BR102017000592B1

BR102017000592B1 - AEROSPACE VEHICLE, AND, METHOD FOR COOLING AN AEROSPACE VEHICLE

Info

Publication number: BR102017000592B1
Application number: BR102017000592-5A
Authority: BR
Inventors: David E. Blanding; Arun Muley; Jeffrey C. Coffman; Doug Van Affelen
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2016-02-29
Filing date: 2017-01-11
Publication date: 2023-07-25

Abstract

VEÍCULO AEROESPACIAL, MÉTODO PARA RESFRIAMENTO DE VEÍCULO AEROESPACIAL, E, SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO PARA UM VEÍCULO AEROESPACIAL. Os exemplos descritos incluem um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado que usa a estrutura de um veículo aeroespacial como parte do sistema de dissipação de calor. Neste sistema, os elementos estruturais do veículo aeroespacial funcionam como um barramento térmico, e são termicamente conectados a componentes elétricos que geram calor, de modo que o calor daqueles componentes seja direcionado para longe do componente pela estrutura do veículo propriamente dito, para as superfícies de temperatura mais baixa do veículo.AEROSPACE VEHICLE, METHOD FOR COOLING AN AEROSPACE VEHICLE, AND THERMAL MANAGEMENT SYSTEM FOR AN AEROSPACE VEHICLE. Examples described include a structurally integrated thermal management system that uses the structure of an aerospace vehicle as part of the heat dissipation system. In this system, the structural elements of the aerospace vehicle function as a thermal bus, and are thermally connected to electrical components that generate heat, so that heat from those components is directed away from the component by the structure of the vehicle itself, to the surfaces of lowest vehicle temperature.

Description

FUNDAMENTALS

[001] Esta invenção geralmente se refere a sistemas para remover calor gerado por subsistemas e componentes eletricamente energizados, tais como atuadores eletromecânicos, a bordo de veículos aeroespaciais. Mais particularmente, a presente descrição é direcionada a um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado para um veículo aeroespacial.[001] This invention generally relates to systems for removing heat generated by electrically energized subsystems and components, such as electromechanical actuators, on board aerospace vehicles. More particularly, the present disclosure is directed to a structurally integrated thermal management system for an aerospace vehicle.

[002] O crescente uso de aviônicos, subsistemas eletricamente energizados, sistemas de atuação elétricos (“EAS”) e similares a bordo de veículos aeroespaciais comerciais e militares levou a um desejo pelo gerenciamento térmico aperfeiçoado das cargas térmicas produzidas por esses componentes elétricos. Por exemplo, veículos aeroespaciais com EAS, em oposição aos sistemas de controle hidraulicamente atuados, estão se tornando mais comuns. Todavia, veículos aeroespaciais com EAS frequentemente incluem mais atuadores para ailerons, flapes, e outros componentes, que produzem mais calor do que os atuadores hidráulicos comparáveis. Além disso, os sistemas de atuação hidráulicos naturalmente transferem calor a partir de seus atuadores associados por meio do fluido hidráulico, enquanto que os EAS tipicamente não incluem tais sistemas de transferência de calor.[002] The increasing use of avionics, electrically powered subsystems, electrical actuation systems ("EAS") and the like on board commercial and military aerospace vehicles has led to a desire for improved thermal management of the thermal loads produced by these electrical components. For example, aerospace vehicles with EAS, as opposed to hydraulically actuated control systems, are becoming more common. However, aerospace vehicles with EAS often include more actuators for ailerons, flaps, and other components, which produce more heat than comparable hydraulic actuators. Additionally, hydraulic actuation systems naturally transfer heat from their associated actuators via hydraulic fluid, whereas EAS typically do not include such heat transfer systems.

[003] Algumas abordagens atuais para o gerenciamento térmico em veículos aeroespaciais são atingidas com custos mais altos, possível redução do desempenho de componente global, reduzida eficiência e/ou elevado peso. O gerenciamento eficaz de cargas térmicas em veículos aeroespaciais é também efetuado pela tendência do uso de compósitos de fibra de carbono, termicamente condutores, e outros materiais não metálicos termicamente condutores para membros estruturais de aeronave e revestimento de aeronave a fim de reduzir o peso. Muitos materiais compósitos comuns têm condutividade térmica mais baixa do que os metais, tais como alumínio e, assim, embora mais leves, eles não conduzem calor para fora tão eficientemente. Para certos veículos aeroespaciais militares, existe também um desejo de manter as superfícies externas lisas, com um número mínimo de penetrações, a fim de aumentar a invisibilidade ou outras características que evitam a detecção. Isto pode reduzir ainda mais as opções de projeto para o gerenciamento de cargas térmicas.[003] Some current approaches to thermal management in aerospace vehicles are met with higher costs, possible reduced overall component performance, reduced efficiency and/or high weight. Effective management of thermal loads in aerospace vehicles is also effected by the trend towards using thermally conductive carbon fiber composites and other thermally conductive non-metallic materials for aircraft structural members and aircraft skins to reduce weight. Many common composite materials have lower thermal conductivity than metals such as aluminum and so, although lighter, they do not conduct heat out as efficiently. For certain military aerospace vehicles, there is also a desire to maintain smooth external surfaces, with a minimum number of penetrations, in order to increase invisibility or other characteristics that avoid detection. This can further reduce design options for managing thermal loads.

[004] Em adição, o gerenciamento térmico eficaz de componentes elétricos, tais como os EAS, é um dos maiores desafios para a More Electric Aircraft (MEA) devido a, por exemplo, limitada capacidade de dissipação de calor. Igualmente, para a futura aeronave da MEA que usa seções transversais de asa mais delgadas, exigências de peso, tamanho, e dissipação de calor se tornarão ainda mais desafiadoras. Portanto, um sistema de atuação estruturalmente integrado e a abordagem de gerenciamento térmico compreendendo atuadores de suporte de carga, novas técnicas de resfriamento, e materiais de alto desempenho, acoplados com novos conceitos de acondicionamento, é desejável.[004] In addition, effective thermal management of electrical components, such as EAS, is one of the biggest challenges for More Electric Aircraft (MEA) due to, for example, limited heat dissipation capacity. Likewise, for future MEA aircraft that use thinner wing cross-sections, weight, size, and heat dissipation requirements will become even more challenging. Therefore, a structurally integrated actuation system and thermal management approach comprising load-bearing actuators, new cooling techniques, and high-performance materials, coupled with new packaging concepts, is desirable.

[005] Na maioria dos sistemas existentes, os EAS e outros motores elétricos foram ou resfriados a líquido ou projetados com suficiente metal para intensificar sua capacidade de prover uma dissipação de calor para o calor excessivo que foi gerado durante a operação. As aplicações atuais da MEA não são estruturalmente integradas e usam ou uma malha de resfriamento separada, que transmite calor para um fluido/ar, ou superdimensionamento do motor elétrico e outros vários componentes para intensificar suas capacidades de dissipação de calor. O uso de uma malha de refrigerante para manipular a carga térmica gerada por componentes distribuídos implica em complexidade de sistema elevada, necessidade de manutenção e concomitante peso e penalidades de volume.[005] In most existing systems, EAS and other electric motors were either liquid cooled or designed with sufficient metal to enhance their ability to provide heat dissipation for the excessive heat that was generated during operation. Current MEA applications are not structurally integrated and use either a separate cooling loop, which transmits heat to a fluid/air, or oversizing the electric motor and other various components to enhance their heat dissipation capabilities. Using a refrigerant loop to handle the thermal load generated by distributed components implies high system complexity, maintenance requirements, and concomitant weight and volume penalties.

[006] Por conseguinte, existe uma necessidade de um sistema de resfriamento aperfeiçoado para controlar cargas térmicas geradas por componentes elétricos a bordo de veículos aeroespaciais. Outras desvantagens com os sistemas existentes podem também existir.[006] Therefore, there is a need for an improved cooling system to control thermal loads generated by electrical components on board aerospace vehicles. Other disadvantages with existing systems may also exist.

SUMMARY

[007] Consequentemente, os exemplos descritos abordam as necessidades e desvantagens acima identificadas. Os exemplos descritos incluem um sistema de gerenciamento térmico, estruturalmente integrado, que usa a estrutura de um veículo aeroespacial como parte do sistema de dissipação de calor. Neste sistema, os elementos estruturais do veículo aeroespacial funcionam como um barramento térmico, e são termicamente conectados a componentes elétricos que geram calor, de modo que o calor daqueles componentes é dirigido para longe do componente pela estrutura do veículo propriamente dito, para as superfícies de temperatura mais baixa do veículo. Em vários exemplos, o componente elétrico que gera calor é diretamente mecanicamente afixado ao elemento estrutural por um ressalto térmico, que provê um elemento termicamente condutor para transmitir calor do componente elétrico para o elemento estrutural. Em outros exemplos, os elementos estruturais do veículo aeroespacial incluem porções ou camadas termicamente condutoras, que são particularmente configuradas para conduzir energia térmica para longe do componente elétrico que gera calor através do elemento estrutural.[007] Consequently, the examples described address the needs and disadvantages identified above. Examples described include a structurally integrated thermal management system that uses the structure of an aerospace vehicle as part of the heat dissipation system. In this system, the structural elements of the aerospace vehicle function as a thermal bus, and are thermally connected to electrical components that generate heat, so that heat from those components is directed away from the component by the structure of the vehicle itself, to the surfaces of lowest vehicle temperature. In several examples, the electrical component that generates heat is directly mechanically affixed to the structural element by a thermal boss, which provides a thermally conductive element to transmit heat from the electrical component to the structural element. In other examples, the structural elements of the aerospace vehicle include thermally conductive portions or layers, which are particularly configured to conduct thermal energy away from the electrical component that generates heat through the structural element.

[008] Os exemplos descritos incluem um veículo aeroespacial, compreendendo um barramento térmico que compreende adicionalmente um elemento estrutural do veículo aeroespacial. Também incluído está um elemento termicamente ativo em comunicação térmica com o barramento térmico para dissipar calor a partir do elemento termicamente ativo para o barramento térmico.[008] The examples described include an aerospace vehicle, comprising a thermal bus that further comprises a structural element of the aerospace vehicle. Also included is a thermally active element in thermal communication with the thermal bus to dissipate heat from the thermally active element to the thermal bus.

[009] Outros exemplos descritos podem ser aqueles em que o elemento estrutural é uma longarina ou nervura de asa de aeronave para uma asa de aeronave, e o elemento termicamente ativo é um dispositivo elétrico operativo com a asa de aeronave. Em outros exemplos, o dispositivo elétrico compreende um EAS e componentes eletrônicos de controle relacionados. Em alguns exemplos, o dispositivo elétrico é suportado por, e em comunicação térmica com, um ressalto térmico que é montado no elemento estrutural. Em alguns exemplos, o dispositivo elétrico inclui um elemento termicamente condutor para conduzir calor de uma porção interna do dispositivo elétrico para uma caixa da porção externa.[009] Other examples described may be those in which the structural element is an aircraft wing spar or rib for an aircraft wing, and the thermally active element is an electrical device operative with the aircraft wing. In other examples, the electrical device comprises an EAS and related control electronics. In some examples, the electrical device is supported by, and in thermal communication with, a thermal boss that is mounted on the structural member. In some examples, the fixture includes a thermally conductive element for conducting heat from an internal portion of the fixture to a housing of the exterior portion.

[0010] Os exemplos descritos também incluem um ressalto térmico disposto entre o elemento estrutural e o elemento termicamente ativo para facilitar a transferência de calor. Em alguns exemplos, um elemento de dissipação de calor pode ser em comunicação térmica com o barramento térmico. Em outros exemplos, o elemento de dissipação de calor pode incluir um elemento de condução térmica, e um espalhador de calor afixado ao elemento de condução térmica. Em ainda outros exemplos, o elemento de condução térmica pode ser um refrigerador por perspiração, um material de hidrogel termicamente condutor, uma ou mais tiras térmicas, materiais compósitos, material de grafite pirolítica, ou espuma de grafite.[0010] The examples described also include a thermal projection arranged between the structural element and the thermally active element to facilitate heat transfer. In some examples, a heat dissipation element may be in thermal communication with the thermal bus. In other examples, the heat dissipation element may include a thermal conduction element, and a heat spreader affixed to the thermal conduction element. In still other examples, the thermal conductive element may be a perspiration cooler, a thermally conductive hydrogel material, one or more thermal strips, composite materials, pyrolytic graphite material, or graphite foam.

[0011] Também são descritos métodos para resfriar veículo aeroespacial. Exemplos incluem montar um elemento termicamente ativo (por exemplo, EAS 16) em um elemento estrutural (por exemplo, o barramento térmico 20, que pode compreender uma longarina de asa, nervura de asa, ou outro elemento estrutural), conduzir calor a partir do elemento termicamente ativo através do elemento estrutural para um elemento de dissipação, e dissipar (920) o calor. Em alguns exemplos, a etapa de dissipação compreende adicionalmente irradiar o calor conduzido a partir do elemento estrutural para o ambiente. Em ainda outros exemplos, o ambiente pode ser ar ambiente ou uma estrutura de resfriamento no veículo aeroespacial.[0011] Methods for cooling an aerospace vehicle are also described. Examples include mounting a thermally active element (e.g., EAS 16) to a structural element (e.g., thermal bus 20, which may comprise a wing spar, wing rib, or other structural element), conducting heat from the thermally active element through the structural element to a dissipation element, and dissipate (920) the heat. In some examples, the dissipation step further comprises radiating the heat conducted from the structural element to the environment. In still other examples, the environment may be ambient air or a cooling structure on the aerospace vehicle.

[0012] Outros exemplos descritos incluem um sistema de gerenciamento térmico para um veículo aeroespacial, incluindo um ressalto termicamente condutor, afixado a um elemento estrutural do veículo aeroespacial, um dispositivo termicamente ativo (por exemplo, EAS 16), afixado ao ressalto térmico, e um elemento de transporte de calor em comunicação térmica com o ressalto termicamente condutor.[0012] Other examples described include a thermal management system for an aerospace vehicle, including a thermally conductive shoulder affixed to a structural element of the aerospace vehicle, a thermally active device (e.g., EAS 16) affixed to the thermal shoulder, and a heat transport element in thermal communication with the thermally conductive shoulder.

[0013] Em alguns exemplos, o sistema de gerenciamento térmico também inclui um elemento de dissipação de calor em comunicação térmica com o elemento de transporte de calor. Os exemplos descritos podem também incluir uma superfície de veículo aeroespacial exposta a ar ambiente em comunicação térmica com o elemento de dissipação de calor. Em outros exemplos descritos, o elemento de dissipação de calor compreende adicionalmente uma camada de resina e nanotubos de carbono unidirecionais. Em alguns exemplos, o elemento de dissipação de calor compreende adicionalmente uma camada de hidrogel sensível à temperatura e um espalhador de calor.[0013] In some examples, the thermal management system also includes a heat dissipation element in thermal communication with the heat transport element. The examples described may also include an aerospace vehicle surface exposed to ambient air in thermal communication with the heat dissipation element. In other described examples, the heat dissipation element additionally comprises a resin layer and unidirectional carbon nanotubes. In some examples, the heat dissipation element further comprises a temperature-sensitive hydrogel layer and a heat spreader.

[0014] Outros exemplos descritos do sistema de gerenciamento térmico podem incluir um conjunto de microcanais em comunicação térmica com o dispositivo termicamente ativo. Em alguns exemplos, o conjunto de microcanais pode ser um conjunto de microcanais oblíquo, um conjunto de canais em S, ou um conjunto de aletas onduladas.[0014] Other described examples of the thermal management system may include a set of microchannels in thermal communication with the thermally active device. In some examples, the microchannel array may be an oblique microchannel array, an S-channel array, or a wavy fin array.

BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

[0015] A figura 1 é uma vista isométrica de um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 para um veículo aeroespacial de acordo com os exemplos descritos.[0015] Figure 1 is an isometric view of a structurally integrated thermal management system 10 for an aerospace vehicle according to the described examples.

[0016] A figura 2 é uma vista aproximada explodida de um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 de acordo com a presente descrição.[0016] Figure 2 is a close-up exploded view of a structurally integrated thermal management system 10 in accordance with the present description.

[0017] A figura 3 é uma vista isométrica aproximada, com alguns elementos omitidos por clareza, de outro exemplo de um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 de acordo com a invenção.[0017] Figure 3 is a approximate isometric view, with some elements omitted for clarity, of another example of a structurally integrated thermal management system 10 according to the invention.

[0018] A figura 4 é uma vista traseira, isométrica, aproximada, com alguns elementos omitidos por clareza, do exemplo da figura 3.[0018] Figure 4 is a rear, isometric, approximate view, with some elements omitted for clarity, of the example in figure 3.

[0019] As figuras 5 e 6 são ilustrações de diagramas esquemáticos de exemplos de dissipação de calor na superfície de asa 14 de acordo com a invenção.[0019] Figures 5 and 6 are illustrations of schematic diagrams of examples of heat dissipation on the wing surface 14 according to the invention.

[0020] A figura 7 é uma vista em seção transversal de alguns elementos de um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 de acordo com a invenção.[0020] Figure 7 is a cross-sectional view of some elements of a structurally integrated thermal management system 10 according to the invention.

[0021] A figura 8 é uma representação esquemática de exemplos de conjunto de microcanais 166 de acordo com a invenção.[0021] Figure 8 is a schematic representation of examples of a set of microchannels 166 according to the invention.

[0022] A figura 9 é uma representação de fluxograma de exemplos de métodos para o gerenciamento térmico de acordo com a invenção.[0022] Figure 9 is a flowchart representation of example methods for thermal management according to the invention.

[0023] Embora a invenção seja susceptível a várias modificações e formas alternativas, exemplos específicos foram mostrados a título de exemplo nos desenhos e serão descritos em detalhe aqui. Todavia, deve ser entendido que a invenção não é destinada a ser limitada às formas particulares descritas. Pelo contrário, a intenção é a de cobrir todas as modificações, equivalentes e alternativas que caem dentro do espírito e escopo da invenção como definida pelas reivindicações anexas.[0023] Although the invention is susceptible to various modifications and alternative forms, specific examples have been shown by way of example in the drawings and will be described in detail here. However, it should be understood that the invention is not intended to be limited to the particular forms described. Rather, the intention is to cover all modifications, equivalents and alternatives that fall within the spirit and scope of the invention as defined by the appended claims.

DETAILED DESCRIPTION

[0024] Na seguinte descrição, um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 é apresentado no contexto de um veículo aeroespacial. Todavia, deve ser entendido que o sistema de gerenciamento térmico 10 descrito aqui é aplicável a veículos aeroespaciais, geralmente, incluindo aeronaves, espaçonaves e satélites, e não é limitado ao uso com um veículo particular. Deve ser também entendido que, embora um EAS 16 seja apresentado como um exemplo de um dispositivo elétrico gerando calor que pode ser associado com esse sistema 10, o sistema 10 é igualmente aplicável a outros dispositivos que geram calor, tais como componentes eletrônicos relacionados ao EAS 16, subsistemas eletricamente energizados, computadores, dispositivos aviônicos, e similares.[0024] In the following description, a structurally integrated thermal management system 10 is presented in the context of an aerospace vehicle. However, it should be understood that the thermal management system 10 described herein is applicable to aerospace vehicles generally, including aircraft, spacecraft and satellites, and is not limited to use with a particular vehicle. It should also be understood that although an EAS 16 is presented as an example of a heat-generating electrical device that may be associated with that system 10, system 10 is equally applicable to other heat-generating devices, such as electronic components related to the EAS. 16, electrically energized subsystems, computers, avionics devices, and the like.

[0025] A figura 1 é uma vista isométrica de uma porção de um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 para um veículo aeroespacial, de acordo com os exemplos descritos. Em alguns exemplos, o sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 pode compreender uma asa de veículo aeroespacial 12. Como é conhecido, em adição à asa 12, um veículo aeroespacial pode também incluir outras estruturas aerodinâmicas para subida e controle, tal como lemes de direção, ailerons, flapes, elevadores e similares (omitidos na figura 1). A asa 12, lemes de direção, ailerons, flapes, e outras estruturas aerodinâmicas incluem porções móveis, como é bem conhecido. Em grandes veículos aeroespaciais, essas superfícies de controle móveis são tipicamente atuadas por energia por um sistema hidráulico em resposta a alimentações do piloto nos dispositivos de controle, tais como um manche de controle e pedais do leme de direção, por causa das forças relativamente grandes envolvidas. Atuadores hidráulicos são conectados às superfícies de controle móveis através de toda a aeronave, e se movem em resposta à alimentação do piloto nos dispositivos de controle posicionados na cabina de comando da aeronave.[0025] Figure 1 is an isometric view of a portion of a structurally integrated thermal management system 10 for an aerospace vehicle, in accordance with the examples described. In some examples, the structurally integrated thermal management system 10 may comprise an aerospace vehicle wing 12. As is known, in addition to the wing 12, an aerospace vehicle may also include other aerodynamic structures for climb and control, such as rudders. , ailerons, flaps, elevators and the like (omitted in figure 1). The wing 12, rudders, ailerons, flaps, and other aerodynamic structures include movable portions, as is well known. On large aerospace vehicles, these movable control surfaces are typically powered by a hydraulic system in response to pilot inputs to control devices, such as a control stick and rudder pedals, because of the relatively large forces involved. . Hydraulic actuators are connected to movable control surfaces throughout the aircraft, and move in response to pilot input to control devices positioned on the aircraft's flight deck.

[0026] Nos últimos anos, existiu um interesse crescente em veículos aeroespaciais atuados eletricamente e controlados eletricamente. Isto é devido, em parte, ao peso geralmente baixo do EAS 16 em comparação com os sistemas hidráulicos comparáveis, e também ao maior uso de controles de veículos computadorizados, ao invés de controles mecânicos de missão. Como eles operam diretamente em resposta a sinais elétricos, os EAS 16 são mais facilmente integrados com sistemas de controle eletrônicos computadorizados do que são os sistemas hidráulicos ou outros sistemas puramente mecânicos.[0026] In recent years, there has been an increasing interest in electrically actuated and electrically controlled aerospace vehicles. This is due, in part, to the generally low weight of the EAS 16 compared to comparable hydraulic systems, and also to the greater use of computerized vehicle controls rather than mechanical mission controls. Because they operate directly in response to electrical signals, EAS 16s are more easily integrated with computerized electronic control systems than are hydraulic or other purely mechanical systems.

[0027] Como mostrado na figura 1, a asa 12 pode compreender uma superfície de asa 14. Exemplos da superfície de asa 14 podem compreender um revestimento termicamente condutor para, entre outros, refletir ou transferir calor, transferir calor através de uma camada de revestimento compósita, atuar como um espalhador de calor, transferir calor a partir do interior da asa 10 para o ar ambiente externo, ser usado para o resfriamento evaporativo, e similar. Por exemplo, exemplos da superfície de asa 14 podem compreender pinturas termicamente condutoras, aplicadas em pelo menos uma porção da superfície de asa 14, resinas nanoinfundidas de carbono, espumas de grafite termicamente condutoras, cobre, prata, ou outros revestimentos metálicos, hidrogéis sensíveis a temperatura, ou similares.[0027] As shown in figure 1, the wing 12 may comprise a wing surface 14. Examples of the wing surface 14 may comprise a thermally conductive coating to, among others, reflect or transfer heat, transfer heat through a coating layer composite, act as a heat spreader, transfer heat from the interior of the wing 10 to the external ambient air, be used for evaporative cooling, and the like. For example, examples of the wing surface 14 may comprise thermally conductive paints applied to at least a portion of the wing surface 14, carbon nanoinfused resins, thermally conductive graphite foams, copper, silver, or other metallic coatings, hydrogels sensitive to temperature, or similar.

[0028] Como também mostrado na figura 1, exemplos de um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 podem também compreender um ou mais EAS 16. A figura 1 representa o EAS 16 como um atuador eletromecânico rotativo, mas a descrição não é limitada ao mesmo e outros EAS 16 podem compreender um atuador linear, um motor elétrico, componentes eletrônicos de energia, um controlador de motor, ou outra fonte de geração de calor.[0028] As also shown in figure 1, examples of a structurally integrated thermal management system 10 may also comprise one or more EAS 16. Figure 1 depicts the EAS 16 as a rotary electromechanical actuator, but the description is not limited to the same and other EAS 16 may comprise a linear actuator, an electric motor, power electronics, a motor controller, or other heat generating source.

[0029] Como também mostrado, cada EAS 16 pode ser montado sobre um ressalto térmico 18. Qualquer ressalto térmico adequado 18 pode ser implementado para transferir calor dos EAS 16 para o barramento térmico 20 e prender os EAS 16 em um local adequado na asa 12. O ressalto térmico 18 pode ser configurado para otimizar a transferência de calor com os EAS 16. Por exemplo, se a superfície externa dos EAS 16 for geralmente cilíndrica, o ressalto térmico 18 pode ser reciprocamente encurvado de modo que os EAS 16 e o ressalto térmico 18 façam suficiente contato para transferir eficientemente o calor gerado nos EAS 16. Outros formatos são também possíveis.[0029] As also shown, each EAS 16 may be mounted on a thermal boss 18. Any suitable thermal boss 18 may be implemented to transfer heat from the EAS 16 to the thermal bus 20 and secure the EAS 16 in a suitable location on the wing 12 The thermal shoulder 18 may be configured to optimize heat transfer with the EAS 16. For example, if the outer surface of the EAS 16 is generally cylindrical, the thermal shoulder 18 may be reciprocally curved so that the EAS 16 and the shoulder thermal 18 make sufficient contact to efficiently transfer the heat generated in the EAS 16. Other formats are also possible.

[0030] Exemplos de ressalto térmico 18 podem ser construídos de qualquer material adequado. Por exemplo, o ressalto térmico 18 pode ser construído de um material que seja suficientemente durável para ancorar seguramente os EAS 16 durante a operação e suficientemente termalmente condutor para transferir calor de forma ideal para longe dos EAS 16. Materiais de exemplo para o ressalto térmico 18 incluem, mas não são limitados a, metais, não metais, blocos de grafite pirolítica, espumas de tiras ou faixas de grafite pirolítica, blocos de cobre, tiras, ou faixas, hidrogéis sensíveis a temperatura, materiais de mudança de fase, epóxi termicamente condutor, polímeros termicamente condutores, pastas termicamente condutoras, e similares.[0030] Thermal bounce examples 18 can be constructed of any suitable material. For example, the thermal boss 18 may be constructed of a material that is sufficiently durable to securely anchor the EAS 16 during operation and sufficiently thermally conductive to optimally transfer heat away from the EAS 16. Example materials for the thermal boss 18 include, but are not limited to, metals, non-metals, blocks of pyrolytic graphite, foams of pyrolytic graphite strips or bands, copper blocks, strips, or bands, temperature sensitive hydrogels, phase change materials, thermally conductive epoxy , thermally conductive polymers, thermally conductive pastes, and the like.

[0031] Como também mostrado, exemplos do sistema 10 podem compreender um barramento térmico 20. O barramento térmico 20 compreende um componente estrutural do veículo aeroespacial. Por exemplo, como mostrado na figura 1, o barramento térmico 20 pode compreender uma longarina de asa, uma nervura de asa 22 (mostrada na figura 2), ou outro componente estrutural da asa 12. O barramento térmico 20 é termicamente condutor e pode compreender metais, não metais, tiras ou faixas de grafite pirolítica, tiras ou faixas de cobre, tiras ou faixas de cobre, grafeno, tiras ou faixas de nanotubo de carbono, ou similares. Em alguns exemplos, o barramento térmico 20 pode compreender uma porção, ou porções, da longarina de asa. Por exemplo, a tampa de longarina superior 204 ou a inferior 202, ou a alma da longarina 201 (mostrada em mais detalhe na figura 2) pode conter elementos termicamente condutores, enquanto outras porções da longarina ou nervura da asa podem ser de uma condutividade térmica diferente.[0031] As also shown, examples of system 10 may comprise a thermal bus 20. The thermal bus 20 comprises a structural component of the aerospace vehicle. For example, as shown in Figure 1, the thermal bus 20 may comprise a wing spar, a wing rib 22 (shown in Figure 2), or other structural component of the wing 12. The thermal bus 20 is thermally conductive and may comprise metals, non-metals, pyrolytic graphite strips or bands, copper strips or bands, copper strips or bands, graphene, carbon nanotube strips or bands, or similar. In some examples, the thermal bus 20 may comprise a portion, or portions, of the wing spar. For example, the upper spar cap 204 or the lower spar cap 202, or the spar core 201 (shown in more detail in FIG. 2) may contain thermally conductive elements, while other portions of the spar or wing rib may be of a thermal conductivity. different.

[0032] Exemplos do barramento térmico 20 transferem o calor gerado nos EAS 16, e transferido para o ressalto térmico 18, para um local de dissipação adequado. Por exemplo, para exemplos que utilizam uma superfície de asa termicamente condutora 14, o barramento térmico 20 pode transferir calor do EAS 16 para a superfície da asa 14, na qual calor pode ser trocado com o ar ambiente em torno da superfície de asa 14. Como discutido em mais detalhe abaixo, outros exemplos do sistema 10 podem compreender um elemento de transporte de calor 24 (como mostrado na figura 3) que conduz calor para um elemento de dissipação de calor 26 (mostrado na figura 3), um elemento de transporte de calor 24 que conduz calor para a superfície da asa 14, ou combinações dos precedentes. Outros exemplos são também possíveis.[0032] Examples of thermal bus 20 transfer the heat generated in the EAS 16, and transferred to the thermal bump 18, to a suitable dissipation location. For example, for examples utilizing a thermally conductive wing surface 14, the thermal bus 20 may transfer heat from the EAS 16 to the wing surface 14, where heat may be exchanged with the ambient air surrounding the wing surface 14. As discussed in more detail below, other examples of system 10 may comprise a heat transport element 24 (as shown in Figure 3) that conducts heat to a heat dissipation element 26 (shown in Figure 3), a transport element of heat 24 that conducts heat to the surface of the wing 14, or combinations of the foregoing. Other examples are also possible.

[0033] A figura 2 é uma vista aproximada explodida de um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 de acordo com a presente descrição. Como mostrado, exemplos do EAS 16 podem compreender um atuador elétrico rotativo 161, que é montado no ressalto térmico 18 e pode ser coberto por uma caixa da porção externa, ou uma tampa térmica 162 mantida no local por fixadores de tampa 163 adequados. A tampa térmica 162 pode ser usada, entre outros, para transferir calor gerado nos EAS 16 para o ressalto térmico 18. A tampa térmica 162 pode compreender metais, não metais, tiras ou faixas de grafite pirolítica, tiras ou faixas de cobre, hidrogéis sensíveis a temperatura, materiais de mudança de fase, epóxi termicamente condutor, polímeros termicamente condutores, pastas termicamente condutoras, ou similares.[0033] Figure 2 is a close-up exploded view of a structurally integrated thermal management system 10 in accordance with the present description. As shown, examples of the EAS 16 may comprise a rotary electric actuator 161, which is mounted on the thermal boss 18 and may be covered by an outer portion casing, or a thermal cover 162 held in place by suitable cover fasteners 163. The thermal cap 162 can be used, among others, to transfer heat generated in the EAS 16 to the thermal bump 18. The thermal cap 162 can comprise metals, non-metals, pyrolytic graphite strips or bands, copper strips or bands, sensitive hydrogels temperature, phase change materials, thermally conductive epoxy, thermally conductive polymers, thermally conductive pastes, or the like.

[0034] Como também mostrado na figura 2, exemplos do barramento térmico 20, que compreendem uma longarina de asa pode compreender adicionalmente uma alma de longarina 201, uma tampa de longarina inferior 202, e uma tampa de longarina superior 204, cada uma das quais pode ser termicamente condutora, quando desejado, e como descrito acima.[0034] As also shown in Figure 2, examples of the thermal bus 20 comprising a wing spar may further comprise a spar core 201, a lower spar cap 202, and an upper spar cap 204, each of which may be thermally conductive, when desired, and as described above.

[0035] Na figura 2, a porção superior da superfície de asa 14 é omitida de modo que nervuras de asa 22 sejam visíveis. Como também mostrado, o barramento térmico 20 pode compreender um ou mais ombros, lábios, ou flanges 206 para, entre outros, facilitar o contato térmico e ajudar a suportar o ressalto térmico 18, que pode também ser montado no barramento térmico 20 usado fixadores adequados 181.[0035] In figure 2, the upper portion of the wing surface 14 is omitted so that wing ribs 22 are visible. As also shown, the thermal bus 20 may comprise one or more shoulders, lips, or flanges 206 to, among others, facilitate thermal contact and help support the thermal shoulder 18, which may also be mounted to the thermal bus 20 using suitable fasteners. 181.

[0036] A figura 3 é uma vista isométrica aproximada, com alguns elementos omitidos por clareza, de outro exemplo de um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 de acordo com a invenção. Como mostrado por este exemplo, um elemento de transporte de calor 24 pode ser usado para direcionar calor a partir do EAS 16 para um local desejado. Por exemplo, o elemento de transporte de calor 24 pode conduzir calor para um elemento de dissipação de calor 26. Em alguns exemplos, o elemento de transporte de calor 24 e o elemento de dissipação de calor 26 podem compreender metais, não metais, tiras ou faixas de grafite pirolítica, revestimentos, tiras ou faixas de cobre, revestimentos, tiras ou faixas de prata, grafeno, tiras ou faixas de nanotubo de carbono, ou similares.[0036] Figure 3 is a approximate isometric view, with some elements omitted for clarity, of another example of a structurally integrated thermal management system 10 according to the invention. As shown by this example, a heat transport element 24 can be used to direct heat from the EAS 16 to a desired location. For example, the heat transport element 24 may conduct heat to a heat dissipation element 26. In some examples, the heat transport element 24 and the heat dissipation element 26 may comprise metals, non-metals, strips or pyrolytic graphite strips, copper coatings, strips or strips, silver coatings, strips or strips, graphene, carbon nanotube strips or strips, or the like.

[0037] A figura 4 é uma vista traseira, isométrica, aproximada, com alguns elementos omitidos, por clareza, do exemplo da figura 3. Como mostrado, o elemento de transporte de calor 24 pode ser conectado ao ressalto térmico 18 por intermédio de uma junta de interface termicamente condutora 28. Em alguns exemplos, a junta de interface 28 pode ser mecânica (isto é, através de contato, tal como uma junta de topo, junta de encaixe, ou outra junta), através de polímeros termicamente condutores, pastas, epóxis, ou similares, ou através de combinações dos precedentes.[0037] Figure 4 is a rear, isometric, approximate view, with some elements omitted, for clarity, from the example in figure 3. As shown, the heat transport element 24 can be connected to the thermal shoulder 18 through a thermally conductive interface gasket 28. In some examples, the interface gasket 28 may be mechanical (i.e., through contact, such as a butt joint, socket joint, or other joint), through thermally conductive polymers, pastes , epoxies, or similar, or through combinations of the foregoing.

[0038] Em alguns exemplos, o elemento de dissipação de calor 26 pode dissipar calor a partir do EAS 16 através da superfície de asa 14. Um adesivo termicamente condutor, polímero, epóxi, ou o equivalente, pode ser usado entre o elemento de dissipação de calor 26 e a superfície de asa 14.[0038] In some examples, the heat dissipation element 26 may dissipate heat from the EAS 16 through the wing surface 14. A thermally conductive adhesive, polymer, epoxy, or the equivalent, may be used between the heat dissipation element of heat 26 and the wing surface 14.

[0039] As figuras 5 e 6 são ilustrações de diagramas esquemáticos de exemplos de dissipação de calor na superfície de asa 14 de acordo com a invenção. Como mostrado na figura 5, o calor gerado no EAS 16 pode ser transferido através do ressalto térmico 18 para o elemento de transporte de calor 24 e então para o elemento de dissipação de calor 26. Camadas de resina 30 podem funcionar como um elemento de espalhamento de calor e ser reforçadas com nanotubos de carbono unidirecionais 32 que funcionam como elementos de condução térmica e permitem que o calor seja conduzido através da espessura da superfície de asa 14 (omitida na figura 5) e então espalhado sobre a superfície de asa 14 a fim de melhorar a eficiência de transferência térmica.[0039] Figures 5 and 6 are illustrations of schematic diagrams of examples of heat dissipation on the wing surface 14 according to the invention. As shown in Figure 5, the heat generated in the EAS 16 can be transferred through the thermal bump 18 to the heat transport element 24 and then to the heat dissipation element 26. Resin layers 30 can function as a spreading element of heat and be reinforced with unidirectional carbon nanotubes 32 that function as thermal conduction elements and allow heat to be conducted through the thickness of the wing surface 14 (omitted in Figure 5) and then spread over the wing surface 14 in order to to improve heat transfer efficiency.

[0040] Como mostrado na figura 6, outro exemplo pode compreender um elemento de dissipação de calor 26 em contato com uma ou mais camadas de hidrogel sensível à temperatura 34, que funcionam como elementos de condução térmica e transferem calor a partir do EAS 16 para a superfície de asa 14. Alguns exemplos podem também incluir um espalhador de calor termicamente condutor 36 para otimizar a transferência de calor através das camadas de hidrogel 34 para a superfície da asa 14. O espalhador de calor 36 pode compreender um compósito de cobre-grafeno, ou similar. Em alguns exemplos, as camadas de hidrogel 34 podem “suar” através de um painel dedicado na superfície de asa 14 e, assim, amplificar a taxa de dissipação de calor através de evaporação. As camadas de hidrogel 34 podem absorver umidade a baixa temperatura para reabastecer.[0040] As shown in figure 6, another example may comprise a heat dissipation element 26 in contact with one or more layers of temperature-sensitive hydrogel 34, which function as thermal conduction elements and transfer heat from the EAS 16 to the wing surface 14. Some examples may also include a thermally conductive heat spreader 36 to optimize heat transfer through the hydrogel layers 34 to the wing surface 14. The heat spreader 36 may comprise a copper-graphene composite , or similar. In some examples, the hydrogel layers 34 can “sweat” through a dedicated panel on the wing surface 14 and thus amplify the rate of heat dissipation through evaporation. 34 hydrogel layers can absorb moisture at low temperature to replenish.

[0041] A figura 7 é uma vista em seção transversal de alguns elementos de um sistema de gerenciamento térmico estruturalmente integrado 10 (não designado na figura 7), de acordo com a invenção. Como mostrado, alguns exemplos do sistema 10 pode compreender um material de interface termicamente condutor 164 entre o ressalto térmico 18 e a tampa térmica 162. O material de interface 164 pode compreender metais, não metais, tiras ou faixas de grafite pirolítica, revestimentos, tiras ou faixas de cobre, revestimentos, tiras ou faixas de prata, grafeno, tiras ou faixas de nanotubo de carbono, epóxis, resinas, polímeros, ou similares, e pode ser implementado para otimizar a transferência de calor a partir do EAS 16.[0041] Figure 7 is a cross-sectional view of some elements of a structurally integrated thermal management system 10 (not designated in figure 7), according to the invention. As shown, some examples of the system 10 may comprise a thermally conductive interface material 164 between the thermal boss 18 and the thermal cover 162. The interface material 164 may comprise metals, non-metals, pyrolytic graphite strips or bands, coatings, strips or copper strips, coatings, silver strips or bands, graphene, carbon nanotube strips or bands, epoxies, resins, polymers, or similar, and can be implemented to optimize heat transfer from EAS 16.

[0042] Como também mostrado, o EAS 16 pode compreender um atuador elétrico rotativo 161 que compreende um motor com um conjunto de microcanais 166, integralmente formado na porção do atuador 161 (por exemplo, no estator do motor). O conjunto de microcanais 166 pode oferecer trajetos de fluxo secundário de dissipação de calor que rompem periodicamente a camada limite térmica nos canais principais e causam a melhor mistura de fluidos, resultando no melhor desempenho de resfriamento e temperaturas mais baixas das paredes no motor elétrico e no atuador 161.[0042] As also shown, the EAS 16 may comprise a rotary electric actuator 161 comprising a motor with a set of microchannels 166, integrally formed in the actuator portion 161 (e.g., in the motor stator). The microchannel array 166 can provide secondary heat dissipation flow paths that periodically break the thermal boundary layer in the main channels and cause improved fluid mixing, resulting in better cooling performance and lower wall temperatures in the electric motor and engine. actuator 161.

[0043] A figura 8 é uma representação esquemática de exemplos do conjunto de microcanais 166 de acordo com a invenção. Como mostrado, o conjunto de microcanais 166 pode compreender uma variedade de conceitos de espalhamento de calor por micro/minicanais. Por exemplo, o conjunto de microcanais 166 pode compreender microcanais oblíquos 166a, canais em S 166b, aletas onduladas 166c, ou combinações dos mesmos.[0043] Figure 8 is a schematic representation of examples of the set of microchannels 166 according to the invention. As shown, the microchannel array 166 can comprise a variety of micro/minichannel heat spreading concepts. For example, the microchannel array 166 may comprise oblique microchannels 166a, S-channels 166b, wavy fins 166c, or combinations thereof.

[0044] A figura 9 é uma representação de um fluxograma dos exemplos de métodos para o gerenciamento térmico de acordo com a invenção. Como mostrado, e as deve ser entendido da descrição acima, um elemento termicamente ativo (por exemplo, o EAS 16) pode ser montado na etapa 900 em um elemento estrutural (por exemplo, os barramentos térmicos 20, que podem compreender uma longarina de asa, nervura de asa, ou outro elemento estrutural) do veículo aeroespacial. Na etapa 910, o calor gerado no elemento termicamente ativo pode ser conduzido para longe a partir do elemento termicamente ativo para o elemento estrutural. Na etapa 920, o calor que foi conduzido para longe a partir do elemento termicamente ativo pode ser dissipado. Como descrito acima, a dissipação pode ser realizada pela exposição de uma superfície dissipativa ao ar ambiente ou a uma estrutura de resfriamento no veículo aeroespacial. A estrutura de resfriamento pode compreender uma estrutura que está a uma temperatura mais baixa do que o elemento termicamente ativo.[0044] Figure 9 is a representation of a flowchart of examples of methods for thermal management according to the invention. As shown, and as should be understood from the above description, a thermally active element (e.g., the EAS 16) may be mounted in step 900 on a structural element (e.g., the thermal busbars 20, which may comprise a wing spar). , wing rib, or other structural element) of the aerospace vehicle. In step 910, heat generated in the thermally active element can be conducted away from the thermally active element to the structural element. In step 920, heat that has been conducted away from the thermally active element can be dissipated. As described above, dissipation can be accomplished by exposing a dissipative surface to ambient air or to a cooling structure on the aerospace vehicle. The cooling structure may comprise a structure that is at a lower temperature than the thermally active element.

[0045] Ainda, a descrição compreende exemplos de acordo com as seguintes cláusulas: Cláusula 1. Veículo aeroespacial, compreendendo: um barramento térmico (20) compreendendo um elemento estrutural do veículo aeroespacial; e um elemento termicamente ativo (16) em comunicação térmica com o barramento térmico (20) para dissipar calor a partir do elemento termicamente ativo (16) para o barramento térmico (20).[0045] Furthermore, the description comprises examples in accordance with the following clauses: Clause 1. Aerospace vehicle, comprising: a thermal bus (20) comprising a structural element of the aerospace vehicle; and a thermally active element (16) in thermal communication with the thermal bus (20) to dissipate heat from the thermally active element (16) to the thermal bus (20).

[0046] Cláusula 2. Veículo aeroespacial de acordo com a cláusula 1, em que o elemento estrutural (20) é uma longarina ou nervura de asa de aeronave para uma asa de aeronave (12), e o elemento termicamente ativo (16) é um dispositivo elétrico operativo com a asa de aeronave (12).[0046] Clause 2. Aerospace vehicle according to clause 1, wherein the structural element (20) is an aircraft wing spar or rib for an aircraft wing (12), and the thermally active element (16) is an electrical device operative with the aircraft wing (12).

[0047] Cláusula 3. Veículo aeroespacial de acordo com a cláusula 2, em que o dispositivo elétrico compreende um EAS (sistema de atuação elétrico) e componentes eletrônicos de controle relacionados (16).[0047] Clause 3. Aerospace vehicle according to clause 2, wherein the electrical device comprises an EAS (electrical actuation system) and related electronic control components (16).

[0048] Cláusula 4. Veículo aeroespacial de acordo com a cláusula 2, em que o dispositivo elétrico (16) é suportado por, e em comunicação térmica com, um ressalto térmico (18) que é montado no elemento estrutural (20).[0048] Clause 4. Aerospace vehicle according to clause 2, wherein the electrical device (16) is supported by, and in thermal communication with, a thermal boss (18) that is mounted on the structural element (20).

[0049] Cláusula 5. Veículo aeroespacial de acordo com a cláusula 4, em que o dispositivo elétrico (16) inclui um elemento termicamente condutor (166) para conduzir calor de uma porção interna do dispositivo elétrico (16) para uma caixa da porção externa (162).[0049] Clause 5. Aerospace vehicle according to clause 4, wherein the electrical device (16) includes a thermally conductive element (166) for conducting heat from an internal portion of the electrical device (16) to a casing of the external portion (162).

[0050] Cláusula 6. Veículo aeroespacial de acordo com a cláusula 1, compreendendo adicionalmente: um ressalto térmico (18) disposto entre o elemento estrutural (20) e o elemento termicamente ativo (16) para facilitar a transferência de calor.[0050] Clause 6. Aerospace vehicle according to clause 1, additionally comprising: a thermal projection (18) arranged between the structural element (20) and the thermally active element (16) to facilitate heat transfer.

[0051] Cláusula 7. Veículo aeroespacial de acordo com a cláusula 1, compreendendo adicionalmente: um elemento de dissipação de calor (26) em comunicação térmica com o barramento térmico (20).[0051] Clause 7. Aerospace vehicle according to clause 1, additionally comprising: a heat dissipation element (26) in thermal communication with the thermal bus (20).

[0052] Cláusula 8. Veículo aeroespacial de acordo com a cláusula 7, em que o elemento de dissipação de calor (26) compreende adicionalmente: um elemento de condução térmica (32, 34); e um espalhador de calor (30, 36) afixado ao elemento de condução térmica (32, 34).[0052] Clause 8. Aerospace vehicle according to clause 7, wherein the heat dissipation element (26) additionally comprises: a thermal conduction element (32, 34); and a heat spreader (30, 36) affixed to the thermal conduction element (32, 34).

[0053] Cláusula 9. Veículo aeroespacial de acordo com a cláusula 8, em que o elemento de condução térmica (32, 34) compreende pelo menos um de: um refrigerador por perspiração; um material de hidrogel termicamente condutor; uma ou mais tiras térmicas; materiais compósitos; material de grafite pirolítica; e espuma de grafite.[0053] Clause 9. Aerospace vehicle according to clause 8, wherein the thermal conduction element (32, 34) comprises at least one of: a perspiration cooler; a thermally conductive hydrogel material; one or more thermal strips; composite materials; pyrolytic graphite material; and graphite foam.

[0054] Cláusula 10. Método para resfriamento de veículo aeroespacial, o método compreendendo: montar (900) um elemento termicamente ativo (16) em um elemento estrutural (20); e conduzir (910) calor a partir do elemento termicamente ativo (16) através do elemento estrutural (20) para um elemento de dissipação (14, 26); e dissipar (920) o calor.[0054] Clause 10. Method for cooling an aerospace vehicle, the method comprising: mounting (900) a thermally active element (16) on a structural element (20); and conducting (910) heat from the thermally active element (16) through the structural element (20) to a dissipation element (14, 26); and dissipate (920) heat.

[0055] Cláusula 11. Método de acordo com a cláusula 10, em que a etapa de dissipação (920) compreende adicionalmente irradiar o calor conduzido a partir do elemento estrutural (20) para o ambiente.[0055] Clause 11. Method according to clause 10, wherein the dissipation step (920) further comprises radiating the heat conducted from the structural element (20) to the environment.

[0056] Cláusula 12. Método de acordo com a cláusula 11, em que o ambiente compreende ar ambiente.[0056] Clause 12. Method according to clause 11, wherein the environment comprises ambient air.

[0057] Cláusula 13. Método de acordo com a cláusula 11, em que o ambiente compreende uma estrutura de resfriamento.[0057] Clause 13. Method according to clause 11, wherein the environment comprises a cooling structure.

[0058] Cláusula 14. Sistema de gerenciamento térmico (10) para um veículo aeroespacial, compreendendo: um ressalto termicamente condutor (18), afixado a um elemento estrutural (20) do veículo aeroespacial; um dispositivo termicamente ativo (16), afixado ao ressalto térmico (18); e um elemento de transporte de calor (24) em comunicação térmica com o ressalto termicamente condutor (18).[0058] Clause 14. Thermal management system (10) for an aerospace vehicle, comprising: a thermally conductive boss (18), affixed to a structural element (20) of the aerospace vehicle; a thermally active device (16), affixed to the thermal projection (18); and a heat transport element (24) in thermal communication with the thermally conductive shoulder (18).

[0059] Cláusula 15. Sistema de gerenciamento térmico (10) de acordo com a cláusula 14, compreendendo adicionalmente: um elemento de dissipação de calor (26) em comunicação térmica com o elemento de transporte de calor (24).[0059] Clause 15. Thermal management system (10) according to clause 14, further comprising: a heat dissipation element (26) in thermal communication with the heat transport element (24).

[0060] Cláusula 16. Sistema de gerenciamento térmico (10) de acordo com a cláusula 15, compreendendo adicionalmente: uma superfície de veículo aeroespacial (14) exposta a ar ambiente em comunicação térmica com o elemento de dissipação de calor (26).[0060] Clause 16. Thermal management system (10) according to clause 15, further comprising: an aerospace vehicle surface (14) exposed to ambient air in thermal communication with the heat dissipation element (26).

[0061] Cláusula 17. Sistema de gerenciamento térmico (10) de acordo com a cláusula 15, em que o elemento de dissipação de calor (26) compreende adicionalmente: uma camada de resina (30); e nanotubos de carbono unidirecionais (32).[0061] Clause 17. Thermal management system (10) according to clause 15, wherein the heat dissipation element (26) additionally comprises: a resin layer (30); and unidirectional carbon nanotubes (32).

[0062] Cláusula 18. Sistema de gerenciamento térmico (10) de acordo com a cláusula 15, em que o elemento de dissipação de calor (26) compreende adicionalmente: uma camada de hidrogel sensível à temperatura (34); e um espalhador de calor (36).[0062] Clause 18. Thermal management system (10) according to clause 15, wherein the heat dissipation element (26) further comprises: a temperature-sensitive hydrogel layer (34); and a heat spreader (36).

[0063] Cláusula 19. Sistema de gerenciamento térmico (10) de acordo com a cláusula 14, compreendendo adicionalmente: um conjunto de microcanais (166) em comunicação térmica com o dispositivo termicamente ativo (16).[0063] Clause 19. Thermal management system (10) according to clause 14, additionally comprising: a set of microchannels (166) in thermal communication with the thermally active device (16).

[0064] Cláusula 20. O sistema de gerenciamento térmico de acordo com a cláusula 19, em que o conjunto de microcanais compreende pelo menos um de um conjunto de microcanais oblíquo (166a), um conjunto de canais em S (166b), ou um conjunto de aletas onduladas (166c).[0064] Clause 20. The thermal management system according to clause 19, wherein the set of microchannels comprises at least one of a set of oblique microchannels (166a), a set of S-shaped channels (166b), or a set of wavy fins (166c).

[0065] Embora vários exemplos tenham sido mostrados e descritos, a presente descrição não é limitada aos mesmos e serão entendidos como incluindo todas de tais modificações e variações são seriam aparentes para uma pessoa versada na técnica.[0065] Although several examples have been shown and described, the present description is not limited to them and will be understood to include all such modifications and variations that would be apparent to a person skilled in the art.

Claims

1. Aerospace vehicle, characterized by the fact that it comprises: a thermal bus (20) comprising a structural element of the aerospace vehicle; and a thermally active element (16) in thermal communication with the thermal bus (20) to dissipate heat from the thermally active element (16) to the thermal bus (20), wherein the structural element (20) is a spar or aircraft wing rib for an aircraft wing (12), and the thermally active element (16) is an electrical device operative with the aircraft wing (12), wherein the electrical device (16) is supported by, and in thermal communication with, a thermal boss (18) which is mounted on the structural element (20), and wherein the aerospace vehicle further comprises a heat dissipation element (26) in thermal communication with the thermal bus (20), wherein the heat dissipation element (26) comprises: a thermal conduction element (32, 34) comprising a thermally conductive hydrogel material; and a heat spreader (30, 36) affixed to the thermal conduction element (32, 34).

2. Aerospace vehicle according to claim 1, characterized by the fact that the electrical device comprises an electrical actuation system, EAS, and related electronic control components (16).

3. Aerospace vehicle according to claim 1 or 2, characterized in that the electrical device (16) includes a thermally conductive element (166) for conducting heat from an internal portion of the electrical device (16) to a housing of the portion external (162).

4. Aerospace vehicle according to claim 1, characterized by the fact that the thermal projection (18) is arranged between the structural element (20) and the thermally active element (16) to facilitate heat transfer.

5. Aerospace vehicle according to claim 1, characterized by the fact that the thermal conduction element (32, 34) further comprises at least one of: a perspiration cooler; one or more thermal strips; composite materials; pyrolytic graphite material; and graphite foam.

6. Method for cooling an aerospace vehicle, the method characterized by the fact that it comprises: mounting (900) a thermally active element (16) on a structural element (20); and conducting (910) heat from the thermally active element (16) through the structural element (20) to a dissipation element (14, 26); and dissipating (920) heat, wherein the structural element (20) is an aircraft wing spar or rib for an aircraft wing (12), and the thermally active element (16) is an electrical device operative with the wing of aircraft (12), wherein the electrical device (16) is supported by, and in thermal communication with, a thermal boss (18) that is mounted on the structural element (20), and wherein the aerospace vehicle further comprises an element heat dissipation element (26) in thermal communication with the thermal bus (20), wherein the heat dissipation element (26) comprises: a thermal conduction element (32, 34) comprising a thermally conductive hydrogel material; and a heat spreader (30, 36) affixed to the thermal conduction element (32, 34).

7. Method according to claim 6, characterized by the fact that the dissipation step (920) further comprises radiating the heat conducted from the structural element (20) to the environment.

8. Method according to claim 7, characterized by the fact that the environment comprises ambient air.

9. Method according to claim 7, characterized by the fact that the environment comprises a cooling structure.