BR102017001986A2 - Thermal management systems for an aircraft - Google Patents
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Abstract
trata-se de um sistema de gerenciamento térmico para uma aeronave. o sistema de gerenciamento térmico pode compreender um primeiro circuito de compressão de vapor, um segundo circuito de compressão de vapor e um resfriador intermediário. o primeiro circuito de compressão de vapor pode definir um primeiro trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido. o segundo circuito de compressão de vapor pode definir um segundo trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido. o resfriador intermediário pode ser disposto em comunicação térmica em cascata entre o primeiro circuito de compressão de vapor e o segundo circuito de compressão de vapor. em geral, o calor gerado pela aeronave pode ser transferido para o primeiro circuito de compressão de vapor durante a operação de aeronave.
Description
“SISTEMAS DE GERENCIAMENTO TÉRMICO PARA UMA AERONAVE” Campo da Invenção [001] A presente matéria refere-se, em geral, a aeronaves e, mais particularmente, a sistemas de gerenciamento térmico para aeronaves.
Antecedentes da Invenção [002] Visto que as aeronaves avançaram, as mesmas se tomaram cada vez mais dependentes de vários produtos eletrônicos para gerenciar os subsistemas e as operações da aeronave. Com o aumento dessa dependência, a quantidade de componentes eletrônicos, dentro de aeronaves modernas, proliferou-se. Embora a proliferação de componentes eletrônicos tenha trazido uma quantidade de aprimoramentos, isso também aumentou a quantidade de calor gerado dentro dos vários componentes de aeronave e ao redor dos mesmos. As demandas dos sistemas de resfriamento de aeronave, do mesmo modo, aumentaram. Espera-se que as demandas de resfriamento aumentem apenas no futuro. Espera-se que as aeronaves futuras exijam níveis de megawatt (MW) de resfriamento ao invés de níveis de quilowatt (KW) exigidos pelas aeronaves atuais. Entretanto, os sistemas de resfriamento existentes não terão capacidade para lidar com tais cargas altas.
[003] Além disso, à medida que a quantidade de componentes eletrônicos dentro de uma aeronave aumenta, é provável que a variação nas demandas de resfriamento aumente. Alguns componentes eletrônicos podem operar apenas intermitentemente ou sob certas condições. Além disso, a saída de calor operacional de vários componentes eletrônicos pode variar ao longo do tempo ou em resposta às operações selecionadas. Esses e outros fatores irão afetar a quantidade de calor gerado pela aeronave e, por sua vez, as demandas de resfriamento da mesma. Como um resultado, as demandas de resfriamento da aeronave podem ser vastamente diferentes, em um momento, do que são em outro momento. O resfriamento excessivo em momentos em que a saída de calor é relativamente baixa pode resultar em ineficiências de sistema. Ao longo do tempo, o resfriamento excessivo pode até mesmo causar dano aos componentes eletrônicos da aeronave.
[004] Consequentemente, aprimoramentos adicionais ao gerenciamento térmico de aeronave são desejados. Em particular, há uma necessidade de um sistema de gerenciamento térmico de aeronave que possa atender, de modo crescente, às altas demandas de resfriamento de aeronaves futuras. Também pode ser vantajoso fornecer um sistema de gerenciamento térmico de aeronave que possa variar a quantidade de calor absorvido pelo sistema.
Breve Descrição da Invenção [005] Os aspectos e vantagens da invenção serão apresentados em parte na descrição a seguir, ou podem ser óbvios a partir da descrição, ou podem ser aprendidos através da prática da invenção.
[006] Em um aspecto da presente revelação, um sistema de gerenciamento térmico para uma aeronave é fornecido. O sistema de gerenciamento térmico pode compreender um primeiro circuito de compressão de vapor, um segundo circuito de compressão de vapor e um resfriador intermediário. O primeiro circuito de compressão de vapor pode definir um primeiro trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido. O segundo circuito de compressão de vapor pode definir um segundo trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido. O resfriador intermediário pode ser disposto em comunicação térmica em cascata entre o primeiro circuito de compressão de vapor e o segundo circuito de compressão de vapor. O calor gerado pela aeronave pode ser transferido para o primeiro circuito de compressão de vapor durante a operação de aeronave.
[007] Em outro aspecto da presente revelação, um sistema de gerenciamento térmico para uma aeronave é fornecido. O sistema de gerenciamento térmico pode compreender um primeiro circuito de compressão de vapor, um segundo circuito de compressão de vapor, um resfriador intermediário e um circuito de compressão de fluido. O primeiro circuito de compressão de vapor pode definir um primeiro trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido. O segundo circuito de compressão de vapor pode definir um segundo trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido. O resfriador intermediário pode ser disposto em comunicação térmica em cascata entre o primeiro circuito de compressão de vapor e o segundo circuito de compressão de vapor. O circuito de compressão de fluido pode incluir um dissipador de calor disposto em comunicação térmica com o segundo circuito de compressão de vapor.
[008] Ainda, em outro aspecto da presente revelação, um sistema de gerenciamento térmico de aeronave é fornecido. O sistema de gerenciamento térmico de aeronave pode compreender um motor de turbina nuclear, um componente de aeronave eletrônico acoplado de maneira operacional ao motor de turbina nuclear, um primeiro circuito de compressão de vapor, um segundo circuito de compressão de vapor e um resfriador intermediário. O motor de turbina nuclear pode definir um eixo geométrico central e incluir um eixo que se estende ao longo do eixo geométrico central, um compressor acoplado ao eixo, uma seção de combustão posicionada a jusante do compressor para receber um fluido comprimido a partir do mesmo e uma turbina posicionada a jusante da seção de combustão e acoplada ao eixo para transferir rotação para o compressor. O primeiro circuito de compressão de vapor pode definir um primeiro trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido. O segundo circuito de compressão de vapor pode definir um segundo trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido. O resfriador intermediário pode ser disposto em comunicação térmica em cascata entre o primeiro circuito de compressão de vapor e o segundo circuito de compressão de vapor. O calor gerado pela aeronave pode ser transferido para o primeiro circuito de compressão de vapor durante a operação de aeronave.
[009] Esses e outros recursos, aspectos e vantagens da presente invenção se tomarão mais bem compreendidos em referência às reivindicações anexas e à descrição a seguir. As Figuras anexas, que são incorporadas no relatório descritivo e que constituem uma parte do mesmo, ilustram as realizações da invenção e, junto com a descrição, servem para explicar os princípios da invenção.
Breve Descrição das Figuras [010] Uma revelação capacitante e completa da presente invenção, que inclui o melhor modo da mesma, direcionada para uma pessoa de habilidade comum na técnica, é apresentada no relatório descritivo, o qual faz referência às Figuras anexas, nas quais: a Figura 1 fornece uma vista esquemática de uma aeronave alimentada por motor de turbina a gás exemplificativa, de acordo com uma ou mais realizações da presente revelação; a Figura 2 fornece uma vista esquemática de uma realização de sistema de gerenciamento térmico exemplificativa, de acordo com uma ou mais realizações da presente revelação; e a Figura 3 fornece uma vista esquemática de outra realização de sistema de gerenciamento térmico exemplificativo, de acordo com uma ou mais realizações da presente revelação.
[011] O uso repetido de caracteres de referência no presente relatório descritivo e nas Figuras é destinado a representar os mesmos elementos e recursos ou análogos dos mesmos da presente invenção.
Descrição Detalhada da Invenção [012] Será feita referência, agora, em detalhes, às realizações da invenção, em que um ou mais exemplos das mesmas são ilustrados nas Figuras. Cada exemplo é fornecido a título de explicação da invenção, e não como limitação da invenção. Na verdade, será evidente para aqueles versados na técnica que várias modificações e variações podem ser feitas na presente invenção, sem se afastar do escopo ou espírito da invenção. Por exemplo, os recursos ilustrados ou descritos como parte de uma realização podem ser usados com outra realização para produzir uma realização, ainda, adicional. Desse modo, pretende-se que a presente invenção cubra tais modificações e variações, conforme incluídas no escopo das reivindicações anexas e nos equivalentes das mesmas.
[013] Conforme usado no presente documento, os termos “primeiro”, “segundo” e “terceiro” podem ser usados de modo intercambiável para distinguir um componente de outro e não são destinados a significar o local ou a importância dos componentes individuais.
[014] Os termos “a montante” e “a jusante” se referem à direção relativa em relação ao fluxo de fluido em um trajeto de fluido. Por exemplo, “a montante” se refere à direção a partir da qual o fluido flui, e “a jusante” se refere à direção para a qual o fluido flui.
[015] A presente revelação fornece um sistema de gerenciamento térmico para uma aeronave. Em geral, um primeiro circuito de resfriamento pode ser fornecido em uma aeronave. O primeiro circuito de resfriamento pode ser disposto em um recurso de aeronave de geração de calor ou próximo ao mesmo. Durante a operação da aeronave, o primeiro circuito de resfriamento pode retirar o calor do recurso de geração de calor e transportar o mesmo para outra porção do circuito de resfriamento. Os circuitos de resfriamento adicionais podem ser conectados ao primeiro circuito de resfriamento em uma configuração em cascata para retirar, similarmente, o calor do primeiro circuito de resfriamento.
[016] Retornando, agora, às Figuras, a Figura 1 ilustra uma aeronave exemplificativa 10, tal como a F-22, que tem dois motores de turbina a gás de aeronave turbofan 12. Um sistema de combustível 14 pode, em geral, ser fornecido para abastecer combustível aos motores de aeronave 12. Na realização ilustrada da Figura 1, o sistema de combustível 14 inclui um tanque de combustível interno 16 e dois tanques de combustível integrados 18 na parte traseira da cabine para armazenar combustível de aeronave. Em geral, será compreendido que os tanques de combustível integrados 18 são alojados dentro das asas de aeronave e se submetem a resfriamento e aquecimento de ar ambiente através do que a aeronave 10 voa.
[017] Conforme ilustrado, um sistema de gerenciamento térmico 20 também é disposto dentro da aeronave 10. Em geral, o sistema de gerenciamento térmico 20 pode ser configurado para fornecer resfriamento para um ou mais componentes de aeronave, bem como pressurização e controle térmico para a cabine de pilotos 22. Embora a discussão a seguir seja primeiramente direcionada às realizações ilustradas, é previsto que a matéria revelada poderia ser igualmente aplicada a outras realizações de aeronave, tal como aquelas que incluem um ou mais turbo-hélices, turbojatos, turboeixos ou motor de turbina a gás de rotor aberto.
[018] Conforme mostrado nas Figuras 1 e 2, o sistema de gerenciamento térmico 20 é disposto em comunicação térmica com um ou mais componentes eletrônicos de aeronave 24. Por exemplo, os componentes eletrônicos de aeronave 24 de algumas realizações incluem um ou mais dentre um sistema de comunicações 26, radar 28, eletrônica de aeronave de corrente alternada (C/A) 30, sistema de controle de voo 32 e/ou sistema eletro-óptico 34. As realizações adicionais ou alternativas podem incluir outros componentes eletrônicos de aeronave, tais como um sistema de controle por cabo elétrico (FBW), armas de energia direta (DEW), sistema de geração de gás inerte a bordo (OBlGGs), sistemas de geração de gás de oxigênio a bordo (OBOGS), sistema de controle de ambiente (ECS), inversor conversor controlador (ICC), armazenamento térmico (por exemplo, material de alteração de fase) ou tanque de combustível refrigerado, sistemas de geração de potência elétrica, sistemas de lubrificação de caixa de engrenagens ou outro sistema aviônico.
[019] Em geral, o sistema de gerenciamento térmico 20 inclui pelo menos dois circuitos de resfriamento 40 que circulam um ou mais fluidos de transferência de calor. Durante a operação da aeronave 10, o fluido (ou fluidos) de transferência de calor pode ser recirculado após os componentes eletrônicos de aeronave 24, retirando calor e fornecendo resfriamento seletivo aos mesmos. Conforme ilustrado na Figura 2, os circuitos de resfriamento 40 são termicamente em cascata entre si. O calor retirado dos componentes eletrônicos de aeronave 24 é transferido sequencialmente de um circuito de resfriamento 40 para o próximo. Dessa maneira, a retirada de calor geral através do sistema 20 pode aumentar à medida que a energia térmica é transferida para circuitos de resfriamento sequenciais 40. Opcionalmente, o calor pode passar, em geral, por etapas, através de cada circuito de resfriamento 40, antes de escapar em um ou mais dissipadores de calor 42 dentro da aeronave 10. Embora um dissipador de calor 42 seja ilustrado dentro da passagem do sistema de combustível 14 da Figura 1, as realizações adicionais ou alternativas do dissipador de calor 42 podem ser dispostas em outra passagem de fluido da aeronave 10, por exemplo, uma passagem de fluxo de ar de derivação ou passagem de fluxo de êmbolo percutor.
[020] Em algumas realizações, os circuitos de resfriamento 40 podem incluir um ou mais circuitos de compressão de vapor. Na realização exemplificativa da Figura 2, o sistema de gerenciamento térmico 20 inclui um primeiro circuito ou sistema de compressão de vapor (primeiro VCS) 44 e um segundo circuito ou sistema de compressão de vapor (segundo VCS) 46. Em geral, os circuitos de compressão de vapor 44, 46 definem, cada um, um trajeto de fluxo (por exemplo, o ciclo pelo qual o fluido percorre através de cada circuito) para compressão, condensação, expansão e evaporação sequencial de um fluido no presente documento. O primeiro VCS ilustrado 44 inclui um evaporador 48, um compressor 50, um condensador auxiliar 52 e uma válvula de expansão 53 em comunicação em série de fluido. Embora um único evaporador 48 e uma válvula de expansão 53 sejam ilustrados, múltiplos evaporadores e/ou válvulas de expansão podem ser incluídos em cada respectivo local. O segundo VCS ilustrado 46 inclui um compressor 54, um condensador primário 56 e uma válvula de expansão 57 em comunicação em série de fluido. Embora um único condensador 56 e uma válvula de expansão 57 sejam ilustrados, múltiplos condensadores e/ou válvulas de expansão podem ser incluídos em cada respectivo local. Um resfriador intermediário de VCS 58 é disposto entre o primeiro VCS 44 e o segundo VCS 46 para definir uma conexão térmica e dispor em cascata o calor de um circuito de resfriamento 40 para o próximo.
[021] Cada um entre o primeiro VCS 44 e o segundo VCS 46 inclui um fluido de transferência de calor para que circule através dos mesmos. Por exemplo, o fluido de transferência de calor pode incluir um refrigerante, tal como R-134a. O fluido de transferência de calor através de cada VCS 44, 46 pode ser substancialmente o mesmo, ou pode incluir um refrigerante distinto e separado. Opcionalmente, cada um entre o primeiro VCS 44 e o segundo VCS 46 pode ser configurado como um circuito fechado de resfriamento 40. O fluido de transferência de calor através de um VCS 44 ou 46 não passaria, desse modo, para o outro VCS 46 ou 44 durante as operações de resfriamento normais.
[022] Em algumas realizações, um controlador 60 é fornecido para controlar um ou mais parâmetros operacionais do sistema de gerenciamento térmico 20, por exemplo, o fluxo de fluido de transferência de calor, através de cada circuito de resfriamento 40. O controlador 60 pode incluir uma ou mais processadores distintos, unidades de memória e unidades de armazenamento de potência (não retratado). O processador também pode incluir um processador de sinal digital (DSP), um circuito integrado de aplicação específica (ASIC), uma matriz de porta programável em campo (FPGA) ou outro dispositivo lógico programável, componentes de hardware distintos, de lógica de transistor ou de porta distintos ou qualquer combinação dos mesmos projetada e programada para realizar ou causar o desempenho das funções descritas no presente documento. O processador também pode incluir um microprocessador, ou uma combinação dos dispositivos anteriormente mencionados (por exemplo, uma combinação de um DSP e um microprocessador, uma pluralidade de microprocessadores, um ou mais microprocessadores em conjunto com um núcleo de DSP, ou qualquer outra tal configuração).
[023] Adicionalmente, o dispositivo (ou dispositivos) de memória pode, em geral, compreender um elemento (ou elementos) de memória que inclui, mas não se limitam a, meio legível por computador (por exemplo, memória de acesso aleatório (RAM)), meio não volátil legível por computador (por exemplo, uma NVRAM, uma memória flash, uma EEPROM ou uma FRAM), uma memória apenas de leitura de disco compacto (CD-ROM), um disco óptico-magnético (MOD), um disco versátil digital (DVD) e/ou outros elementos de memória adequados. A memória pode armazenar informações acessíveis pelo processador (ou processadores), que inclui instruções que possam ser executadas pelo processador (ou processadores). Por exemplo, as instruções podem ser software ou qualquer conjunto de instruções que, quando executadas pelo processador (ou processadores), faça com que o processador (ou processadores) realize as operações. Opcionalmente, as instruções podem incluir um pacote de software configurado para operar o sistema de gerenciamento térmico 20, por exemplo, para executar um ou mais métodos de operação.
[024] Conforme observado acima, o primeiro VCS 44 circula um fluido de transferência de calor através de um ou mais evaporadores 48, um compressor 50, um ou mais condensadores auxiliares 52, um resfriador intermediário de VCS 58 e uma ou mais válvulas de expansão 53. Na realização exemplificativa da Figura 2, o evaporador (ou evaporadores) 48 do primeiro VCS 44 é posicionado em comunicação térmica com os componentes eletrônicos de aeronave 24. O evaporador (ou evaporadores) 48 pode ser disposto adjacentemente aos componentes eletrônicos de aeronave 24 para absorver uma quantidade substancial de calor dos mesmos. Opcionalmente, uma conexão térmica pode ser fornecida por contato direto ou indireto com os componentes eletrônicos 24. Por exemplo, um trocador de calor (não retratado) pode ser disposto entre os componentes eletrônicos 24 e o evaporador (ou evaporadores) 48 para conduzir calor dos componentes eletrônicos para o evaporador (ou evaporadores) 48. Além disso, pasta térmica ou um circuito intermediário que tenha refrigerante, tal como PAO (PoliAlfaOlefinas) ou outras mesclas glicólicas, pode ser fornecida entre o evaporador (ou evaporadores) 48 e os componentes eletrônicos 24 para facilitar adicionalmente a transferência rápida de calor. Durante a operação da aeronave 10, o calor dos componentes eletrônicos 24 ou do ambiente vaporiza o fluido de transferência de calor encerrado dentro do evaporador (ou evaporadores) 48.
[025] Uma vez que o fluido de transferência de calor é vaporizado dentro do evaporador (ou evaporadores) 48 do primeiro VCS 44, o fluido de transferência de calor passa a jusante para o compressor 50.
Conforme mostrado, o compressor 50 pode incluir um motor elétrico 62, para acionar a rotação do compressor 50 e, desse modo, motivar a circulação do fluido de transferência de calor. Em outras realizações, a rotação do compressor 50 é acionada por um fluxo de ar motor. Por exemplo, o fluxo de ar motor pode ser fornecido por sangria de ar de um ou mais motores de turbina a gás. Durante a operação do compressor 50, a sangria de ar pode ser seletivamente direcionada para o compressor 50 para acionar a rotação do mesmo.
[026] Em certas realizações do primeiro VCS 44, o compressor 50 é disposto em comunicação operável com o controlador 60. Em tais realizações, um ou mais sinais do controlador 60 podem ser fornecidos a fim de operar seletivamente a rotação do compressor 50. Por exemplo, na realização exemplificativa da Figura 2, uma conexão elétrica é estabelecida entre o controlador 60 e o motor elétrico 62 do compressor do primeiro VCS 50. Um sinal de ativação do controlador 60 pode ser fornecido para iniciar a rotação do compressor 50, de acordo com a transferência de calor desejada ou com a taxa de fluxo de fluido de transferência de calor através do primeiro VCS 44.
[027] Mediante a passagem através do compressor 50, o fluido de transferência de calor é direcionado para o resfriador intermediário de VCS a jusante 58 e um ou mais condensadores auxiliares 52 como um vapor superaquecido. Na realização ilustrada da Figura 2, o resfriador intermediário de VCS 58 é fornecido em um contrafluxo (poderia ser qualquer configuração de fluxo), realização não misturada. Como um resultado, a direção de fluxo do primeiro fluido de transferência de calor de VCS através do resfriador intermediário de VCS 58 é mostrada para que seja oposta à direção de fluxo do segundo fluido de transferência de calor de VCS através do resfriador intermediário de VCS 58. Os canais de fluxo distintos são fornecidos para o primeiro VCS 44 e o segundo VCS 46. O calor pode ser transferido para o segundo VCS 46 diretamente através, por exemplo, de uma armação condutora; ou indiretamente através, por exemplo, de um fluido intermediário 59 encerrado dentro do resfriador intermediário de VCS 58. Além disso, as realizações alternativas do resfriador intermediário de VCS 58 podem ser fornecidas em que o fluxo de fluido de transferência de calor, através do resfriador intermediário de VCS 58, toma outro trajeto adequado.
[028] Em certas realizações, o condensador auxiliar 52 é disposto em comunicação térmica com um dissipador de calor em comunicação direta ou indireta com 42 do sistema de combustível 14 (consultar a Figura 1). O combustível para os motores (ou recirculados através do sistema de combustível 14) podem, desse modo, absorver uma porção do calor que passa através do condensador auxiliar 52. As realizações adicionais ou alternativas do condensador auxiliar 52 podem ser dispostas em comunicação térmica com uma porção de um motor de turbina a gás 12 (consultar a Figura 1), por exemplo, uma passagem de fluxo de ar de motor ou uma passagem de combustível de motor (comunicação direta ou indireta).
[029] Dentro do resfriador intermediário de VCS 58 e do condensador auxiliar 52, o fluido de transferência de calor vaporizado pode se condensar à medida que o calor é retirado dos mesmos. Em geral, o calor que passa do resfriador intermediário de VCS 58 será absorvido até o segundo VCS 46, enquanto o calor que passa do condensador auxiliar 52 irá passar para o ambiente ou para outra porção da aeronave 10.
[030] Depois de sair do condensador auxiliar 52 e do resfriador intermediário de VCS 58, o fluido de transferência de calor pode passar, amplamente liquefeito, para a válvula (ou válvulas) de expansão 53. A válvula (ou válvulas) de expansão 53 pode incluir uma válvula elétrica ou mecânica para liberar seletivamente o fluxo de massa de fluido de transferência de calor. A temperatura de liberação pode ser predeterminada seletivamente fornecida ou controlada através de controle de retroalimentação. Opcionalmente, a válvula (ou válvulas) de expansão 53 pode ser fornecida em comunicação operável com o controlador para determinar ou variar a medição do fluido de transferência de calor. Durante a operação do circuito de gerenciamento térmico 20, o fluido de transferência de calor pode ser medido através da válvula (ou válvulas) de expansão 53, com queda de pressão, antes de retornar ao evaporador (ou evaporadores) 48 como uma mistura de líquido e vapor.
[031] Retornando, agora, ao segundo VCS 46, será compreendido que a operação do segundo VCS 46 pode ser similar àquela do primeiro VCS 44, exceto como indicado de outro modo. Em geral, o segundo VCS 46 circula um fluido de transferência de calor através do resfríador intermediário de VCS 58, um compressor 54, um ou mais condensadores 56 e uma ou mais válvulas de expansão 57. Conforme previamente descrito, o fluido de transferência de calor dentro do resfriador intermediário de VCS 58 pode absorver calor transferido do primeiro VCS 44. Durante algumas operações, o calor que passa através do resfriador intermediário de VCS 58 pode servir para vaporizar o fluido de transferência de calor do segundo VCS 46.
[032] Uma vez que o fluido de transferência de calor é vaporizado dentro do resfriador intermediário de VCS 58, o fluido de transferência de calor pode passar a jusante para o compressor 54 do segundo VCS 46. Conforme mostrado, o compressor 54 pode incluir um motor elétrico 64 para acionar a rotação do compressor 54 e, desse modo, motivar a circulação e a pressurização do fluido de transferência de calor. Em outras realizações, a rotação do compressor 54 é acionada por um fluxo de ar motor, conforme descrito acima.
[033] Em certas realizações do segundo VCS 46, o compressor 54 é disposto em comunicação operável com o controlador 60. Em algumas tais realizações, um ou mais sinais do controlador 60 podem ser fornecidos, a fim de operar seletivamente a rotação do compressor 54. Por exemplo, na realização exemplificativa da Figura 2, uma conexão elétrica é estabelecida entre o controlador 60 e o motor elétrico 64 do segundo VCS 46 compressor 54. Um sinal de ativação do controlador 60 pode ser fornecido para iniciar a rotação do compressor 54, de acordo com a transferência de calor desejada ou taxa de fluxo de fluido de transferência de calor, através do segundo VCS 46.
[034] Os compressores 50, 54 do primeiro VCS 44 e do segundo VCS 46 podem ser configurados para operar independentemente ou em sincronização um com o outro. Opcionalmente, o controlador 60 pode ser configurado para operar seletivamente cada compressor 50, 54 independentemente. Em certas realizações, múltiplos modos de operação única podem ser fornecidos. Em tais realizações, o controlador pode iniciar seletivamente cada modo, por exemplo, mediante a recepção de uma entrada selecionada de usuário ou determinação de um evento dependente de condição.
[035] Em algumas realizações, um modo sincronizado e um modo dependente de condição podem ser fornecidos. No modo sincronizado, o controlador 60 pode iniciar a ativação de cada compressor 50, 54 em uma taxa de rotação ou compressão ajustada. A taxa de rotação ou compressão de cada compressor 50, 54 pode ser idêntica ou distinta. No modo dependente de condição, o controlador 60 pode iniciar a ativação de cada compressor 50, 54 separadamente, de acordo com uma condição de entrada. A condição de entrada pode ser determinada pelo controlador 60 com base, pelo menos em parte, em um sinal de entrada recebido. Por exemplo, o sinal de entrada pode incluir um sinal temperatura de um ou mais sensores de temperatura (não retratados) dos componentes eletrônicos de aeronave 24. Cada compressor 50, 54 pode ser ativado em um certo limite ou valor de sinal temperatura. Em certas realizações, o modo dependente de condição pode incluir ativar o primeiro compressor 50 em um primeiro limite de sinal temperatura e ativar o segundo compressor 54 em um segundo limite de sinal temperatura. Opcionalmente, o segundo limite de sinal temperatura pode ser maior do que o primeiro limite de sinal temperatura. Vantajosamente, a circulação independente do primeiro VCS 44 e do segundo VCS 46 pode fornecer resfriamento adequado sem desperdiçar componentes desnecessários de operação de energia.
[036] Retornando ao segundo VCS 46, mediante a passagem através do compressor 54, o fluido de transferência de calor pode ser direcionado para o condensador (ou condensadores) a jusante 56 como um vapor superaquecido. Pelo menos um condensador primário 56 pode ser disposto em comunicação térmica com uma porção da aeronave 10, por exemplo, um dissipador de calor 42 (consultar a Figura 1). Em geral, o calor que passa do condensador primário 56 será absorvido por uma porção da aeronave 10. Opcionalmente, o calor pode passar de um condensador adicional em 56 para o ambiente ou outra porção da aeronave 10.
[037] Em realizações opcionais, o condensador primário 56 e/ou um ou mais condensadores auxiliares são posicionados em comunicação térmica com um ciclo de resfriamento adicional como um trocador de calor. Por exemplo, o condensador primário 56 pode ser posicionado dentro de um ciclo de recirculação do sistema de combustível 14 (consultar a Figura 1), preso a um dissipador de calor 42 (consultar a Figura 1). Embora o condensador primário 56 compartilhe uma conexão térmica com o sistema de combustível 14, o mesmo pode ser configurado para isolar fluidamente o fluxo de combustível e o fluxo de fluido de transferência de calor. O combustível circulado após o condensador primário 56 pode, desse modo, absorver calor do fluido de transferência de calor sem misturar fisicamente os dois. As realizações adicionais ou alternativas do condensador (ou condensadores) 56 e podem ser dispostas em comunicação térmica com uma porção de um motor de turbina a gás 12 (consultar a Figura 1), por exemplo, uma passagem de fluxo de ar de motor ou passagem de combustível de motor. Dentro do condensador (ou condensadores) 56, o fluido de transferência de calor pode se condensar à medida que o calor é retirado do mesmo (ou mesmos).
[038] Depois de sair do condensador (ou condensadores) 56, o fluido de transferência de calor pode passar, amplamente liquefeito, para a válvula (ou válvulas) de expansão 57. A válvula (ou válvulas) de expansão 57 pode incluir uma válvula elétrica ou mecânica para liberar seletivamente o fluido de transferência de calor em uma taxa de fluxo de massa ajustada. A taxa de fluxo pode ser fornecida seletivamente predeterminada, ou controlada através de controle de retroalimentação elétrico ou eletrônico. Opcionalmente, a válvula (ou válvulas) de expansão 57 pode ser fornecida em comunicação operável com o controlador 60 para determinar ou variar a medição do fluido de transferência de calor. Durante a operação do circuito de gerenciamento térmico 20, o fluido de transferência de calor pode ser medido através da válvula (ou válvulas) de expansão 57, com queda de pressão, antes de retornar ao resfriador intermediário de VCS 58 como uma mistura de líquido e vapor.
[039] Retornando, agora, à Figura 3, uma realização exemplificativa adicional é ilustrada. Em geral, será compreendido que a realização da Figura 3 é similar à realização da Figura 2, exceto conforme indicado de outro modo. Por exemplo, a realização da Figura 3 inclui três circuitos de resfriamento 40. Além do primeiro VCS 44 e do segundo VCS 46 em cascata, a realização da Figura 3 inclui um circuito ou sistema de ciclo de ar (ACS) 66 disposto em comunicação térmica em cascata com o segundo VCS 46. Em outras realizações, circuitos de compressão de fluido alternativos ou adicionais (por exemplo, um terceiro VCS ou um segundo ACS) podem ser fornecidos em comunicação térmica em cascata com o restante do sistema de gerenciamento térmico 20.
[040] Além disso, um circuito de fluido intermediário 65 é fornecido em comunicação térmica com um ou mais os circuitos de resfriamento 44 e 46 para retirar calor do mesmo. Opcionalmente, o circuito de fluido intermediário 65 pode se estender através do resfríador intermediário 58 e/ou evaporador 56 como um ciclo de circuito fechado para transferir calor a partir do mesmo. Além disso, o circuito de fluido intermediário 65 pode incluir um ou mais dissipadores de calor 111 em um ou mais locais. Por exemplo, o dissipador de calor 111 pode ser posicionado dentro de um duto de FLADE 84, uma passagem de fluxo de ar de derivação, uma passagem de fluxo de êmbolo percutor ou pelo sistema de combustível (por exemplo, 42, consultar a Figura 1). Opcionalmente, uma ou mais bombas (não retratadas) podem ser fornecidas em comunicação operável com o controlador 60 para controlar o fluxo de fluido através do circuito de fluido intermediário. Altemativamente, o circuito de fluido intermediário pode ser configurado como um barramento de transporte térmico passivo, livre de qualquer estrutura de bomba adicional, para conduzir calor através do mesmo. O fluido dentro do circuito de resfriamento intermediário pode incluir um fluido de resfriamento adequado, tal como PAO, água ou um fluido à base de silicone. Deve ser observado que, embora o circuito de fluido intermediário 65 seja ilustrado em relação à Figura 3, um circuito similar pode ser fornecido às realizações adicionais, que inclui a realização da Figura 2.
[041] Conforme mostrado na Figura 3, o ACS 66 inclui uma máquina de ciclo de ar (ACM) 68 que tem um compressor de ar 70, uma turbina de resfriamento 72 e uma turbina de potência 74 fixados em um eixo giratório comum 76. A turbina de potência 74 é presa de maneira operacional em cada um dentre o compressor de ar 70, a turbina de resfriamento 72 e o eixo 76 para acionar simultaneamente a rotação dos mesmos. Em geral, a ACM 68 é disposta em comunicação operável com pelo menos um motor de turbina a gás 12. Embora não retratadas nas Figuras, é compreendido que certas realizações do ACS 66 podem incluir, opcionalmente, estágios de compressão e ou expansão adicionais, bem como um sistema de extração de água.
[042] Na realização ilustrada, o motor de turbina a gás 12 inclui um motor de turbofan do tipo “fan-on-blade” (FLADE) que tem uma seção de ventilador 78 e um motor de turbina nuclear 80 disposto a jusante da seção de ventilador 78. A seção de ventilador 78 inclui uma pluralidade de pás de ventilador internas 82 e pás de ventilador externas 84. Em que as pás de ventilador externas são 84 dispostas dentro de um duto de FLADE 86, que é, em geral, coanular com um duto de ventilador interno 88. Um revestimento de ventilador 90 pode se estender através de uma porção externa do motor de núcleo 14, de modo a definir o duto de FLADE 86 ou uma passagem de fluxo de ar de derivação que fornece empuxo de jato propulsor adicional. Um revestimento externo 92 encerra, em relação de fluxo em série, uma seção de compressor que inclui um compressor de motor 94 montado em um eixo de motor 96 ao longo de um eixo geométrico central 98; uma seção de combustão 100 que recebe um fluxo de ar comprimido do compressor de motor 94; uma seção de turbina que inclui uma turbina de motor de alta pressão (HP) 102 unida ao eixo de motor 96; e uma seção de bocal de escape de jato 104. Os gases de combustão que saem da seção de combustão 100 acionam a rotação da turbina de motor de HP 102, que, por sua vez, aciona o compressor de motor 94. Deve ser observado que, embora a realização de motor de turbina a gás ilustrada forneça o duto de FLADE, a revelação atual não é limitada a tais realizações. Por exemplo, certas realizações podem ser fornecidas dentro de outra configuração de turbina a gás, que incluem, mas não se limitam a uma configuração de motor de turbofan de alta derivação, de turbo-hélice, de turboeixo ou de rotor aberto.
[043] Em algumas realizações, uma linha de sangria de motor é fornecida em comunicação fluida seletiva entre uma porção do motor 12, por exemplo, a seção de compressor, e a turbina de potência 74. Opcionalmente, o controlador 60 pode ditar o fluxo de sangria de ar para controlar a rotação da ACM 68. Em tais realizações, a ACM 68 pode estar em comunicação operável com o controlador 60, por exemplo, na turbina de potência 74. Na realização exemplificativa da Figura 3, uma linha de sangria de motor 106 fornece seletivamente sangria de ar para a ACM 68 na turbina de potência 74 e no compressor de ar 70. Durante a operação do ACS 66, a sangria de ar do motor 12 motiva a rotação da turbina de potência 74, que aciona subsequentemente a rotação do compressor de ar 70 e a turbina de resfriamento 72. Conforme observado acima, cada um dentre o compressor de ar 70, a turbina de resfriamento 72 e turbina de potência 74 da realização ilustrada é preso por meio do eixo giratório 76. Durante a operação, a rotação em um dentre o compressor de ar 70, a turbina de resfriamento 72 ou a turbina de potência 74 é transferida para os elementos restantes através do eixo giratório 76.
[044] Em realizações adicionais, um ou mais elementos de circuito adicionais 108 podem ser fornecidos a montante da turbina de potência 74. Por exemplo, o elemento (ou elementos) de circuito adicional (ou adicionais) 108 pode incluir um dissipador de calor inicial ou combustor secundário. O dissipador de calor inicial pode ser configurado para retirar calor da sangria de ar antes de atingir a turbina de potência 74. O combustor secundário pode realizar combustão de uma porção da sangria de ar, enviando gases de combustão para a turbina de potência 74 e acionando a rotação da mesma. O ar ou gases de combustão que fluem através da turbina de potência 74 podem retornar ao motor de turbina a gás 12, for exemplo, na seção de escape 104.
[045] Conforme mostrado na Figura 3, o compressor de ar 70 e a turbina de resfriamento 72 são configurados em comunicação fluida para passar o ar do compressor de ar 70 para a turbina de resfriamento 72, antes de retornar o ar para o compressor de ar 70. Além disso, o ACS 66 inclui pelo menos dois dissipadores de calor 110, 112 em comunicação fluida com o compressor de ar 70 e a turbina de resfriamento 72. Os dissipadores de calor podem ser configurados como trocadores de calor diretos ou indiretos. Um dissipador de calor, um dissipador de calor de saída 110, é fluidamente conectado entre o compressor de ar 70 e a turbina de resfriamento 72 (isto é, a jusante do compressor de ar 70 e a montante da turbina de resfriamento 72). Em realizações opcionais, o dissipador de calor de saída 110 é posicionado dentro de uma porção do motor 12. Especificamente, o dissipador de calor de saída 110 é disposto dentro do duto de FLADE 84 para fazer escapar o calor do mesmo. As realizações adicionais ou alternativas podem incluir o dissipador de calor de saída 110 em outra porção da aeronave, por exemplo, no dissipador de calor 42 (consultar a Figura 1) ou no motor 12 (por exemplo, uma passagem de fluxo de combustível ou uma passagem de fluxo de ar de êmbolo percutor). Um segundo dissipador de calor, um dissipador de calor de entrada 112, é fluidamente conectado entre a turbina de resfriamento 72 e o compressor de ar 70 (isto é, a jusante da turbina de resfriamento 72 e a montante do compressor de ar 70). O dissipador de calor de entrada 112 é disposto em comunicação térmica com o condensador do segundo VCS 46.
[046] Durante a operação do ACS 66, um fluxo de ar inicial pode ser abastecido ao compressor de ar 70 a partir da linha de sangria de motor 106. O ar pode, então, ser comprimido através do compressor de ar 70 antes de passar para o dissipador de calor de saída 110. No dissipador de calor de saída 110, o calor pode ser pelo menos parcialmente escapado para o ambiente antes que o ar passe através da turbina de resfriamento 72 e para o dissipador de calor de entrada 112. O ar que flui através do dissipador de calor de entrada 112 pode retirar o calor adicional do segundo VCS condensador 56, antes de circular de volta para o compressor de ar 70. Embora a realização de máquina de ciclo de ar ilustrada seja descrita como uma máquina de circuito amplamente fechado, é previsto que as realizações de circuito aberto possam ser fornecidas sem que se desvie da presente revelação. Por exemplo, uma realização de circuito aberto (não retratada) pode retirar ar de uma ou mais linhas de sangria de motor e ou linhas de ar ambiente antes, eventualmente que o ar escape de outra porção da aeronave ou do ambiente. Uma máquina de ciclo de ar de circuito aberto exemplificativa é descrita no pedido ne 14/923.731, incorporado no presente documento a título de referência.
[047] O ACS 66, o primeiro VCS 44 e o segundo VCS 66 podem ser configurados para operar independentemente ou em sincronização um com o outro. Opcionalmente, o controlador 60 pode ser configurado para operar seletivamente o compressor (ou compressores) do primeiro VCS 50, o compressor do segundo VCS 5 e a turbina de potência 74 independentemente. Em certas realizações, múltiplos modos de operação única podem ser fornecidos. Em tais realizações, o controlador pode iniciar seletivamente cada modo, por exemplo, mediante a recepção de uma entrada selecionada de usuário ou determinação de um evento dependente de condição.
[048] Em algumas realizações, um modo sincronizado e um modo dependente de condição podem ser fornecidos. No modo sincronizado, o controlador 60 pode iniciar a ativação dos compressores 50, 54 e/ou das válvulas de expansão 53, 57, bem como da turbina de potência 74 em uma taxa de fluxo ajustada. No modo dependente de condição, o controlador 60 pode iniciar a ativação de um ou mais dentre o compressor do primeiro VCS 50, o compressor do segundo VCS 54, a válvula de expansão do primeiro VCS 53, a válvula de expansão do segundo VCS 57 e/ou a turbina de potência 74, separadamente, de acordo com uma condição de entrada.
[049] A condição de entrada pode ser determinada pelo controlador 60 de acordo com um sinal de entrada recebido. Por exemplo, o sinal de entrada pode incluir um sinal temperatura de um ou mais sensores de temperatura (não retratados) dos componentes eletrônicos de aeronave 24. O compressor do primeiro VCS 50, o compressor do segundo VCS 54 e a turbina de potência 74 podem, cada um, ser ativados em um certo limite ou valor de sinal temperatura. Em certas realizações, o modo dependente de condição pode incluir ativar o primeiro compressor 50 em um primeiro limite de sinal temperatura, ativar o segundo compressor 54 em um segundo limite de sinal temperatura e ativar a turbina de potência 74 em um terceiro limite de temperatura. Opcionalmente, o primeiro limite de sinal temperatura pode ser maior do que o segundo limite de sinal temperatura, e o segundo limite de sinal temperatura pode ser maior do que o terceiro limite de sinal temperatura.
[050] Em realizações adicionais ou alternativas, uma temperatura-alvo ou uma faixa-alvo é fornecida para os componentes eletrônicos de aeronave 24. Em temperaturas elevadas, o primeiro VCS 46 é inicialmente operado para atender a temperatura-alvo. Em algumas realizações, o compressor 50 e a válvula (ou válvulas) de expansão 53 são combinados para coordenar a transferência de calor dos componentes eletrônicos de aeronave 24. Opcionalmente, o fluido pode ser disponibilizado em ciclos, através do circuito de fluido intermediário 65, para transferir calor para fora do primeiro VCS 44. Se o primeiro VCS 46 não tiver capacidade para resfríar adequadamente os componentes eletrônicos de aeronave 24 (por exemplo, reduzir ou manter a temperatura nos componentes eletrônicos de aeronave 24 dentro de um cronograma ajustado), o segundo VCS 46 pode ser iniciado. Similar ao primeiro VCS 44, o compressor 54 e a válvula (ou válvulas) de expansão 57 do segundo VCS 46 podem ser combinados para coordenar a transferência de calor do resfriador intermediário 58. Em certas realizações, o controlador 60 pode estar em comunicação com a válvula (ou válvulas) de expansão 57 e incluir um ciclo de retroalimentação de temperatura para controlar a temperatura do mesmo. O ciclo de retroalimentação de temperatura pode manter um ponto de ajuste de superaquecimento para que o fluido entre no compressor 54. Além disso, o compressor 50 pode ser girado de acordo com as demandas de sistema, enquanto o compressor 54 é operado para reforçar um limite máximo de pressão de descarga de compressor de 44. Se o primeiro VCS 44 e o segundo VCS 46, em dupla, não têm capacidade para resfríar adequadamente os componentes eletrônicos de aeronave, o ACS 66 pode ser iniciado adicionalmente para retirar calor do segundo VCS 46.
[051] A presente descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, que inclui o melhor modo, e também para possibilitar que qualquer pessoa versada na técnica pratique a invenção, que inclui fazer e usar quaisquer dispositivos ou sistemas e realizar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorram àqueles versados na técnica. Tais outros exemplos são destinados a estar dentro do escopo das reivindicações, caso os mesmos incluam elementos estruturais que não difiram da linguagem literal das reivindicações ou caso os mesmos incluam elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais em relação à linguagem literal das reivindicações.
Lista de Componentes 10 Aeronave 12 Motor de turbina a gás 14 Sistema de combustível 16 Tanque de combustível interno 18 Tanques de combustível de asa 20 Sistema de gerenciamento térmico 22 Cabine de pilotos 24 Componentes de aeronave eletrônicos 26 Sistema de comunicações 28 Radar 30 Eletrônica de aeronave de corrente alternada 32 Sistema de controle de voo 34 Sistemas eletro-ópticos 40 Circuito de resfriamento 42 Dissipador de calor (dentro da aeronave) 44 Primeiro VCS
46 Segundo VCS 48 Evaporador (do primeiro VCS) 50 Compressor (do primeiro VCS) 52 Condensadores auxiliares (do primeiro VCS) 53 Válvula de expansão (do primeiro VCS) 54 Compressor (do segundo VCS) 56 Condensador primário (do segundo VCS) 57 Válvula de expansão (do segundo VCS) 58 Resfriador intermediário de VCS 59 Fluido intermediário 60 Controlador 62 Motor elétrico (do primeiro VCS) 64 Motor elétrico (do segundo VCS) 65 Circuito de fluido intermediário 66 Circuito de compressão de ar (ACS) 68 Máquina de compressão de ar (ACM) 70 Compressor de ar 72 Turbina de resfriamento 74 Turbina de potência 76 Eixo de rotação 78 Seção de ventilador 80 Motor de turbina de núcleo 82 Pás de ventilador internas 84 Pás de ventilador externas 86 Duto de FLADE 88 Duto de ventilador interno 90 Revestimento de ventilador 92 Revestimento externo 94 Compressor de motor 96 Eixo de motor 98 Eixo geométrico central 100 Seção de combustão 102 Turbina de motor 104 Seção de bocal de escape de jato 106 Linha de sangria de motor 108 Elemento de circuito adicional 110 Dissipador de calor de saída 111 Dissipador de calor de circuito de fluido Intermediário 112 Dissipador de calor de entrada Reivindicações
Claims (20)
1. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO PARA UMA AERONAVE, em que o sistema de gerenciamento térmico é caracterizado pelo fato de que compreende: um primeiro circuito de compressão de vapor que define um primeiro trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido; um segundo circuito de compressão de vapor que define um segundo trajeto de fluxo para compressão, condensação, expansão e evaporação de fluido; e um resfriador intermediário disposto em comunicação térmica em cascata entre o primeiro circuito de compressão de vapor e o segundo circuito de compressão de vapor, em que o calor gerado pela aeronave é transferido para o primeiro circuito de compressão de vapor durante a operação de aeronave.
2. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um primeiro compressor disposto dentro do primeiro trajeto de fluxo, em que o primeiro compressor inclui um motor distinto para acionar a rotação do primeiro compressor, e um segundo compressor disposto dentro do segundo trajeto de fluxo, em que o segundo compressor inclui outro motor distinto para acionar a rotação do segundo compressor.
3. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um controlador em comunicação operável com o primeiro compressor e o segundo compressor, em que o controlador é configurado para operar independentemente cada um entre o primeiro compressor e o segundo compressor.
4. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que o primeiro circuito de compressão de vapor inclui um evaporador e uma válvula de expansão em comunicação em série de fluido com o primeiro compressor e em que o segundo circuito de compressão de vapor inclui um condensador e uma válvula de expansão em comunicação em série de fluido com o segundo compressor.
5. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que a aeronave define uma passagem de fluido de aeronave e em que o condensador do segundo circuito de compressão de vapor é configurado em comunicação térmica com uma passagem de fluido de aeronave.
6. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o resfriador intermediário define uma conexão térmica para direcionar pelo menos uma porção do calor gerado pela aeronave do primeiro circuito de compressão para o segundo circuito de compressão de vapor.
7. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um circuito de fluido intermediário para transferir calor do primeiro circuito de compressão de vapor.
8. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a aeronave inclui um componente eletrônico e em que o primeiro circuito de compressão de vapor é disposto em comunicação térmica com o componente eletrônico.
9. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um sistema de ciclo de ar que inclui um dissipador de calor posicionado em comunicação térmica com o segundo circuito de compressão de vapor.
10. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO PARA UMA AERONAVE, em que o sistema de gerenciamento térmico é caracterizado pelo fato de que compreende: um primeiro circuito de compressão de vapor que define um primeiro trajeto de fluxo para compressão, condensação e expansão e evaporação de fluido; um segundo circuito de compressão de vapor que define um segundo trajeto de fluxo para compressão, condensação e expansão e evaporação de fluido, em que o segundo trajeto de fluxo é posicionado em isolamento de fluido do primeiro trajeto de fluxo; um resfriador intermediário disposto em comunicação térmica em cascata entre o primeiro circuito de compressão de vapor e o segundo circuito de compressão de vapor, em que o calor gerado pela aeronave é transferido para o primeiro circuito de compressão de vapor durante a operação de aeronave; e um circuito de compressão de fluido que inclui um dissipador de calor disposto em comunicação térmica com o segundo circuito de compressão de vapor.
11. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um primeiro compressor disposto dentro do primeiro trajeto de fluxo, em que o primeiro compressor inclui um motor elétrico para acionar a rotação do primeiro compressor, e um segundo compressor disposto dentro do segundo trajeto de fluxo, em que o segundo compressor inclui um motor elétrico para acionar a rotação do segundo compressor.
12. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um controlador em comunicação operável com o primeiro compressor e o segundo compressor, em que o controlador é configurado para operar independentemente cada um entre o primeiro compressor e o segundo compressor.
13. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que o primeiro circuito de compressão de vapor inclui um evaporador e uma válvula de expansão em comunicação em série de fluido com o primeiro compressor e em que o segundo circuito de compressão de vapor inclui um condensador e uma válvula de expansão em comunicação em série de fluido com o segundo compressor.
14. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 13, caracterizado pelo fato de que o primeiro circuito de compressão de vapor inclui um condensador auxiliar em comunicação em série de fluido entre o primeiro compressor e a válvula de expansão do primeiro circuito de compressão de vapor.
15. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que o circuito de compressão de fluido é um sistema de ciclo de ar em comunicação térmica em cascata com o segundo circuito de compressão de vapor, em que o sistema de ciclo de ar inclui um compressor de ar, uma turbina de resfriamento e uma turbina de potência, em que o compressor e a turbina de resfriamento são dispostos em comunicação fluida com o dissipador de calor e em que a turbina de potência é presa de maneira operacional ao compressor de ar e à turbina de resfriamento para acionar a rotação axial da mesma.
16. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 15, caracterizado pelo fato de que a aeronave define uma passagem de fluido de aeronave e em que o condensador do segundo circuito de compressão de vapor é configurado em comunicação térmica com uma passagem de fluido de aeronave.
17. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que o resfriador intermediário define uma conexão térmica para direcionar pelo menos uma porção do calor gerado pela aeronave do primeiro circuito de compressão para o segundo circuito de compressão de vapor.
18. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 17, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um circuito de fluido intermediário para transferir calor do primeiro circuito de compressão de vapor.
19. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que a aeronave inclui um componente eletrônico e em que o primeiro circuito de compressão de vapor é disposto em comunicação térmica com o componente eletrônico.
20. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO DE AERONAVE caracterizado pelo fato de que compreende: um motor de turbina nuclear que define um eixo geométrico central, em que o motor de turbina nuclear inclui um eixo que se estende ao longo do eixo geométrico central, um compressor acoplado ao eixo, uma seção de combustão posicionada a jusante do compressor para receber um fluido comprimido do mesmo, e uma turbina posicionada a jusante da seção de combustão e acoplada ao eixo para transferir a rotação para o compressor; um componente de aeronave eletrônico acoplado de maneira operacional ao motor de turbina nuclear; um primeiro circuito de compressão de vapor que inclui um evaporador, um compressor e uma válvula de expansão em comunicação em série de fluido, em que o evaporador é posicionado em comunicação térmica com o componente de aeronave eletrônico; um segundo circuito de compressão de vapor que inclui um compressor, um condensador e uma válvula de expansão em comunicação em série de fluido, em que o segundo circuito de compressão de vapor é posicionado em comunicação térmica com o primeiro circuito de compressão de vapor; e um resfríador intermediário disposto em comunicação térmica em cascata entre o primeiro circuito de compressão de vapor e o segundo circuito de compressão de vapor.
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