CN117308420A - 一种飞行器热管理系统及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器热管理技术领域，具体而言，涉及一种飞行器热管理系统及控制方法。系统包括引射组件、压缩组件、冷凝组件、蒸发组件。引射组件的第一引射管、第二引射管、第三引射管与引射组件的引射壳体连通。压缩组件包括与冷凝组件连通的压缩单元、与引射壳体、压缩单元连通的气液分离单元、驱动单元、轴单元。轴单元包括与第一导流部、压缩单元连接的传动轴、与驱动单元、第三引射管相连的冷却管、与传动轴、冷却管连接的螺旋环状的第一导流部。压缩单元压缩第一温控介质。蒸发组件的回热器与蒸发组件的冷却管、与第一引射管连通的第一蒸发单元、与第二引射管连通的第二蒸发单元、冷凝组件连通。这样就解决了压缩组件摩擦导致过热的问题。

Description

一种飞行器热管理系统及控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器热管理技术领域，具体而言，涉及一种飞行器热管理系统及控制方法。

背景技术

飞行器是一种集成了多种尖端科技的设备，其内部必然会搭载有多个机载电子设备对各种图样、速度、高度、续航等数据进行处理。机载电子设备在处理数据时不可避免地会产生废热，飞行器热管理系统可以对产生废热的设备进行冷却，从而避免飞行器过热导致故障。飞行器热管理系统采用蒸发循环制冷回路的方式，即使机载电子设备的热流密度突破100W/cm²，飞行器热管理系统依然可以让飞行器的温度保持正常。

蒸发循环制冷回路是通过冷凝组件、蒸发组件、压缩组件的共同作用吸收电子设备的废热，从而保证飞行器的正常运行。压缩组件主要依靠旋转对温控介质进行压缩，旋转产生的摩擦容易出现高温，导致连接处损坏，使得飞行器热管理系统失效。

发明内容

为解决压缩组件摩擦导致过热的问题，本发明提供了一种飞行器热管理系统及控制方法。

第一方面，本发明提供了一种飞行器热管理系统，包括：

引射组件，所述引射组件包括引射壳体、第一引射管、第二引射管、第三引射管；所述引射壳体呈两端开口的中空管状体；所述第一引射管从所述引射壳体的一端的外部伸入所述引射壳体的内部腔体；所述第二引射管穿过所述引射壳体的侧壁，与所述引射壳体内部腔体连通；所述第三引射管穿过所述引射壳体的侧壁，与所述引射壳体内部腔体连通；所述第一引射管的出口、所述第二引射管的出口、所述第三引射管的出口沿所述引射壳体的长度方向依次间隔设置；

压缩组件，所述压缩组件包括气液分离单元、压缩单元、驱动单元、轴单元；所述轴单元包括传动轴、冷却管、第一导流部；所述第一导流部设置成螺旋环状，所述第一导流部的内周侧与所述传动轴外周壁固定连接，所述第一导流部的外周侧与所述冷却管的内周壁固定连接；所述驱动单元与所述冷却管驱动连接，所述传动轴的一端与所述压缩单元可拆卸连接；所述驱动单元通过所述轴单元驱动所述压缩单元压缩第一温控介质；所述压缩单元的入口与所述气液分离单元连通，所述引射壳体远离所述第一引射管的开口端与所述气液分离单元连通；所述冷却管的出口与所述第三引射管连通；

冷凝组件，所述冷凝组件的所述第一温控介质的入口与所述压缩单元的出口连通；

蒸发组件，所述蒸发组件包括回热器、第一蒸发单元、第二蒸发单元；所述冷凝组件的所述第一温控介质的出口与所述回热器的液入口连通；所述回热器的液出口分别与所述冷却管的入口、所述第一蒸发单元的入口、所述第二蒸发单元的入口连通；所述第一蒸发单元的出口与所述第一引射管连通；所述第二蒸发单元的出口与所述第二引射管连通。

在一些实施例中，所述驱动单元包括定子、转子、轴承；所述转子套设在所述定子的中空区域内；所述冷却管与所述转子的内孔可拆卸连接；至少两个所述轴承分别套设在所述冷却管的两端；所述第一导流部沿所述冷却管轴线的延伸区域至少包容靠近所述冷却管出口端的所述轴承在所述冷却管上位置对应所述冷却管内部区域。

在一些实施例中，所述第一导流部沿所述冷却管轴线的延伸区域包容所述轴承在所述冷却管上位置对应所述冷却管内部区域。

在一些实施例中，所述第一导流部螺旋环绕延伸的方向与所述驱动单元驱动所述压缩单元压缩第一温控介质时所述冷却管旋转方向相反。

在一些实施例中，所述第一导流部靠近所述冷却管入口端一侧螺旋螺距大于所述第一导流部靠近所述冷却管出口端一侧螺旋螺距。

在一些实施例中，所述第一导流部中部区域螺旋螺距大于所述第一导流部靠近所述冷却管入口端一侧螺旋螺距。

在一些实施例中，所述轴单元还包括第二导流部；所述第二导流部设置成螺旋环状，所述第二导流部的内周侧与所述传动轴外周壁固定连接，所述第二导流部的外周侧与所述冷却管的内周壁固定连接；所述第一导流部与所述第二导流部间隔设置。

在一些实施例中，所述冷凝组件包括冷凝器、冷源供给单元；所述冷源供给单元包括第一泵、冷源箱；所述冷凝器的所述第一温控介质的入口与所述压缩单元的出口连通，所述冷凝器的所述第一温控介质的出口与所述回热器的液入口连通；所述冷凝器的冷源入口与所述第一泵的出口连通，所述冷凝器的冷源出口与所述冷源箱的回流口连通；所述冷源箱的出口与所述第一泵入口连通。

在一些实施例中，所述第一蒸发单元包括第一调节阀、第一膨胀阀、第一冷板、第一均温板；所述第一调节阀、所述第一膨胀阀、所述第一冷板依次连通；所述回热器液出口与所述第一调节阀的入口连通，所述第一冷板的出口穿过所述回热器的气通道与所述第一引射管的入口连通；所述第二蒸发单元包括第二调节阀、第二膨胀阀、第二冷板、第二均温板；所述第二调节阀、所述第二膨胀阀、所述第二冷板依次连通；所述回热器液出口与所述第二调节阀的入口连通，所述第二冷板的出口与所述第二引射管的入口连通。

在一些实施例中，所述引射组件还包括第四引射管；所述第四引射管穿过所述引射壳体的侧壁，与所述引射壳体内部腔体连通；所述第一引射管的出口、所述第二引射管的出口、所述第三引射管的出口、所述第四引射管的出口沿所述引射壳体的长度方向依次间隔设置；

所述蒸发组件还包括储热换热单元；所述回热器的液出口分别与所述冷却管的入口、所述第一蒸发单元的入口、所述第二蒸发单元的入口、所述储热换热单元的所述第一温控介质的入口连通；所述储热换热单元的所述第一温控介质的入口连通；所述储热换热单元的所述第一温控介质的出口与所述第四引射管连通。

第二方面，本发明提供了一种飞行器热管理控制方法，包括：

步骤S11，基于第一蒸发单元的温度大于等于第一温度阈值或第二蒸发单元的温度大于等于第二温度阈值，压缩单元启动并压缩第一温控介质；

步骤S12，基于所述压缩单元启动且冷却管温度大于等于第三温度阈值，回热器向所述冷却管供给第一温度介质。

为解决压缩组件摩擦导致过热的问题，本发明有以下优点：

1.第一引射管、第二引射管、第三引射管可以让不同状态、位置的第一温控介质进入引射壳体并相互混合，降低液含量，可以避免压缩单元带液工作导致影响冷却效果甚至损坏。

2.第一导流部可以让冷却管与传动轴之间的第一温控介质循环起来，使驱动单元与轴单元连接处的温度保持在工作温度区间内，从而实现延长飞行器热管理系统使用寿命的效果。

3.第一蒸发单元、第二蒸发单元可以针对不同功率的机载设备进行冷却，在保证冷却效果的同时实现节能，可以达到提高飞行器的续航的效果。回热器可以将高压中温的第一温控介质再次冷却，形成低温低压的状态，让低温低压的第一温控介质与第一蒸发单元、第二蒸发单元进行热交换，使得第一蒸发单元、第二蒸发单元可以持续对机载设备进行冷却，达到保证飞行器安全航行的效果。

附图说明

图1示出了一种实施例的飞行器热管理系统示意图；

图2示出了一种实施例的轴单元示意图；

图3示出了另一种实施例的轴单元示意图；

图4示出了另一种实施例的轴单元示意图；

图5示出了一种实施例的飞行器热管理控制方法示意图。

附图标记：10压缩组件；11压缩单元；111叶轮入口；112压缩叶轮；113叶轮出口；12驱动单元；121定子；122转子；123轴承；13轴单元；131传动轴；132冷却管；133第一导流部；134第二导流部；135缓冲腔；14气液分离单元；141分离腔；142分离入口；143第一分离出口；144第二分离出口；20冷凝组件；21冷凝器；22冷源供给单元；221第一泵；222冷源箱；30蒸发组件；31回热器；32第一蒸发单元；321第一调节阀；322第一膨胀阀；323第一冷板；324第一均温板；33第二蒸发单元；331第二调节阀；332第二膨胀阀；333第二冷板；334第二均温板；34储热换热单元；341第三调节阀；342第三膨胀阀；343换热器；344第二泵；345积液腔；346第三冷板；40引射组件；41引射壳体；42第一引射管；43第二引射管；44第三引射管；45第四引射管。

具体实施方式

现在将参照若干示例性实施例来论述本公开的内容。应当理解，论述了这些实施例仅是为了使得本领域普通技术人员能够更好地理解且因此实现本公开的内容，而不是暗示对本公开的范围的任何限制。

如本文中所使用的，术语“包括”及其变体要被解读为意味着“包括但不限于”的开放式术语。术语“基于”要被解读为“至少部分地基于”。术语“一个实施例”和“一种实施例”要被解读为“至少一个实施例”。术语“另一个实施例”要被解读为“至少一个其他实施例”。

本实施例公开了一种飞行器热管理系统及方法，如图1、图2所示，可以包括：

引射组件40，引射组件40包括引射壳体41、第一引射管42、第二引射管43、第三引射管44；引射壳体41呈两端开口的中空管状体；第一引射管42从引射壳体41的一端的外部伸入引射壳体41的内部腔体；第二引射管43穿过引射壳体41的侧壁，与引射壳体41内部腔体连通；第三引射管44穿过引射壳体41的侧壁，与引射壳体41内部腔体连通；第一引射管42的出口、第二引射管43的出口、第三引射管44的出口沿引射壳体41的长度方向依次间隔设置；

压缩组件10，压缩组件10包括气液分离单元14、压缩单元11、驱动单元12、轴单元13；轴单元13包括传动轴131、冷却管132、第一导流部133；第一导流部133设置成螺旋环状，第一导流部133的内周侧与传动轴131外周壁固定连接，第一导流部133的外周侧与冷却管132的内周壁固定连接；驱动单元12与冷却管132驱动连接，传动轴131的一端与压缩单元11可拆卸连接；驱动单元12通过轴单元13驱动压缩单元11压缩第一温控介质；压缩单元11的入口与气液分离单元14连通，引射壳体41远离第一引射管42的开口端与气液分离单元14连通；冷却管132的出口与第三引射管44连通；

冷凝组件20，冷凝组件20的第一温控介质的入口与压缩单元11的出口连通；

蒸发组件30，蒸发组件30包括回热器31、第一蒸发单元32、第二蒸发单元33；冷凝组件20的第一温控介质的出口与回热器31的液入口连通；回热器31的液出口分别与冷却管132的入口、第一蒸发单元32的入口、第二蒸发单元33的入口连通；第一蒸发单元32的出口与第一引射管42连通；第二蒸发单元33的出口与第二引射管43连通。

在本实施例中，飞行器是一种搭载了多种科技设备的高科技产物，在飞行器的航行过程中，所搭载的各种设备均会产生废热。飞行器上可以设有蒸发组件30吸收设备废热，然后利用压缩组件10将温控介质压缩，供给冷凝组件20进行降温，对蒸发组件30吸收的废热进行热传递，从而达到为机载设备冷却的目的。压缩组件10在长时间的运转下会导致出现高温，导致连接处损坏，使得机载设备无法散热，让飞行器出现故障甚至损坏。为了确保飞行器飞行安全，可以设有飞行器热管理系统对发热部件进行冷却处理。如图1、图2所示，飞行器热管理系统可以包括引射组件40、压缩组件10、冷凝组件20、蒸发组件30。引射组件40可以与压缩组件10、冷凝组件20、蒸发组件30连通。压缩组件10还可以与冷凝组件20、蒸发组件30连通。冷凝组件20还可以与压缩组件10、蒸发组件30连通。引射组件40可以包括引射壳体41、第一引射管42、第二引射管43、第三引射管44。引射壳体41可以是一个两端开口的中空管状体，可以让第一温控介质在其内部腔体中按照预期流动。第一引射管42可以从引射壳体41的一端的外部伸入，与引射壳体41的内部腔体相互连通。第一引射管42的外周壁可以与引射壳体41的一端固定连接。第二引射管43可以从引射壳体41的侧壁伸入，与引射壳体41内部腔体连通。第一引射管42的外周壁可以与引射壳体41的侧壁固定连接。第三引射管44可以从引射壳体41的侧壁伸入，与引射壳体41内部腔体连通。第三引射管44的外周壁可以与引射壳体41的侧壁固定连接。固定连接的方式可以优化引射组件40的整体强度以及密封性。第一引射管42可以向引射壳体41输入大流量高干度两相流。第二引射管43可以向引射壳体41输入小流量低干度低温两相流。第三引射管44可以向引射壳体41输入小流量高温高干度过热气体。第一引射管42的出口、第二引射管43的出口、第三引射管44的出口可以沿引射壳体41的长度方向（如图1所示的从左至右方向）依次间隔设置。当大流量高干度两相流以引射壳体41的长度方向移动至与小流量低干度低温两相流混合，可以形成大流量低温极高干度两相流，降低液体含量，减少液体进入压缩组件10，让冷却效率得以保证。大流量低温极高干度两相流以引射壳体41的长度方向移动至与小流量高温高干度过热气体混合，可以让小流量高温高干度过热气体的温度降低，并进一步减少液含量，从而有利于冷却效果的提升。

压缩组件10可以包括气液分离单元14、压缩单元11、驱动单元12、轴单元13。气液分离单元14可以与引射单元、压缩单元11连通，将来自引射单元的第一温控介质中的气体、液体再次分离，将气体输送至压缩单元11进行压缩，将液体暂存在气液分离单元14的分离腔141中。压缩单元11可以通过轴单元13与驱动单元12同心驱动连接，保证驱动过程中的稳定。驱动单元12可以驱动压缩单元11随轴单元13绕轴单元13的中心轴线旋转，将接近纯气体的第一温控介质压缩成高温高压气体。

轴单元13可以包括传动轴131、冷却管132、第一导流部133。第一导流部133可以设置成螺旋环状，当第一导流部133旋转时可以依据旋转方向和螺纹方向输送第一温控介质。当第一温控介质从冷却管132入口向第一导流部133冲击，可以在第一导流部133以第一导流部133的倾斜表面法线为中心，产生径向力。轴单元13可以是一根圆杆，其外周壁可以与第一导流部133的内周壁固定连接，以提高强度。冷却管132可以是一根圆管，其内周壁可以与第一导流部133的外周侧固定连接，其外周壁可以与驱动单元12驱动连接。冷却管132的出口与第三引射管44的入口连通。由于热源靠近冷却管132的外周壁，当驱动单元12驱动轴单元13旋转，第一温控介质可以在离心力的作用下向冷却管132的内周壁压缩。同时，第一温控介质在径向力的作用下可以进一步向冷却管132的内周壁压缩，尽可能地向热源靠近。以上述方式设置可以让第一温控介质高效地吸收驱动单元12与轴单元13摩擦产生的废热，逐渐形成小流量高温高干度过热气体，并被第一导流部133输送至第三引射管44与大流量低温极高干度两相流相互混合，为压缩做准备。基于第一温控介质在传动轴131与冷却管132间隔的空间内，传动轴131靠近压缩单元11的一端可以与压缩单元11可拆卸连接，以便于进行维护工作。轴单元13可以在驱动单元12的驱动下，让压缩单元11对混合后的第一温控介质进行压缩。压缩单元11的入口可以与气液分离单元14的第一分离出口143（即气体出口）连通，引射壳体41远离第一引射管42的开口端可以与气液分离单元14分离入口142连通。混合后的第一温控介质可以从引射壳体41远离第一引射管42的开口端输送至气液分离单元14分离入口142，随后进入分离腔141。第一温控介质的气体部分可以从设置在分离腔141上端的第一分离出口143输送至压缩单元11。轴单元13可以在驱动单元12的驱动下，让压缩单元11将第一温控介质压缩成高压高温气体。第一温控介质的液体部分可以暂存在分离腔141中，由于重力的原因，液体可以滞留在分离腔141的下端。以此方式可以避免压缩单元11带液工作导致的冷却效率降低或热管理系统失效。

冷凝组件20的第一温控介质的入口可以与压缩单元11的出口连通。当第一温控介质被压缩单元11压缩成高压高温气体后，可以从压缩单元11的出口流入冷凝组件20的第一温控介质的入口，在冷凝组件20中降温形成高压中温的状态，以便于下一步骤的进行。

蒸发组件30可以包括回热器31、第一蒸发单元32、第二蒸发单元33。回热器31可以分别与第一蒸发单元32、第二蒸发单元33连通。冷凝组件20的第一温控介质的出口可以与回热器31的液入口连通，当高压中温状态的第一温控介质进入回热器31后，可以变成低温低压的状态，从而便于对机载设备进行降温。回热器31的液出口可以分别与冷却管132的入口、第一蒸发单元32的入口、第二蒸发单元33的入口连通。第一蒸发单元32可以吸收长时间大功率工作的机载设备的废热。低温低压状态的第一温控介质可以从回热器31的液出口输送至第一蒸发单元32的入口，让第一温控介质与第一蒸发单元32完成热交换，让第一蒸发单元32可以持续为长时间大功率工作的机载设备降温。第二蒸发单元33可以吸收长时间小功率工作的机载设备的废热。低温低压状态的第一温控介质可以从回热器31的液出口输送至第二蒸发单元33的入口，让第一温控介质与第二蒸发单元33完成热交换，让第二蒸发单元33可以持续为长时间小功率工作的机载设备降温。第一蒸发单元32的出口可以与第一引射管42的入口连通。第一温控介质与第一蒸发单元32完成热交换后，可以从第一引射管42的入口进入引射壳体41内部，沿引射壳体41的长度方向移动，让大流量高干度两相流与其他第一温控介质进行混合，降低液含量，可以减少气液分离单元14的负担，实现提高飞行器热管理系统使用寿命的效果。第二蒸发单元33的出口可以与第二引射管43的入口连通。第一温控介质与第二蒸发单元33完成热交换后，可以形成小流量低干度低温两相流，并从第二引射管43的入口进入引射壳体41内部，与大流量高干度两相流混合形成大流量低温极高干度两相流，并继续沿引射壳体41的长度方向移动至与其他第一温控介质进行混合，可以进一步降低液含量，减少压缩单元11带液工作的时长，从而保证冷却效果。并且第一蒸发单元32、第二蒸发单元33针对不同功率的机载设备冷却的方式可以在保证冷却效果的同时实现节能，使得飞行器的续航里程得以提高。

在另一些实施例中，压缩单元11可以包括叶轮入口111、压缩叶轮112、叶轮出口113。叶轮入口111可以与第一分离出口143连通，为压缩单元11供给纯气体的第一温控介质，可以提高冷却效率。压缩叶轮112可以设置在叶轮入口111与叶轮出口113之间，利用旋转产生的离心力将第一温控介质压缩成高温高压的气体，随后从叶轮出口113排出，供给冷凝组件20进行处理。

轴单元13还可以包括缓冲腔135。缓冲腔135可以设于驱动单元12与压缩单元11之间。缓冲腔135的一端可以与冷却管132的出口端连通，另一端可以与叶轮出口113连通。由于冷却管132的直径较小，缓冲腔135的空间大，第一温控介质从小空间突然移动至大空间可以膨胀、气化，降低第一温控介质中的液含量。并且缓冲腔135的横截面积可以与驱动单元12的横截面积相同，在缓冲腔135内可以继续吸收部分热量，进一步降低第一温控介质中的液含量。以此方式可以避免压缩单元11带液工作导致冷却效果受限。

气液分离单元14还可以包括第二分离出口144。第二分离出口144可以连通在分离腔141的下端。当大流量低温极高干度两相流进入分离腔141后，气体可以从连通在分离腔141上端的第一分离出口143输送至压缩单元11的入口，以供压缩单元11进行压缩。若可以分离出液体，液体可以从第二分离出口144输送至压缩组件10的导流叶轮，通过导流叶轮将液体输入至第一冷板323进行超量供液，从而优化冷却效果。

在一些实施例中，如图1所示，驱动单元12包括定子121、转子122、轴承123；转子122套设在定子121的中空区域内；冷却管132与转子122的内孔可拆卸连接；至少两个轴承123分别套设在冷却管132的两端；第一导流部133沿冷却管132轴线的延伸区域至少包容靠近冷却管132出口端的轴承123在冷却管132上位置对应冷却管132内部区域。

在本实施例中，如图1所示，驱动单元12可以包括定子121、转子122、轴承123。转子122的外周面可以同心套设在定子121的内周面，转子122的外周面可以与定子121的内周面间隔设置。以此方式可以让转子122沿自身中心轴线旋转时不与定子121产生摩擦，可以提高驱动效率。为了便于维护，冷却管132的外周面可以与转子122的内周面可拆卸连接。冷却管132靠近冷却管132出口的一端可以至少设有1个轴承123，靠近冷却管132入口的一端可以至少设有1个轴承123，可以让冷却管132的受力合理，从而减少转矩损耗。由于第一温控介质在冷却管132的入口流动至出口的过程中会逐渐吸收热量，所以第一温控介质在冷却管132的出口端温度高于第一温控介质在冷却管132入口端的温度。这样会导致靠近冷却管132出口一端的轴承123的温度高于靠近冷却管132入口一端的轴承123的温度。为了避免靠近冷却管132出口一端轴承123的温度过高导致强度降低，第一导流部133沿冷却管132内周面沿轴线延伸的区域至少可以包容靠近冷却管132出口端述轴承123在冷却管132上位置对应冷却管132内部区域，让第一温控介质可以为靠近冷却管132出口一端的轴承123降温。

在一些实施例中，如图1所示，第一导流部133沿冷却管132轴线的延伸区域包容轴承123在冷却管132上位置对应冷却管132内部区域。

在本实施例中，如图1所示，虽然靠近冷却管132出口一端的轴承123的温度高于靠近冷却管132入口一端的轴承123的温度，但是轴承123旋转摩擦产生的热量依然不可忽视。第一导流部133沿冷却管132轴线延伸的距离可以大于或等于冷却管132两端轴承123之间的轴向距离，让第一温控介质在轴承123的投影区域可以依靠与第一导流部133撞击产生的径向力尽量靠近热源，从而高效地吸收轴承123因摩擦产生的废热，让轴承123的使用寿命得以延长。

在一些实施例中，如图1、图3所示，第一导流部133螺旋环绕延伸的方向与驱动单元12驱动压缩单元11压缩第一温控介质时冷却管132旋转方向相反。

在本实施例中，如图1、图3所示，当压缩组件10吸入第一温控介质并进行压缩，可以使压缩单元11产生一个与驱动单元12位置相反的轴向力。由于传动轴131与压缩组件10连接，传动轴131也会受此轴向力影响，从而产生振动，让飞行器热管理系统的使用寿命受到负面影响。第一导流部133绕传动轴131螺旋延伸的方向可以与转子122驱动冷却管132随传动轴131压缩第一温控介质时冷却管132的旋转方向相反，让第一温控介质从冷却管132入口可以加速移动至冷却管132出口，使得第一导流部133产生一个与压缩单元11位置相反的轴向力。由于第一导流部133与传动轴131连接，这两个相反的轴向力可以相互削减，从而减小振动，达到延长飞行器热管理系统的使用寿命的效果。

在一些实施例中，如图3所示，第一导流部133靠近冷却管132入口端一侧螺旋螺距大于第一导流部133靠近冷却管132出口端一侧螺旋螺距。

在本实施例中，如图3所示，由于第一温控介质在冷却管132的移动过程中温度是逐渐升高，第一导流部133靠近冷却管132入口端一侧的螺旋螺距可以大于第一导流部133靠近冷却管132出口端一侧的螺旋螺距，让第一温控介质在冷却管132的入口端的流速大于第一温控介质在冷却管132的入口端的流速，使得第一温控介质在冷却管132的入口端的换热系数较低，并提高得第一温控介质在冷却管132的出口端的换热系数。以此方式可以确保第一温控介质在冷却管132的各个区域的换热量接近一致、换热均匀，保证第一温控介质对冷却管132出口端的附近区域仍有一定的散热能力。

在一些实施例中，如图3所示，第一导流部133中部区域螺旋螺距大于第一导流部133靠近冷却管132入口端一侧螺旋螺距。

在本实施例中，如图3所示，第一导流部133沿传动轴131螺旋的方式可以采用三次函数设计，使得第一导流部133中部区域螺旋螺距可以大于第一导流部133靠近冷却管132入口端一侧螺旋螺距。以此方式可以让第一温控介质在进入与离开第一导流部133时的流向接近水平，进出口流阻小、流动顺滑过渡，减小对传动轴131转动过程的影响。

在一些实施例中，如图4所示，轴单元13还包括第二导流部134；第二导流部134设置成螺旋环状，第二导流部134的内周侧与传动轴131外周壁固定连接，第二导流部134的外周侧与冷却管132的内周壁固定连接；第一导流部133与第二导流部134间隔设置。

在本实施例中，如图4所示，为了增强轴单元13的整体结构强度，增加换热路径，达到提高第一温控介质在单位时间内换热量的效果，轴单元13还可以包括与第一导流部133间隔设置的第二导流部134。第二导流部134可以设置成与第一导流部133方向相同的螺旋环状。第二导流部134的内周侧可以与传动轴131外周壁固定连接，第二导流部134的外周侧与冷却管132的内周壁固定连接。当只设有第一导流部133的轴单元13旋转时，在长度方向上会出现离心力不均匀的情况，从而产生振动。同时设有第一导流部133、第二导流部134的方式，可以让第一温控介质分为两股流体进入两个互不连通空间，可以产生两个近似相反的离心力。这两个近似相反的离心力可以相互抵消，从而减小第一温控介质流动对传动轴131转动过程的干扰，降低传动轴131的振动，从而提高飞行器热管理系统的可靠性。

在一些实施例中，如图1所示，冷凝组件20包括冷凝器21、冷源供给单元22；冷源供给单元22包括第一泵221、冷源箱222；冷凝器21的第一温控介质的入口与压缩单元11的出口连通，冷凝器21的第一温控介质的出口与回热器31的液入口连通；冷凝器21的冷源入口与第一泵221的出口连通，冷凝器21的冷源出口与冷源箱222的回流口连通；冷源箱222的出口与第一泵221入口连通。

在本实施例中，如图1所示，冷凝组件20可以包括相互连通的冷凝器21、冷源供给单元22。冷源供给单元22可以包括相互连通的第一泵221、冷源箱222。冷凝器21的第一温控介质的入口可以与压缩单元11的出口连通，可以让完成被压缩成高温高压的第一温控介质从压缩单元11流动至冷凝器21进行冷却。冷凝器21的第一温控介质的出口可以与回热器31的液入口连通，让冷却至高压中温的第一温控介质流动至回热器31进一步冷却。冷凝器21的第二温控介质的入口可以与第一泵221的出口连通，冷凝器21的第二温控介质的出口可以与冷源箱222的回流口连通，让第二温控介质可以为第一温控介质循环降温。冷源箱222可以用于存放第二温控介质，第二温控介质可以为燃料。当第一温控介质在冷凝组件20中流动时，第一泵221可以将冷源箱222中的第二温控介质输送至冷凝器21，让第二温控介质吸收第一温控介质的热量，随后第二温控介质再次返回冷凝器21。以此方式可以在实现冷却的同时，提升燃料的温度，让燃料进入发动机后易于燃烧。

在一些实施例中，如图1所示，第一蒸发单元32包括第一调节阀321、第一膨胀阀322、第一冷板323、第一均温板324；第一调节阀321、第一膨胀阀322、第一冷板323依次连通；回热器31液出口与第一调节阀321的入口连通，第一冷板323的出口穿过回热器31的气通道与第一引射管42的入口连通；第二蒸发单元33包括第二调节阀331、第二膨胀阀332、第二冷板333、第二均温板334；第二调节阀331、第二膨胀阀332、第二冷板333依次连通；回热器31液出口与第二调节阀331的入口连通，第二冷板333的出口与第二引射管43的入口连通。

在本实施例中，如图1所示，第一蒸发单元32可以包括第一调节阀321、第一膨胀阀322、第一冷板323、第一均温板324。第一调节阀321、第一膨胀阀322、第一冷板323可以依次连通。回热器31的液出口可以与第一调节阀321的入口连通，调节第一温控介质的流量。第一冷板323的出口可以穿过回热器31的气通道与第一引射管42的入口连通。第一调节阀321的入口可以与回热器31的液出口连通。第一冷板323的出口可以穿过回热器31的气通道可以与第一引射管42的入口连通。第一均温板324可以设置在第一冷板323的一侧，使第二冷板333上的热量可以更均匀，从而利于冷却效率的提升。当第一温控介质先后通过冷凝组件20和回热器31流动至第一调节阀321，第一调节阀321可以根据飞行器热管理系统的指令对第一温控介质的流量进行调整，以提高冷却效率，然后再流动至第一膨胀阀322，第一膨胀阀322可以将第一温控介质变成低压低温高干度两相流，流动至第一冷板323，吸收经第一均温板324处理后的热量形成大流量高干度两相流，移动至第一引射管42，随后与其他第一温控介质在引射壳体41单元的腔体内进行充分混合形成大流量低温极高干度两相流，从而减少气液分离单元14的负担，并降低液体进入压缩单元11的几率。

第二蒸发单元33可以包括第二调节阀331、第二膨胀阀332、第二冷板333、第二均温板334。第二调节阀331、第二膨胀阀332、第二冷板333可以依次连通。第二冷板333的出口与第二引射管43的入口连通。第二调节阀331的入口可以与回热器31的液出口连通，调节第一温控介质的流量。第二冷板333的出口可以与第二引射管43的入口连通。第二均温板334可以设置在第二冷板333的一侧，使第二冷板333上的热量可以更均匀，从而利于冷却效率的提升。当第一温控介质先后通过冷凝组件20和回热器31流动至第二调节阀331，第二调节阀331可以根据飞行器热管理系统的指令对第一温控介质的流量进行调整，以提高冷却效率。然后再流动至第二膨胀阀332，第二膨胀阀332可以将第一温控介质变成低压低温低干度两相流，流动至第二冷板333，吸收经第二均温板334处理后的热量形成小流量低干度低温两相流，移动至第二引射管43，通过第二引射管43与第一壳部的空间差迅速膨胀汽化，温度进一步下降，随后与其他第一温控介质在引射壳体41单元的腔体内进行充分混合形成大流量低温极高干度两相流，从而减少气液分离单元14的负担，并降低液体进入压缩单元11的几率。

在一些实施例中，如图1所示，引射组件40还包括第四引射管45；第四引射管45穿过引射壳体41的侧壁，与引射壳体41内部腔体连通；第一引射管42的出口、第二引射管43的出口、第三引射管44的出口、第四引射管45的出口沿引射壳体41的长度方向依次间隔设置；蒸发组件30还包括储热换热单元34；回热器31的液出口分别与冷却管132的入口、第一蒸发单元32的入口、第二蒸发单元33的入口、储热换热单元34的第一温控介质的入口连通；储热换热单元34的第一温控介质的入口连通；储热换热单元34的第一温控介质的出口与第四引射管45连通。

在本实施例中，如图1所示，引射组件40还可以包括第四引射管45。第四引射管45可以伸入引射壳体41的内周壁，从而与引射壳体41的内部腔体连通，让间歇性存在的较大流量中温过热气体可以进入引射壳体41的内部腔体。第一引射管42的出口、第二引射管43的出口、第三引射管44的出口、第四引射管45的出口可以沿引射壳体41的长度方向（如图1所示的从左至右方向）依次间隔设置。当间歇性存在的较大流量中温过热气体通过第四引射管45进入引射壳体41的内部腔体，来自第一引射管42、第二引射管43、第三引射管44的第一温控介质可以沿引射壳体41的长度方向朝间歇性存在的较大流量中温过热气体移动，四股第一温控介质可以混合形成低温低压高干度两相流，并从引射壳体41的出口流动至气液分离单元14。以此方式可以减少气液分离单元14的负荷，并降低液体进入压缩单元11的几率，从而保证冷却效果良好。

蒸发组件30还可以包括储热换热单元34。储热换热单元34可以为超大功率电子设备（如武器发射设备）进行冷却。由于这类机载设备不会持续发热，储热换热单元34可以间断工作，从而在保证飞行器温度正常的情况下，让飞行器能耗降低，实现提升续航的效果。回热器31的液出口可以分别与冷却管132的入口、第一蒸发单元32的入口、第二蒸发单元33的入口、储热换热单元34的第一温控介质的入口连通。当第一温控介质经过冷凝组件20后，可以变成高压中温过冷液态输入至回热器31的液入口，进行再次冷却，然后流动至冷却管132的入口、第一蒸发单元32的入口、第二蒸发单元33的入口，各部件进行冷却，从而保证飞行器的正常航行。储热换热单元34的第一温控介质的出口可以与第四引射管45连通。当第一温控介质在储热换热单元34吸收热量后，可以输送至第四引射管45，进入引射壳体41内部腔体与来自第一引射管42、第二引射管43、第三引射管44的各第一温控介质充分混合形成低温低压高干度两相流，随后进入气液分离单元14将液体和气体进行分离，避免压缩单元11带液工作，使冷却效果得以保持。

在另一些实施例中，储热换热单元34可以包括第三调节阀341、第三膨胀阀342、第三冷板346、第二泵344、积液腔345、换热器343。第三调节阀341、第三膨胀阀342、第三冷板346可以依次连通。第三冷板346、第二泵344、积液腔345、换热器343可以依次连通，且第三冷板346可以与换热器343连通。第三冷板346的出口可以与第四引射管45连通。回热器31的液出口还可以与第三调节阀341连通。当超大功率电子设备短时工作，换热器343入口的低温液体工质在换热器343中接收来自超大功率电子设备热源的瞬时大功率废热后，可以转变为高温液体工质从换热器343的出口流动至积液腔345，随后被第二泵344输入至第三冷板346。第三冷板346中的第三温控介质（可以是燃料）可以吸收热量，使高温液体工质变为低温液体工质，再次回流至换热器343吸收废热。超大功率电子设备结束短时工作后，第三调节阀341根据预定程序开启，经过回热器31冷却的第一温控介质可以通过第三膨胀阀342变成低压低温低干度两相流，向第三冷板346流动，以吸收第三温控介质的热量。随后第一温控介质流动至第四引射管45，与其他第一温控介质相互混合形成低温低压高干度两相流，沿第一方向从第七壳部的小横截面积端流动至分离入口142，将气体和液体进行进一步分离，让气体从第一分离出口143进入压缩单元11，避免压缩单元11带液工作，从而保证冷却效率。

在一些实施例中，如图5所示，步骤S11，基于第一蒸发单元32的温度大于等于第一温度阈值或第二蒸发单元33的温度大于等于第二温度阈值，压缩单元11启动并压缩第一温控介质；步骤S12，基于压缩单元11启动且冷却管132温度大于等于第三温度阈值，回热器31向冷却管132供给第一温度介质。

在本实施例中，如图5所示，当传感器检测到第一蒸发单元32的温度大于等于第一温度阈值（即被第一蒸发单元32冷却的机载设备温度即将超过正常工作温度），驱动单元12可以通电，让转子122驱动压缩单元11随传动轴131旋转，利用离心力将来自第一分离出口143的几乎纯气体的第一温控介质压缩成高温高压气体，向冷凝器21的第一温控介质的入口供给。高温高压的第一温控介质在冷凝器21中可以与第二温控介质进行热交换，形成高压中温的状态从冷凝器21的第一温控介质的出口流动至回热器31的液入口。第一温控介质可以在回热器31中冷却，经过第一调节阀321调节流量，通过第一膨胀阀322形成低温低压两相流，流动至第一冷板323的入口。第一温控介质在第一冷板323可以高效吸收经过第一均温板324处理后的废热，随后从第一冷板323的出口通过第一引射管42进入引射壳体41。多股第一温控介质在引射壳体41中混合形成低温低压高干度两相流后可以流动至分离入口142，在分离腔141将气体和液体分离，让气体从第一分离出口143进入压缩单元11的入口，完成冷却循环。当传感器检测到第二蒸发单元33的温度大于等于第一温度阈值（即被第二蒸发单元33冷却的机载设备温度即将超过正常工作温度），驱动单元12可以通电，让转子122驱动压缩单元11随传动轴131旋转，利用离心力将来自第一分离出口143的几乎纯气体的第一温控介质压缩成高温高压气体，向冷凝器21的第一温控介质的入口供给。高温高压的第一温控介质在冷凝器21中可以与第二温控介质进行热交换，形成高压中温的状态从冷凝器21的第一温控介质的出口流动至回热器31的液入口。第一温控介质可以在回热器31中冷却，经过第二调节阀331调节流量，通过第二膨胀阀332形成低温低压两相流，流动至第二冷板333的入口。第一温控介质在第二冷板333可以高效吸收经过第二均温板334处理后的废热，随后从第二冷板333的出口通过第二引射管43进入引射壳体41。多股第一温控介质在引射壳体41中混合形成低温低压高干度两相流后可以流动至分离入口142，在分离腔141将气体和液体分离，让气体从第一分离出口143进入压缩单元11的入口，完成冷却循环。

当传感器检测到压缩单元11处于运转状态且冷却管132温度大于等于第三温度阈值（即驱动单元12与轴单元13连接处即将温度即将超过正常工作温度），经过回热器31冷却的第一温控介质可以从回热器31的液出口进入冷却管132的入口端。第一温控介质在冷却管132中可以被冷却管132旋转的离心力朝冷却管132的内周壁方向压缩，使第一温控介质向热源靠近，提高热传递的效率，让第一温控介质快速冷却驱动单元12与轴单元13连接处的温度。第一温控介质通过第一导流部133、第二导流部134的引导后可以从压缩单元11的出口途经第三引射管44流动至引射壳体41内部腔体。多股第一温控介质在引射壳体41中混合形成低温低压高干度两相流后可以流动至分离入口142，在分离腔141将气体和液体分离，让气体从第一分离出口143进入压缩单元11的入口。第一温控介质在压缩单元11完成压缩后，可以形成高温高压的状态并进入冷凝组件20，让第二温控介质对第一温控介质进行冷却，形成高压中温的状态。随后从冷凝器21的第一温控介质的出口进入回热器31的液入口进行冷却，从而完成冷却循环。

本领域的普通技术人员可以理解，上述各实施方式是实现本公开的具体案例，而在实际应用中，可以在形式上和细节上对其作各种改变，而不偏离本公开的精神和范围。

Claims (11)

1.一种飞行器热管理系统，其特征在于，所述飞行器热管理系统包括：

引射组件，所述引射组件包括引射壳体、第一引射管、第二引射管、第三引射管；所述引射壳体呈两端开口的中空管状体；所述第一引射管从所述引射壳体的一端的外部伸入所述引射壳体的内部腔体；所述第二引射管穿过所述引射壳体的侧壁，与所述引射壳体内部腔体连通；所述第三引射管穿过所述引射壳体的侧壁，与所述引射壳体内部腔体连通；所述第一引射管的出口、所述第二引射管的出口、所述第三引射管的出口沿所述引射壳体的长度方向依次间隔设置；

压缩组件，所述压缩组件包括气液分离单元、压缩单元、驱动单元、轴单元；所述轴单元包括传动轴、冷却管、第一导流部；所述第一导流部设置成螺旋环状，所述第一导流部的内周侧与所述传动轴外周壁固定连接，所述第一导流部的外周侧与所述冷却管的内周壁固定连接；所述驱动单元与所述冷却管驱动连接，所述传动轴的一端与所述压缩单元可拆卸连接；所述驱动单元通过所述轴单元驱动所述压缩单元压缩第一温控介质；所述压缩单元的入口与所述气液分离单元连通，所述引射壳体远离所述第一引射管的开口端与所述气液分离单元连通；所述冷却管的出口与所述第三引射管连通；

冷凝组件，所述冷凝组件的所述第一温控介质的入口与所述压缩单元的出口连通；

蒸发组件，所述蒸发组件包括回热器、第一蒸发单元、第二蒸发单元；所述冷凝组件的所述第一温控介质的出口与所述回热器的液入口连通；所述回热器的液出口分别与所述冷却管的入口、所述第一蒸发单元的入口、所述第二蒸发单元的入口连通；所述第一蒸发单元的出口与所述第一引射管连通；所述第二蒸发单元的出口与所述第二引射管连通。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器热管理系统，其特征在于，

所述驱动单元包括定子、转子、轴承；所述转子套设在所述定子的中空区域内；所述冷却管与所述转子的内孔可拆卸连接；至少两个所述轴承分别套设在所述冷却管的两端；所述第一导流部沿所述冷却管轴线的延伸区域至少包容靠近所述冷却管出口端的所述轴承在所述冷却管上位置对应所述冷却管内部区域。

3.根据权利要求2所述的一种飞行器热管理系统，其特征在于，

所述第一导流部沿所述冷却管轴线的延伸区域包容所述轴承在所述冷却管上位置对应所述冷却管内部区域。

4.根据权利要求2所述的一种飞行器热管理系统，其特征在于，

所述第一导流部螺旋环绕延伸的方向与所述驱动单元驱动所述压缩单元压缩第一温控介质时所述冷却管旋转方向相反。

5.根据权利要求4所述的一种飞行器热管理系统，其特征在于，

所述第一导流部靠近所述冷却管入口端一侧螺旋螺距大于所述第一导流部靠近所述冷却管出口端一侧螺旋螺距。

6.根据权利要求5中所述的一种飞行器热管理系统，其特征在于，

所述第一导流部中部区域螺旋螺距大于所述第一导流部靠近所述冷却管入口端一侧螺旋螺距。

7.根据权利要求1所述的一种飞行器热管理系统，其特征在于，

所述轴单元还包括第二导流部；所述第二导流部设置成螺旋环状，所述第二导流部的内周侧与所述传动轴外周壁固定连接，所述第二导流部的外周侧与所述冷却管的内周壁固定连接；所述第一导流部与所述第二导流部间隔设置。

8.根据权利要求1所述的一种飞行器热管理系统，其特征在于，

所述冷凝组件包括冷凝器、冷源供给单元；所述冷源供给单元包括第一泵、冷源箱；所述冷凝器的所述第一温控介质的入口与所述压缩单元的出口连通，所述冷凝器的所述第一温控介质的出口与所述回热器的液入口连通；所述冷凝器的冷源入口与所述第一泵的出口连通，所述冷凝器的冷源出口与所述冷源箱的回流口连通；所述冷源箱的出口与所述第一泵入口连通。

9.根据权利要求1所述的一种飞行器热管理系统，其特征在于，

所述第一蒸发单元包括第一调节阀、第一膨胀阀、第一冷板、第一均温板；所述第一调节阀、所述第一膨胀阀、所述第一冷板依次连通；所述回热器液出口与所述第一调节阀的入口连通，所述第一冷板的出口穿过所述回热器的气通道与所述第一引射管的入口连通；所述第二蒸发单元包括第二调节阀、第二膨胀阀、第二冷板、第二均温板；所述第二调节阀、所述第二膨胀阀、所述第二冷板依次连通；所述回热器液出口与所述第二调节阀的入口连通，所述第二冷板的出口与所述第二引射管的入口连通。

10.根据权利要求1所述的一种飞行器热管理系统，其特征在于，

所述引射组件还包括第四引射管；所述第四引射管穿过所述引射壳体的侧壁，与所述引射壳体内部腔体连通；所述第一引射管的出口、所述第二引射管的出口、所述第三引射管的出口、所述第四引射管的出口沿所述引射壳体的长度方向依次间隔设置；

所述蒸发组件还包括储热换热单元；所述回热器的液出口分别与所述冷却管的入口、所述第一蒸发单元的入口、所述第二蒸发单元的入口、所述储热换热单元的所述第一温控介质的入口连通；所述储热换热单元的所述第一温控介质的入口连通；所述储热换热单元的所述第一温控介质的出口与所述第四引射管连通。

11.应用于权利要求1-10中任一所述的一种飞行器热管理系统的一种飞行器热管理控制方法，其特征在于，所述飞行器热管理控制方法包括：

步骤S11，基于第一蒸发单元的温度大于等于第一温度阈值或第二蒸发单元的温度大于等于第二温度阈值，压缩单元启动并压缩第一温控介质；

步骤S12，基于所述压缩单元启动且冷却管温度大于等于第三温度阈值，回热器向所述冷却管供给第一温度介质。