CN117395973A - 一种冷却装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及机载冷却技术领域，具体而言，涉及一种冷却装置。冷却装置用于对飞机的机电设备进行冷却，冷却装置包括：第一冷却件、第二冷却件、壳体、液冷组件、调压组件；第一冷却件具有第一容纳腔，第二冷却件具有第二容纳腔，第一容纳腔和第二容纳腔内均容纳有第一冷却介质；第一冷却件靠近机电设备设置，第一冷却件与第二冷却件连接，且第一容纳腔与第二容纳腔连通；壳体具有第三容纳腔，第二冷却件安装于第三容纳腔内；壳体上设置有蒸发气排放口和介质流入口；液冷组件与壳体连接，液冷组件用于将第二冷却介质输入至第三容纳腔内；调压组件与壳体连接。这样就解决了现有飞机热管理系统需要为机电设备冷却提供额外热沉的问题。

Description

一种冷却装置

技术领域

本发明涉及机载冷却技术领域，具体而言，涉及一种冷却装置。

背景技术

飞机机电设备的热量通常由冷却液取热，并以空气或燃油作为最终热沉。目前通常将两种可消耗型冷却工质，例如液体和气体集成到同一个冷却系统中，以保证飞机机电设备的冷却效果。

随着飞机的大功率机电设备对热沉的需求越来越大，当飞机热管理系统无法在全飞行包线下为机电设备冷却提供足够热沉，例如无法提供足够低温度和足够高流量的燃油热沉，以及为避免开冲压空气口影响飞机隐身效果而无法提供空气热沉时，采用水作为消耗性热沉成为一种可行的解决方案。但是由于飞机的飞行高度和位置会发生变化，飞机所处的大气压力也会发生变化，使得水的沸点也会发生变化。当水的沸点较高时，可能会难以实现沸腾换热达到迅速带走热量的效果。

发明内容

为解决现有飞机热管理系统需要为机电设备冷却提供额外热沉的问题，本发明提供了一种冷却装置，所述冷却装置用于对飞机的机电设备进行冷却，所述冷却装置包括：

第一冷却件、第二冷却件、壳体、液冷组件、调压组件；

其中，所述第一冷却件具有第一容纳腔，所述第二冷却件具有第二容纳腔，第一容纳腔和所述第二容纳腔内均容纳有第一冷却介质；所述第一冷却件靠近所述机电设备设置，所述第一冷却件与所述第二冷却件连接，且所述第一容纳腔与所述第二容纳腔连通；

所述壳体具有第三容纳腔，所述第二冷却件安装于所述第三容纳腔内；所述壳体上设置有蒸发气排放口和介质流入口，所述蒸发气排放口用于将所述第三容纳腔与所述壳体的外部空间连通；

所述液冷组件与所述壳体连接，所述液冷组件用于穿过所述介质流入口将第二冷却介质输入至所述第三容纳腔内；

所述调压组件与所述壳体连接，所述调压组件用于根据所述飞机的飞行高度调整所述蒸发气排放口的开启面积。

在一些实施例中，所述液冷组件包括第一储液箱、第一控制阀和第一连接管路，其中，所述第一储液箱位于所述壳体的外部，所述第一储液箱具有第四容纳腔；所述第一储液箱通过第一连接管路与所述壳体连接；

所述第一控制阀安装在所述第一连接管路上，所述第一控制阀用于控制所述第四容纳腔与所述第三容纳腔的连通状态，以控制所述第二冷却介质从所述第四容纳腔流入至所述第三容纳腔，并使得所述第二冷却件浸没在所述第二冷却介质中的高度不低于预设高度阈值。

在一些实施例中，所述液冷组件还包括第一液位传感器和第一控制器，所述第一液位传感器安装在所述第三容纳腔中；

所述第一控制器与所述第一液位传感器、所述第一控制阀通信连接；所述第一控制器用于在所述飞机处于预设飞行姿态，且根据所述第一液位传感器的检测信号确定所述第三容纳腔中的所述第二冷却介质的液位小于第一预设液量阈值时，控制所述第一控制阀切换至开启状态。

在一些实施例中，所述液冷组件还包括第二液位传感器，所述第二液位传感器安装在所述第三容纳腔中，且当所述飞机处于正常停放姿态时，所述第二液位传感器位于所述第一液位传感器的上方；

所述第一控制器与所述第二液位传感器通信连接，所述第一控制器还用于在所述飞机处于预设飞行姿态，且根据所述第二液位传感器的检测信号确定所述第三容纳腔中的所述第二冷却介质的液位大于第二预设液量阈值时，控制所述第一控制阀切换至闭合状态。

在一些实施例中，所述壳体具有第五容纳腔，所述第五容纳腔位于所述第三容纳腔的上方，且所述第五容纳腔与所述第三容纳腔连通；所述蒸发气排放口与所述第五容纳腔连通；

当所述飞机处于正常停放姿态时，沿高度方向所述第五容纳腔的横截面面积小于所述第三容纳腔的横截面面积，且所述第五容纳腔的高度小于所述第三容纳腔的高度。

在一些实施例中，所述第五容纳腔的容积小于所述第三容纳腔的容积的50%。

在一些实施例中，所述第五容纳腔和所述第三容纳腔均为方体结构。

在一些实施例中，所述冷却装置还包括抽吸组件，所述抽吸组件至少部分安装于所述壳体内；

所述抽吸组件用于将所述第五容纳腔或所述第三容纳腔内的气体抽吸至所述蒸发气排放口附近。

在一些实施例中，所述抽吸组件包括引射器、第二控制阀，所述引射器具有排放流道，所述排放流道的第一端朝向所述第三容纳腔，所述排放流道的第二端朝向所述蒸发气排放口；

所述第二控制阀安装在所述排放流道上，所述第二控制阀用于控制所述第五容纳腔和所述蒸发气排放口的连通状态。

在一些实施例中，所述壳体内安装有防浪板，当所述飞机处于正常停放姿态时，所述防浪板位于所述第二冷却件的上方。

在一些实施例中，所述防浪板上具有多个透气通孔，每个所述透气通孔的一端朝向所述第二冷却件，另一端朝向所述蒸发气排放口。

在一些实施例中，多个所述透气通孔的横截面面积之和大于或者等于所述防浪板的横截面面积的30%，且小于或者等于70%。

在一些实施例中，所述防浪板具有第一区域和第二区域，所述透气通孔包括第一通孔和第二通孔，所述第一区域上具有多个所述第一通孔，所述第二区域上具有多个所述第二通孔，所述第一通孔的横截面面积小于第二通孔的横截面面积；

所述第一区域相较于所述第二区域更靠近于所述排放流道的第一端。

在一些实施例中，所述防浪板还具有第三区域，所述透气通孔还包括第三通孔，所述第三区域上具有多个所述第三通孔，所述第三通孔的横截面面积大于所述第一通孔的横截面面积，且所述第三通孔的横截面面积小于所述第二通孔的横截面面积；

所述第三区域相较于所述第二区域更靠近于所述防浪板的第一端，且所述第一区域相较于所述第三区域更靠近于所述防浪板的第一端。

在一些实施例中，所述冷却装置还包括蓄水件，所述蓄水件环绕所述第二冷却件的外表面设置在所述第三容纳腔中，所述蓄水件用于吸收并存储所述第二冷却介质。

在一些实施例中，所述冷却装置还包括扰流件，所述扰流件安装在所述第三容纳腔中；

当所述飞机处于正常停放姿态时，所述扰流件位于所述第二冷却件的下方。

在一些实施例中，所述冷却装置还包括第一温度传感器、加热组件和第二控制器；所述第一温度传感器和所述加热组件均位于所述第三容纳腔中，所述第一温度传感器和所述加热组件均与所述第二控制器通信连接；所述第二控制器用于根据所述第一温度传感器的检测信号，控制所述加热组件的工作状态。

在一些实施例中，所述加热组件包括加热壳和引气管道；所述加热壳具有第六容纳腔，所述壳体位于所述第六容纳腔中；所述引气管道与所述加热壳连接且所述引气管道的第一端与所述第六容纳腔连通；所述引气管道的第二端与所述飞机的发动机引气排放口或者所述蒸发气排放口连通。

为解决现有飞机热管理系统需要为机电设备冷却提供额外热沉的问题，本发明有以下优点：

1、本发明的第一冷却件可以实现对飞机机电设备的冷却，同时可以将第一冷却件吸收的机电设备热量转移到第二冷却件，当第二冷却介质的沸点低于第一冷却介质冷凝温度时，第二冷却介质不断吸收高温第一冷却介质的热量并逐渐达到沸点，通过在第二冷却件表面发生剧烈的沸腾换热迅速带走热量。可在较高温度的热沉条件下，实现对机电设备的散热；同时无需飞机热管理系统提供额外热沉，可有效减少驱动燃油热沉流动的功耗和冲压空气口数量，对飞机隐身效果影响小；此外凭借第二冷却介质的汽化潜热，可有效减少飞机热管理系统中第二冷却介质的携带量，从而可以减少冷却装置的整体尺寸和重量。

2、本发明第二冷却件、壳体的设置，可在较高温度的热沉条件下，实现对电子设备的散热。

3、通过本发明的调压组件可以对壳体内的工作压力进行调节，进一步调整第二冷却介质的沸点，提升飞机在飞行过程中的冷却效率；同时，可以防止壳体内部压力过高，对壳体本身或是壳体内安装的装置，例如第二冷却件等造成损坏，从而可以提升相关零部件的使用寿命。

附图说明

图1示出了本发明实施例提供的一种冷却装置结构示意图；

图2示出了本发明实施例提供的一种防浪板结构示意图；

图3示出了本发明实施例提供的另一种防浪板结构示意图；

图4示出了本发明实施例提供的一种加热壳结构示意图；

图5示出了本发明实施例提供的另一种冷却装置结构示意图。

附图标记：11第一冷却件；12第二冷却件；21膨胀阀；22第三储液箱；23压缩机；30上位机；41第一控制阀；42第一储液箱；43第一连接管路；44第一液位传感器；45第二液位传感器；51活门；52安全阀；53引射器；54第二控制阀；55第四控制阀；60壳体；61第五容纳腔；62第三容纳腔；70防浪板；71第一通孔；72第二通孔；73第三通孔；81加热壳；91液体输送泵；92第二储液箱；93第三控制阀；94喷淋结构。

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。

在本申请中，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”。术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“竖直”、“水平”、“横向”、“纵向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系。这些术语主要是为了更好地描述本申请及其实施例，并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位，或以特定方位进行构造和操作。并且，上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本申请中的具体含义。

此外，术语“安装”、“设置”、“设有”、“连接”、“相连”应做广义理解。例如，可以是固定连接，可拆卸连接，或整体式构造；可以是机械连接，或电连接；可以是直接相连，或者是通过中间媒介间接相连，又或者是两个装置、元件或组成部分之间内部的连通。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

在本申请中，术语“第一”、“第二”、“第三”等主要是用于区分不同的装置、元件或组成部分（具体的种类和构造可能相同也可能不同），并非用于表明或暗示所指示装置、元件或组成部分的相对重要性和数量。除非另有说明，“多个”的含义为两个或两个以上。

本实施例公开了一种冷却装置，该冷却装置用于对飞机的机电设备进行冷却，如图1所示，冷却装置包括：第一冷却件11、第二冷却件12、壳体60、液冷组件（未图示）、调压组件（未图示）。其中，第一冷却件11具有第一容纳腔（未图示），第二冷却件12具有第二容纳腔（未图示），第一容纳腔和第二容纳腔内均容纳有第一冷却介质；第一冷却件11靠近机电设备设置，第一冷却件11与第二冷却件12连接，且第一容纳腔与第二容纳腔连通；壳体60具有第三容纳腔62，第二冷却件12安装于第三容纳腔62内；壳体60上设置有蒸发气排放口（未图示）和介质流入口（未图示），蒸发气排放口用于将第三容纳腔62与壳体60的外部空间连通。

液冷组件与壳体60连接，液冷组件用于穿过介质流入口将第二冷却介质输入至第三容纳腔62内。

调压组件与壳体60连接，调压组件用于根据飞机的飞行高度调整蒸发气排放口的开启面积。

在本实施例中，第一冷却件11的具体种类不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，第一冷却件11可以为蒸发器。机电设备的具体种类也不限，例如可以包括发动机、通讯设备、发电机等。第一冷却件11可以靠近飞机的机电设备设置。

在本实施例中，第二冷却件12的具体种类不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，第二冷却件12可以为冷凝器。第二冷却件12的出口通过第二连接管路与第一冷却件11的入口连接，第一冷却件11的出口通过第三连接管路与第二冷却件12的入口连接，以使第一冷却件11的第一容纳腔与第二冷却件12的第二容纳腔连通，并且可以形成第二液冷回路。当需要对机电设备进行冷却时，第一冷却介质可以在第二液冷回路内流动，从而可以将从机电设备吸收的热量从第一容纳腔转移到第二容纳腔中。

在本实施例中，壳体60的第三容纳腔62内安装有第二冷却件12，第二冷却件12的安装位置不限，例如可以安装在第三容纳腔62的左侧、右侧或中间位置等。优选地，第二冷却件12的底部与第三容纳腔62的底部固定连接，且在左右方向上第二冷却件12相对于第三容纳腔62居中设置。通过液冷组件穿过介质流入口，可将第二冷却介质输入至第三容纳腔62，从而可以使第二冷却件12至少部分浸没在第二冷却介质中。

当第一冷却介质流经第二冷却件12的第二容纳腔时，可以通过第二冷却介质与第一冷却介质之间进行热交换，使第一冷却介质中的热量散到第二冷却介质中，以对第一冷却介质进行冷却。

在本实施例中，冷却装置无需飞机热管理系统提供额外热沉，例如燃油冷却、空气冷却等，因此不会增加燃油系统散热负担，也可避免开设冲压空气口影响飞机隐身效果。

在本实施例中，第二冷却介质的沸点不高于第一冷却介质的冷凝温度，随着第二冷却介质吸热，第二冷却介质的温度不断升高并达到沸点，第二冷却介质在第二冷却件12表面发生剧烈的沸腾换热，可以顺利带走第一冷却介质的热量。

其中，第一冷却介质和第二冷却介质的具体种类不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，第一冷却介质可以为水，第二冷却介质可以为制冷剂。

在本实施例中，蒸发气排放口可以设置在壳体60的偏上部分，具体设置位置不限，可根据实际应用需求进行合理选择。优选地，为了获得较好的气体排放效果，可以蒸发气排放口设置在壳体60的上侧面。

此外，蒸发气排放口的形状也不限，可以为圆形、方形、不规则形状等。其中，为了便于进行加工，并且获得较好的气体排放效果，可优选为圆形。

在本实施例中，蒸发气排放口可以将壳体60内由于第二冷却介质吸热后沸腾所形成的蒸发气排放至壳体60外部，或者当液冷组件将第二冷却介质输入至第三容纳腔62内时，将壳体60内的空气排放至壳体60外部，从而可以避免由于壳体60内的压力过高而对壳体60本身或壳体60内安装的零部件例如第二冷却件12造成损坏，提高壳体60、第二冷却件12等零部件的使用寿命。

在本实施例中，壳体60的布置位置不限，可根据实际应用需求进行合理选择。优选地，壳体60可以布置在靠近飞机蒙皮的位置，以保证蒸发气或空气可以及时排到外界环境。

在本实施例中，调压组件用于根据飞机的飞行高度调整蒸发气排放口的开启面积，以实现对第三容纳腔62内的压力调整。其中，调压组件的具体结构组成不限，可根据实际应用需求进行合理选择。

优选地，调压组件可以包括通信连接的活门51和上位机30。其中，活门51的开度可以由上位机30进行控制，活门51与蒸发气排放口连接，可以设置在壳体60外部，也可以设置在壳体60内部。上位机30用于根据飞机的飞行高度调节活门51的开度，以控制气流的流量，从而对壳体60内的压力进行调节。通常而言，当飞机的飞行高度越高，大气压力越小，此时可通过上位机30控制调小活门51的开度，减少单位时间内蒸发气或空气的排放量，以增大第二容纳腔中的压力并提高第二冷却介质的沸点，从而避免第二冷却介质的过量消耗。当飞机的飞行高度越低，大气压力越高，此时可通过上位机30控制调大活门51的开度，提高单位时间内蒸发气或空气的排放量，以减小第二容纳腔中的压力并降低第二冷却介质的沸点。优选地，调压组件还可以包括第四连接管路、第五连接管路，活门51位于壳体60外部，活门51的一端通过第四连接管路与壳体60连接，活门51的另一端通过第五连接管路与壳体60外部环境连接。

优选地，壳体60内可以设置有第一压力传感器、第一温度传感器，第一压力传感器和第一温度传感器均可以与上位机30通信连接，第一温度传感器用于检测第二冷却介质的温度，第一压力传感器用于检测壳体60内的压力。当第一温度传感器所检测的第二冷却介质温度大于第一压力传感器所检测压力对应的饱和温度时，通过上位机30减小活门51的开度，以避免第二冷却介质出现池沸腾状态导致第二冷却介质的过量消耗。

优选地，调压组件还可以包括安全阀52，当飞机在低温环境中飞行时，蒸发气排放口或活门51容易出现冻堵现象，或者当飞机飞行姿态发生变化时，蒸发气排放口可能会关闭以避免冷却水发生泄漏，导致壳体60内出现超压现象。通过设置安全阀52，可以在出现超压现象时将壳体60内的空气或是蒸发气排放到壳体60外部，避免壳体60本身或壳体60内安装的零部件例如第二冷却件12因压力过大而发生损坏。

优选地，调压组件还可以根据飞机的机电设备产生的热量大小调整活门51的开度，当飞机的机电设备产生的热量较大时，会使得第一冷却介质的温度较高，此时可以通过增大活门51的开度，以降低第二容纳腔内的压力，并进一步降低第二冷却介质的沸点，从而提升第一冷却介质与第二冷却介质之间的换热能力。当飞机的机电设备产生的热量较小，此时第一冷却介质的温度较低，可以通过减小活门51的开度，以增大第二容纳腔内的压力，并进一步提高第二冷却介质的沸点，从而降低第一冷却介质与第二冷却介质之间的换热能力。

优选地，冷却装置还可以包括通信连接的膨胀阀21和第三控制器，膨胀阀21设置在第二冷却件12和第一冷却件11之间，第三控制器用于根据飞机的飞行高度或者机电设备产生的热量大小控制膨胀阀21的开度，以调整第一容纳腔和第二容纳腔的连通状态。

其中，当出现飞机的飞行高度快速下降等状况，导致第二冷却介质的沸点过高出现过冷现象影响换热效果时，可以通过提高第一冷却介质的冷凝温度，并提升第一冷却介质和第二冷却介质之间的换热温差以增强换热能力。

具体而言，膨胀阀21用于将高温高压的液态第一冷却介质转变为低压的两相第一冷却介质。当飞机的机电设备产生的热量较大时，此时第一冷却介质的温度较高，可以通过增大膨胀阀21的开度，以提升第一冷却介质与第二冷却介质之间的换热能力。当飞机的机电设备产生的热量较小，此时第一冷却介质的温度较低，可以通过减小膨胀阀21的开度，以降低第一冷却介质与第二冷却介质之间的换热能力。

优选地，冷却装置还可以包括第三储液箱22，第三储液箱22的一端与第二冷却件12连接，第三储液箱22的另一端与第一冷却件11连接。第三储液箱22用于存储第一冷却介质。

优选地，冷却装置还可以包括压缩机23，压缩机23的一端与第一冷却件11连接，压缩机23的另一端与第二冷却件12连接，第三控制器用于根据飞机的飞行高度或者机电设备产生的热量控制压缩机23的工作状态。

其中，第三控制器可以为上位机30，当出现飞机的飞行高度快速下降等状况，导致第一冷却介质的沸点过高出现过冷现象影响换热效果时，通过第三控制器控制提升压缩机23转速，以拉高第一冷却介质的冷凝温度，从而提升第一冷却介质和第二冷却介质之间的换热温差以增强换热能力。

其中，压缩机23用于提供第一冷却介质循环的动力，并将低压过热的第一冷却介质压缩成高压高温气态的第一冷却介质。当飞机的机电设备产生的热量较大，此时第一冷却介质的温度过高，可以通过提高压缩机23转速，以提升第一冷却介质与第二冷却介质之间的换热能力。当飞机的机电设备产生的热量较小，此时第一冷却介质的温度过低，可以通过降低压缩机23转速，以降低第一冷却介质与第二冷却介质之间的换热能力。

优选地，压缩机23前端可以设置有第二压力传感器、第二温度传感器，压缩机23后端可以设置有第三压力传感器、第三温度传感器，这些第二压力传感器、第三压力传感器、第二温度传感器、第三温度传感器均可以与上位机30通信连接，上位机30可基于检测的压缩机23前后端的压力信号和温度信号，控制压缩机23的转速，从而可以提高压缩机23的控制精度。

优选地，液冷组件包括第一储液箱42、第一控制阀41和第一连接管路43，其中，第一储液箱42位于壳体60的外部，第一储液箱42具有第四容纳腔；第一储液箱42通过第一连接管路43与壳体60连接；第一控制阀41安装在第一连接管路43上，第一控制阀41用于控制第四容纳腔与第三容纳腔62的连通状态，以控制第二冷却介质从第四容纳腔流入至第三容纳腔62，并使得第二冷却件12浸没在第二冷却介质中的高度不低于预设高度阈值。

其中，第一储液箱42位于壳体60的外部，第一储液箱42的第四容纳腔用于储存第二冷却介质。优选地，可以将第一储液箱42安装在壳体60的上方，便于使第四容纳腔中的第二冷却介质在重力作用下可以沿第一连接管路43顺利流入壳体60的第三容纳腔62。

优选地，第一控制阀41可以由上位机30控制，当第二冷却件12浸没在第二冷却介质中的高度低于预设高度阈值时，通过上位机30控制打开第一连接管路43上的第一控制阀41，使第四容纳腔与第三容纳腔62之间处于连通状态，此时第二冷却介质可以从第四容纳腔流入壳体60的第三容纳腔62。通过采用的浸没式冷却方式，结构简单，散热均匀，且散热效率好，同时也可以通过上位机30控制第一控制阀41的不同开度对第二冷却介质的注入流速进行控制。

优选地，液冷组件还包括第一液位传感器44和第一控制器，第一液位传感器44安装在第三容纳腔62中；第一控制器与第一液位传感器44、第一控制阀41通信连接；第一控制器用于在飞机处于预设飞行姿态，且根据第一液位传感器44的检测信号确定第三容纳腔62中的第二冷却介质的液位小于第一预设液量阈值时，控制第一控制阀41切换至开启状态。

其中，第一液位传感器44可以为若干个，例如可以为1个、2个、4个等；第一控制器可以为上位机30。第一液位传感器44用于检测第三容纳腔62内第二冷却介质的液位是否处于第一预设液量阈值；第一控制器用于基于飞机的飞行姿态、第一液位传感器44检测的第二冷却介质的液位控制第一控制阀41的开闭。

其中，当飞机处于预设飞行姿态，且第三容纳腔62中的第二冷却介质的液位小于第一预设液量阈值时，控制第一控制阀41切换至开启状态，此时可以向第三容纳腔62注入第二冷却介质，保证有足够的第二冷却介质对第二冷却件12进行冷却。

其中，预设飞行姿态包括飞机处于水平飞行状态或倾斜角度不大的飞行状态，具体倾斜角度不限，可根据实际应用需求进行合理选择。其中，多个第一液位传感器44的安装位置不限，例如，可以位于第三容纳腔62的左侧、右侧，或者部分第一液位传感器44位于第三容纳腔62的左侧且部分第一液位传感器44位于第三容纳腔62的左侧等。

优选地，当飞机未处于预设飞行姿态时，例如飞机处于倒飞状态或飞机的倾斜角度过大时，可通过第一控制器控制第一控制阀41闭合，避免第三容纳腔62中的液体回流至第四容纳腔。

优选地，液冷组件还包括第二液位传感器45，第二液位传感器45安装在第三容纳腔62中，且当飞机处于正常停放姿态时，第二液位传感器45位于第一液位传感器44的上方；第一控制器与第二液位传感器45通信连接，第一控制器还用于在飞机处于预设飞行姿态，且根据第二液位传感器45的检测信号确定第三容纳腔62中的第二冷却介质的液位大于第二预设液量阈值时，控制第一控制阀41切换至闭合状态。

其中，第二液位传感器45可以为若干个，例如可以为1个、2个、4个等。此外，第二液位传感器45的数量可以与第一液位传感器44的数量相同，也可以不同。多个第二液位传感器45的安装位置不限，例如，可以位于第三容纳腔62的左侧、右侧，或者部分第二液位传感器45位于第三容纳腔62的左侧且部分第二液位传感器45位于第三容纳腔62的左侧等。

其中，第二液位传感器45用于检测第三容纳腔62内第二冷却介质的液位是否处于第二预设液量阈值。当飞机处于预设飞行姿态，且第三容纳腔62中的第二冷却介质的液位大于第二预设液量阈值时，通过第一控制器控制第一控制阀41切换至闭合状态，此时停止向第三容纳腔62注入第二冷却介质，保证第二冷却件12的浸没高度，从而保证对第二冷却件12的冷却。

优选地，当飞机未处于预设飞行姿态，例如飞机处于倒飞状态或飞机的倾斜程度过大，或者检测的第三容纳腔62中的第二冷却介质的液位大于第二预设液量阈值时，通过第一控制器控制第一控制阀41闭合，避免第三容纳腔62中的液体回流至第四容纳腔。

优选地，第二预设液量阈值可以大于第二冷却件12的上端面到第三容纳腔62底部之间的距离，保证第二冷却件12可以完全浸没在第二冷却介质中，提高第二冷却件12的冷却效果。

优选地，第二液位传感器45的数量为2个，一个第二液位传感器45位于第三容纳腔62的左侧，另一个第二液位传感器45位于第三容纳腔62的右侧，可以准确测量在飞机处于倾斜飞行状态的液位高度。

优选地，壳体60具有第五容纳腔61，第五容纳腔61位于第三容纳腔62的上方，且第五容纳腔61与第三容纳腔62连通；蒸发气排放口与第五容纳腔61连通；当飞机处于正常停放姿态时，沿高度方向第五容纳腔61的横截面面积小于第三容纳腔62的横截面面积，且第五容纳腔61的高度小于第三容纳腔62的高度。

其中，通过设置的上述第五容纳腔61，并且第五容纳腔61的容积小于第三容纳腔62，当飞机的飞行姿态发生显著倾斜或者处于倒飞等状态时，部分第二冷却介质位于第五容纳腔61中，部分第二冷却介质处于第三容纳腔62中，使得部分第二冷却件12仍浸没在第二冷却介质中，从而避免第二冷却件12完全暴露在空气中，导致第二冷却件12完全丧失冷却能力。

优选地，当飞机未处于预设飞行姿态时，例如飞机处于倒飞状态或飞机的倾斜角度过大时，可通过调压组件控制蒸发气排放口处于闭合状态，以避免第二冷却介质通过蒸发气排放口被排出到壳体60的外部。

优选地，第五容纳腔61的容积小于第三容纳腔62的容积的50%。

其中，第五容纳腔61的容积小于第三容纳腔62的容积的50%，可保证飞机的飞行姿态发生显著倾斜或处于倒飞等状态时，第二冷却件12可以浸没在第二冷却介质内，提高上述飞行状态时第二冷却件12的冷却效果，同时保证壳体60内部可以具有较大的空间容纳蒸发气，避免由于蒸发气的聚集导致壳体60内出现超压现象。

其中，第五容纳腔61和第三容纳腔62的空间形状不限，例如，第五容纳腔61的空间形状可以为圆柱体结构、方体结构、锥体结构或其他形状，第三容纳腔62的空间形状可以为圆柱体结构、方体结构、锥体结构或其他形状。此外，第五容纳腔61和第三容纳腔62的空间形状可以相同或者不同，例如第三容纳腔62可以为方体结构，第五容纳腔61可以为圆柱体结构。

优选地，第五容纳腔61和第三容纳腔62均为方体结构，便于第五容纳腔61和第三容纳腔62的加工和壳体60的安装。

优选地，冷却装置还包括抽吸组件，抽吸组件至少部分安装于壳体60内；抽吸组件用于将第五容纳腔61或第三容纳腔62内的气体抽吸至蒸发气排放口附近。

其中，抽吸组件的具体结构组成和安装位置不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，抽吸组件可以安装在壳体60外部、壳体60内部或者部分安装在壳体60内部，其他部分安装在壳体60外部。当抽吸组件安装在壳体60外部或部分安装在壳体60内部，其他部分安装在壳体60外部时，抽吸组件可以将第五容纳腔61或第三容纳腔62内的气体抽吸至蒸发气排放口外面；当抽吸组件安装在壳体60内部时，可以将第五容纳腔61或第三容纳腔62内的气体抽吸至蒸发气排放口里面。通过设置的抽吸组件可以实现气体的抽吸作用，便于对第五容纳腔61或第三容纳腔62内的气体进行排放。

优选地，抽吸组件包括引射器53、第二控制阀54，引射器53具有排放流道（未图示），排放流道的第一端朝向第三容纳腔62，排放流道的第二端朝向蒸发气排放口；第二控制阀54安装在排放流道上，第二控制阀54用于控制第五容纳腔61和蒸发气排放口的连通状态。

其中，第二控制阀54可以由上位机30控制，引射器53用于将第五容纳腔61或第三容纳腔62内的气体抽吸至蒸发气排放口附近，当飞机飞行姿态发生显著倾斜甚至处于倒飞等状态时，通过上位机30控制第二控制阀54处于闭合状态，以阻断引射器53的排放流道，避免第二冷却介质发生泄漏。

优选地，抽吸组件还包括防结冰装置，防结冰装置与第二控制阀54连接，防结冰装置用于防止第二控制阀54出口出现结冰现象。

其中，飞机在高空中飞行时，通过引射器53向低温外界环境排放气体，例如水蒸气时，可能会导致引射器53的出口发生冻堵，通过设置防结冰装置保证在低温环境中壳体60内的气体也可以正常排出。

优选地，活门51的出口端设置有第四温度传感器和/或第四压力传感器，第四温度传感器和/或第四压力传感器与上位机30通信连接，第四温度传感器和/或第四压力传感器用于检测活门51出口端的温度和/或压力。上位机30基于活门51出口端检测的温度和/或压力信号控制防结冰装置的工作状态。当检测的温度和/或压力低于预设温度阈值和/或预设压力阈值时，通过上位机30控制防结冰装置进行工作；当检测的温度和/或压力不低于预设温度阈值和/或预设压力阈值时，通过上位机30控制防结冰装置停止工作，提高防结冰装置的控制精度。

优选地，冷却装置还包括第四控制阀55，第四控制阀55用于将壳体60内的第二冷却介质排放至壳体60外部。

其中，当需要对第一冷却件11或是壳体60进行维护时，可以通过第四控制阀55将壳体60内多余的第二冷却介质排到壳体60外部，避免影响对第一冷却件11或是壳体60的维护操作。

优选地，壳体60内安装有防浪板70，当飞机处于正常停放姿态时，防浪板70位于第二冷却件12的上方。

其中，在第二冷却件12的上方设置防浪板70，从而避免在飞行过程中因第二冷却介质的剧烈震荡。

优选地，防浪板70上具有多个透气通孔，每个透气通孔的一端朝向第二冷却件12，另一端朝向蒸发气排放口。

其中，通过在防浪板70上设置多个透气通孔，保证气体可以顺利穿过防浪板70。

其中，透气通孔的横截面形状不限，可以为圆形、方形或不规则形状。优选地，透气通孔的横截面形状为圆形，圆形的通气通孔相较于其他形状更便于加工。

其中，透气通孔的中心轴线可以垂直或者不垂直于上下方向。优选地，透气通孔的中心轴线垂直于上下方向，使气体可以更顺畅地穿过防浪板70。

优选地，多个透气通孔的横截面面积之和大于或者等于防浪板70的横截面面积的30%，且小于或者等于70%。

其中，多个透气通孔的横截面面积之和大于或者等于防浪板70的横截面面积的30%，且小于或者等于70%，可以避免由于气体流经防浪板70时的流阻导致壳体60内的工作压力明显升高的同时可以保证避免在飞行过程中第二冷却介质的液位剧烈震荡。

优选地，防浪板70具有第一区域和第二区域，透气通孔包括第一通孔71和第二通孔72，第一区域上具有多个第一通孔71，第二区域上具有多个第二通孔72，第一通孔71的横截面面积小于第二通孔72的横截面面积；第一区域相较于第二区域更靠近于排放流道的第一端。

其中，防浪板70上不同区域的透气通孔的横截面面积不同，例如防浪板70上第一区域的第一通孔71的横截面面积均小于防浪板70上第二区域的第二通孔72的横截面面积。其中，多个第一通孔71的横截面面积可以相同或不同；多个第二通孔72的横截面面积可以相同或不同。

其中，之所以要将第一通孔71的横截面面积设置成小于第二通孔72的横截面面积，是为了保证防浪效果的同时，在不同区域下方的气体均可较为平稳地流出。

其中，如图2所示，若排放流道的第一端位于第一区域的上方，第一通孔71相对于第二通孔72更靠近防浪板70的左侧，从而使得位于第一区域下方的气体受到的抽吸力大于位于第二区域下方的气体受到的抽吸力，可使得在不同区域下方的气体可更为平稳地流出。

优选地，防浪板70还具有第三区域，透气通孔还包括第三通孔73，第三区域上具有多个第三通孔73，第三通孔73的横截面面积大于第一通孔71的横截面面积，且第三通孔73的横截面面积小于第二通孔72的横截面面积；第三区域相较于第二区域更靠近于排放流道的第一端，且第一区域相较于第三区域更靠近于排放流道的第一端。

其中，第三通孔73的横截面面积均大于第一通孔71的横截面面积，且第三通孔73的横截面面积均小于第二通孔72的横截面面积，多个第三通孔73的横截面面积可以相同或不同。

其中，位于第三区域下方的气体受到的抽吸力小于位于第一区域下方的气体和位于第二区域下方的其他受到的抽吸力，可使得在不同区域下方的气体可更为平稳地流出。

优选地，第三区域相较于第二区域更靠近于排放流道的第一端，且第一区域相较于第三区域更靠近于排放流道的第一端。

其中，如图3所示，若排放流道的第一端位于第一区域的上方，第一通孔71相对于第二通孔72更靠近防浪板70的左侧，第三通孔73相对于第一通孔71更靠近于防浪板70的上下两侧，且第三通孔73相对于第二通孔72更靠近于防浪板70的左侧。从而使得位于第三区域下方的气体受到的抽吸力小于位于第一区域下方的气体受到的抽吸力，位于第三区域下方的气体受到的抽吸力大于位于第二区域下方的气体受到的抽吸力。

优选地，冷却装置还包括蓄水件，蓄水件环绕第二冷却件12的外表面设置在第三容纳腔62中，蓄水件用于吸收并存储第二冷却介质。

其中，蓄水件可以包括蓄水材料和吸水材料，蓄水件可以完全包覆住第二冷却件12，或者至少部分包覆第二冷却件12。通过设置的蓄水件可以将第二冷却介质吸收和储存在上述材料中，且不影响第二冷却介质的沸腾换热。从而在飞机处于倒飞或倾斜飞行状态时，可以牢牢锁住第二冷却介质，提高对第二冷却件12的冷却效果。

优选地，冷却装置还包括扰流件（未图示），扰流件安装在第三容纳腔62中；当飞机处于正常停放姿态时，扰流件位于第二冷却件12的下方。

其中，扰流件设置在第二冷却件12下方，具体安装位置不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，扰流件可以固定在壳体60底部或者第二冷却件12底部。通过设置的扰流件可以提升第二冷却件12表面气泡的脱离速度，从而提升第二冷却件12的散热能力。

优选地，冷却装置还包括第一温度传感器、加热组件和第二控制器；第一温度传感器和加热组件均位于第三容纳腔62中，第一温度传感器和加热组件均与第二控制器通信连接；第二控制器用于根据第一温度传感器的检测信号，控制加热组件的工作状态。

其中，第一温度传感器用于检测壳体60内的第二冷却介质的温度；加热组件用于对壳体60内的第二冷却介质进行加热。当第一温度传感器检测的温度低于预设温度阈值时，第二控制器控制加热组件开始工作；当第一温度传感器检测的温度不低于预设温度阈值时，第二控制器控制加热组件停止工作；预设温度阈值根据第二冷却介质的结冰温度确定。通过上述设置避免在飞机处于地面停机状态或高空低速飞行状态时，因温度过低导致的第二冷却介质结冰的现象出现，从而避免壳体60结构变形或被损坏。

其中，第二控制器可以为上位机30，第一温度传感器可以为若干个，例如可以为1个、2个、5个等。其中，第一温度传感器的安装位置不限，可以位于第三容纳腔62的左侧、右侧、下侧。

优选地，加热组件包括加热壳81和引气管道；加热壳81具有第六容纳腔，壳体60位于第六容纳腔中；引气管道与加热壳81连接且引气管道的第一端与第六容纳腔连通；引气管道的第二端与飞机的发动机引气排放口或者蒸发气排放口连通。

其中，如图4所示，加热壳81的第六容纳腔的形状可以与壳体60的外形相适配，便于容纳壳体60，同时第六容纳腔与壳体60之间可以具有一定间隙，保证发动机引气或是蒸发气可以通过引气管道进入上述间隙，以对壳体60进行加热，从而实现对壳体60内的第二冷却介质的加热。通过此种形式可以实现热能的循环再利用，提高能量利用率。

优选地，加热组件包括电加热器，电加热器位于第三容纳腔62内，电加热器与第二控制器通信连接。

其中，电加热器用于对第三容纳腔62内的第二冷却介质进行加热，第二控制器控制电加热器的工作状态，当第一温度传感器检测到的实时温度值低于预设温度阈值时，第二控制器控制电加热器开始工作；当第一温度传感器检测到的实时温度值不低于预设温度阈值时，第二控制器控制电加热器停止工作。在实际应用过程中，预设温度阈值可根据第二冷却介质的结冰温度确定，需要保证第二冷却介质的温度处于冰点以上。

优选地，冷却装置还包括膨胀结构，膨胀结构位于第三容纳腔62的第二冷却介质内。

其中，膨胀结构可以在第二冷却介质结冰时被压缩，当第二冷却介质融化时，膨胀结构可以恢复到原来的体积和形状。

优选地，可以在第二冷却介质中添加防冻液，以降低第二冷却介质的冰点。防冻液的具体种类不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，当第二冷却介质为水时，防冻液可以为乙醇、乙二醇或甘油等。

优选地，液冷组件包括液体输送泵91、第二储液箱92、喷淋结构94，液体输送泵91的一端与喷淋结构94连接，液体输送泵91的另一端与第二储液箱92连接，液体输送泵91和第二储液箱92位于壳体60外部，喷淋结构94位于壳体60内部；第二储液箱92具有第七容纳腔，第七容纳腔内容纳有第二冷却介质。

其中，如图5所示，喷淋结构94可以通过第六连接管路与第二储液箱92连接，液体输送泵91安装在第六连接管路上。壳体60可以通过第七连接管路与第二储液箱92连接。喷淋结构94用于向第二冷却件12喷射第二冷却介质；第二储液箱92用于存储第二冷却介质；液体输送泵91用于驱动第二冷却介质从喷淋结构94中喷射出来。通过喷淋式冷却将第二冷却介质均匀喷射到第二冷却件12表面，使得第二冷却介质的沸腾换热带走第二冷却件12的热量，换热效率高。

优选地，在工作过程中，没有蒸发的第二冷却介质还可以通过第七连接管路流回到第二储液箱92，并通过液体输送泵91从第六连接管路再次供给至喷淋结构94，完成循环喷淋冷却。

优选地，喷淋结构94包括多个第一喷嘴、多个第二喷嘴，多个第一喷嘴位于第二冷却件12的上方，多个第二喷嘴位于第二冷却件12的下方。通过上述喷嘴的设置提高对冷却件的冷却效果。

优选地，液冷组件还包括第三控制阀93，第三控制阀93的一端与第二储液箱92连接，第三控制阀93的另一端与壳体60连接；第三控制阀93用于控制壳体60与第二储液箱92之间的连通状态。

其中，第三控制阀93可以为关断阀或单向阀等，在液体输送泵91工作过程中，第三控制阀93控制壳体60与第二储液箱92之间处于连通状态，从而使壳体60内没有沸腾的第二冷却介质可以通过第七连接管路流回到第二储液箱92，实现第二冷却介质的循环再利用。当液体输送泵91处于非工作状态时，第三控制阀93关闭，使壳体60与第二储液箱92之间处于不连通状态，从而避免第二储液箱92的第二冷却介质回流至壳体60内。

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 (10)

1.一种冷却装置，其特征在于，所述冷却装置用于对飞机的机电设备进行冷却，所述冷却装置包括：

第一冷却件、第二冷却件、壳体、液冷组件、调压组件；其中，

所述第一冷却件具有第一容纳腔，所述第二冷却件具有第二容纳腔，第一容纳腔和所述第二容纳腔内均容纳有第一冷却介质；所述第一冷却件靠近所述机电设备设置，所述第一冷却件与所述第二冷却件连接，且所述第一容纳腔与所述第二容纳腔连通；

所述壳体具有第三容纳腔，所述第二冷却件安装于所述第三容纳腔内；所述壳体上设置有蒸发气排放口和介质流入口，所述蒸发气排放口用于将所述第三容纳腔与所述壳体的外部空间连通；

所述液冷组件与所述壳体连接，所述液冷组件用于穿过所述介质流入口将第二冷却介质输入至所述第三容纳腔内；

所述调压组件与所述壳体连接，所述调压组件用于根据所述飞机的飞行高度调整所述蒸发气排放口的开启面积。

2.根据权利要求1所述的一种冷却装置，其特征在于，所述液冷组件包括第一储液箱、第一控制阀和第一连接管路，其中，

所述第一储液箱位于所述壳体的外部，所述第一储液箱具有第四容纳腔；所述第一储液箱通过第一连接管路与所述壳体连接；

所述第一控制阀安装在所述第一连接管路上，所述第一控制阀用于控制所述第四容纳腔与所述第三容纳腔的连通状态，以控制所述第二冷却介质从所述第四容纳腔流入至所述第三容纳腔，并使得所述第二冷却件浸没在所述第二冷却介质中的高度不低于预设高度阈值。

3.根据权利要求2所述的一种冷却装置，其特征在于，所述液冷组件还包括第一液位传感器、第二液位传感器和第一控制器，所述第一液位传感器安装在所述第三容纳腔中；

所述第一控制器与所述第一液位传感器、所述第一控制阀通信连接；所述第一控制器用于在所述飞机处于预设飞行姿态，且根据所述第一液位传感器的检测信号确定所述第三容纳腔中的所述第二冷却介质的液位小于第一预设液量阈值时，控制所述第一控制阀切换至开启状态；

所述第二液位传感器安装在所述第三容纳腔中，且当所述飞机处于正常停放姿态时，所述第二液位传感器位于所述第一液位传感器的上方；

所述第一控制器与所述第二液位传感器通信连接，所述第一控制器还用于在所述飞机处于预设飞行姿态，且根据所述第二液位传感器的检测信号确定所述第三容纳腔中的所述第二冷却介质的液位大于第二预设液量阈值时，控制所述第一控制阀切换至闭合状态。

4.根据权利要求2所述的一种冷却装置，其特征在于，所述壳体具有第五容纳腔，所述第五容纳腔位于所述第三容纳腔的上方，且所述第五容纳腔与所述第三容纳腔连通；所述蒸发气排放口与所述第五容纳腔连通；

当所述飞机处于正常停放姿态时，沿高度方向所述第五容纳腔的横截面面积小于所述第三容纳腔的横截面面积，且所述第五容纳腔的高度小于所述第三容纳腔的高度；

所述第五容纳腔的容积小于所述第三容纳腔的容积的50%。

5.根据权利要求4所述的一种冷却装置，其特征在于，所述冷却装置还包括抽吸组件，所述抽吸组件至少部分安装于所述壳体内；所述抽吸组件用于将所述第五容纳腔或所述第三容纳腔内的气体抽吸至所述蒸发气排放口附近；

所述抽吸组件包括引射器、第二控制阀，所述引射器具有排放流道，所述排放流道的第一端朝向所述第三容纳腔，所述排放流道的第二端朝向所述蒸发气排放口；

所述第二控制阀安装在所述排放流道上，所述第二控制阀用于控制所述第五容纳腔和所述蒸发气排放口的连通状态。

6.根据权利要求4所述的一种冷却装置，其特征在于，所述壳体内安装有防浪板，当所述飞机处于正常停放姿态时，所述防浪板位于所述第二冷却件的上方；

所述防浪板上具有多个透气通孔，每个所述透气通孔的一端朝向所述第二冷却件，另一端朝向所述蒸发气排放口；

多个所述透气通孔的横截面面积之和大于或者等于所述防浪板的横截面面积的30%，且小于或者等于70%。

7.根据权利要求6所述的一种冷却装置，其特征在于，所述防浪板具有第一区域和第二区域，所述透气通孔包括第一通孔和第二通孔，所述第一区域上具有多个所述第一通孔，所述第二区域上具有多个所述第二通孔，所述第一通孔的横截面面积小于第二通孔的横截面面积；

所述第一区域相较于所述第二区域更靠近于所述排放流道的第一端。

8.根据权利要求7所述的一种冷却装置，其特征在于，所述防浪板还具有第三区域，所述透气通孔还包括第三通孔，所述第三区域上具有多个所述第三通孔，所述第三通孔的横截面面积大于所述第一通孔的横截面面积，且所述第三通孔的横截面面积小于所述第二通孔的横截面面积；

所述第三区域相较于所述第二区域更靠近于所述防浪板的第一端，且所述第一区域相较于所述第三区域更靠近于所述防浪板的第一端。

9.根据权利要求2所述的一种冷却装置，其特征在于，所述冷却装置还包括蓄水件、扰流件，所述蓄水件环绕所述第二冷却件的外表面设置在所述第三容纳腔中，所述蓄水件用于吸收并存储所述第二冷却介质；

所述扰流件安装在所述第三容纳腔中；当所述飞机处于正常停放姿态时，所述扰流件位于所述第二冷却件的下方。

10.根据权利要求2所述的一种冷却装置，其特征在于，所述冷却装置还包括第一温度传感器、加热组件和第二控制器；所述第一温度传感器和所述加热组件均位于所述第三容纳腔中，所述第一温度传感器和所述加热组件均与所述第二控制器通信连接；所述第二控制器用于根据所述第一温度传感器的检测信号，控制所述加热组件的工作状态；

所述加热组件包括加热壳和引气管道；所述加热壳具有第六容纳腔，所述壳体位于所述第六容纳腔中；所述引气管道与所述加热壳连接且所述引气管道的第一端与所述第六容纳腔连通；所述引气管道的第二端与所述飞机的发动机引气排放口或者所述蒸发气排放口连通。