CN107135629A - 用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统。公开的示例包括结构集成的热管理系统，其使用航空航天交通工具的结构作为散热系统的一部分。在该系统中，航空航天交通工具的结构元件充当热转移通路，并且与发热电气部件热连接，使得来自这些部件的热由交通工具本身的结构引导而远离部件，引导到交通工具的较低温度表面中。

Description

用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统

技术领域

本公开总体上涉及用于去除由电动子系统和部件(诸如机电致动器、机载航空航天交通工具)生成的热的系统。更具体地，本公开涉及一种用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统。

背景技术

航空电子设备、电动子系统、电致动系统(“EAS”)等、机载商用和军用航空航天交通工具的日益增长的使用导致了改进由这些电气部件产生的热负荷的热管理的需求。例如，变得更加常见的是具有EAS的航空航天交通工具，而不是液压致动的控制系统。然而，具有EAS的航空航天交通工具常常包括用于副翼、襟翼及其它部件的更多致动器，其产生比类似的液压致动器更多的热。而且，液压致动系统自然地通过液压流体传递来自其关联的致动器的热，而EAS通常不包括这样的热传递系统。

针对航空航天交通工具的热管理的一些当前方法以更高的成本、可能减少的整体部件性能、降低的效率和/或增加的重量来实现。航空航天交通工具的热负荷的有效管理还受到使用导热碳纤维复合材料和其它导热非金属材料用于飞行器结构构件和飞行器蒙皮以便减少重量的趋势影响。许多常见的复合材料具有比金属(诸如铝)更低的热导率，由此，虽然更轻，但是复合材料不会有效地传导热。对于某些军用航空航天交通工具，还期望维持具有最小穿透量的光滑外表面，以便增加隐形或其它检测避免特性。这能进一步减少管理热负荷的设计选项。

另外，例如，由于有限的散热能力，电子部件(诸如EAS)的有效热管理对于更多电动飞行器(MEA)而言是最大挑战之一。同样，对于使用更薄的机翼横截面的未来MEA飞行器，重量、尺寸和散热要求将变得甚至更具挑战性。因此，期望结构集成的致动系统和热管理方法，其包括负荷承载致动器、新冷却技术和与新包装概念相结合的高性能材料。

在大多数现有系统中，EAS和其它电动马达已被液体冷却或设计有足够的金属以增强其为在操作期间生成的过多热量提供散热器的能力。当前MEA应用在结构上不是集成的，并且或者使用将热转移为流体/空气的单独的冷却回路，或者过度设计电动马达及其它各种部件以增强其散热能力。使用集中式冷却剂回路来处理由分布式部件生成的热负荷致使系统复杂性、可维护性增加以及伴随着重量和容积损失。

因此，需要一种用于控制由机载航空航天交通工具的电气部件生成的热负荷的改进式冷却系统。现有系统可能还存在其它缺点。

发明内容

因此，公开的示例解决了上述需要和缺点。公开的示例包括结构集成的热管理系统，其使用航空航天交通工具的结构作为散热系统的一部分。在该系统中，航空航天交通工具的结构元件充当热转移通路(thermal bus)，并且与发热电气部件热连接，使得来自这些部件的热由交通工具本身的结构引导而远离部件，被引导到交通工具的较低温度表面中。在各种示例中，所述发热电气部件由热凸起直接机械地附接至所述结构元件，提供导热元件以将热从所述电气部件传送到所述结构元件中。在其它示例中，所述航空航天交通工具的所述结构元件包括导热部分或导热层，所述导热部分或导热层被特别地构造成传导热能通过所述结构元件而远离所述发热电气部件。

公开的示例包括航空航天交通工具，该航空航天交通工具包括热转移通路，所述热转移通路进一步包括所述航空航天交通工具的结构元件。该航空航天交通工具还包括热有源元件，所述热有源元件与所述热转移通路热连通以热从所述热有源元件的热散发到所述热转移通路中。

其它公开的示例可如下，所述结构元件是用于飞行器机翼的飞行器机翼翼梁或肋，并且所述热有源元件是与所述飞行器机翼协作的电气装置。在其它示例中，所述电气装置包括EAS和相关的控制电子器件。在一些示例中，所述电气装置由热凸起支撑并与热凸起热连通，所述热凸起安装到所述结构元件。在一些示例中，所述电气装置包括导热元件，用以将来自所述电气装置的内部的热传导到外部壳体。

公开的示例还包括热凸起，所述热凸起布置在所述结构元件与所述热有源元件之间以促进热传递。在一些示例中，散热元件可与所述热转移通路热连通。在其它示例中，所述散热元件可包括：导热元件；以及附接至所述导热元件的散热器。在其它示例中，所述导热元件可以是排出物冷却器(perspiration cooler)、导热水凝胶材料、一个或多个热带、复合材料、热解石墨材料和石墨泡沫。

还公开了冷却航空航天交通工具的方法。示例包括：将热有源元件(例如，EAS 16)安装到结构元件(例如，热转移通路20，其可包括机翼翼梁、机翼肋或其它结构元件)；将来自所述热有源元件的热经由所述结构元件传导到散热元件；以及散发920所述热。在一些示例中，散发步骤进一步包括：将来自所述结构元件的传导热辐射到环境中。在其它示例中，所述环境可以是环境空气或所述航空航天交通工具中的冷却器结构。

其它公开的示例包括一种用于航空航天交通工具的热管理系统，所述热管理系统包括：导热凸起，所述导热凸起附接至所述航空航天交通工具的结构元件；热有源装置(例如，EAS 16)，所述热有源装置附接至所述热凸起；以及热传输元件，所述热传输元件与所述导热凸起热连通。

在一些示例中，所述热管理系统还包括与所述热传输元件热连通的散热元件。公开的示例还可包括航空航天交通工具表面，所述航空航天交通工具表面暴露至环境空气且与所述散热元件热连通。在其它公开的示例中，所述散热元件进一步包括树脂层以及单向碳纳米管。在一些示例中，所述散热元件进一步包括温敏水凝胶层和散热器。

所述热管理系统的其它公开的示例可包括与所述热有源装置热连通的微通道组件。在一些示例中，所述微通道组件可以是倾斜微通道组件、S通道组件或波状翅片组件。

附图说明

图1是根据公开的示例用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统10的等轴视图。

图2是根据本公开的结构集成的热管理系统10的分解特写视图。

图3是根据本公开的结构集成的热管理系统10的另一示例的特写等轴视图，为清楚起见一些元件被省略。

图4是图3的示例的特写等轴后视图，为清楚起见一些元件被省略。

图5和图6是根据本公开的机翼表面14的散热示例的示意图说明。

图7是根据本公开的结构集成的热管理系统10的一些元件的横截面视图。

图8是根据本公开的微通道组件166的示例的示意表示。

图9是根据本公开的热管理方法的示例的流程图表示。

虽然本公开容许各种修改和替代形式，但是具体示例已经通过图中示例示出并且将在本文中详细描述。然而，应当理解的是，本公开并非旨在限于所公开的特定形式。相反，旨在覆盖落入由所附权利要求书限定的本发明的精神和范围内的所有修改、等同物和替代物。

具体实施方式

在以下描述中，在航空航天交通工具的背景下呈现结构集成的热管理系统10。然而，应理解的是，本文中公开的热管理系统10一般可应用于航空航天交通工具(包括飞行器、航天器和卫星)，并不限于供特定交通工具使用。还应理解的是，虽然EAS 16被呈现为能与该系统10关联的发热电气装置的示例，但是系统10同样适用于其它发热装置，诸如相关的EAS 16的控制电子器件、电动子系统、计算机、航空电子设备装置，等。

图1是根据公开的示例用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统10的一部分的等轴视图。在一些示例中，结构集成的热管理系统10可包括航空航天交通工具机翼12。众所周知，除了机翼12，航空航天交通工具还可包括用于提升和控制的其它空气动力学结构，诸如方向舵、副翼、襟翼、电梯，等(图1中被省略)。机翼12、方向舵、副翼、襟翼及其它空气动力学结构包括公知的可移动部分。在大型航空航天交通工具中，因为涉及的力相对较大，这些可移动控制表面通常响应于飞行员对诸如控制轭和方向舵踏板的控制装置的输入而由液压系统来动力致动。液压致动器在整个飞行器上连接到可移动控制表面，并且响应于飞行员对位于飞行器驾驶舱中的控制装置的输入而移动。

近年来，对电控和电致动的航空航天交通工具的兴趣日益增加。这部分地是由于EAS 16的重量与类似的液压系统比较一般较轻，还由于更多地使用计算机化的交通工具控制，而不是传统的机械控制。因为EAS 16直接响应于电信号进行操作，所以EAS 16比液压或其它纯机械系统更容易地与计算机化的电子控制系统集成。

如图1所示，机翼12可包括机翼表面14。除其它外，机翼表面14的示例可包括导热蒙皮，用以反射或传递热：将热传递穿过复合蒙皮层，充当散热器，将热从机翼12内侧传递到外侧的环境空气，用于蒸发冷却，等。例如，机翼表面14的示例可包括施加在机翼表面14的至少一部分上的导热涂剂，包括碳纳米注入树脂、导热石墨泡沫、铜、银或其它金属蒙皮、温敏水凝胶，等。

还是如图1所示，结构集成的热管理系统10的示例还可包括一个或多个EAS 16。图1描绘了作为旋转机电致动器的EAS 16，但本公开不限于此，并且其它EAS 16可包括线性致动器、电动马达、电力电子器件、马达控制器或其它发热源。

另外如示出的，每个EAS 16均可安装在热凸起18上。任何合适的热凸起18都可实施为将来自EAS 16的热传递到热转移通路20并且将EAS 16固定在机翼12上的适当地方。热凸起18可成形为优化与EAS 16的热传递。例如，如果EAS 16的外表面为大致柱形，则热凸起18可互逆地弯曲，使得EAS 16和热凸起18充分地接触以有效地传递生成在EAS 16中的热。其它形状也是可能的。

热凸起18的示例可由任何合适的材料构成。例如，热凸起18可由在操作期间足够耐用以牢固地锚固EAS 16并且足够导热以最佳地将热从EAS 16传走的材料构成。热凸起18的示例性材料包括但不限于：金属、非金属、热解石墨块、石墨泡沫、热解石墨条或热解石墨带、铜块、铜条或铜带、温敏水凝胶、相变材料、导热环氧树脂、导热聚合物、导热膏剂，等。

另外如示出的，系统10的示例可包括热转移通路20。热转移通路20包括航空航天交通工具的结构部件。例如，如图1所示，热转移通路20可包括机翼翼梁、机翼肋22(图2中示出)或机翼12的其它结构部件。热转移通路20是导热的并且可包括：金属、非金属、热解石墨条或热解石墨带、铜条或铜带、银条或银带、石墨烯、碳纳米管带或条，等。在一些示例中，热转移通路20可包括机翼翼梁的一部分或多个部分。例如，上翼梁盖204或下翼梁盖202或者翼梁腹板201(图2中更详细地示出)可包含导热元件，而机翼翼梁或肋的其它部分可具有不同的热导率。

热转移通路20的示例将生成在EAS 16中并且传递到热凸起18的热传递到适当的散热位置。例如，如果采用导热的机翼表面14，则热转移通路20可将来自EAS 16的热传递到机翼表面14，在机翼表面14处，热可与机翼表面14周围的环境空气交换。如下面更详细地讨论的，系统10的其它示例可包括：将热传导到(图3中示出的)散热元件26的热传输元件24(如图3所示)；将热传导到机翼表面14的热传输元件24；或前述的组合。其它示例也是可能的。

图2是根据本公开的结构集成的热管理系统10的分解特写视图。如示出的，EAS 16的示例可包括：旋转电致动器161，旋转电致动器161安装到热凸起18并且可被外部壳体覆盖；或热盖162，热盖162由合适的盖紧固件163保持到位。除其它外，热盖162可用于将生成在EAS 16中的热传递到热凸起18。热盖162可包括金属、非金属、热解石墨条或热解石墨带、铜条或铜带、温敏水凝胶、相变材料、导热环氧树脂、导热聚合物、导热膏剂，等。

另外如图2所示，包括机翼翼梁的热转移通路20的示例可进一步包括翼梁腹板201、下翼梁盖202和上翼梁盖204，其中每个均可根据期望导热，并且如上所述。

在图2中，机翼表面14的上部被省略，使得机翼肋22是可见的。另外如示出的，除其它外，热转移通路20可包括一个或多个肩部、唇缘或凸缘206，用以促进热接触并且帮助支撑热凸起18，热凸起18也可使用合适的紧固件181安装到热转移通路20。

图3是根据本公开的结构集成的热管理系统10的另一示例的特写等轴视图，为清楚起见一些元件被省略。如该示例示出的，热传输元件24可用于将来自EAS 16的热引导到期望位置。例如，热传输元件24可将热传导到散热元件26。在一些示例中，热传输元件24和散热元件26可包括：金属、非金属、热解石墨条或热解石墨带、铜外皮、铜条或铜带、银外皮、银条或银带、石墨烯、碳纳米管带或碳纳米管条，等。

图4是图3的示例的特写等轴后视图，为清楚起见一些元件被省略。如示出的，热传输元件24可经由导热接口接头28连接到热凸起18。在一些示例中，通过导热聚合物、膏剂、环氧树脂，等，或者通过前述的组合，接口接头28可以是机械的(即，经由接触，诸如对接、嵌接或其它接头)。

在一些示例中，散热元件26可经由机翼表面14散发来自EAS 16的热。导热粘合剂、聚合物、环氧树脂或等同物可用在散热元件26与机翼表面14之间。

图5和图6是根据本公开的机翼表面14的散热示例的示意图说明。如图5所示，生成在EAS 16中的热可经由热凸起18传递到热传输元件24，然后传递到散热元件26。树脂层30可充当热扩散元件并且用单向碳纳米管32增强，单向碳纳米管32充当导热元件并且允许热传导穿过机翼表面14(图5中被省略)的厚度然后在机翼表面14上扩散以便改进热传递效率。

如图6所示，另一示例可包括与一个或多个温敏水凝胶层34接触的散热元件26，温敏水凝胶层34充当导热元件并且将来自EAS 16的热传递到机翼表面14。一些示例还可包括导热散热器36，用以优化经由水凝胶层34向机翼表面14的热传递。散热器36可包括铜-石墨烯复合材料，等。在一些示例中，水凝胶层34可经由机翼表面14上的专用面板“出汗”，由此，通过蒸发提高散热率。水凝胶层34可吸收低温下的湿气来补充。

图7是根据本公开的结构集成的热管理系统10(图7上未标记)的一些元件的横截面视图。如示出的，系统10的一些示例可包括热凸起18与热盖162之间的导热接口材料164。接口材料164可包括：金属、非金属、热解石墨条或热解石墨带、铜外皮、铜条或铜带、银外皮、银条或银带、石墨烯、碳纳米管带或碳纳米管条、环氧树脂、树脂、聚合物，等，并且可实施为优化从EAS 16进行热传递。

另外如示出的，EAS 16可包括旋转电致动器161，旋转电致动器161包括马达，该马达具有一体地形成在致动器161(例如，位于马达定子上)的一部分上的微通道组件166。微通道组件166可提供散热二次流动路径，该散热二次流动路径周期性地中断主通道中的热边界层并且致使更好地流体混合，导致电动马达和致动器161内具有更好的冷却性能和低的壁温度。

图8是根据本公开的微通道组件166的示例的示意表示。如示出的，微通道组件166可包括各种各样的微型/迷你通道热扩散概念。例如，微通道组件166可包括倾斜微通道166a、S通道166b、波状翅片166c或其组合。

图9是根据本公开的热管理方法的示例的流程图表示。如示出的，并且应当从上述公开理解的，在步骤900，热有源元件(例如，EAS 16)可安装到航空航天交通工具的结构元件(例如，热转移通路20，其可包括机翼翼梁、机翼肋或其它结构元件)。在步骤910，在热有源元件中生成的热可从热有源元件传导到结构元件。在步骤920，从热有源元件传走的热可被散发。如上述公开的，散发步骤可通过将散热表面暴露至环境空气或航空航天交通工具中的冷却器结构而完成。冷却器结构可包括温度低于热有源元件的结构。

进一步，本公开包括根据以下条款的示例：

条款1、一种航空航天交通工具，该航空航天交通工具包括：热转移通路20，所述热转移通路包括所述航空航天交通工具的结构元件；以及热有源元件16，所述热有源元件与所述热转移通路20热连通以将热从所述热有源元件16散发到所述热转移通路20中。

条款2、根据条款1所述的航空航天交通工具，其中，所述结构元件20是用于飞行器机翼12的飞行器机翼翼梁或肋，并且所述热有源元件16是与所述飞行器机翼12协作的电气装置。

条款3、根据条款2所述的航空航天交通工具，其中，所述电气装置包括EA(电致动系统)和相关的控制电子器件16。

条款4、根据条款2所述的航空航天交通工具，其中，所述电气装置16由热凸起18支撑并与热凸起18热连通，所述热凸起安装到所述结构元件20。

条款5、根据条款4所述的航空航天交通工具，其中，所述电气装置16包括导热元件166，用以将热从所述电气装置16的内部传导到外部壳体162。

条款6、根据条款1所述的航空航天交通工具，所述航空航天交通工具进一步包括：热凸起18，所述热凸起布置在所述结构元件20与所述热有源元件16之间以促进热传递。

条款7、根据条款1所述的航空航天交通工具，所述航空航天交通工具进一步包括：与所述热转移通路20热连通的散热元件26。

条款8、根据条款7所述的航空航天交通工具，其中，所述散热元件26进一步包括：导热元件32，34；以及附接至所述导热元件32，34的散热器30，36。

条款9、根据条款8所述的航空航天交通工具，其中，所述导热元件32，34包括以下中的至少一者：排出物冷却器；导热水凝胶材料；一个或多个热带；复合材料；热解石墨材料；和石墨泡沫。

条款10、一种冷却航空航天交通工具的方法，所述方法包括：将热有源元件16安装900到结构元件20；以及将热从所述热有源元件16经由所述结构元件20传导910到散热元件14，26；以及散发920所述热。

条款11、根据条款10所述的方法，其中，散发步骤920进一步包括：将来自所述结构元件20的传导热辐射到环境中。

条款12、根据条款11所述的方法，其中，所述环境包括环境空气。

条款13、根据条款11所述的方法，其中，所述环境包括冷却器结构。

条款14、一种用于航空航天交通工具的热管理系统10，所述热管理系统10包括：导热凸起18，所述导热凸起附接至所述航空航天交通工具的结构元件20；热有源装置16，所述热有源装置附接至所述热凸起18；以及热传输元件24，所述热传输元件与所述导热凸起18热连通。

条款15、根据条款14所述的热管理系统10，所述热管理系统10进一步包括：与所述热传输元件24热连通的散热元件26。

条款16、根据条款15所述的热管理系统10，所述热管理系统10进一步包括：航空航天交通工具表面14，所述航空航天交通工具表面暴露至环境空气且与所述散热元件26热连通。

条款17、根据条款15所述的热管理系统10，其中，所述散热元件26进一步包括：

树脂层30；以及单向碳纳米管32。

条款18、根据条款15所述的热管理系统10，其中，所述散热元件26进一步包括：温敏水凝胶层34；以及散热器36。

条款19、根据条款14所述的热管理系统10，所述热管理系统10进一步包括：与所述热有源装置16热连通的微通道组件166。

条款20、根据条款19所述的热管理系统10，其中，所述微通道组件包括倾斜微通道组件166a、S通道组件166b或波状翅片组件166c中的至少一者。

虽然各种示例已被示出并描述，但是本公开不限于此并且将理解为包括对本领域技术人员显而易见的所有这样的修改和变型。

Claims (20)

1.一种航空航天交通工具，该航空航天交通工具包括：

热转移通路(20)，所述热转移通路包括所述航空航天交通工具的结构元件；以及

热有源元件(16)，所述热有源元件与所述热转移通路(20)热连通以将热从所述热有源元件(16)散发到所述热转移通路(20)中。

2.根据权利要求1所述的航空航天交通工具，其中，所述结构元件(20)是用于飞行器机翼(12)的飞行器机翼翼梁或肋，并且所述热有源元件(16)是与所述飞行器机翼(12)协作的电气装置。

3.根据权利要求2所述的航空航天交通工具，其中，所述电气装置包括电致动系统和相关的控制电子器件(16)。

4.根据权利要求2所述的航空航天交通工具，其中，所述电气装置(16)由热凸起(18)支撑并与热凸起(18)热连通，所述热凸起安装到所述结构元件(20)。

5.根据权利要求4所述的航空航天交通工具，其中，所述电气装置(16)包括导热元件(166)，用以将热从所述电气装置(16)的内部传导到外部壳体(162)。

6.根据权利要求1所述的航空航天交通工具，所述航空航天交通工具进一步包括：

热凸起(18)，所述热凸起布置在所述结构元件(20)与所述热有源元件(16)之间以促进热传递。

7.根据权利要求1所述的航空航天交通工具，所述航空航天交通工具进一步包括：

与所述热转移通路(20)热连通的散热元件(26)。

8.根据权利要求7所述的航空航天交通工具，其中，所述散热元件(26)进一步包括：导热元件(32，34)；以及附接至所述导热元件(32，34)的散热器(30，36)。

9.根据权利要求8所述的航空航天交通工具，其中，所述导热元件(32，34)包括以下中的至少一者：排出物冷却器；导热水凝胶材料；一个或多个热带；复合材料；热解石墨材料；和石墨泡沫。

10.一种冷却航空航天交通工具的方法，所述方法包括：将热有源元件(16)安装(900)到结构元件(20)；以及将热从所述热有源元件(16)经由所述结构元件(20)传导(910)到散热元件(14，26)；以及散发(920)所述热。

11.根据权利要求10所述的方法，其中，散发步骤(920)进一步包括：将来自所述结构元件(20)的传导热辐射到环境中。

12.根据权利要求11所述的方法，其中，所述环境包括环境空气。

13.根据权利要求11所述的方法，其中，所述环境包括冷却器结构。

14.一种用于航空航天交通工具的热管理系统(10)，所述热管理系统(10)包括：

导热凸起(18)，所述导热凸起附接至所述航空航天交通工具的结构元件(20)；

热有源装置(16)，所述热有源装置附接至所述导热凸起(18)；以及

热传输元件(24)，所述热传输元件与所述导热凸起(18)热连通。

15.根据权利要求14所述的热管理系统(10)，所述热管理系统(10)进一步包括：

与所述热传输元件(24)热连通的散热元件(26)。

16.根据权利要求15所述的热管理系统(10)，所述热管理系统(10)进一步包括：

航空航天交通工具表面(14)，所述航空航天交通工具表面暴露至环境空气且与所述散热元件(26)热连通。

17.根据权利要求15所述的热管理系统(10)，其中，所述散热元件(26)进一步包括：

树脂层(30)；以及

单向碳纳米管(32)。

18.根据权利要求15所述的热管理系统(10)，其中，所述散热元件(26)进一步包括：

温敏水凝胶层(34)；以及

散热器(36)。

19.根据权利要求14所述的热管理系统(10)，所述热管理系统(10)进一步包括：

与所述热有源装置(16)热连通的微通道组件(166)。

20.根据权利要求19所述的热管理系统(10)，其中，所述微通道组件包括倾斜微通道组件(166a)、S通道组件(166b)或波状翅片组件(166c)中的至少一者。