CN101713338A - 用于提供冷却和动力的方法和系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种用于提供冷却和动力的系统(200)。该系统包括涡轮组件(204)，涡轮组件(204)包括冷却单元(226)，冷却单元(226)包括由第一轴(252)可旋转地联接到发电机(250)上的第一涡轮(248)。动力组件还包括动力单元(228)，其包括由第二轴(236)可旋转地联接到压缩机的第二涡轮(234)，动力单元与冷却单元流通地联接，使得第一轴和第二轴可相对于彼此独立地旋转。

Description

用于提供冷却和动力的方法和系统
技术领域
本公开的领域大体而言涉及用于提供冷却和动力的方法和系统，更具体而言，涉及用于飞机的集成的冷却与动力系统。
背景技术
许多已知的飞机冷却与动力系统需要来自飞机推进发动机的引气来驱动很多独立子系统，这些独立子系统向飞机提供冷却或动力。但引气的使用由于增加了发动机燃料消耗和负载而降低了发动机效率。此外，多个独立子系统的使用增加了飞机重量和体积，这也导致增加的燃料消耗。
因此，在不大量使用来自推进发动机的引气的情况下向飞机提供冷却和动力的集成的系统将有益于增加发动机效率并减小燃料消耗。
发明内容
在一个方面，提供一种提供冷却和动力的方法。该方法包括提供冷却单元和提供动力单元，冷却单元包括由第一轴可旋转地联接到发电机的第一涡轮，动力单元包括由第二轴可旋转地联接到压缩机的第二涡轮。该方法还包括使动力单元与冷却单元流通地联接以形成涡轮组件，其中，第一轴和第二轴可相对于彼此独立地旋转。
在另一方面，提供一种用于提供冷却和动力的系统。该系统包括涡轮组件，该涡轮组件包括冷却单元，该冷却单元包括由第一轴可旋转地联接到发电机的第一涡轮。该系统还包括动力单元，该动力单元包括由第二轴可旋转地联接到压缩机的第二涡轮。动力单元与冷却单元流通地联接，使得第一轴和第二轴可相对于彼此独立地旋转。
附图说明
图1是燃气涡轮发动机的示意图；以及
图2是用于图1所示的燃气涡轮发动机的冷却与动力系统的示意流程图。
部件列表
100核心发动机
102风扇组件
104高压压缩机
106燃烧器
108高压涡轮
110低压涡轮
118排放系统
200系统
202起动器组件
204涡轮组件
206冷却组件
208电气组件
210第一供应阀
212压缩空气源
214第二供应阀
216压力控制装置
218方向流阀
220燃烧器
222质量流控制装置
226冷却单元
228动力单元
230壳
232压缩机
234动力涡轮
236动力单元轴
238动力涡轮入口
240动力涡轮出口
242压缩机入口
244第一入口阀
246压缩机出口
248冷却涡轮
250发电机
252冷却单元轴
254冷却涡轮入口
256冷却涡轮出口
258磁性轴承
260第一热交换器
262可变压力调节阀(VPRV)
264第一旁通阀
266第二热交换器
268第二旁通阀
270空气输入装置
272第二入口阀
274第三热交换器
276第三旁通阀
278第四旁通阀
280第五旁通阀
282混合阀
284第一排放阀
286冷却回路
288泵
290储集器
292布线
294系统控制器
296动力调节器
298航空电子装置
300动力转换器
302电阻加热器
304飞机总线
306第二排放阀
308第三排放阀
310存储器
314磁性联接器
316外部动力源
具体实施方式
下文的详细说明以举例说明的方式而非限制方式说明了示范性冷却与动力系统。该说明使得本领域一般技术人员能做出和使用本公开内容，且该说明描述了本公开的若干实施例、适应、变化、替代和用途，包括目前被认为实施本公开的最佳方式。本公开在本文中被描述为应用于优选实施例，即，用于飞机上的冷却与动力系统。但应构想到这个公开内容具有在较广范围系统和多种工业和/或消费者应用中提供冷却与动力的一般应用。如本文所用的术语“空气”是指任何气体或气体的组合，且并不限于通常被称作“空气”的地球大气气体的组合。
图1是用于推进飞机的示范性核心发动机100(即，燃气涡轮发动机)的示意图。核心发动机包括风扇组件102、高压压缩机104和燃烧器106。核心发动机100还包括高压涡轮108和低压涡轮110。在操作中，空气通过风扇组件102流动且压缩空气从风扇组件102供应到高压压缩机104。高度压缩的空气被输送到燃烧器106。来自燃烧器106的空气流驱动旋转涡轮108和110并通过排放系统118离开核心发动机110。在示范性实施例中，核心发动机100(例如，高压压缩机104)与集成的冷却与动力系统(在图2中示出)流通地联接，如在下文中所述。
图2是冷却与动力系统200的示意流程图。系统200包括起动器组件202、涡轮组件204、冷却组件206和电气组件208。起动器组件202穿过第一供应阀210流通地联接于核心发动机100与涡轮组件204之间和/或穿过第二供应阀214流通地联接于压缩空气源212与涡轮组件204之间。在示范性实施例中，压缩空气源212是气体压力容器(例如，安装到可运输车上的气罐)。或者，压缩空气源212可为能使系统200如本文所述起作用的任何合适的压缩空气源。在示范性实施例中，第一供应阀210和第二供应阀214为“开/关”阀(即，球阀)，其便于允许压缩空气分别从核心发动机100和/或压缩空气源212向起动器组件202流动。
在示范性实施例中，起动器组件202包括压力控制装置216、方向流阀218、燃烧器220和质量流控制装置222，它们沿着从核心发动机100和/或压缩空气源212到涡轮组件204的流路依序彼此流通地联接。在一实施例中，压力控制装置216是气动压力阀，其便于调节压缩空气流的压力。在一实施例中，方向流阀218是止回阀，其便于允许在仅一个方向的空气流(即，从第一供应阀210和/或第二供应阀214朝向涡轮组件204)。在一实施例中，燃烧器220包括燃料喷射器(未图示)和燃烧室(未图示)，其便于混合燃料(例如，丙烷、天然气等)与来自核心发动机100和/或压缩空气源212的压缩空气流并点燃该混合物以引起热燃烧气体朝向涡轮组件204流动。在一实施例中，质量流控制装置222包括可变面积流喷嘴，其便于调节从燃烧器220和/或压力控制装置216朝向涡轮组件204的空气流的量。或者，压力控制装置216、方向流阀218、燃烧器220和/或质量流控制装置222可为使起动器组件202如本文所述起作用的任何合适装置。
在示范性实施例中，涡轮组件204包括安装于壳230内的冷却单元226和动力单元228。动力单元228包括由第一轴236(即，涡轮压缩机)可旋转地联接到动力涡轮234的压缩机232。动力涡轮234包括与燃烧器220流通地联接的入口238和与周围环境流通地联接的出口240。压缩机232包括穿过第一入口阀244与冷却组件206和/或周围环境流通地联接的入口242，以及与冷却组件206流通地联接的出口246。冷却单元226包括由第二轴252(即，涡轮发电机)可旋转地联接到发电机250(例如，永磁发电机)的冷却涡轮248。冷却涡轮248包括与冷却组件206流通地联接的入口254和出口256。
在示范性实施例中，第一轴236和/或第二轴252由磁性轴承258可旋转地支撑，彼此在轴向对准，和/或相对于彼此可独立地旋转，使得动力单元228能以第一速度操作而冷却单元226以不同于第一速度的第二速度操作以便于同时优化动力单元228的操作效率和冷却单元226的操作效率。在另一实施例中，第一轴236和第二轴252可相对于彼此在任何方向定向和/或可以相同速度操作。
在示范性实施例中，冷却组件206包括穿过可变压力调节阀262(VPRV)与涡轮组件204(即，压缩机232)流通地联接的第一热交换器260，可变压力调节阀262(VPRV)控制从压缩机232排放的空气流的压力。第一热交换器260是预冷热交换器，其降低来自VPRV 262的压缩空气流的温度并维持其压力。在一实施例中，第一热交换器260是冲击管(ram duct)热交换器(即，“空气至空气”热交换器)，其利用从周围环境提取的空气来降低从VPRV 262排放的压缩空气流的温度。在另一实施例中，第一热交换器260是风道热交换器(即，“空气至空气”热交换器)，其利用从核心发动机100(在图1中示出)内的高压压缩机104所提取的周围空气来降低从VPRV 262排放的压缩空气流的温度。在一实施例中，VPRV 262穿过第一旁通阀264联接到燃烧器220，其将来自VPRV 262的压缩空气流重定向回通过燃烧器220。
在示范性实施例中，冷却组件206还包括穿过第二旁通阀268与第一热交换器260流通地联接的第二热交换器266。第二热交换器266是预冷热交换器，其降低来自第一热交换器260的压缩空气流的温度并维持其压力。在一实施例中，第二热交换器266是回热式热交换器(即，“空气至空气”热交换器)，其利用穿过第二入口阀272的来自空气输入装置270的周围空气流和/或穿过第三旁通阀276的来自第三热交换器274的冷却空气的流来降低来自第一热交换器260的压缩空气流的温度。在另一实施例中，第二热交换器266穿过第四旁通阀278与VPRV 262直接流通地联接以将压缩空气流直接从VPRV 262导向到第二热交换器266。在备选实施例中，VPRV 262穿过第五旁通阀280和混合阀282直接联接到冷却单元226以选择性地允许一定量的压缩空气绕过第一热交换器260和第二热交换器266来增加流入到冷却涡轮248内的压缩空气的温度(即，以便于防止第三热交换器274冷冻)。
在示范性实施例中，第三热交换器274穿过第三旁通阀276流通地联接于涡轮组件204(即，冷却涡轮出口256)与第二热交换器266之间和/或穿过第一排放阀284流通地联接于涡轮组件204与周围环境之间。第三热交换器274是“液体至空气”热交换器(例如，聚α烯烃(PAO)热交换器)，其使用来自冷却涡轮248的空气流来降低流过冷却回路286的液体的温度，其中的至少一部分通过第三热交换器274。或者，冷却回路286可使气体经过它流动，且第三热交换器274可为“空气至空气”热交换器。在一实施例中，冷却回路286的一部分靠近电气组件208定位以便将热能从电气组件208转移到液体。在另一实施例中，冷却回路286包括泵288和储集器290用于通过冷却回路286(即，通过第三热交换器274)循环液体。
在示范性实施例中，电气组件208经由布线292电联接到发电机250。在一实施例中，电气组件208包括系统控制器294、动力调节器296、至少一个航空电子装置298(例如，雷达)、动力转换器300和电阻加热器302。动力调节器296是调节发电机250的输出以符合将要由发电机250提供动力的构件的预定的电气要求的电气装置，且动力转换器300是将一定量的动力从发电机250转移到飞机总线304的电气装置。在一实施例中，动力调节器296和/或动力转换器300可包括将来自发电机250的交流电(AC)输出转换成直流(DC)的装置。在一实施例中，动力调节器296和/或动力转换器300将来自发电机250的三相交流动力转换成例如115Vrms@400Hz的Mil-STD-704D/E的稳定动力。
在示范性实施例中，电阻加热器302沿着从第二热交换器266到涡轮组件204(即，冷却涡轮入口254)的流路定位。在一实施例中，电阻加热器302是调整负载模块(trim load module，TLM)，其将来自发电机250的动力转换成热能以通过将热能传递到从第三热交换器274穿过第二排放阀306到涡轮组件204(即，到压缩机入口242)和/或穿过第三排放阀308到周围环境的冷却空气流来维持发电机250的旋转速度(即，TLM以热能形式耗散来自发电机250的超过电气组件208要求的一定量的动力以便向发电机250提供恒定负载)。
在示范性实施例中，系统控制器294可包括任何基于处理器或基于微处理器的系统，诸如计算机系统，其包括微控制器、精简指令集电路(RISC)、专用集成电路(ASICs)、逻辑电路和能执行本文所述功能的任何其它电路或处理器。如本文所用的术语“处理器”并不仅限于在本领域中被称作处理器的集成电路，而是广义地指计算机、微控制器、微计算机、可编程的逻辑控制器、专用集成电路和任何其它的可编程电路。此外，系统控制器294可为微处理器，其包括只读存储器(ROM)和/或随机访问存储器(RAM)，诸如，例如，具有2兆位ROM和64千位RAM的32位微计算机。在示范性实施例中，系统控制器294与存储器310、位于整个系统200上的多个传感器和/或位于系统200内的(例如，机载计算机)和/或远离系统200(例如，飞行控制器)的多种其它装置通信(即，从这些装置接收信号和/或向这些装置传输信号)。
在核心发动机100的第一操作模式，可从核心发动机100提取足量的压缩空气来起动系统200而不会显著降低核心发动机100的操作效率特征(例如，当飞机巡航时)。在第一操作模式，通过打开第一供应阀210允许预定量的压缩空气从核心发动机100(例如，从高压压缩机104)流动通过压力控制装置216，通过方向流阀218，并进入燃烧器220内来起动系统200。燃烧器220混合压缩空气与燃料并点燃该混合物来产生通过质量流控制装置222和通过动力涡轮入口238的燃烧气体流。燃烧气体驱动动力涡轮234且随后通过动力涡轮出口240排出到周围环境。动力涡轮234使第一轴236旋转并驱动压缩机232。当压缩机232由动力涡轮234驱动时，第一入口阀244打开使得压缩机232通过它抽取预定量的周围空气。第一入口阀244随后关闭。
压缩机232压缩来自第一入口阀244的周围空气并通过压缩机出口246将压缩空气流向VPRV 262排放。来自VPRV 262的压缩空气流的第一部分被导向通过第一热交换器260，通过第二热交换器266并进入冷却涡轮248内以便于使第二轴252旋转并驱动发电机250。来自VPRV 262的压缩空气流的第二部分被导向穿过第一旁通阀264并往回通过燃烧器220。在压缩空气的第二部分流过燃烧器220之后，第一供应阀210关闭，系统200变成闭环系统。
在一实施例中，来自第二热交换器266的压缩空气流被导向通过混合阀282并到冷却涡轮248内。流入到冷却涡轮248内的压缩空气的温度和压力穿过冷却涡轮248而被降低，冷却空气流从冷却涡轮248排放到第三热交换器274。混合阀282混合来自第二热交换器266的压缩空气流与穿过第五旁通阀280的压缩空气流以升高被导入冷却涡轮248内的压缩空气流的温度，从而便于调节从冷却涡轮248排放的冷却空气的温度。第三热交换器274使用来自冷却涡轮248的冷却空气流来降低流过冷却回路286的液体的温度。流过第三热交换器274的冷却空气被导向至第二热交换器266以用于降低从第一热交换器260流过第二热交换器266的压缩空气的温度。从第三热交换器274流过第二热交换器266的冷却空气被导向经过电阻加热器302，进入压缩机入口242，通过压缩机出口246进入冷却组件206，以通过闭环系统再循环。
在核心发动机100的第二操作模式，不能从核心发动机100提取足量的压缩空气来起动系统200(例如，当飞机在地面上时)。在第二操作模式，通过打开第二供应阀214允许预定量的压缩空气从压缩空气源212流过压力控制装置216，通过方向流阀218，进入燃烧器220内来起动系统200。燃烧器220混合压缩空气与燃料并点燃该混合物来产生通过质量流控制装置222和通过动力涡轮入口238的燃烧气体流。燃烧气体驱动动力涡轮234且随后通过动力涡轮出口240排出到周围环境。动力涡轮234使第一轴236旋转并驱动压缩机232。当压缩机232由动力涡轮234驱动时，第一入口阀244打开使得压缩机232通过它抽取预定量的周围空气。第一入口阀244随后关闭。
压缩机232压缩来自第一入口阀244的周围空气并将压缩空气流通过压缩机出口246向VPRV 262排放。来自VPRV 262的压缩空气流的第一部分被导向通过第一热交换器260，通过第二热交换器266，并到冷却涡轮248内以便于使第二轴252旋转并驱动发电机250。来自VPRV 262的压缩空气流的第二部分被导向穿过第一旁通阀264并往回通过燃烧器220。在压缩空气的第二部分流过燃烧器220后，第二供应阀214关闭，系统200变成闭环系统。
在一实施例中，来自第二热交换器266的压缩空气流被导向通过混合阀282并到冷却涡轮248内。流入到冷却涡轮248内的压缩空气的温度和压力穿过冷却涡轮248而被降低，冷却空气流从冷却涡轮248向第三热交换器274排放。混合阀282混合来自第二热交换器266的压缩空气流与穿过第五旁通阀280的压缩空气流以升高被导向至冷却涡轮248内的压缩空气流的温度，从而便于调节从冷却涡轮248排放的冷却空气的温度。第三热交换器274使用来自冷却涡轮248的冷却空气流来降低流过冷却回路286的液体的温度。流过第三热交换器274的冷却空气被导向至第二热交换器266用于降低从第一热交换器260流过第二热交换器266的压缩空气的温度。从第三热交换器274流过第二热交换器266的冷却空气被导向经过电阻加热器302，进入压缩机入口242，并通过压缩机出口246到冷却组件206内以通过闭环系统再循环。
在备选实施例中，来自核心发动机100和/或压缩空气源212的压缩空气可通过绕过方向流阀218和燃烧器220而被导入到质量流控制装置222内。在其它实施例中，来自压缩机232的压缩空气可通过第四旁通阀278导向到第二热交换器266，从而绕过第一热交换器260。在其它实施例中，第一排放阀284、第三排放阀308和第二入口阀272可打开，而第三旁通阀276和第二排放阀306关闭，使得来自空气输入装置270的周围空气被导向穿过第二热交换器266，经过电阻加热器302，进入周围环境，和/或流过第三热交换器274的冷却空气被排出到周围环境。
在另一备选实施例中，涡轮组件204可包括磁性联接器314，磁性联接器314可选择性地操作以便于在不使用来自核心发动机100和/或压缩空气源212的压缩空气的情况下起动系统200。具体而言，当来自核心发动机100和/或压缩空气源212的压缩空气得不到或不合需要时，磁性联接器314在第一轴236与第二轴252之间通电以将第一轴236和第二轴252可旋转地联接在一起。在磁性联接器314通电后，发电机250使用来自外部动力源316和/或飞机总线304的动力来使第一轴236和第二轴252旋转，从而作为马达操作以将周围空气抽取到压缩机232内用于起动系统200。
在示范性实施例中，系统控制器294被编程以执行以下任务：(1)从压缩空气源212和/或核心发动机100选择性地释放压缩空气流以便于优化核心发动机100的效率特征；(2)调节涡轮组件204的至少一个操作特征(例如，藉由对通过质量流控制装置222的空气流节流来调节压缩机232和/或动力涡轮234的操作速度)；(3)在核心发动机100的非操作周期期间操作动力单元228(例如，当需要动力来执行核心发动机100的起动操作时和/或当需要紧急动力来向飞机的构件提供动力时操作动力单元228)；(4)将来自发电机250的动力转移到电阻加热器302以便于向发电机250提供恒定负载；和/或(5)执行系统差错检测和/或向位于飞机上的主飞机控制系统和/或向远离飞机的飞行控制器报告。或者，系统控制器294可被编程以执行本文所述的系统200的任何操作。
在一实施例中，系统控制器294通过调节在电阻加热器302内的多个高速电力切换电路(未图示)和/或通过操作压力控制装置216向涡轮组件204供应来自核心发动机100的所希望压力和/或温度的所希望的量的压缩空气来控制系统200的能量平衡。在另一实施例中，从飞机总线304获得用于系统200的初始动力，且在系统200到达稳态操作后(即，在形成闭环后)，系统控制器294切换来自磁性轴承258的电力和/或来自飞机总线304的其它电力需求，以便从发电机250输出动力。
在另一实施例中，当发电机250产生过量动力时(即，当电气组件208对冷却的需要多于对动力的需要时)，系统控制器294将来自发电机250的高频交流动力转移到飞机总线304上，且基本上无动力质量损失，从而减轻发电机250的负载并使系统200与飞机总线304隔离，且动力转换器300调节由发电机250所产生的高频动力和/或使由发电机250所产生的高频动力同步以传输到飞机总线304，导致转移到电阻加热器302的动力减少，从核心发动机100所提取的压缩空气更有效地使用，从系统200排出的空气的温度更低，和/或在飞机的主发电机(未图示)上的电负载减小。
在另一实施例中，系统控制器294基于发电机250的旋转速度来调整转移到电阻加热器302的动力。在一实施例中，系统控制器294监控转移到电阻加热器302的动力的量并维持系统200上最小的偏差动力水平。为了防止飞机的主发电机降低负载，系统控制器294持续监控由主发电机供应的动力的量并比较由主发电机供应的动力与最小设置点的动力量来确定可置于飞机总线304上的最大的动力的量。如果主发电机动力低于设置点动力量，那么系统控制器294防止从发电机250转移额外的动力到飞机总线304。
如本领域技术人员将了解且基于前文的说明书，使用计算机编程或工程技术来实施本发明的上述实施例，计算机编程或工程技术包括计算机软件、固件、硬件或其任何组合或子集，其中一个技术效果在于便于提供冷却和动力。所产生的任何具有计算机可读代码机构的程序可实施于或提供于一个或多个计算机可读介质内，从而做出根据所讨论的本发明的实施例的计算机程序产品，即，制品。计算机可读介质可为，例如，但不限于，固定(硬)驱动器，磁盘、光盘、磁带、诸如只读存储器(ROM)的半导体存储器和/或诸如因特网或其它通信网络或链路的任何传输/接收介质。可通过直接从一个介质执行代码，通过从一个介质向另一个介质拷贝代码，和/或通过在网络上传输代码而做出和/或使用包含计算机代码的制品。
本文所述的方法和系统便于在飞机上提供冷却和动力。具体而言，本文所述的方法和系统便于优化动力涡轮和压缩机的速度来减小飞机推进发动机的燃料消耗。此外，本文所述的方法和系统便于优化冷却涡轮的速度而增大冷却效率并维持发电机所希望的输出。此外，本文所述的方法和系统便于减小容纳飞机上的冷却与动力系统所需的空间要求和便于减小与操作飞机上的冷却与动力系统相关联的燃料成本。
在上文中详细描述了用于提供冷却和动力的方法和系统的示范性实施例。如本文所述的用于提供冷却和动力的方法和系统并不限于本文所述的具体实施例，而是，方法和系统的构件可独立地且与本文所述的其它构件分开使用。例如，本文所述的方法和系统可具有其它工业和/或消费者应用，且并不限于本文所述的对于飞机的实践。而是可结合许多其它工业来实施和利用本发明。
虽然关于各种具体实施例描述了本发明，但本领域技术人员应认识到在本发明的精神和范畴内可在实践中对本发明做出修改。

Claims (10)

1.一种用于提供冷却和动力的系统(200)，所述系统包括：
涡轮组件(204)，包括：
冷却单元(226)，包括由第一轴(252)可旋转地联接到发电机(250)的第一涡轮(248)；以及
动力单元(228)，包括由第二轴(236)可旋转地联接到压缩机的第二涡轮(234)，所述动力单元与所述冷却单元流通地联接，使得所述第一轴和所述第二轴可相对于彼此独立地旋转。
2.根据权利要求1所述的系统(200)，其特征在于，还包括电气组件(208)，所述电气组件(208)包括电联接到所述发电机(250)的系统控制器(294)。
3.根据权利要求1所述的系统(200)，其特征在于，所述涡轮组件(204)还包括多个磁性轴承(258)，所述第一轴(252)和所述第二轴(236)由所述磁性轴承而磁悬浮。
4.根据权利要求1所述的系统(200)，其特征在于，所述涡轮组件(204)还包括定位于所述第一轴(252)与所述第二轴(236)之间的磁性联接器(314)，所述磁性联接器可选择地促动，以使所述第一轴联接到所述第二轴，使得所述第一轴和所述第二轴可以一起旋转。
5.根据权利要求2所述的系统(200)，其特征在于，还包括流通地联接于所述涡轮组件(204)与压缩空气源(212)之间的起动器组件(202)，所述起动器组件包括燃烧器(220)。
6.根据权利要求5所述的系统(200)，其特征在于，所述起动器组件(202)还包括质量流装置(222)，所述质量流装置(222)被配置成调节通过所述动力涡轮(234)的质量流。
7.根据权利要求5所述的系统(200)，其特征在于，还包括与所述涡轮组件(204)流通地联接的冷却组件(206)，所述冷却组件包括第一空气至空气式热交换器(260)和液体至空气式热交换器。
8.根据权利要求7所述的系统(200)，其特征在于，所述冷却组件(206)还包括与所述第一空气至空气式热交换器(260)和所述液体至空气式热交换器流通地联接的第二空气至空气式热交换器(266)。
9.根据权利要求7所述的系统(200)，其特征在于，所述冷却组件(206)还包括冷却回路(286)，所述冷却回路(286)延伸通过所述液体至空气式热交换器，所述冷却回路的至少一部分定位于靠近所述电气组件(208)。
10.根据权利要求9所述的系统(200)，其特征在于，所述电气组件(208)包括电联接到所述发电机(250)的电阻加热器(302)，所述电阻加热器沿着所述冷却组件(206)的流路定位。
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