CN103917836B - 飞机厨房冷却的方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞机厨房冷却的方法和装置。本专利申请描述了提供飞机厨房冷却的新颖的方法和装置。该飞机厨房通过中央飞机冷却通道被冷却，中央飞机冷却通道包括相变冷却单元和冲击空气热交换器。

Description

飞机厨房冷却的方法和装置
技术领域
本发明涉及可配置的冷却装置，并且更具体地，涉及用于冷却一个或多个飞机厨房建筑物的热交换器管路。
背景技术
厨房在私人或者商用飞机中是非常普遍的。这些区域为在长距离飞行的乘客储存食物和饮料，并已经成为航空公司的主要部分。这些厨房经常包含寄存区(或者厨房冷却单元)，食物运输车能够被存储在其中。厨房冷却单元包括用于将食物保持在低于周围环境的温度的冷却元件。
向这些厨房冷却单元提供冷却的一种方法是使用提供整个飞机的冷却的中央飞机冷却通道以及在中央飞机冷却通道和厨房冷却单元之间的热交换器。风扇模块也可被提供以循环冷却空气进入或者穿越厨房冷却单元以提供冷却。
中央飞机冷却通道包含一种可以有高的比热的流体，也就是，流体能够吸收大量的热量而没有显著的温度变化。这允许中央飞机冷却通道的流体在从多个位置吸收热量的同时保持相对稳定的温度。
中央飞机冷却通道通常是封闭系统，其中冷却流体(或者冷却剂)循环通过冷却通道以从不同的部件吸走热量。因此，冷却剂吸收的无论多少热量必需被取出以保持冷却。
中央飞机冷却通道目前通过使用相变管道被冷却，其利用在分离且关闭的蒸发器/冷凝器流体通道中的制冷剂以冷却中央飞机冷却通道，并因此冷却其中包含的冷却剂。这个过程被本领域技术人员所熟知并通常包括用来压缩气体的压缩器、用来将气体转化为液体的冷凝器和用来将液体转化为气体从而从周围环境抽出热量的蒸发器。
相变冷却管路的压缩器产生超过由蒸发器吸收的热量并且这些热量通过冷凝器被消耗。由于气体被凝结为液体，热量被释放并且优选地通过第三关闭管道冷却通道被移除。
第三闭合管路冷却通道通常在第一热交换器和第二热交换器之间循环。第一热交换器与第三通道和冷凝器热连通，而第二热交换器与第三通道和冲压空气热连通。冲压空气是从飞机外侧的边界层(或者接近边界层)抽出并且穿过热交换器基体的空气。冲压空气在接近35000英尺通常是-55℃(-67℉)，并取决于天气状况，可以变化高达20℃(36℉)。
当前向厨房冷却单元提供冷却的方法需要许多相变冷却单元以提供对中央飞机冷却通道的足够冷却。会移除一个或多个相变冷却单元的一种冷却方法和装置将会减少飞机的重量并提高效率。
发明内容
本文描述一种用于冷却飞机厨房的新颖的方法。该方法包括为冷却通道提供优选的温度的步骤，并且冷却通道包括冷却剂、热源、相变冷却单元和热交换器。来自热源的热量通过冷却剂被收集，所述冷却剂随后被传递到热交换器。热量从热交换器被传递到空气源并且来自热源的冷却剂的输出温度被确定。如果输出温度高于优选的温度，则相变冷却单元被接合以提供冷却剂的补充冷却。
同样在此描述的是用于飞机厨房冷却的装置。该装置包括中央冷却通道、厨房建筑物和对于中央冷却通道优选的温度。冷却通道进一步包括相变冷却单元、冲击热交换器和与厨房建筑物热连通的厨房热交换器。如果热交换器的输出温度低于或者等于优选的温度，则相变冷却单元可以断开接合。
同样在此描述的是用于调节中央飞机冷却通道的温度的方法。该方法包括提供相变冷却单元和热交换器的步骤，二者都与中央飞机冷却通道热连通。通过热交换器的热损失被确定并且相变冷却单元根据热损失选择性地接合或者断开接合。
根据本公开中的一个方面，提供了一种冷却飞机厨房的方法，该方法包括：提供优选冷却通道温度；提供冷却通道，所述冷却通道包括：冷却剂；热源；相变冷却单元；和与空气源热连通的热交换器；由所述冷却剂从所述热源抽出热量；传递所述冷却剂到所述热交换器；从所述冷却剂传递所述热量到所述空气源；确定所述冷却剂在其离开所述热交换器时的输出温度；并如果所述输出温度高于所述优选温度，则接合所述相变冷却单元。
有利地，热源是与厨房热连通的热交换器。
有利地，冷却通道进一步包括分流阀，以转移所述冷却剂的第一部分通过旁路通道并且转移所述冷却剂的第二部分通过所述热交换器，并且其中所述第一和第二部分在所述第二部分通过所述热交换器后被组合。优选地，优选冷却通道温度包括最低优选温度与最高优选温度之间的范围。优选地，该方法进一步包括调整分流阀以保持所述优选温度的步骤。
根据本公开的进一步的方面，提供了一种用于飞机厨房冷却的装置，其包括：中央冷却通道，所述中央冷却通道包括：相变冷却单元，包括输出温度的与大气热连通的冲击热交换器，和厨房热交换器；对于所述中央冷却通道的优选温度；和与所述厨房热交换器热连通的厨房建筑物；其中如果输出温度低于或者等于所述优选温度，则所述相变冷却单元断开接合。
有利地，该装置进一步包括与所述厨房热交换器相邻的风扇，所述风扇辅助所述厨房热交换器与所述厨房建筑物之间的热连通。
有利的，中央冷却通道进一步包括冷却剂。优选地，该装置进一步包括旁路通道，以在冲击热交换器周围转移所述冷却剂。优选地，该装置进一步包括分流阀，以传递所有或者部分所述冷却剂通过所述旁路通道。
根据本发明的进一步的方面，提供了一种调整中央飞机冷却通道中的温度的方法，其包括如下步骤：提供与所述中央飞机冷却通道热连通的相变冷却单元；提供与所述飞机的外部和所述中央飞机冷却通道热连通的热交换器；确定通过所述热交换器的热损失；根据所述热损失选择地接合或者断开接合所述相变冷却单元。
有利地，该方法进一步包括热源。优选地，该方法进一步包括确定通过所述热源的热增量的步骤。优选地，该方法进一步包括根据所述热损失和所述热增量确定净热增量。优选地，相变冷却单元包括多个制冷器。优选地，该方法进一步包括如果所述净热增量是正的，则接合一个或者多个所述多个制冷器的步骤。优选地，该方法进一步包括如果所述净热增量是负的，则在所述热交换器周围转移一部分所述冷却剂的步骤。
附图说明
图1表示根据本发明的一个实施例的飞机的视图。
图2表示根据一个实施例的冷却系统的示意图。
图3表示根据一个实施例的相变冷却单元的示意图。
图4表示热交换器的俯视图。
图5表示根据本发明的厨房冷却单元的示意图。
图6表示根据可替代实施例的冷却系统的示意图。
图7表示根据本发明的一个实施例的流程图。
具体实施方式
图1表示根据本发明的一个实施例的飞机100的图解。飞机一般包括机身102、机翼104、尾翼106和机头108部分。此外，冲压空气进气口110位于飞机机身102上，其提供空气冷却。
图2表示中央飞机冷却通道112的示意图，其提供整个飞机100的冷却。中央飞机冷却通道112是连续的封闭管道，但通常将会被描述为起源于相变冷却单元114，例如制冷器。随后中央飞机冷却通道112可以转到管道的尾段，在此其与不同的厨房冷却单元116互相作用。中央飞机冷却通道112可以随后穿过货舱热交换器118以冷却货物空气117，并穿过机舱空气热交换器119以冷却机舱空气121。货物空气117和机舱空气121是热源的示例。最后，中央飞机冷却通道112贯穿冲击空气热交换器120并在回到相变冷却单元114之前穿过泵122，热量在相变冷却单元114中被抽出。
相变冷却单元114大体在图3中被示出并包括闭合的制冷通道124、蒸发器126、压缩器128、膨胀阀130和冷凝器132。如本领域人员所知，相变冷却单元114通常通过如下操作运行：通过压缩器128压缩空气；通过冷凝器132从气体中散热，因此导致气体凝结为流体；使流体穿过膨胀阀130；并允许气体在蒸发器126中膨胀，因此从周围的区域抽出热量到闭合的制冷通道124的流体中。
如图3中进一步所示，蒸发器126可以与热交换器基体134相邻，其为中央飞机冷却通道112的一部分。随着在闭合的制冷通道124中的制冷剂蒸发，热量将从中央飞机冷却通道112的热交换器基体134中被抽出。热交换器基体134和蒸发器126的缠绕路径使得两个闭合系统之间的热传递最大化。
如在图3中进一步所示，与冷凝器132相邻的可以是第二冷却通道136，其包括与冷凝器132热连通的第二冷却热交换器基体138。本领域技术人员将会理解的是，第二冷却热交换器基体138包括使得冷凝器132与第二冷却热交换器基体138之间的热传递最大化的缠绕路径。因此该第二冷却通道136从冷凝器132带走热量。
如图2进一步所示，多个相变冷却单元114可以被串联地放置，其中每个相变冷却单元114降低中央飞机冷却通道112的温度。根据这种布置，来自每个热交换器基体134的输出将与下一个热交换器基体134的输入流体相通，使得中央飞机冷却通道112的流体逐渐地被减少。可替代地，尽管未示出，相变冷却单元114可被并联地提供，因此每个相变冷却单元114冷却中央飞机冷却通道112的一部分。
如图3中进一步所示，第二冷却通道136从相变冷却单元114的冷凝器132抽出热量。第二冷却通道136被示出并联接合相变冷却单元114，使得第二冷却通道136的温度可以穿过每个冷凝器132大约相等。可替代地，第二冷却通道136可以被布置成使得冷凝器132是串联的。
如图2中进一步所示，根据本发明一个实施例，第二冷却通道136与外部散热器140热连通。该外部散热器140可以是位于飞机100的包裹舱142(见图1)中的冲击空气热交换器，或者可以包括第二通道和热交换器。
如图4所示，冲击空气热交换器120通常包括与冲击空气144热连通的通过冲击空气热交换器120的蛇形状。冲击空气144通过这种热连通从中央飞机冷却通道112抽出热量。
转到图2，中央飞机冷却通道112可包括彼此并联布置的多个厨房冷却单元116。这些厨房冷却单元116在图5中进一步被阐述。本领域技术人员将理解厨房冷却单元可以可替换地串联布置，或者处于结合并联和串联的布置中。
如图5所示，厨房冷却单元116通常包括带有输入148和输出150的厨房热交换器146。与前面的热交换器一样，厨房热交换器146包括蛇形构造。还示出了在厨房冷却单元116的厨房建筑物内的可选风扇模块152，其将空气从邻近多个厨房车153的区域循环进入或者流出。还可以有温度传感器154，随着空气在厨房车153上循环并返回，温度传感器154测量空气的温度。这提供到控制系统(未示出)的反馈以便食物的温度能够被调整。
再次回到图2，中央飞机冷却通道112可包括货舱热交换器118，取决于货舱空气与中央飞机冷却通道112的相对温度，其可传递热量到货舱的空气或者从货舱的空气传递热量。这个货舱热交换器118大体上与上面描述的热交换器相似。
最后，中央飞机冷却通道112被传递通过冲击空气热交换器120，其包括与前面所描述的热交换器相似的蛇形装置。热量借助通过冲击空气热交换器120的冲击空气144从冲击空气热交换器120被抽出。该冲击空气在高纬度是非常冷的(比如，在35000英尺为-55℃)以提供足够的冷却到冷空气系统。
如图6所示，每个货舱热交换器118和冲击空气热交换器120可包括旁路路径156和分流阀158，所述分流阀允许冷却剂流在货舱热交换器118和冲击空气热交换器120的周围被转移。分流阀158可被配置为在热交换器的周围转移部分或者全部流体，从而调整流体的温度。温度传感器154能够测量未冷却流体(A)、冷却的流体(B)和组合流体(C)的温度并调整分流阀158的位置以控制中央飞机冷却通道112中的温度。
该系统优选被自动化以保持系统内的优选温度。由于电子的抽出和由相变冷却单元114产生的增加的热量，减少这些系统在使用中的时间是期望的。因此，如图7的流程图所图示说明的系统可以被使用以改进该系统。
如图7所示，调整中央飞机冷却通道112的温度中第一步是确定进入冲击空气热交换器120的流体温度(TIN)和离开冲击空气热交换器120的流体温度[在图7中(TOUT)＝TO]。这个信息能够被用于根据这些温度的差、通过中央飞机冷却通道112的流速和冷却剂的比热容(它们均为已知变量)确定由冲击空气热交换器120从中央飞机冷却通道112移除的热量(即，热损失)。因此，通过冲击空气热交换器120的热损失被确定，并且根据该热损失，相变冷却单元114被选择性地接合或断开接合，如以下描述的。
冲击空气热交换器120的输出温度(TOUT)随后被与已知的冷却通道的优选温度[在图7中(TPREF)＝TP]比较。这个优选温度(TPREF)可以是常数或者根据需要的冷却量确定。例如，如果较少的厨房冷却单元116在使用中，则中央飞机冷却通道112的温度不需要那么冷，因为较少热量被引入到中央飞机冷却通道112内。因此，通过热源的热增量被确定，并且基于热损失和热增量确定净热增量。优选温度(TPREF)通常在从最低优选温度(TMIN)到最高优选温度(TPREF)的范围内。当温度被认为“等于”优选温度(TPREF)时，这意味着温度在最小(TMIN)与最大(TMAX)优选温度之间的可接受范围内。被认为“低”或者“低于”优选温度(TPREF)的温度是低于最低优选温度(TMIN)的温度。被认为“超过”或者“高于”优选温度(TPREF)的温度是超过最高优选温度(TMAX)的温度。
如果冲击空气热交换器120的输出温度(TOUT)超过优选温度(TPREF)，则冲击空气热交换器120没有耗散足够的热量以依靠自身冷却中央飞机冷却通道112，并且相变冷却单元114的补充冷却必需被引入。根据冲击空气热交换器120的输出温度(TOUT)与优选温度(TPREF)之间的温度差，一个或者多个相变冷却单元114可以被接合以产生期望的冷却。可替代地，相变冷却单元114可以依次被接合以逐步降低中央飞机冷却通道112中的温度。
冲击空气热交换器120的输出温度(TOUT)也可以低于中央飞机冷却通道112的优选温度(TPREF)。在这种情况下，相变冷却单元114不需要被接合，并且系统的控制将转换到温度传感器154，其测量组合温度[在图7中(TCOMB)＝TC]。换言之，如果净热增量是正的，则接合所述多个相变冷却单元114中的一个或多个，并且如果净热增量是负的，则在冲击空气热交换器120周围转移一部分冷却剂。
组合温度(TCOMB)是来自冲击空气热交换器120和旁路路径156的流体的温度，该组合温度通过由分流阀158转移的比例而改变。组合温度(TCOMB)可以通过调整分流阀158以允许较多或者较少的流体通过旁路路径156而被改变。流过旁路路径156的流体保持与到冲击空气热交换器120的输入流体相同的高温(TOUT)，并因此被用于提高中央飞机冷却通道112的温度以防止组合温度(TCOMB)下降到低于优选温度(TPREF)。
组合温度(TCOMB)可以低于、等于或者高于优选温度(TPREF)。如果组合温度低于优选温度(TPREF)，则分流阀158可被调整以增加经过旁路路径156的流体，使得组合温度(TCOMB)达到优选温度(TPREF)。这优选由正反馈控制系统保持，其监测并调整分流阀158以保持优选温度(TPREF)。
如果组合温度(TCOMB)高于优选温度(TPREF)(并且输出温度(TOUT)低于优选温度(TPREF))，则分流阀158必需被调整以减少经过旁路路径156的流体从而降低组合流体的温度(TCOMB)。
如果组合温度(TCOMB)等于优选温度(TPREF)(并且输出温度(TOUT)低于优选温度(TPREF))，则经过旁路路径156的流体是合适的并应保持。
本领域技术人员可以理解，旁路路径156和分流阀158可与在上面描述的系统中的任何热交换器基体组合，并且控制系统可以被设计以监测中央飞机冷却通道112内的输入温度、输出温度和组合温度。例如，传感器(未示出)可以检测一个或者多个厨房冷却单元116内的温度或者厨房车153的存在，并选择地允许流体通过厨房冷却单元116的厨房热交换器146以保存能量。
本发明已经被描述为使用与外部的空气源相连通的冲击热交换器以提供从中央冷却通道的热传递。然而，冲击热交换器可以被替换为与外部空气热连通的任何热交换器。这种热交换器的一个示例是邻近或者接近飞机的蒙皮的一系列冷却通道，其使用传导以从冷却通道传递热量到飞机蒙皮再到外部空气。
本发明大体参照优选的实施例描述。该实施例意欲为示例而不是限制。进一步，本领域技术人员会意识到描述的实施例的不同的修改可以被采用，而不离开本发明的内容。任何限制将出现在所附权利要求书中。

Claims (10)

1.一种用于飞机厨房冷却的装置，包括：
中央飞机冷却通道(112)，所述中央飞机冷却通道(112)包括：
冷却剂；
至少一个厨房冷却单元(116)，其具有与所述中央飞机冷却通道热连通的厨房热交换器(146)；
其特征在于，还包括与大气空气热连通的冲击空气热交换器(120)，并且当所述冷却剂流过所述冲击空气热交换器时用于从所述中央飞机冷却通道吸收热，其中所述冷却剂流过并离开所述冲击空气热交换器的温度限定所述冲击空气热交换器的输出温度；和
至少一个相变冷却单元(114)，其与所述中央飞机冷却通道热连通，其中如果所述冷却剂的所述输出温度高于优选温度，则所述至少一个相变冷却单元被接合以从所述中央飞机冷却通道吸收热；
其中所述优选温度是基于冷却的量，所述冷却的量维持所述至少一个厨房冷却单元的温度低于所述至少一个厨房冷却单元周围的环境的温度。
2.根据权利要求1所述的装置，其进一步包括与所述厨房热交换器(146)相邻的风扇模块(152)，所述风扇模块用于辅助所述厨房热交换器与所述厨房冷却单元(116)内的厨房车(153)之间的热连通。
3.根据权利要求1或2所述的装置，其中所述至少一个相变冷却单元包括与所述中央飞机冷却通道热连通的多个相变冷却单元。
4.根据权利要求3所述的装置，其中所述多个相变冷却单元基于所述优选温度和所述输出温度之间的差分别被接合。
5.根据权利要求3所述的装置，进一步包括用于在所述冲击空气热交换器(120)周围转移所述冷却剂的旁路路径(156)。
6.根据权利要求5所述的装置，其进一步包括用于传递所有或者部分所述冷却剂通过所述旁路路径(156)的分流阀(158)。
7.一种调整飞机(100)中的厨房中的温度的方法，其特征在于，所述方法包括：
通过与所述飞机外部热连通的冲击空气热交换器(120)从中央飞机冷却通道(112)吸收热，其中所述中央飞机冷却通道包括冷却剂，其中离开所述冲击空气热交换器的所述冷却剂的温度限定输出温度；
当所述输出温度高于优选温度时，接合至少一个相变冷却单元(114)，其中所述至少一个相变冷却单元与所述中央飞机冷却通道热连通；和
使用所述冷却剂冷却至少一个厨房热交换器(146)，其中所述至少一个厨房热交换器与所述中央飞机冷却通道热连通，并且其中所述优选温度基于冷却的量，所述冷却的量维持所述至少一个厨房冷却单元的温度低于所述至少一个厨房冷却单元周围的环境的温度。
8.根据权利要求7所述的方法，其中所述中央飞机冷却通道(112)包括热源，所述方法进一步包括：
确定通过所述冲击空气热交换器(120)的热损失；以及
确定通过所述热源的热增量。
9.根据权利要求8所述的方法，进一步包括根据所述热损失和所述热增量确定净热增量。
10.根据权利要求9所述的方法，其中所述至少一个相变冷却单元(114)包括多个相变冷却单元，所述方法进一步包括：如果所述净热增量是正的，接合所述多个相变冷却单元中的一个或者多个；以及如果所述净热增量是负的，在所述冲击空气热交换器(120)的周围转移所述冷却剂的一部分。
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