CN113453492A - 飞行器和用于热管理的方法 - Google Patents
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Abstract
一种具有热管理系统的飞行器以及在飞行器内操作热管理系统的方法，包括：航空电子单元，该航空电子单元适于存储至少一个发热部件；第一接口，该第一接口可操作地联接至航空电子单元，并且热联接至至少一个发热部件；以及多个热管，其中多个热管的第一端联接至第一接口，从而限定热接口，并且热管的第二端联接至机身，机翼，蒙皮或支撑结构中的至少一个。
Description
技术领域
本公开大体涉及热管理系统，并且更具体地涉及用于飞行器的热管理系统。
背景技术
电子部件被用于各种各样的应用中，包括用于控制部件或系统的操作，或用于热，光或动力的供应。例如，在飞行器环境中，电子部件或航空电子设备可被用来控制用于飞行飞行器的各种设备和操作。可以将电子部件存储在机箱中，例如用于保护航空电子设备免受环境暴露。电子部件在操作期间也会产生热量。
发明内容
在一个方面，本公开涉及一种飞行器。飞行器包括：机身，机翼，蒙皮或支撑结构中的至少一个；航空电子单元，航空电子单元适于存储至少一个发热部件；第一接口，第一接口可操作地联接至航空电子单元，并且热联接至至少一个发热部件；以及多个热管，其中多个热管的第一端联接至第一接口，从而限定热接口，并且热管的第二端联接至机身，机翼，蒙皮或支撑结构中的至少一个。
在另一方面，本公开涉及一种热管理系统。热管理系统包括：航空电子单元，航空电子单元限定被构造为容纳至少一个发热部件的内部；以及第一多个热管，其中，第一多个热管的第一端联接至航空电子单元并限定热接口，并且第一多个热管的第二端联接至飞行器的暴露于飞行器外部的外部环境的部分。
在另一方面，本公开涉及一种热管理方法。该方法包括：将热量从至少发热部件传递到位于航空电子单元内的第一组热管；将热量从航空电子单元内的第一组热管传递到位于航空电子单元外部的冷板；以及将热量从第二组热管的第一端传递到第二组热管的第二端，热管的第二端联接至联接至飞行器的机身，机翼，蒙皮或支撑结构中的至少一个。
附图说明
在附图中：
图1是具有航空电子单元和热管的飞行器的立体图。
图2是根据本文描述的各方面的具有热管理系统的以电子机箱形式的图1的航空电子单元的立体图。
图3是示出热管理系统的方法的流程图。
图4是示出热管理系统的方法的框图。
具体实施方式
本公开的方面描述了热管理系统，该热管理系统被构造成为飞行器的电子机箱壳体内的发热部件提供冷却。为了说明的目的，将关于识别不仅冷却飞行器内的高功率计算单元(例如电子设备底盘)的多种方式，而且以减少环境控制系统(ECS)的热负载的方式来描述本公开的热管理系统。将理解的是，本公开不限于此，并且还可以在非飞行器环境(例如，基于地面的电力系统或太阳能配电系统)中具有一般适用性，以及还可以用于在工业，商业，和住宅应用中提供益处。
尽管本公开的方面可以具有一般适用性，但是将在航空电子机箱的示例性应用中描述热管理系统。例如，飞行器和航空电子设备可能具有高功率需求或高功率密度，并且对于这种应用可能需要更有效的电气和热管理。在这样的环境中，本文所述的热管理系统可以使用可减少用于实施冷却解决方案的成本的基础技术，诸如显着减少热量并将废热排到飞行器的外部的被动冷却技术。
所有方向参考(例如，径向，轴向，近端，远端，上部，下部，向上，向下，左，右，侧向，前，后，顶部，底部，以上，以下，竖直，水平，顺时针，逆时针，上游，下游，向前，向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本公开，并且不应被解释为对实施例的限制，特别是对本文描述的本公开的方面的位置，取向或用途的限制。除非另有说明，否则连接参考(例如，附接，联接，固定，连接，接合等)将被广义地解释，并且可以包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对移动。这样，连接参考不一定推断出两个元件直接连接并且彼此成固定关系。除非上下文另外明确指出，否则单数形式“一”，“一种”和“该”包括复数形式。此外，如本文中所使用的，术语“组”或一“组”可以是任何数量的元件，包括仅一个元件。
如本文在整个说明书和权利要求书中所使用的，近似语言用于修改可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生变化的任何定量表示。因此，由诸如“大约”，“近似”和“基本上”的术语修饰的值不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在10％的范围内。
示例性附图仅出于说明的目的，并且所附附图中反映的尺寸，位置，顺序和相对大小可以变化。另外，如本文中所使用的，元件被“电连接”，“电联接”或“处于信号通信”可以包括电传输或信号被发送或通信到这种连接或联接的元件，或从这种连接或联接的元件接收信号。此外，这样电连接或联接可以包括有线连接或无线连接或其组合。
另外，如本文所使用的，关于阈值的术语“满足”用于表示相应的一个或多个值满足预定阈值，诸如等于或小于阈值，或在阈值范围内。例如，如果感测的值落在阈值以下，则感测值可以“满足”阈值。另外，如本文中所使用的，关于阈值的术语“超过”用于表示相应的值不满足预定阈值，诸如在阈值范围之外，落在最大阈值以上或落在最小阈值以下。例如，如果感测的值落在最小阈值以下，则该值可以“超过”阈值。将理解，可以容易地改变这样的确定以通过正/负比较，超出比较或是/非比较来满足。
图1示意性地描绘了飞行器10，飞行器10可以包括联接至机身14的一个或多个推进发动机12，位于机身14中的驾驶舱16以及从机身14向外延伸的机翼组件18。虽然在商用客机中示出，但是本公开的方面可以用于任何类型的飞行器中，例如但不限于固定翼，旋转翼，火箭，商业飞行器或个人飞行器。此外，本公开的方面不仅限于飞行器方面，并且可以包括在其他移动和固定构造中。这种移动构造的非限制性示例可以包括基于地面的，基于水的或其他的基于空中的运载器。
飞行器10可以包括用于容纳发热部件的机载机箱或航空电子单元20(以虚线示出)。在非限制性示例中，航空电子单元20可以是电子机箱的形式，用于容纳在飞行器10的操作中使用的发热的航空电子设备或航空电子部件。航空电子单元20可以包括热管理构件，该热管理构件包括但不限于热散布器，热沉，热交换器或冷却器。航空电子单元20可以被构造为容纳各种电子部件或航空电子元件，并保护它们免受污染物，电磁干扰(EMI)，射频干扰(RFI)，振动等或其组合的影响。
尽管示出为靠近驾驶舱16，但是应当理解，航空电子单元20可以位于飞行器10内的任何位置。例如，在进一步非限制性示例中，航空电子单元20可以位于驾驶舱16中，飞行器10的机舱中或飞行器10内的储藏室中。
根据本公开的各方面，可以固定或模块化的多个热管21(以虚线示出)可操作地联接至航空电子单元20。热管是结合了热导率和相变的原理的传热装置，以有效地在两个接口(通常是热接口和冷接口)之间传递热量。在热管的热接口处，热管内与导热固体表面接触的液体通过吸收来自该表面的热量而变成蒸气。然后，蒸气沿着热管行进至冷接口，并凝结回液体，释放出潜热。然后，液体通过毛细作用，离心力或重力返回热接口，并重复该循环。由于沸腾和冷凝的传热系数非常高，因此热管是非常有效的导热体。
图1示出了位于下半球中的飞行器10的机头附近的多个热管21。可以预期，这可以提供最有利的位置，因为飞行器下方的机头在飞行期间可以接收冷气流，并且在不飞行时可以避免太阳。然而，将理解的是，多个热管21可以位于飞行器10内的任何位置，包括热端和冷端可以位于任何合适的位置。在示出的示例中，多个热管21可具有联接至航空电子单元20的第一端21a和联接至机身14或飞行器蒙皮的第二端21b。在其他非限制性示例中，多个热管21的第二端21b可以联接至机翼18，飞行器内的另一支撑结构或飞行器10的外部。另外，第二端21b可以暴露于飞行器10外部的环境空气。
图2示出了机箱形式的航空电子单元20。更详细地，航空电子单元20可包括限定内部24和外部26的壳体22。航空电子单元20可包括框架28，该框架28具有顶盖30，底壁29，后壁32以及相对的侧壁33、34。框架28可以进一步包括可移除的前盖35，该前盖35在被移除时提供对航空电子单元20的内部24的进入，并且在联接或安装到框架28时至少部分地限制对内部24的进入。另外，侧壁33、34可包括内表面36和外表面37。框架可以由任何合适的材料(例如在非限制性示例中的铝或钢)形成。
可选地，一组安装脚41可以从壳体22延伸，以利于借助于螺栓或其他合适的紧固件将航空电子单元20安装到飞行器10上。该组安装脚41还可以起到将航空电子单元20电接地到飞行器10的框架的作用。尽管图2的示例示出了该组安装脚41，但是可以使用任何期望类型的附接机构来将航空电子单元20固定或接地在飞行器10内。航空电子单元20可以进一步包括在内部空间24内并且由侧壁33、34的内部表面36支撑的一组卡轨42。该组卡轨42可以在内表面36上水平对准并且在相对的侧壁33、34上间隔开，以限定有效的卡槽44(由虚线示出)。可以通过卡槽44将包括至少一个航空电子系统卡48的航空电子系统46容纳在航空电子单元20内，其中每个卡槽44可以被构造为接收航空电子系统卡48的至少一部分。尽管仅示出了一个航空电子系统卡48，但是航空电子单元20可以被构造为容纳，支撑或包括任何数量的航空电子系统卡48。
每个航空电子系统卡48可以包括一组导线(未示出)。该组导线可以由任何适当的材料(包括铜或铝)形成。也可以在航空电子系统卡48上提供至少一个发热电子部件54。应该理解的是，该组导线可以根据需要在电子部件54内使用或用于连接多个电子部件54，或者用于航空电子系统卡48内或其上的任何其他位置。
航空电子设备中的发热部件54会产生高热负载，并且传统的散热装置会给飞行器带来可观的额外重量。作为非限制性示例，在航空电子单元内既传递热量，又将热量从航空电子单元传递到可以将热负载散发到飞行器外部的环境空气的飞行器的结构部分是有益的。
本公开的方面包括热管理系统11。热管理系统11包括航空电子单元20的热管理外部26和航空电子单元20的内部24。航空电子单元20的外部26可包括冷板31，其可形成第一接口或热接口。更具体地，将冷板31安装到航空电子单元20并与其热联接。以这种方式，将冷板31热联接到位于其中的发热部件。例如，冷板31可以热联接到位于航空电子单元20的内部24上的热散布器50。多个热管21(图1)也可以热联接到这种冷板31。例如，多个热管21的第一端21a可以热联接至冷板31。在示出的示例中，第一端21a被示出为嵌入到冷板31中。多个热管21的第二端21b可以联接至飞行器的结构。
多个散热片38可以从冷板31的外表面延伸。虽然其他构造也是可能的，但是示出的散热片38具有与位于其中的多个热管21相同的取向并且与冷板31的长度相对应。散热片38可以处于替代构造中，包括仅为该长度的一部分，沿该长度的分组，或垂直于多个热管21延伸。散热片38增加了冷板31的外表面面积，并允许一些热量通过对流传递到周围的空气中。
热沉40可以直接安装或通过散热垫安装到PCB或发热部件54上。热沉40和任何散热垫可以由任何导热材料制成。热沉40或任何散热垫可以被定位成使得其直接接触发热部件54。尽管热沉40已经被图示为平面，但是应当理解，热沉40也可以是条，带或其他构造。
热沉40可包括第二多个热管或一组嵌入式热管52。该组嵌入式热管52可以由任何合适的材料(包括铜或铝)形成。该组嵌入式热管52可具有热端52a和冷端52b，热端52a联接至或嵌入热沉40，冷端52b联接至或嵌入位于航空电子单元20内的热散布器50。热散布器50可以热联接到航空电子单元20并安装在其上。图2示出了热联接到壳体22的顶盖30的内部24的热散布器50。应当理解，热散布器50可以以多种构造来组织。
在操作期间，热量由一个或多个发热部件54产生并由热管理系统11管理。热管理系统11中的热路径始于发热部件54。热量从发热部件54通过热沉40传导到第二组热管52，第二组热管52又将热量传递到热散布器50。热量经由航空电子单元20从热散布器50传导到冷板31。可以将热量传导到散热片38，然后可以通过对流将热量散发到散热片38周围的空气中。与从冷板31到第一组热管21的热传递相比，经由散热片38散发的热量极小。热量从第一组热管21的热端或第一端21a传递到热管21的冷端或第二端21b，其中热端或第一端21a可以联接到或嵌入冷板31，冷端或第二端21b热联接到飞行器结构。飞行器结构可以被定位成使得热量然后被排散到位于飞行器10外部的环境空气。
图3的流程图示出了根据上述操作的热管理系统11的操作方法100。方法100可以包括在102处经由至少一个发热部件54通过热沉40将热量传递到位于航空电子单元20内的第二组热管52。在102处，可以将热量从第二组热管52传递到热散布器50。此外，在104处，热量可以被传递到航空电子单元20的外部。例如，这可以包括将热量传递到由冷板31形成的第一接口。这可以通过将热散布器50热联接至冷板31来实现，热散布器50和热板31均热联接至航空电子单元20的壳体22。可选地，可以将热量传导到散热片38，然后散发到航空电子单元20周围的空气。在第一接口处，热量从冷板31传递到第一组热管21。在106处，热量也可以从第一组热管21传递到飞行器结构的一部分，例如机翼18，机身14，飞行器的蒙皮。继而，热量可以从飞行器结构的该部分排散到位于飞行器外部的环境空气中。
图4示意性地示出了热流的方向，总体上用箭头110表示，该热流的方向开始于由一个或多个发热部件形成的热源112。将理解的是，在该示意图中，热源112包括整个航空电子单元20。热量可以传递到与其热联接的冷板31。冷板31形成第一接口114，该第一接口114也可以称为热接口。热量通过多个热管116从第一接口114传递。第二接口118或冷接口将热管116的冷端热联接到飞行器结构120。然后热量可以从飞行器结构120传递到位于飞行器122外部的环境空气。
与本文讨论的本公开相关联的一些优点可以包括但不限于减少在飞行器内实施冷却解决方案的成本，利用具有空间限制的技术为热管理提供替代方案，以及为当前未提供冷却的应用提供替代方案。传统上，飞行器使用飞行器结构内部的大量燃料或空气作为热沉，可以将废热排散到该热沉中。例如，ECS系统可以利用由风扇和泵驱动的强制对流与液体或空气冷却，风扇和泵通过发动机引气或发电机从飞行器发动机汲取动力。本公开的方面是被动的，并且不需要这样的风扇，泵，动力输入等。与本文讨论的本公开相关联的另一个优点可以包括消除对用于冷却目的的移动机械零件(例如风扇或管道空气部件)的需要。
另外，热管是高度可靠的并且适合于长使用寿命，这也可以使热系统受益。由于热管的两相系统，热管还能够展现出极高的表观热导率，该热管也可以在相对较长的距离上传递，同时由于其空心管而维持较低的重量。联接到飞行器外部的结构的一个优点是，在典型的商用飞行器巡航高度下，标准大气的环境空气温度接近-55摄氏度，从而为通过对流从热管中提取的热量创造了最佳温度。与本公开相关联的另一个优点是，使用热管允许省略任何需要电力的部件，这继而可以减少飞行器的动力需求，简化航空电子设备的机械设计并降低整个冷却系统的复杂性。该系统的另一个优点是，该系统增加了机身在飞行器上放置单元时所具有的灵活性。
除了以上附图中所示的那些构造之外，本公开还考虑了许多其他可能的构造。在尚未描述的范围内，各个方面的不同特征和结构可以根据需要与其他方面组合使用。不能在所有方面中示出的一个特征并不意味着解释其不能有，而是为了描述的简洁。因此，不管是否明确地描述了新方面，都可以根据需要混合和匹配不同方面的各种特征以形成新方面。本文所描述的特征的组合或置换被本公开覆盖。
本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
一种飞行器，包括：机身，机翼，蒙皮或支撑结构中的至少一个；航空电子单元，所述航空电子单元适于存储至少一个发热部件；第一接口，所述第一接口可操作地联接至所述航空电子单元，并且热联接至所述至少一个发热部件；和多个热管，其中所述多个热管的第一端联接至所述第一接口，从而限定热接口，并且所述热管的第二端联接至所述机身，所述机翼，所述蒙皮或所述支撑结构中的所述至少一个。
根据任一前述条项所述的飞行器，其中，所述航空电子单元包括电子机箱，所述电子机箱具有外部并限定用于容纳所述至少一个发热部件的内部。
根据任一前述条项所述的飞行器，其中，所述第一接口包括冷板，所述冷板可操作地联接至所述电子机箱并且热联接至所述至少一个发热部件。
根据任一前述条项所述的飞行器，其中，所述冷板被安装到所述电子机箱的所述外部，并且所述冷板包括从其延伸的一组翅片。
根据任一前述条项所述的飞行器，其中，所述一组翅片与所述多个热管平行。
根据任一前述条项所述的飞行器，其中，所述多个热管的所述第一端嵌入所述冷板中。
根据任一前述条项所述的飞行器，进一步包括热散布器，所述热散布器具有位于所述内部中的本体。
根据任一前述条项所述的飞行器，其中，所述热散布器进一步包括一组嵌入式热管，所述一组嵌入式热管的热端经由热沉热联接至所述发热部件。
根据任一前述条项所述的飞行器，其中，所述航空电子单元是线路可更换单元。
根据任一前述条项所述的飞行器，其中，所述机身，所述机翼，所述蒙皮或所述支撑结构中的所述至少一个在所述飞行器的下半球中。
根据任一前述条项所述的飞行器，其中，所述机身，所述机翼，所述蒙皮或所述支撑结构中的所述至少一个部分暴露于外部环境。
一种热管理系统，包括：航空电子单元，所述航空电子单元限定被构造为容纳至少一个发热部件的内部；以及第一多个热管，其中，所述第一多个热管的第一端联接至所述航空电子单元并限定热接口，并且所述第一多个热管的第二端联接至飞行器的结构部分，所述结构部分热联接至所述飞行器外的外部环境。
根据任一前述条项所述的热管理系统，其中，所述热接口进一步包括可操作地联接至所述航空电子单元的冷板。
根据任一前述条项所述的热管理系统，其中，所述第一多个热管的所述第一端嵌入所述冷板中。
根据任一前述条项所述的热管理系统，进一步包括第二多个热管，其中所述第二多个热管的热端经由热沉热联接至所述至少一个发热部件，并且所述第二多个热管的冷端热联接至所述冷板。
根据任一前述条项所述的热管理系统，进一步包括热散布器，所述热散布器具有本体，所述本体位于所述内部中并且热定位在所述第二多个热管的所述冷端与所述冷板之间。
根据任一前述条项所述的热管理系统，其中，所述第二多个热管的所述第二端嵌入所述热散布器中。
根据任一前述条项所述的热管理系统，其中，所述航空电子单元是线路可更换单元。
根据任一前述条项所述的热管理系统，其中，所述飞行器的所述结构部分在所述飞行器的下半球中。
一种用于热管理的方法，所述方法包括：将热量从至少发热部件传递到位于航空电子单元内的第一组热管；将热量从所述航空电子单元内的所述第一组热管传递到位于所述航空电子单元外部的冷板；以及将热量从第二组热管的第一端传递到所述第二组热管的第二端，所述飞行器的机身，机翼，蒙皮或支撑结构中的至少一个。
该书面描述使用示例来公开本发明的方面，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并的方法。本发明的专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
Claims (10)
1.一种飞行器，其特征在于，包括：
机身，机翼，蒙皮或支撑结构中的至少一个；
航空电子单元，所述航空电子单元适于存储至少一个发热部件；
第一接口，所述第一接口可操作地联接至所述航空电子单元，并且热联接至所述至少一个发热部件；和
多个热管，其中所述多个热管的第一端联接至所述第一接口，从而限定热接口，并且所述热管的第二端联接至所述机身，所述机翼，所述蒙皮或所述支撑结构中的所述至少一个。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述航空电子单元包括电子机箱，所述电子机箱具有外部并限定用于容纳所述至少一个发热部件的内部。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，其中，所述第一接口包括冷板，所述冷板可操作地联接至所述电子机箱并且热联接至所述至少一个发热部件。
4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，其中，所述冷板被安装到所述电子机箱的所述外部，并且所述冷板包括从其延伸的一组翅片。
5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，其中，所述一组翅片与所述多个热管平行。
6.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，其中，所述多个热管的所述第一端嵌入所述冷板中。
7.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，进一步包括热散布器，所述热散布器具有位于所述内部中的本体。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，其中，所述热散布器进一步包括一组嵌入式热管，所述一组嵌入式热管的热端经由热沉热联接至所述发热部件。
9.根据权利要求1至8中的任一项所述的飞行器，其特征在于，其中，所述航空电子单元是线路可更换单元。
10.根据权利要求1至8中的任一项所述的飞行器，其特征在于，其中，所述机身，所述机翼，所述蒙皮或所述支撑结构中的所述至少一个在所述飞行器的下半球中并且部分暴露于外部环境。
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