CN102095314B - 延伸塞冷却板 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种热交换系统、设备和方法，其中热交换设备可替换地被称为延伸塞冷却板。具体热交换设备包括限定入口和出口的外壳。热交换设备还包括外壳里面的至少一个泡沫陶瓷部件。该至少一个泡沫陶瓷部件限定多个孔。热交换设备还包括从外壳第一面穿过至少一个泡沫陶瓷部件延伸到外壳第二面的多个延伸塞。外壳第一面通过多个延伸塞的第一端与该至少一个泡沫陶瓷部件隔开。

Description

延伸塞冷却板
技术领域
本发明通常涉及热交换设备、系统和方法。
背景技术
热交换设备，例如冷却板，用来为各种应用降低热负荷或管理热负荷。例如，飞行器、航天器、机动车和其它陆基交通工具，以及船舶和其它水基交通工具可使用热交换设备管理热负荷。热负荷可通过交通工具上的装置、环境、其它源或源的组合引起。举例而言，飞行器可使用冷却板管理与航空电子设备和印刷电路板、飞行器发动机等相关的热负荷。另外，飞行器可为热保护系统使用冷却板，从而保护基础的(underlying)机身结构不暴露于由于流体阻力(例如，空气摩擦)产生的，或通过机身遭受高温排气生成的破坏性热通量。在另一个说明性例子中，坦克或其它陆基交通工具可使用热交换设备，从而管理源自环境暴露、发动机或其它热源的热负荷。
管理热负荷在装置成本、操作成本、重量、空间约束等方面是昂贵的。装置成本、操作成本、重量和空间约束通常涉及热交换设备是否用于飞行器、陆基交通工具、水基交通工具、航天器或甚至固定结构，例如建筑。例如，某些热交换设备可与相对高的装置成本有关。例如，使用由于与这些设备有关的制造困难(例如高温焊接)，因此使用钎焊泡沫铝和金属翅片的热交换设备具有高制造成本。因此，这样的设备的装置成本相对高。
在说明操作成本的例子中，热交换设备可以是当用于交通工具时由于为提供传输冷却剂的集气室和与热交换设备相关的其它装置(例如用来加压冷却剂的装置)增加的交通工具的重量的操作障碍(penalty)。交通工具也可引发其它操作障碍。举例而言，某些飞行器可将冲压空气用作冷却剂。在冲压空气用作冷却剂时，冲压空气可从飞行器发动机转移/释放。从飞行器发动机转移空气以便用作冲压空气冷却剂可降低飞行器发动机的操作效率，导致更高操作成本和/或性能低于最优性能。通常，转移的空气越多，飞行器增加的操作成本越高。其它交通工具也可由于热交换设备引发操作成本。
具体交通工具可为热保护系统使用热交换设备，从而提供交通工具的结构冷却。热保护系统的示例包括背面冷却系统、薄膜冷却系统和蒸发冷却系统。背面冷却系统将冷却剂吹过远离经受热通量的面的结构背面上的管道从而冷却。薄膜冷却系统将冷却剂从结构背面上的集气室吹过结构自身中紧密间隔的孔。冷却剂可在受热的结构面上形成薄膜，保护该结构并控制界面温度。蒸发冷却系统通过将冷却空气从背面集气室直接流过多孔结构直接地冷却多孔结构。
背面冷却系统、薄膜冷却系统和蒸发冷却系统可使用相对高的冷却剂流速，从而实现要求的冷却。进一步地，这些系统中的每个都可使用笨重、昂贵的结构管道和集气室系统以向冷却区域输送冷却剂。例如，集气室可直接提供在需要冷却的每个区域后面。进一步地，由于在要被冷却的表面中提供大量小孔的成本，薄膜冷却系统是昂贵的。蒸发系统可受用于要被冷却的表面的陶瓷和烧结金属多孔材料限制。
发明内容
本发明公开了热交换系统、设备和方法。具体热交换设备包括限定入口和出口的外壳。热交换设备还包括外壳内的至少一个泡沫陶瓷部件。该至少一个泡沫陶瓷部件在其内具有多个孔。热交换设备还包括从外壳第一面穿过泡沫陶瓷部件向外壳第二面延伸的多个延伸塞。外壳第一面通过多个延伸塞的第一端与该至少一个泡沫陶瓷部件隔开。
在具体实施例中，方法包括通过向邻近的要被冷却的表面的热交换设备的入口传输冷却剂，从要被冷却的表面抽取热。热交换设备也包括与要被冷却的表面隔开的泡沫陶瓷部件。泡沫陶瓷部件限定多个孔。热交换设备也包括从邻近入口的泡沫陶瓷部件第一面穿过泡沫陶瓷部件向要被冷却的表面延伸的多个延伸塞。传输到入口的冷却剂经过泡沫陶瓷部件的孔到达泡沫陶瓷部件和要被冷却的表面之间的空间。冷却剂进一步流过该空间到达热交换设备的出口。
在具体实施例中，系统包括飞行器，该飞行器包括热暴露表面和邻近热暴露表面的冷却板。冷却板包括入口和出口。冷却板也包括在冷却板里面的至少一个泡沫陶瓷部件。该至少一个泡沫陶瓷部件限定多个孔。冷却板也包括多个延伸塞，该延伸塞从与热暴露表面分离的泡沫陶瓷部件第一面穿过泡沫陶瓷部件向邻近热暴露表面的冷却板延伸。热暴露表面的第二面穿过多个延伸塞的第一端与该至少一个泡沫陶瓷部件隔开。
在具体实施例中，方法包括向泡沫陶瓷部件第一面应用第一铸造层和向泡沫陶瓷部件第二面应用第二铸造层。该方法也包括穿过第一铸造层、泡沫陶瓷部件和第二铸造层形成多个开孔。该方法进一步包括在多个开孔内插入铸造材料，并固化该铸造材料，从而穿过泡沫陶瓷部件形成多个延伸塞。该方法也包括从泡沫陶瓷部件移除第一和第二铸造层。
被描述的特征、功能和优点可在各种实施例中独立实现，或可在其它实施例中结合实现，实施例的进一步细节参考下面的描述和附图被公开。
附图说明
图1是热交换设备第一具体实施例的图示；
图2是热交换设备第二具体实施例的图示；
图3是图示说明热交换设备的泡沫陶瓷核心的具体实施例；
图4-9图示说明制造热交换核心的方法的具体实施例；
图10是制造热交换核心的方法的具体实施例的流程图；
图11是热交换方法的具体实施例的流程图；
图12是包括一个或多于一个热交换设备的飞行器的具体实施例的图示；以及
图13和14是测试根据具体实施例的热交换设备产生的性能特征的图表。
具体实施方式
公开的热交换设备使用具有源自高通量源的最小冷却剂压降以极其高效的方式传热。热交换设备使用高导热的延伸塞将热传到高内部表面区域泡沫陶瓷里面。延伸塞是从泡沫陶瓷两面伸出或延伸的导热部件。泡沫陶瓷经对流向冷却剂传播热，该冷却剂从入口面穿过泡沫陶瓷移动到出口面。冷却剂也直接湿润进一步提高传热效率的延伸塞的部分。由于延伸塞穿过泡沫陶瓷延伸，因此热交换设备可称为延伸塞热交换器，或可替换地称为延伸塞冷却板。
此处公开的热交换设备提供较低冷却剂流速的改进的热交换。热交换设备可用于航空电子设备冷却板冷却和热暴露表面的热保护系统。可使用相对简单和低成本的工艺和材料制造热交换设备。具体地，热交换设备可以以比使用钎焊泡沫铝和金属翅片的某些其它热交换设备相低的成本制造。另外，由于可实现减少结构集气室和铸造或烧结的高温零件，因此可通过使用热交换设备实现成本节省。因此，热交换设备可为冷却高热耗散电子器件提供低成本、高热效的系统。热交换设备具有低飞行器系统障碍，因为与泡沫金属冷却板相比它们需要较少冷却剂以给定冷却剂压降吸收给定的热量。热交换设备提供比采用的某些背面对流系统更有效地冷却航空电子设备。例如，给定热负荷可需要更少的冷却剂流。公开的热交换设备的泡沫陶瓷核心可用作冷却空气集气室。因此，热交换设备能够控制热面界面温度而不使用笨重的冷却剂供应集气室。进一步地，公开的热交换设备的高效指在热交换设备下的基础结构可由低温材料构建，进一步降低交通工具的成本和重量。估计对于某些飞行器，除去笨重的冷却集气室并利用轻重量低温材料，例如聚合物复合结构，可降低多于50％的飞行器结构重量。
在各种实施例中公开的热交换设备、系统和方法通过使用高导热延伸塞传递能量到高内部表面区域泡沫陶瓷片内，使用减少的自高通量源的冷却剂压降以高效方式传热。泡沫陶瓷片经对流向穿过泡沫陶瓷片从入口面运动到出口面的冷却剂传播能量，同时冷却剂也直接湿润延伸塞。
各种实施例可对于航空应用中的热管理有用。例如，热交换设备可用作冷却板，以便冷却高功率印刷电路板(PCB)或更高效冷却PCB。在另一个示例中，热交换设备可用作热保护系统(TPS)，以便保护基础机身结构免受在高速飞行期间在交通工具外模线和推进流径外上产生的高热通量的损坏。对于冷却板和TPS，热交换设备和入射热通量之间的界面可具有限制温度。该限制温度可以是最大可容忍接合温度。例如，在航空电子设备PCB的情况下，限制温度可以是在160°F到180°F范围中。在TPS中，TPS的材料的限制温度可以是大约2500°F。在两种情形中，需要的冷却剂流速应该尽可能降低，因为这构成对飞行器的性能障碍。
飞行器上的航空电子设备冷却可通过将PCB背面上的冷却调节的空气吹离芯片来提供。冷却空气可通过飞行器上的环境控制系统(ECS)提供。冷却剂通道可具有延伸的表面，例如嵌入它们的金属板翅片，从而提供增强的传热。航空电子设备冷却也可采用大孔泡沫金属冷却板。
高速飞行的热保护系统可使用背面结构冷却、薄膜冷却或蒸发冷却。背面冷却包括将冷却剂吹过要被冷却的结构背面上的管道远离经受热通量的面。薄膜冷却包括将冷却剂从结构背面上的集气室吹过结构自身中紧密间隔的孔。冷却剂可在受热的结构面上形成薄膜以保护结构并控制界面温度。蒸发冷却通过将冷却空气从背面集气室直接流过多孔结构直接地冷却多孔结构。
背面冷却系统、薄膜冷却系统和蒸发冷却系统与公开的热交换设备相比具有显著的缺点。例如，每个都使用高冷却剂流速以实现相同冷却。进一步地，每个都使用笨重、昂贵的结构管道和集气室系统以向要被冷却的区域输送冷却剂。集气室可直接提供在需要冷却的每个区域后面。薄膜冷却系统进一步的缺点是在要被冷却的表面中钻大量小孔的费用。薄膜系统还难于控制，因为受热表面上的自由流动擦掉冷却薄膜。蒸发系统受用于要被冷却的表面的陶瓷和烧结金属多孔材料限制。陶瓷可能是易碎的，并在没有衬底支持时缺乏结构强度。烧结金属是笨重且昂贵的。
形成热交换设备的延伸塞和超多孔、高内部表面区域泡沫陶瓷的结合可提供比背面冷却板翅片航空电子设备冷却板可用的对流表面区域大得多的对流表面区域。该公开的热交换设备中建立的配置和冷却剂流径与常规高速飞行TPS配置中建立的配置不同。例如，公开的热交换设备不需要笨重、昂贵的结构集气室供应冷却剂。另外，与使用薄膜冷却相比可实现界面的更均匀冷却。这是因为冷却剂可容纳在热交换设备里面而不是吹入自由流。
提高的效率指更高热通量PCB可控制在常规PCB的规定接合温度，或达到常规PCB的规定接合温度需要较少冷却剂。在冷却剂是冲压空气时，由于较少冲压空气可从发动机转移以便用作冷却剂，因此使用较少冷却剂可降低源自ECS的推力障碍。另外，与常规TPS相比，此处公开的热交换设备可更轻重量并且构建成本更低，但仍可用较少冷却剂提供相同程度的热保护。
图1是通常参考100的热交换设备的第一具体实施例的图示。热交换设备100包括外壳(仅部分示出)，该外壳包括第一面102和第二面104。外壳也包括入口112和出口114。一个或多于一个泡沫陶瓷部件106布置在外壳内(例如，在第一面102和第二面104之间)。一个或多于一个泡沫陶瓷部件106限定冷却剂120可经过的多个孔。例如，一个或多于一个泡沫陶瓷部件106可包括多个不规则取向的陶瓷纤维，该陶瓷纤维在它们之间具有冷却剂120可流过，为传热提供大表面区域的开孔。例如，一个或多于一个泡沫陶瓷部件106可包括参考图3描述的泡沫陶瓷中的一个或多于一个。
热交换设备100还包括多个延伸塞108，该多个延伸塞108从外壳第一面102穿过一个或多于一个泡沫陶瓷部件106延伸到外壳第二面104。在具体实施例中，外壳第一面102由多个延伸塞108的第一端与一个或多于一个泡沫陶瓷部件106隔开。在该实施例中，一个或多于一个泡沫陶瓷部件106和外壳第一面102限定冷却剂120经过其与一个或多于一个延伸塞108接触的第一通道120。另外，外壳第二面104通过多个延伸塞108的第二端与一个或多于一个泡沫陶瓷部件106隔开。此外，外壳第二面104和一个或多于一个泡沫陶瓷部件106可限定冷却剂120经过其与一个或多于一个延伸塞108接触的第二通道162。在具体实施例中，一个或多于一个泡沫陶瓷部件106和多个延伸塞108一起可称为热交换核心，或称为冷却板。
在某些实施例中，外壳的一个或多于一个面可导热，从而促进从外壳外面向冷却剂120传热。例如，外壳第一面102可导热以从热源(未示出)接收热并向多个延伸塞108传热。在具体实施例中，外壳的一个或多于一个面可隔热以减少从冷却剂120到外壳外面的传热。例如，当热交换设备100用于热保护系统以保护基础结构暴露于热时，外壳第二面104可隔热以减少从冷却剂120到基础结构的传热。在该实施例中，第二面104可由泡沫陶瓷形成。例如，第二面104可由与一个或多于一个泡沫陶瓷部件106相同的材料形成。
在具体实施例中，外壳的一个或多于一个面可以是抗腐蚀的。举例而言，当热交换设备100用作热保护系统，以保护飞行器的基础复合结构(例如，玻璃纤维加强塑料)时，第一面102可包括抗腐蚀层以使热交换设备100能够在飞行器的苛刻外部环境中操作。例如，外壳第一面102可包括用氮化铝材料嵌入的多个氧化铝二氧化硅/铝硅(alumina silica)纤维以形成导热的抗腐蚀层的。导热的抗腐蚀层可通过用可铸造氮化铝材料(例如源自Valley Cottage，NY的AremcoProducts，Inc.可用的Aremco CeramacastTM675N(“Ceramacast 675N”))浸透氧化铝-硅织物、片材或衬垫(例如源自日本东京Nitivy有限公司的Nitivy ALFTM可用的纤维)，并固化可铸造氮化铝材料形成。
在具体实施例中，多个延伸塞108具有低导电性。例如，多个延伸塞108可包括从外壳第一面102穿过一个或多于一个泡沫陶瓷部件106延伸到外壳第二面104的氮化铝棒。也可使用具有相似于氮化铝的导热和导电性质的其它材料。如进一步参考图4-10描述，可使用可铸造氮化铝材料形成多个延伸塞108。
在具体实施例中，延伸塞108经导热粘合剂110耦合到外壳第一面102和第二面104。例如，导热粘合剂110可包括室温硬化(RTV)粘合剂。在另一个示例中，外壳第一面102和第二面104可使用可铸造氮化铝材料联结到延伸塞108。
热交换设备100也可在热交换设备100的入口面上包括冷却剂不能渗透的阻塞124。热交换设备的入口面可指包括第二通道162的热交换设备100的面。冷却剂不能渗透的阻塞124可防止经入口112接收的冷却剂120直接流到出口114，迫使冷却剂120流过一个或多于一个泡沫陶瓷部件106到达第一通道160。在图1中，入口112被图示为设置在热交换设备端上(即，入口112的平面横向于外壳第二面104的平面)。然而，在其它实施例中，入口112可设置在其他位置中，例如穿过外壳第二面104(即，入口112的平面平行于第二面104的平面)。另外，图1中的出口114被图示为设置在外壳第二面104上(即，出口114的平面平行于外壳第二面104的平面)。然而，在其它实施例中，出口114可设置在其他位置中，例如穿过外壳端(即，出口114的平面垂直于第二面104的平面)。
在操作中，冷却剂120可经入口112接收到热交换设备100的第二通道162内。由于冷却剂不能渗透的阻塞124抑制冷却剂120从入口112直接流动到出口114，因此第二通道162和第一通道160之间压力差可驱动冷却剂120流过一层一个或多于一个泡沫陶瓷部件106到达第一通道160，如冷却剂流122图示说明。冷却剂120可流动到第一通道160内，如冷却剂流126图示说明，并可流动到出口114，如冷却剂流128图示说明。
在各种实施例中，冷却剂120可包括冲压空气。冷却剂120可在传输到热交换设备100前被处理。例如，可在冷却剂120传输到热交换设备100前改变冷却剂120的温度或压力。
在具体实施例中，经外壳第一面102接收的热可经导热粘合剂110传到多个延伸塞108。在入口112接收的冷却剂120可在第二通道162中与多个延伸塞108流动接触。冷却剂120可经过一个或多于一个泡沫陶瓷部件106的孔(如在冷却剂流122示出)。冷却剂120也可在第一通道160中与多个延伸塞108流动接触到出口114(如在冷却剂流126和128示出)。可通过多个延伸塞108，通过与外壳的面102、104接触，以及通过与一个或多于一个泡沫陶瓷部件106接触传热到冷却剂120。因此，在第一面102的高速传热和大大降低的表面温度可在相对低的冷却剂压降下实现。因此，在高通量热源情况下的热保护和表面温度控制可通过使用多个延伸塞108传热到一个或多于一个泡沫陶瓷部件106实现，从而冷却剂120可接触泡沫陶瓷部件106的相对高的表面区域抽取热。
在具体实施例中，热源(未示出)可处在外壳第一面102上面。例如，热源可包括印刷电路板或其它电子设备，例如航空电子设备组件。在另一个示例中，热源可包括飞行器的外部表面，例如受高热负荷的前缘(leading edge)或其它表面，或推进流径(例如发动机排气喷嘴)上的表面。另外，由于冷却剂120从入口112穿过通道160和162流动到出口114，因此由于通道160和162提供冷却剂传输，其中集气室将另外使用(例如，用于背面冷却系统或薄膜冷却系统)，可以实现集气室需要的材料的全部体积和重量的降低。
图2是通常参考200的热交换设备第二具体实施例的图示。热交换设备200包括外壳(仅部分示出)，该外壳包括第一面202和第二面204。外壳还包括入口212和出口214。一个或多于一个泡沫陶瓷部件206被布置在外壳内(例如，在第一面202和第二面204之间)。一个或多于一个泡沫陶瓷部件206限定冷却剂220可经过的多个孔。例如，泡沫陶瓷部件206可包括多个不规则取向的陶瓷纤维，该陶瓷纤维在它们之间具有冷却剂220可流过其以为传热提供大的表面区域的开孔。在具体实施例中，泡沫陶瓷部件206包括参考图3描述的泡沫陶瓷中的一个或多于一个。
热交换设备200还可包括多个延伸塞208，该多个延伸塞208从外壳第一面202穿过一个或多于一个泡沫陶瓷部件206延伸到外壳第二面204。在具体实施例中，外壳第一面202通过多个延伸塞208的第一端与一个或多于一个泡沫陶瓷部件206隔开。在该实施例中，一个或多于一个泡沫陶瓷部件206和外壳第一面202限定第一通道260，冷却剂220与一个或多于一个延伸塞220接触经过第一沟道260。另外，外壳第二面204通过多个延伸塞208的第二端与一个或多于一个泡沫陶瓷部件206隔开。因此，外壳第二面204和一个或多于一个泡沫陶瓷部件206可限定第二通道262，冷却剂220与一个或多于一个延伸塞220接触流过第二通道262。
在某些实施例中，外壳的一个或多于一个面可导热，从而促进从外壳外面的热源向冷却剂220传热。例如，外壳第一面202可导热以从热源接收热并且向多个延伸塞208传热。在具体实施例中，外壳的一个或多于一个面可隔热以减少从冷却剂220到外壳外面的传热。例如，当热交换设备200用于热保护系统以保护基础结构暴露于热时，外壳第二面204可隔热以减少从冷却剂220到基础结构的传热。在该实施例中，第二面204可由泡沫陶瓷形成。例如，第二面204可由与一个或多于一个泡沫陶瓷部件206相同的材料形成。
在具体实施例中，外壳的一个或多于一个面可以是抗腐蚀的。例如，当热交换设备200用作热保护系统以保护飞行器的基础复合结构(例如，玻璃纤维加强塑料)时，第一面202可包括抗腐蚀层以使热交换设备200能够在飞行器的苛刻外部环境中操作。例如，外壳第一面202可包括用氮化铝材料嵌入的多个氧化铝二氧化硅纤维以形成导热的抗腐蚀层。导热的抗腐蚀层可通过用可铸造氮化铝材料(例如源自NY，Valley Cottage的Aremco Products，Inc.可用的AremcoCeramacastTM 675N(“Ceramacast 675N”))嵌入氧化铝-硅织物、片材或衬垫(例如源自日本东京Nitivy有限公司的Nitivy ALFTM可用的纤维)，并固化可铸造氮化铝材料来形成。
在具体实施例中，多个延伸塞208具有低导电性。例如，多个延伸塞208可包括从外壳第一面202穿过一个或多于一个泡沫陶瓷部件206延伸到外壳第二面204的氮化铝棒。也可使用具有相似于氮化铝的导热和导电性质的其它材料。如进一步参考图4-10描述，可使用可铸造氮化铝材料形成多个延伸塞208。
在具体实施例中，多个延伸塞208经导热粘合剂210耦合到外壳第一面202和第二面204。例如，导热粘合剂210可包括室温硬化(RTV)粘合剂。在另一个示例中，外壳第一面202和第二面204可使用可铸造氮化铝材料联结到延伸塞208。
热交换设备200也可在热交换设备200的入口面252和出口面254之间的第二通道262中包括冷却剂不能渗透的阻塞224。热交换设备200的入口面252可以指包括入口212和第二通道262的第一部分的热交换设备200的面。热交换设备200的出口面254可以指包括出口214和第二通道262的第二部分的热交换设备200的面。在图2图示的实施例中，热交换设备200的入口面252包括部分第二通道262，该部分包括入口212、一个或多于一个泡沫陶瓷部件206、外壳第二面204以及冷却剂不能渗透的阻塞224之间的区域。热交换设备200的出口面254包括部分第二通道262，该部分包括出口214、一个或多于一个泡沫陶瓷部件206、外壳第二面204以及冷却剂不能渗透的阻塞224之间的区域。冷却剂不能渗透的阻塞224可迫使经入口212接收的冷却剂220沿第一方向(朝向外壳第一面202)流过一个或多于一个泡沫陶瓷部件206，并且沿第二方向(朝向外壳第二面204)流过一个或多于一个泡沫陶瓷部件206到达出口214。由于冷却剂220两次经过一个或多于一个泡沫陶瓷部件206的孔，因此图2中图示的实施例可称为双通道配置的热交换设备200。可通过该双通道配置实现与单通道配置相比提高的热效率，在该单通道配置中冷却剂220仅经过一个或多于一个泡沫陶瓷部件206的孔一次。
在图2中，入口212被图示为设置在热交换设备200端上(即，入口212的平面垂直于外壳第二面204的平面)。然而，在其它实施例中，入口212设置在其他位置中，例如穿过外壳第二面204(即，入口212的平面平行于第二面204的平面)。另外，图2中的出口214被图示为设置在外壳第二面204上(即，出口214的平面平行于外壳第二面204的平面)。然而，在其它实施例中，出口214可设置在其他位置中，例如穿过外壳端(即，出口214的平面垂直于第二面204的平面)。
在操作中，冷却剂220可经入口212接收到第二通道262内。由于冷却剂不能渗透的阻塞224抑制冷却剂220从入口212直接流动到出口214，因此第二通道262和第一通道260之间压力差可迫使冷却剂220流过一层一个或多于一个泡沫陶瓷部件206，如冷却剂流222图示说明。冷却剂流220可在第一通道260中流动，如冷却剂流226图示说明。第一通道260和第二通道262的出口面254之间压力差可沿第二方向迫使冷却剂220流过一层一个或多于一个泡沫陶瓷部件206到达出口面254，如冷却剂流230图示说明。冷却剂流220可在出口面254内流动到出口214，并可经出口214离开热交换设备200，如冷却剂流228图示说明。
在具体实施例中，冷却剂220可以包括冲压空气。在其它实施例中，冷却剂220可包括其他冷却流体，该冷却流体为液体或固体。冷却剂220可在被传输到热交换设备200前被处理。例如，可在冷却剂220传输到热交换设备200前改变冷却剂220的温度或压力。
在具体实施例中，经外壳第一面202接收的热可经导热粘合剂210传到多个延伸塞208。在入口212接收的冷却剂220可在第二通道262的入口面252上与多个延伸塞208接触流动。冷却剂220可在第一方向上经过一个或多于一个泡沫陶瓷部件206的孔，如冷却剂流222示出。冷却剂220也可在第一通道260中与多个延伸塞208接触流动，如冷却剂流226示出。冷却剂220可在第二方向上经过一个或多于一个泡沫陶瓷部件206的孔，如冷却剂流230示出。冷却剂可与多个延伸塞208接触流动，如冷却剂流232示出，并且经出口214流出热交换设备200，如冷却剂流228示出。可通过多个延伸塞208，通过与外壳的面202、204接触以及当冷却剂220在两个方向上流过一个或多于一个泡沫陶瓷部件206的孔时通过与一个或多于一个泡沫陶瓷部件206接触，来传热到冷却剂220。因此，在第一面202的高速传热和大大降低的表面温度可在相对低的冷却剂压降下实现。因此，在高通量热源情况下的热保护和表面温度控制可通过使用多个延伸塞208传热到一个或多于一个泡沫陶瓷部件206实现，因此冷却剂220可接触泡沫陶瓷部件206的相对高的表面区域吸收热。
在具体实施例中，热源(未示出)可处在外壳第一面202上面。例如，热源可包括印刷电路板或其它电子设备，例如航空电子设备组件。在另一个示例中，热源可包括飞行器的外表面，例如受高热负荷的前缘或其它表面，或推进流径(例如发动机排气喷嘴)中的表面。另外，由于冷却剂220从入口212穿过通道260和262流动到出口214，因此可实现集气室需要的材料的全部体积和重量的降低。
图3是图示说明热交换设备的泡沫陶瓷的具体实施例。图3中图示说明的泡沫陶瓷可用于形成泡沫陶瓷部件，诸如图1的一个或多于一个泡沫陶瓷部件106或图2的一个或多于一个泡沫陶瓷部件206。具体地，图3图示说明氧化铝增强热障(AETB)纤维302的电子显微照片，该照片由Huntington Beach，Calif的波音公司拍摄。图3还图示说明泡沫陶瓷的孔304可具有大约35微米的平均孔尺寸。可使用的其他泡沫陶瓷材料是同样来自Huntington Beach，Calif的波音公司的波音硬质绝缘泡沫(BRI)。
泡沫陶瓷可包括结合小的平均孔尺寸与高多孔度的材料。在一个示例的、非限制的实施例中，泡沫陶瓷包括具有高达百分之68左右的二氧化硅、百分之20左右的氧化铝和百分之12左右的氧化铝硼硅酸盐纤维的氧化铝二氧化硅泡沫陶瓷。泡沫陶瓷可包括具有大约每立方英尺16磅的密度的轻重量氧化铝二氧化硅泡沫。泡沫陶瓷的多孔度可超过百分之80。在具体实施例中，多孔度可以是至少百分之90。泡沫陶瓷的孔可以是具有约35微米的平均微孔尺寸的5到50微米范围。高多孔度和非常小的孔的结合提供大内部表面区域，以便向流过泡沫陶瓷的孔的冷却剂传热。例如，泡沫陶瓷的内部表面区域可以是接近31，350ft2/ft3。
在具体实施例中，泡沫陶瓷的孔具有小于50微米的平均直径，因此流过泡沫陶瓷的空气变得稀薄。处于此处公开的实施例的压力级特征的泡沫陶瓷中的空气流导致在滑流状况中流动。在流动通道尺寸，即在该情况下的孔有效直径接近在冷却剂流中的单分子的平均自由程时，冷却剂流变稀薄(即，滑流状况内的流动)。在稀薄流动中，该流动不可再认为是连续流，并且根据穿过流通道的单个微粒路径更准确考虑。由于没有形成边界层，因此冷却剂在流动通道墙壁具有非零“滑动”速度。测试示出孔中的稀薄流动(例如，在流动通道墙壁具有非零“滑动”速度的流动)导致，与形成无滑动边界层的连续流动期待的压降相比，流动的压降减少。因此，泡沫陶瓷中建立的小型孔可导致穿过泡沫陶瓷的流动变稀薄，与连续流动期待的压降相比，该流动变稀薄可降低冷却剂流过泡沫陶瓷的压降。测试示出在BRI中变稀薄产生的滑流与连续流动假设下预测的压降相比可降低百分之20到百分之50的压降。
图4-9图示说明制造延伸塞冷却板的方法的具体实施例。例如，图4-9中图示说明的方法可用来制造图1中图示的热交换设备100或图2中图示的热交换设备200。参考图4，提供泡沫陶瓷部件406。泡沫陶瓷部件406，诸如图3中图示的泡沫陶瓷，可包括陶瓷纤维之间的空间限定的多个孔。参考图5，第一铸造层434应用于泡沫陶瓷部件406第一面，并且第二铸造层436应用于泡沫陶瓷部件406第二面。第一铸造层434和第二铸造层436可包括蜡层、硅树脂层或其他材料的层，该其他材料的层可应用于泡沫陶瓷部件406，并可从泡沫陶瓷部件406移除而不毁坏穿过泡沫陶瓷部件406形成的延伸塞(诸如图1的延伸塞108和图2的延伸塞208)。铸造层434和436也应能够被改变以为铸造延伸塞提供开孔。
参考图6，穿过第一铸造层434、泡沫陶瓷部件406和第二铸造层436提供多个开孔432。例如，可穿过第一铸造层434、泡沫陶瓷部件406和第二铸造层436钻出开孔432，或用其它方式加工出开孔432。
参考图7，铸造材料440可被钻孔或注入到开孔432内。铸造材料440可以是可固化的以形成导热材料。例如，铸造材料440可包括可铸造氮化铝，例如Ceramacast 675N。
参考图8，铸造材料440可被固化以穿过泡沫陶瓷部件406形成多个导热延伸塞408。在固化铸造材料440后，第一铸造层434和第二铸造层436可被移除，留下泡沫陶瓷部件406和多个固化的导热延伸塞408作为冷却板核心。
参考图9，导热粘合剂410可用于将外壳第一面402应用到多个导热延伸塞408的第一端。此外，导热粘合剂410可用于将外壳第二面404应用到多个导热延伸塞408的第二端。例如，导热粘合剂可包括导热室温硬化(RTV)粘合剂。在另一个示例中，导热粘合剂可包括铸造材料440。当制造的热交换设备是冷却板时，第一面402、第二面404或两者可以是导热的。当制造的热交换设备是热保护系统时，第一面402或第二面404可以是绝热的。此外，第一面402、第二面404或两者可具有低导电性(例如，大约8.8的介电常数)。此外，抗腐蚀层可应用于第一面402、第二面404或两者。
图10是制造热交换核心的方法的具体实施例的流程图。该方法通常指定为1000。方法1000可用来制造图1的热交换设备100或图2的热交换设备200。
方法1000包括，在1002，向泡沫陶瓷部件第一面应用第一铸造层。方法1000也包括，在1004，向泡沫陶瓷部件第二面应用第二铸造层。在具体实施例中，泡沫陶瓷部件可以是具有约百分之90的多孔度和具有约35微米的平均孔尺寸的高多孔度泡沫，诸如参考图3描述的泡沫陶瓷。第一和第二铸造层可包括可应用于泡沫陶瓷并可从泡沫陶瓷移除的材料，其中在固化铸造材料期间可以形成铸造开孔，而且铸造开孔能够保留铸造材料。例如，第一和第二铸造层可包括蜡或硅树脂。
方法1000还包括，在1006，穿过第一铸造层、泡沫陶瓷部件和第二铸造层形成多个开孔。例如，开孔可通过穿过第一铸造层、泡沫陶瓷部件和第二铸造层钻出开孔或其他加工开孔形成。方法1000可进一步包括，在1008，将铸造材料插入多个开孔内。例如，铸造材料可包括可固化氮化铝材料，或其它可固化导热材料。
方法1000还可包括，在1010，固化铸造材料以穿过泡沫陶瓷部件形成多个导热延伸塞。方法1000还可包括，在1012，从泡沫陶瓷部件移除第一和第二铸造层。多个导热延伸塞和泡沫陶瓷部件形成热交换核心。在具体实施例中，热交换设备，诸如冷却板或热保护系统，可在1014通过使用导热粘合剂将一个或多于一个面耦合到延伸塞的端从而形成外壳来形成。
图11是热交换方法的具体实施例的流程图。该方法通常指定为1100。在各种实施例中，方法1000可使用热交换设备执行，诸如图1的热交换设备100、图2的热交换设备200、使用图4-9中图示的方法制造的热交换设备，或使用图10的方法1000制造的热交换设备。
方法1100包括在1102从飞行器外面接收冲压空气。例如，冲压空气可经一个或多于一个入口端口接收，或经从发动机进气口转移的气流接收。在某些实施例中，在1104，冲压空气可进一步被加压，或其他处理，诸如通过在传输冲压空气之前预冷却，以便用作冷却剂。在其它实施例中，可使用除冲压空气外的冷却剂。例如，可使用液体冷却剂，或可使用除冲压空气之外的气体冷却剂。在另一个示例中，相变制冷剂材料可用作冷却剂。
方法1100还可包括，在1106，向热交换设备(例如，冷却板)的入口传输冲压空气作为冷却剂。在1108，热可从要被冷却的表面抽取到穿过热交换设备的入口传输的冷却剂内。热交换设备可邻近要被冷却的表面。例如，热交换设备可邻近热暴露表面，诸如飞行器的发动机排气喷嘴或前缘。在另一个示例中，热交换设备可邻近生成热的设备，诸如印刷电路板或其它电子设备，例如航空电子设备。
热交换设备可包括与要被冷却的表面隔开的入口、出口和泡沫陶瓷部件。泡沫陶瓷部件可包括高多孔度泡沫，诸如参考图3描述的泡沫陶瓷。多个导热延伸塞可从邻近入口的泡沫陶瓷部件第一面穿过泡沫陶瓷部件延伸到要被冷却的表面。传输到入口的冷却剂可从入口经过泡沫陶瓷部件的孔到达泡沫陶瓷部件和要被冷却的表面之间的空间(或通道)。冷却剂可经过泡沫陶瓷部件和要被冷却的表面之间的空间到达热交换设备的出口。在具体实施例中，冷却剂可在到达出口之前再次经过泡沫陶瓷部件的孔。
图12是包括一个或多于一个热交换设备的飞行器1200的具体实施例的图示。例如，热交换设备可包括在图1中图示的热交换设备100、在图2中图示的热交换设备200，或其组合。飞行器1200还可包括至少一台发动机1206、机身1220，以及多个机翼或其它产生升力的面1222。
飞行器1200包括暴露于高热通量的一个或多于一个表面。在具体实施例中，经受热的表面可包括飞行器的外部表面。例如，热暴露表面可包括由于与周围空气摩擦接触，尤其在高速飞行期间与周围空气摩擦接触，可以产生热的表面1202。在另一具体实施例中，热暴露表面可包括至少一台发动机1206的发动机排气喷嘴1208的表面。排气喷嘴1208可包括一个或多于一个热暴露表面(未示出)，例如排气喷嘴1208的内部表面。
飞行器1200的热交换设备可包括邻近热暴露表面的一个或多于一个冷却板。例如，第一冷却板1204可邻近第一热暴露表面1202。第一冷却板1204可适于从第一热暴露表面1202移除热。此外，第二冷却板1210可设置在一台或多于一台发动机1206的排气喷嘴1208上，或邻近一台或多于一台发动机1206的排气喷嘴1208。在具体实施例中，冷却板1204和1210包括入口以接收冷却剂和出口以传输冷却剂远离冷却板1204和1210。冷却板1204和1210也可包括在冷却板1204和1210内的一个或多于一个泡沫陶瓷部件。该一个或多于一个泡沫陶瓷部件限定多个孔。例如，一个或多于一个泡沫陶瓷部件可以包括参考图3所描述的泡沫陶瓷。冷却板1204和1210还可以包括多个导热延伸塞，该多个导热延伸塞从穿过泡沫陶瓷部件与热暴露表面分离的冷却板第一面延伸到邻近热暴露表面的冷却板第二面。热暴露表面的第二面通过导热延伸塞的端与泡沫陶瓷部件隔开。在具体实施例中，热暴露表面可包括导热抗腐蚀层，该导热抗腐蚀层热耦合到多个导热延伸塞的第一端。
图13和14是根据具体实施例的热交换设备的模拟性能特征的图表。图13包括两个图表，该两个图表为图1中图示的热交换设备100的模拟性能特征，在图13中称为“单通道”配置，以及图2中图示的热交换设备200的模拟性能特征，在图13中称为“双通道”配置。模拟使用冲压空气作为冷却剂的热交换设备的性能特征，其中冲压空气在包括高度30,000英尺和速度0.8马赫(Mach)的飞行状况下接收。冲压空气温度估计为5°F。基于这些飞行状况的冲压空气的可允许的冷却剂压降被设为每平方英寸0.94磅(psid)。此外，飞行器的高热通量的传热系数(hsurf)设在20BTU/hr-ft2-°F。
基于分析上为单通道和双通道设计延伸到十二英寸长的六英寸长的冷却板为热交换设备模拟性能特征。模拟的热交换设备包括以行之间大约0.245英寸的行布置的延伸塞，以及在每行中设在中心上约0.49英寸处的延伸塞。每个导热延伸塞都具有0.14英寸直径(塞直径)，并且延伸越过泡沫陶瓷部件(塞延伸)约0.125英寸。泡沫陶瓷部件具有约0.15英寸的厚度(泡沫厚度)，并且冷却设备全长(板长度)为12英寸。
如图13所示，单通道配置的期望的冷却剂流速为约0.038磅每秒每平方英寸(Lb/sec-ft2)，双通道配置的期望的冷却剂流速为约0.034磅每秒每平方英寸(Lb/sec-ft2)。因此双通道配置可用较低的冷却剂流速实现要求的冷却。
图13还图示说明热交换设备的每个配置的模拟的等效风扇空气薄膜冷却效率。等效风扇空气薄膜冷却效率使在延伸塞冷却板和热气之间的界面实现的温度与相应的薄膜冷却效率相关。对于单通道配置，等效风扇空气薄膜冷却效率是约0.73，对于双通道配置，等效风扇空气薄膜冷却效率是约0.77。因此双通道冷却板使用比单通道冷却板的冷却剂流小的情况下产生更大程度的冷却。这些值也说明单通道和双通道配置都可匹配与积极的薄膜冷却相关的冷却但具有量级较低的冷却剂流速顺序。
图14包括图2中图示的双通道冷却板200的模拟的性能特征的两个图表。图14图示在通过提高冲压空气供应压力增加冲压空气时可使用双通道配置实现的额外改进。增加冲压空气可显著提高冷却剂流速，通过降低表面温度进一步改进热交换设备的双通道配置的等效风扇空气薄膜冷却效率。
图14中图示的模拟性能数据将冷却剂流速和等效风扇空气薄膜冷却效率的无流动增加的情况与流动增加的情况进行比较。该比较使用参考图13限定的双通道冷却板配置和交通工具飞行状况做出。通过冲压空气冷却剂的加压的流动增加导致1.0psi的供应压力增加到1.94psid冷却剂流动压降，并且供应温度提高到15°F。流动增加导致冷却剂流对于无流动增加情况从0.034lbs/sec-ft2增加到0.055lbs/sec-ft2。冷却剂流的该增加导致等效风扇空气薄膜冷却效率对于无流动增加的情况从0.77增加到0.84。这示出对于相对低水平的流动增加，表面温度显著降低是可能的，如冷却剂压力供应的提高所测量的。
尽管此处参考飞行器描述某些实施例，但此处描述的热交换设备不限于在飞行器中使用。相反，为热保护、冷却组件或为其它目的使用热交换设备的任何交通工具都可从与公开的热交换设备相关的降低的装置和操作成本受益。举例而言，航天器、陆基交通工具和水基交通工具可从使用公开的热交换设备以提供热保护和热管理受益。此外，公开的热交换设备可为非移动用途，诸如在建筑或其它结构中的热管理提供降低的装置成本和降低的操作成本。进一步地，可根据被冷却的系统的操作限制使用不同的冷却剂。举例而言，对于固定或缓慢移动系统，空气冷却不够充分。因此，可使用液体或相变冷却剂。此外，尽管在此描述的实施例参考提供冷却描述热管理，但公开的热交换设备可相似地用来加热。即，除使用相对冷的材料(例如，冷却剂)经热交换设备表面从热源移除热之外，热交换设备可以从相对热的材料接收热，并经热交换设备表面向散热器(heat sink)提供热。
在此描述的实施例的说明意指提供各种实施例的结构的通常理解。该说明不意欲用作利用在此描述的结构或方法的仪器和系统的全部元件和特性的完全描述。基于阅读本公开，许多其它实施例对于本领域技术人员可以是明显的。其它实施例可根据该公开利用并得自该公开，从而做出结构和逻辑的替代与改变而不偏离该公开的范围。例如，方法步骤可以以与附图中示出的顺序不同的顺序执行，或可省略一个或多于一个方法步骤。此外，该公开和附图是说明性的而不是限制性的。
此外，尽管此处已经描述和说明了具体实施例，但应认识到设计实现相同或相似结果的任何后续的布置可代替示出的具体实施例。该公开意指覆盖各种实施例的任何与全部后续的修改或变化。上述实施例的组合与没有在此具体描述的其它实施例基于阅读本公开对于本领域技术人员是明显的。
提交的该公开的摘要是为了理解而不用作解释或限制权利要求的范围或意义。此外，在前面的详述中，为简化该公开，各种特征可组合在单个实施例中或在单个实施例中描述。该公开不解释为反映要求的实施例需要与在每个权利要求中明确陈述的特征多的特征的意图。相反，如所附权利要求反映，要求的主题可指比任何公开的实施例的全部特性少。

Claims (11)

1.一种热交换设备，其包含：
限定入口和出口的外壳；
在所述外壳内部的至少一个泡沫陶瓷部件，所述至少一个泡沫陶瓷部件限定多个孔；以及
从所述外壳的第一面穿过所述泡沫陶瓷部件延伸到所述外壳的第二面的多个延伸塞，其中所述外壳的所述第一面通过所述多个延伸塞的第一端与所述至少一个泡沫陶瓷部件隔开；
其特征在于迫使进入所述入口的冷却剂通过以下步骤到达所述出口：
沿第一方向经所述多个孔穿过所述至少一个泡沫陶瓷部件，
穿过所述外壳的所述第一面和所述至少一个泡沫陶瓷部件之间的空间，以及
沿第二方向经所述多个孔穿过所述至少一个泡沫陶瓷部件。
2.根据权利要求1所述的热交换设备，其中所述多个延伸塞包含氮化铝塞。
3.根据权利要求1所述的热交换设备，其中所述至少一个泡沫陶瓷部件包含限定所述多个孔的多个不规则取向的陶瓷纤维。
4.根据权利要求1所述的热交换设备，其中所述外壳的所述第一面包括导热层。
5.根据权利要求1所述的热交换设备，其中所述外壳的所述第一面包含氮化铝，并且进一步包含多个铝硅纤维。
6.根据权利要求1所述的热交换设备，其中所述外壳的所述第一面通过导热粘合剂耦合到所述多个延伸塞的所述第一端，并且其中所述导热粘合剂包含室温硬化粘合剂即RTV粘合剂。
7.根据权利要求1所述的热交换设备，其中所述外壳的第二面通过所述多个延伸塞的第二端与所述至少一个泡沫陶瓷部件隔开。
8.根据权利要求7所述的热交换设备，进一步包含冷却剂不能渗透的阻塞，所述冷却剂不能渗透的阻塞抑制所述冷却剂流动到在所述外壳的所述第二面和所述至少一个泡沫陶瓷部件之间的所述出口。
9.一种制造根据权利要求1所述的热交换设备的方法，该方法包含：
向泡沫陶瓷部件的第一面应用第一铸造层；
向所述泡沫陶瓷部件的第二面应用第二铸造层；
穿过所述第一铸造层、所述泡沫陶瓷部件和所述第二铸造层形成多个开孔；
在所述多个开孔内插入铸造材料；
固化所述铸造材料以形成穿过所述泡沫陶瓷部件的多个延伸塞；以及
从所述泡沫陶瓷部件移除所述第一铸造层和所述第二铸造层。
10.根据权利要求9所述的方法，其中所述铸造材料包含可铸造氮化铝材料。
11.根据权利要求9所述的方法，其中所述第一铸造层和所述第二铸造层中的至少一个包含蜡层和硅树脂层中的至少一个。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2481255C2 (ru) * 2011-08-05 2013-05-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Способ изготовления системы терморегулирования космического аппарата
JP5953206B2 (ja) * 2011-11-11 2016-07-20 昭和電工株式会社 液冷式冷却装置およびその製造方法
US9074829B2 (en) 2011-12-01 2015-07-07 The Boeing Company Lightweight high temperature heat exchanger
US9182175B2 (en) 2011-12-01 2015-11-10 The Boeing Company Anti-icing heat exchanger
US9403600B2 (en) 2012-05-01 2016-08-02 Lockheed Martin Corporation Integrated thermal protection and leakage reduction in a supersonic air intake system
EP3130543B1 (en) * 2014-08-13 2020-10-07 IHI Corporation Cooling apparatus for cooling electronic device in aircraft
CN106570252B (zh) * 2016-10-26 2019-05-24 中国运载火箭技术研究院 一种基于概率技术的热防护系统设计方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4222434A (en) * 1978-04-27 1980-09-16 Clyde Robert A Ceramic sponge heat-exchanger member
CN2768388Y (zh) * 2004-12-29 2006-03-29 中兴通讯股份有限公司 一种具有热交换装置的印制板
CN101060768A (zh) * 2006-04-20 2007-10-24 波音公司 混合陶瓷芯的冷却板

Family Cites Families (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH427118A (de) * 1963-11-28 1966-12-31 Bbc Brown Boveri & Cie Verfahren zum Schützen von durch heisse Medien überstrichenen Oberflächenteilen eines hitzebeständigen Körpers
US3452553A (en) * 1967-03-17 1969-07-01 Gen Dynamics Corp Transpiration cooled window
US3880969A (en) * 1973-11-05 1975-04-29 Universal Oil Prod Co Method of preparing an open-celled aromic foam
US4420462A (en) * 1982-03-22 1983-12-13 Clyde Robert A Catalytic heat exchanger
JPS6078143U (ja) * 1983-10-31 1985-05-31 三菱電機株式会社 液冷装置
US4884168A (en) * 1988-12-14 1989-11-28 Cray Research, Inc. Cooling plate with interboard connector apertures for circuit board assemblies
US4884169A (en) * 1989-01-23 1989-11-28 Technology Enterprises Company Bubble generation in condensation wells for cooling high density integrated circuit chips
US5744252A (en) * 1989-09-21 1998-04-28 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Flexible ceramic-metal insulation composite and method of making
JPH07114250B2 (ja) * 1990-04-27 1995-12-06 インターナショナル・ビジネス・マシーンズ・コーポレイション 熱伝達システム
CA2107464C (en) * 1991-04-15 2003-12-09 Terry R. Galloway Very high temperature heat exchanger
JPH0731028B2 (ja) * 1991-05-24 1995-04-10 株式会社ヒラノテクシード 熱風供給方法、及び放熱装置
JP2995590B2 (ja) * 1991-06-26 1999-12-27 株式会社日立製作所 半導体冷却装置
JPH05136305A (ja) 1991-11-08 1993-06-01 Hitachi Ltd 発熱体の冷却装置
US6006824A (en) * 1994-03-28 1999-12-28 Ngk Insulators, Ltd. Ceramic shell-and-tube type heat exchanger, and method for manufacturing it
JPH09253945A (ja) * 1996-03-25 1997-09-30 Ngk Insulators Ltd フィン付きセラミック製シェルアンドチューブ型熱交換器及びその製造方法
DE19643717A1 (de) * 1996-10-23 1998-04-30 Asea Brown Boveri Flüssigkeits-Kühlvorrichtung für ein Hochleistungshalbleitermodul
JPH10148120A (ja) * 1996-11-18 1998-06-02 Isuzu Ceramics Kenkyusho:Kk 給電用エンジンの熱回収装置
US6089505A (en) * 1997-07-22 2000-07-18 Mcdonnell Douglas Corporation Mission adaptive inlet
JPH11254047A (ja) * 1998-03-12 1999-09-21 Konica Corp 熱交換器に使用する薄板の曲げ方法及び熱交換器
JP4067165B2 (ja) * 1998-03-23 2008-03-26 電気化学工業株式会社 複合体とそれを用いたヒートシンク
AU9677198A (en) 1998-04-13 1999-11-01 Minnesota Mining And Manufacturing Company Tough, low permeable ceramic composite material
US6196307B1 (en) * 1998-06-17 2001-03-06 Intersil Americas Inc. High performance heat exchanger and method
WO1999066279A2 (en) 1998-06-19 1999-12-23 Zess Technologies, Inc. Micro-channel heat exchanger
KR20010076991A (ko) * 2000-01-29 2001-08-17 박호군 발포금속 방열기
US6840307B2 (en) * 2000-03-14 2005-01-11 Delphi Technologies, Inc. High performance heat exchange assembly
US6761211B2 (en) 2000-03-14 2004-07-13 Delphi Technologies, Inc. High-performance heat sink for electronics cooling
US6478082B1 (en) * 2000-05-22 2002-11-12 Jia Hao Li Heat dissipating apparatus with nest wind duct
KR100468217B1 (ko) * 2001-12-31 2005-01-26 한국과학기술연구원 다공성 금속물질을 이용한 축방열 시스템
EP1472919A2 (en) * 2002-01-30 2004-11-03 David Erel Heat-sink with large fins-to-air contact area
US6888720B2 (en) * 2002-06-18 2005-05-03 Sun Microsystems, Inc. Distributed graphitic foam heat exchanger system
US6988534B2 (en) 2002-11-01 2006-01-24 Cooligy, Inc. Method and apparatus for flexible fluid delivery for cooling desired hot spots in a heat producing device
US6757170B2 (en) 2002-07-26 2004-06-29 Intel Corporation Heat sink and package surface design
US6735083B2 (en) * 2002-08-07 2004-05-11 Inventec Corporation Porous CPU cooler
KR100917042B1 (ko) * 2002-08-14 2009-09-10 엘지전자 주식회사 무선 이동통신 시스템의 방송 및 멀티캐스트 데이터의전송 방법
GB0220652D0 (en) * 2002-09-05 2002-10-16 Chart Heat Exchangers Ltd Heat exchanger
US7156159B2 (en) * 2003-03-17 2007-01-02 Cooligy, Inc. Multi-level microchannel heat exchangers
US7201572B2 (en) 2003-01-08 2007-04-10 3M Innovative Properties Company Ceramic fiber composite and method for making the same
US7055781B2 (en) 2003-06-05 2006-06-06 The Boeing Company Cooled insulation surface temperature control system
US7275720B2 (en) * 2003-06-09 2007-10-02 The Boeing Company Actively cooled ceramic thermal protection system
JP4239077B2 (ja) * 2003-08-20 2009-03-18 独立行政法人 日本原子力研究開発機構 高温耐食性セラミックス製コンパクト熱交換器
US7044199B2 (en) * 2003-10-20 2006-05-16 Thermal Corp. Porous media cold plate
US6969546B2 (en) * 2003-10-20 2005-11-29 The Boeing Company Thermal insulation system employing oxide ceramic matrix composites
US6958912B2 (en) * 2003-11-18 2005-10-25 Intel Corporation Enhanced heat exchanger
US20050111188A1 (en) * 2003-11-26 2005-05-26 Anandaroop Bhattacharya Thermal management device for an integrated circuit
US20050111966A1 (en) * 2003-11-26 2005-05-26 Metheny Alfred P. Construction of static structures for gas turbine engines
US20060011336A1 (en) * 2004-04-07 2006-01-19 Viktor Frul Thermal management system and computer arrangement
US7188662B2 (en) * 2004-06-04 2007-03-13 Cooligy, Inc. Apparatus and method of efficient fluid delivery for cooling a heat producing device
US20060068205A1 (en) * 2004-09-24 2006-03-30 Carbone Lorraine Composants Composite material used for manufacturing heat exchanger fins with high thermal conductivity
US20060141413A1 (en) * 2004-12-27 2006-06-29 Masten James H Burner plate and burner assembly
US20060157225A1 (en) * 2005-01-18 2006-07-20 Yves Martin High turbulence heat exchanger
US7705342B2 (en) * 2005-09-16 2010-04-27 University Of Cincinnati Porous semiconductor-based evaporator having porous and non-porous regions, the porous regions having through-holes
US8162035B2 (en) * 2006-04-20 2012-04-24 The Boeing Company High conductivity ceramic foam cold plate
US8505616B2 (en) 2006-04-20 2013-08-13 The Boeing Company Hybrid ceramic core cold plate
US7742297B2 (en) * 2006-04-20 2010-06-22 The Boeing Company Ceramic foam electronic component cooling
US7485354B2 (en) * 2006-06-20 2009-02-03 Northrop Grumman Corporation Thermal protection system for a vehicle
JP5148079B2 (ja) * 2006-07-25 2013-02-20 富士通株式会社 液冷ユニット用熱交換器および液冷ユニット並びに電子機器
US7501111B2 (en) * 2006-08-25 2009-03-10 Conoco Phillips Company Increased capacity sulfur recovery plant and process for recovering elemental sulfur
US8240361B2 (en) 2006-11-02 2012-08-14 The Boeing Company Combined thermal protection and surface temperature control system
US8191616B2 (en) * 2006-11-02 2012-06-05 The Boeing Company Combined thermal protection and surface temperature control system
US8047235B2 (en) * 2006-11-30 2011-11-01 Alcatel Lucent Fluid-permeable body having a superhydrophobic surface
US20090288814A1 (en) 2008-05-20 2009-11-26 The Boeing Company. Mixed Carbon Foam/Metallic Heat Exchanger

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4222434A (en) * 1978-04-27 1980-09-16 Clyde Robert A Ceramic sponge heat-exchanger member
CN2768388Y (zh) * 2004-12-29 2006-03-29 中兴通讯股份有限公司 一种具有热交换装置的印制板
CN101060768A (zh) * 2006-04-20 2007-10-24 波音公司 混合陶瓷芯的冷却板

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