curvado (6) que tiene una superficie reflectora cóncava (6a) y que define un plano de emisión (11), caracterizado porque la superficie reflectora cóncava (6a) tiene una forma semiparabólica obtenida seccionando un semiparaboloide a lo largo de dos planos de corte mutuamente paralelos (13), o seccionando un semiparaboloide a lo largo de dos planos de corte (13) que tienen un punto de intersección, o intersecando un semiparaboloide con un cono con una base circular o elíptica que tiene un eje alineado con un eje principal de emisión (12) de la radiación de luz (8),

mirando la superficie reflectora cóncava (6a) al dispositivo semiconductor fotoemisor (4) de tal forma que recoja la radiación de luz (8) y genere una radiación (10) reflejada a través del plano de emisión (11),

teniendo la superficie reflectora cóncava (6a) un valor de curvatura (c) en el rango comprendido entre 0,02 mm-1 y 0,06 mm-1,

incluyendo el reflector curvado (6) un cuerpo hecho de material conductor térmico y formando una primera porción de un disipador de calor de dicho dispositivo fotoemisor (1, 1'),

incluyendo además el dispositivo fotoemisor una base de soporte (306) hecha de material conductor térmico, configurada para soportar dicho sustrato (2) y formando una segunda porción de dicho disipador de calor, estando la base de soporte (306) y el sustrato (2) en contacto térmico directo uno con otro,

donde la base de soporte (306) y el reflector curvado (6) se hacen de una sola pieza que forma dicho disipador de calor.

Dispositivo de iluminación LED de un avión, en particular para maniobras de aterrizaje, despegue, rodaje en pista y búsqueda, y avión incluyendo dicho dispositivo

La presente invención se refiere a un dispositivo de iluminación LED para un avión, en particular para maniobras de aterrizaje, y/o despegue, y/o rodaje en pista, y/o búsqueda, a un sistema de iluminación incluyendo una pluralidad de dispositivos de iluminación, y a un avión incluyendo dicho sistema de iluminación.

Como es conocido, los aviones (por ejemplo, aeroplanos, helicópteros, etc) habilitados para operaciones nocturnas tienen que llevar una pluralidad de sistemas de iluminación, necesarios durante las operaciones de despegue y aterrizaje (luces de aterrizaje), rodaje en pista (luces de rodaje en pista), y búsqueda (luces de búsqueda). Dichas luces pueden tener además funciones de señalización para otros aviones, para la torre de control, etc.

Los sistemas de iluminación usados para operaciones de aterrizaje son de crucial importancia en la medida en que realizan la función de iluminar la pista durante el despegue y el aterrizaje de modo que los pilotos puedan determinar visualmente las condiciones de la pista. Además, en algunos casos, las mismas luces pueden ser usadas por los operadores de la torre de control (y posiblemente por los pilotos de otros aviones) para identificación visual de la presencia y/o dirección de vuelo del avión provisto de dichos sistemas de iluminación.

En cambio, las luces de rodaje en pista se usan cuando el avión está circulando por tierra y tienen la función de mejorar la visibilidad de los pilotos, ante todo en aeropuertos pobremente iluminados. En cualquier caso, las luces de rodaje en pista se mantienen encendidas, conjuntamente con las luces de aterrizaje, durante las operaciones de despegue y aterrizaje para mejorar más la visibilidad de la pista.

Los sistemas de iluminación para aterrizaje, rodaje en pista y búsqueda deben estar configurados de manera que proporcionen una iluminación a larga distancia (cientos de metros), y en consecuencia deben generar un haz de luz de una intensidad muy alta. Las normas de aviónica, como, por ejemplo, MIL-L-006730, MIL-L-6503 y SAE ARP 693, requieren, para sistemas de iluminación de aterrizaje, un valor de intensidad de luz máxima superior a aproximadamente 300.000 cd, con una difusión de haz (definida como el ángulo en el que la intensidad de luz disminuye a 10% con respecto a la intensidad máxima) de aproximadamente 10°. Dichas normas de aviónica requieren una intensidad de luz máxima para luces de rodaje en pista superior a aproximadamente 50.000 cd, con una difusión de haz de aproximadamente 40° en el plano horizontal y 10° en el plano vertical.

Para cumplir los requisitos de rendimiento, los sistemas de iluminación de un tipo conocido incluyen una sola lámpara incandescente, lámpara halógena, o lámpara de descarga de alta intensidad (HID) colocadas a lo largo del eje central de un reflector cilindrico o semiesférico, o generalmente parabólico. Dicha configuración la hace necesaria el hecho de que las fuentes de luz incandescentes, halógenas e HID emiten un haz de luz con un ángulo sólido de aproximadamente 4o; por esta razón, el reflector tiene por lo general la forma de un paraboloide de revolución, y, en consecuencia, el sistema de iluminación en conjunto asume una forma cilindrica con un diámetro superior a 10 cm.

Las luces que incluyen lámparas incandescentes, lámparas halógenas y lámparas HID presentan la desventaja de que tienen pobre fiabilidad (éstas últimas de sólo unos pocos miles de horas), que se reduce más por los esfuerzos medioambientales intensos a los que se someten durante su duración de servicio. En consecuencia, por razones de seguridad, muchos aviones llevan una pluralidad de sistemas de iluminación de reserva, que aumentan el peso del avión propiamente dicho, así como un aumento de los costos de producción y mantenimiento. Además de la pobre fiabilidad, el consumo de las lámparas incandescentes o halógenas tampoco es despreciable (varios cientos de vatios).

Dado que la posición ideal de dichas luces es típicamente debajo del morro del avión, su forma y dimensión crean rozamiento con el aire en vuelo. Por esta razón, las luces están equipadas frecuentemente con un sistema mecánico para desplegar las luces, que incrementa el costo de la luz así como los costos de mantenimiento.

Se deberá tener presente que el rendimiento de iluminación requerido por las normas de aviónica debe ser garantizado en todas las condiciones reales en las que pueda encontrarse el avión, por lo tanto incluso a temperaturas superiores a 50°C. Además, el rendimiento contemplado por dichas normas también es necesario cuando el dispositivo de iluminación está al final de su duración de servicio, después de un cierto número de horas de funcionamiento. Por estas razones, los dispositivos de iluminación para aviones, al inicio de su duración de servicio y en condiciones de operación estándar (de ordinario, a aproximadamente 25°C), frecuentemente tienen que estar diseñados para garantizar una intensidad de iluminación que sea considerablemente más alta que la intensidad de iluminación teórica requerida. Una alta intensidad de iluminación es una causa de alta generación de calor por las fuentes de luz propiamente dichas, del tipo que sean. Dicho calor, si no se disipa apropiadamente, produce un acortamiento de la duración de servicio de dichas fuentes de luz o el fallo de las mismas. En consecuencia, hay que proporcionar disipadores de calor apropiados, al costo de un aumento de las dimensiones generales que requieren los sistemas de iluminación y del peso. Éste es otro problema de los sistemas de

iluminación de un tipo conocido.

El documento EP 2 131 104 describe sistemas y método para una iluminación LED de alta intensidad.

La finalidad de la presente invención es proporcionar un dispositivo de iluminación de un avión para maniobras de aterrizaje, despegue, rodaje en pista y búsqueda, un sistema de iluminación incluyendo una pluralidad de dispositivos de iluminación, y un avión incluyendo el sistema de iluminación, que serán capaces de superar los inconvenientes de la técnica conocida. En particular, el dispositivo y sistema de iluminación según la presente invención son capaces de minimizar simultáneamente los niveles de consumo de energía, la tasa de fallos, el espacio ocupado y el peso, y al mismo tiempo satisfacer los requisitos de intensidad de luz y difusión de haz especificados en las normas de aviónica MIL-L-006730, MIL-L-6503 y SAE ARP 693.

Según la presente invención, se facilita un dispositivo de iluminación LED para un avión, un sistema de iluminación incluyendo una pluralidad de dispositivos de iluminación, y un avión incluyendo dicho sistema de iluminación como los definidos en las reivindicaciones anexas.

Para una mejor comprensión de la presente invención, ahora se describen realizaciones preferidas, puramente a modo de ejemplo no limitador, con referencia a los dibujos adjuntos, donde:

La figura 1a representa una vista en perspectiva de un dispositivo de iluminación según una realización de la presente invención.

La figura 1b representa, en vista en sección transversal lateral, el dispositivo de iluminación de la figura 1a.

La figura 2 ilustra el rendimiento del dispositivo de iluminación de la figura 1a y la figura 1b en términos de intensidad de luz angular en los planos XY (curva de línea continua) y XZ (curva de trazos).

Las figuras 3a-3d muestran en vista en perspectiva, a modo de comparación, respectivos dispositivos de iluminación provistos de reflectores parabólicos o semiparabólicos que tienen dimensiones de apertura, cuerda y curvatura diferentes uno de otro.

La figura 4 representa una tabla que muestra, a modo de comparación, los valores de intensidad máxima, difusión del haz de luz emitido, y eficiencia para cada una de las realizaciones de las figuras 3a-3d y con LEDs que tienen emisión lambertiana.

La figura 5 representa una tabla que muestra, a modo de comparación, los valores de intensidad máxima, difusión del haz de luz emitido, y eficiencia para cada una de las realizaciones de las figuras 3a-3d y con LEDs que tienen emisión no lambertiana y con capuchón semiesférico.

Las figuras 6a-6c muestran, en vista en perspectiva, a modo de comparación, respectivos dispositivos de iluminación que tienen diferentes reflectores confocales.

Las figuras 7a-7c muestran curvas de variación de intensidad de luz de los dispositivos de iluminación, respectivamente, de las figuras 6a-6c, para LEDs que tienen emisión lambertiana y para las respectivas... [Seguir leyendo]

1. Un dispositivo fotoemisor (1, 1') para un avión, incluyendo:

- un dispositivo semiconductor fotoemisor (4) configurado para emitir una radiación de luz (8);

- un sustrato (2), que tiene un primer lado (2a) y un segundo lado (2b) uno enfrente de otro, alojando el dispositivo semiconductor fotoemisor (4) en el primer lado (2a);

- un reflector curvado (6) que tiene una superficie reflectora cóncava (6a) y que define un plano de emisión (11),

caracterizado porque la superficie reflectora cóncava (6a) tiene una forma semiparabólica obtenida seccionando un semiparaboloide a lo largo de dos planos de corte mutuamente paralelos (13), o seccionando un semiparaboloide a lo largo de dos planos de corte (13) que tienen un punto de intersección, o intersecando un semiparaboloide con un cono con una base circular o elíptica que tiene un eje alineado con un eje principal de emisión (12) de la radiación de luz (8),

mirando la superficie reflectora cóncava (6a) al dispositivo semiconductor fotoemisor (4) de tal forma que recoja la radiación de luz (8) y genere una radiación (10) reflejada a través del plano de emisión (11),

teniendo la superficie reflectora cóncava (6a) un valor de curvatura (c) en el rango comprendido entre 0,02 mm'1 y 0,06 mm'1,

incluyendo el reflector curvado (6) un cuerpo hecho de material conductor térmico y formando una primera porción de un disipador de calor de dicho dispositivo fotoemisor (1, 1'),

incluyendo además el dispositivo fotoemisor una base de soporte (306) hecha de material conductor térmico, configurada para soportar dicho sustrato (2) y formando una segunda porción de dicho disipador de calor, estando la base de soporte (306) y el sustrato (2) en contacto térmico directo uno con otro,

donde la base de soporte (306) y el reflector curvado (6) se hacen de una sola pieza que forma dicho disipador de calor.

2. El dispositivo según la reivindicación 1, incluyendo además una pluralidad de aletas conductoras térmicas (310; 415) que se extienden desde la base de soporte y en contacto térmico con la base de soporte (306).

3. El dispositivo según la reivindicación 1, donde el sustrato (2) incluye uno o más recorridos metálicos (300) formados en el segundo lado (2b) del sustrato (2), y la segunda región conductora térmica incluye una capa de recubrimiento metálico (301; 305) adaptada para recubrir el reflector curvado (6).

4. El dispositivo según alguna de las reivindicaciones precedentes, donde la superficie reflectora cóncava (6a) es de tipo facetado.

5. El dispositivo según alguna de las reivindicaciones precedentes, donde la radiación de luz es de tipo lambertiano.

6. El dispositivo según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, donde la radiación de luz es colimada.

7. El dispositivo según alguna de las reivindicaciones precedentes, donde la superficie reflectora cóncava (6a) tiene un valor de curvatura (c) de aproximadamente 0,04 mm'1, un valor de cuerda (w) de aproximadamente 40 mm, y un valor de apertura (d) igual a aproximadamente 100 mm.

8. El dispositivo según alguna de las reivindicaciones precedentes, donde el dispositivo semiconductor fotoemisor (4) tiene una zona emisora comprendida entre 1 mm2 y 9 mm2.

9. El dispositivo según alguna de las reivindicaciones precedentes, donde la radiación de luz tiene un valor de flujo luminoso superior a 1500 lúmenes.

10. El dispositivo según alguna de las reivindicaciones precedentes, donde el dispositivo semiconductor fotoemisor (4) es de un tipo de emisor lateral configurado para emitir una radiación de luz (8) sustancialmente en una dirección paralela al plano horizontal (XY), mirando dicha superficie reflectora cóncava (6a) al dispositivo semiconductor fotoemisor (4) de manera que recoja la radiación de luz.

11. El dispositivo según cualquiera de las reivindicaciones 1-9, donde el dispositivo semiconductor fotoemisor (4) está configurado para emitir una radiación de luz (8) en un plano que tiene un ángulo de inclinación con respecto al plano horizontal (XY).

12. El dispositivo según alguna de las reivindicaciones precedentes, donde el dispositivo semiconductor fotoemisor (4) emite una radiación de luz (8) en el rango del infrarrojo.

13. Un sistema de iluminación (100; 200; 400) para un avión incluyendo una serie de dispositivos fotoemisores (1, 1') según cualquiera de las reivindicaciones 1-12.

14. El sistema según la reivindicación 13, donde dichos dispositivos fotoemisores (1, 1') de dicha serie están alojados en un soporte mecánico (410) hecho de material conductor térmico y están en contacto térmico directo con dicho soporte mecánico (410), siendo el soporte mecánico (410) parte de dicho disipador de calor de dichos dispositivos fotoemisores (1, 1').

15. El sistema según la reivindicación 14, donde los reflectores curvados (6) de dichos dispositivos fotoemisores (1, 1') se hacen de una sola pieza con el soporte mecánico (410).

16. El sistema según la reivindicación 14 o la reivindicación 15, donde dicho soporte mecánico (410) está provisto de aletas (415) para favorecer la disipación de calor.

17. El sistema según cualquiera de las reivindicaciones 13-16, incluyendo dicha serie al menos un primer dispositivo fotoemisor (1) y un segundo dispositivo fotoemisor (1') formados uno al lado de otro a lo largo de dos planos de corte respectivos y teniendo el respectivo sustrato de soporte (2) que está en uno e idéntico primer plano horizontal (XY).

18. El sistema según la reivindicación 17 en cuanto dependiente de la reivindicación 14, incluyendo además dicha serie un tercer dispositivo fotoemisor (1) y un cuarto dispositivo fotoemisor (1, 1') dispuestos uno al lado de otro en dos planos de corte respectivos y teniendo el respectivo sustrato de soporte (2) que está en uno y el mismo segundo plano horizontal paralelo al primer plano horizontal (XY),

teniendo el soporte mecánico (410) una forma sustancialmente cuadrangular provista de un alojamiento interno definido por una primera pared interna, una segunda pared interna, una tercera pared interna y una cuarta pared interna (410a, 410b),

estando dispuestos dichos dispositivos fotoemisores primero y segundo (1, 1') dentro del soporte mecánico (410) en una posición correspondiente a la primera pared interna (410a), y estando dispuestos dichos dispositivos fotoemisores tercero y cuarto (1, 1') dentro del soporte mecánico (410) en una posición correspondiente a la segunda pared interna (410b) diametralmente opuesta a la primera pared interna (410a).

19. El sistema según la reivindicación 18, donde uno entre dicho primer dispositivo fotoemisor (1) y dicho segundo dispositivo fotoemisor (11) y/o uno entre dicho tercer dispositivo fotoemisor (1) y dicho cuarto dispositivo fotoemisor (1') están inclinados en direcciones opuestas con respecto a los planos horizontales primero y segundo.

20. El sistema según cualquiera de las reivindicaciones 14-19, donde el soporte mecánico está provisto de una ventana transparente a la radiación reflejada (10).

21. Un avión (500) incluyendo al menos un sistema de iluminación (100; 200; 400) según cualquiera de las reivindicaciones 13-20, formando dicho sistema de iluminación una luz de aterrizaje, y/o una luz de rodaje en pista y/o una luz de búsqueda.