CN117806402A - 一种飞行器电液热控制方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器能源与热管理一体化技术领域，具体而言，涉及一种飞行器电液热控制方法及系统。方法包括基于飞行器的飞行且用电信号触发，所述飞行器的流体装置的流体阀门开启；基于所述流体阀门开启，所述流体装置排出流体驱动供电装置发电；基于所述大功率装置和/或所述液压装置启动，获取所述大功率装置的温度和/或所述液压装置的温度；基于所述大功率装置的温度大于等于第一温度阈值或所述液压装置的温度大于等于第二温度阈值，所述飞行器的热管理装置的第一热交换单元启动。这样就解决了如何维持飞行器电液热系统的正常运行的问题。

Description

一种飞行器电液热控制方法及系统
技术领域
本发明涉及飞行器能源与热管理一体化技术领域，具体而言，涉及一种飞行器电液热控制方法及系统。
背景技术
在飞行器的机载环境中，电能、液压能和热沉资源匮乏，有效载荷、空间都十分有限，因此大功率设备的供电、供液和热管理系统既要满足高负荷的供电、供液和热管理需求，又要尽可能地降低供电、供液和热管理系统本身的能耗、重量和体积以及对机载资源的调度。现有的飞行器电能、液压能供给和热管理体系无法满足机载大功率设备的供电、供液和散热需求。如果大功率设备设计的供电、供液和热管理系统与常规方式相同，最大电功率必须不小于大功率设备的峰值电负载，最大液压功率必须不小于大功率设备的峰值液压负载，最大制冷量必须不小于大功率设备的峰值热负载，使得供电、供液和热管理系统的体积重量更加庞大。
现有大功率设备供电、供液和热管理系统以分立式设计为主，各子系统的能量流相互独立，重量为吨级。采用集成式的飞行器电液热系统，可以打破传统供电、供液和热管理系统功能结构独立的设计体系，解决传统系统过设计的问题。飞行器电液热系统可以包括热管理装置、供电装置、大功率装置、液压装置、流体装置。流体装置供给的流体可以流经热管理装置并与热管理装置进行换热，然后流体输送至供电装置内驱动供电装置发电，供电装置可以分别向大功率装置、液压装置供给电能，大功率装置、液压装置工作产生的热量可以传递至热管理装置中。大功率装置可以是飞行器的武器设备或雷达设备。在飞行器的大功率装置运行时，除了飞行器上其他装置的需求，如何满足大功率装置很大功率的电能、液压能和散热量的需求，成为飞行器电液热系统能否正常运行的一大难题。
发明内容
为解决如何维持飞行器电液热系统的正常运行的问题，本发明提供了一种飞行器电液热控制方法及系统。
第一方面，本发明提供了一种飞行器电液热控制方法，包括：
步骤S11，基于飞行器的飞行且用电信号触发，所述飞行器的流体装置的流体阀门开启；其中，所述用电信号包括大功率装置触发的用电信号、液压装置触发的用电信号中的一个或多个组合；
步骤S12，基于所述流体阀门开启，所述流体装置排出流体驱动供电装置发电；
步骤S13，基于所述大功率装置和/或所述液压装置启动，获取所述大功率装置的温度和/或所述液压装置的温度；其中，所述大功率装置与所述供电装置电连接，所述液压装置与所述供电装置电连接；
步骤S14，基于所述大功率装置的温度大于等于第一温度阈值或所述液压装置的温度大于等于第二温度阈值，所述飞行器的热管理装置的第一热交换单元启动；其中，所述热管理装置还包括相变换热器；所述第一热交换单元包括储液罐、液体泵、液冷器、热交换器、第一热循环管；所述储液罐、所述液体泵、所述液冷器、所述热交换器、所述相变换热器通过所述第一热循环管依次连通封闭循环通道；所述液冷器与所述大功率装置进行热量传递；所述热交换器与所述液压装置进行热量传递。
在一些实施例中，所述飞行器电液热控制方法还包括：
步骤S15，基于所述相变换热器吸收热量大于等于热量阈值，所述热管理装置的第二热交换单元启动；其中，所述第二热交换单元包括压缩机、节流阀、冷凝器、第二热循环管；所述压缩机、所述相变换热器、所述节流阀、所述冷凝器通过所述第二热循环管依次连通封闭循环通道；所述第一热交换单元中的第一介质与所述第二热交换单元中的第二介质通过所述相变换热器中的相变介质进行热量传递。
在一些实施例中，所述飞行器电液热控制方法还包括：
步骤S16，基于所述冷凝器的温度大于等于第三温度阈值，所述供电装置的第一涡轮机排出的气流与所述冷凝器进行热量传递；其中，所述供电装置包括第一供电单元；所述第一供电单元包括所述第一涡轮机、第一变速箱、第一发电机；所述第一涡轮机、所述第一变速箱、所述第一发电机依次驱动连接；所述流体装置供给的冲压空气驱动所述第一涡轮机；所述第一发电机与所述大功率装置电连接；所述第一发电机与所述液压装置电连接。
在一些实施例中，所述飞行器电液热控制方法还包括：
步骤S17，基于所述冷凝器的温度大于等于第三温度阈值，所述流体装置排出的流体依次流经所述冷凝器和所述供电装置；其中，所述流体装置排出的流体与所述冷凝器进行热量传递。
在一些实施例中，步骤S17中的所述供电装置包括第二供电单元；所述第二供电单元包括辅助动力器、第二变速箱、第二发电机；所述辅助动力器、所述第二变速箱、所述第二发电机依次驱动连接；所述流体装置供给的燃油通过所述流体装置的流体管道流经所述冷凝器至所述辅助动力器；所述流体装置供给的燃油驱动所述辅助动力器；所述第二发电机与所述大功率装置电连接；所述第二发电机与所述液压装置电连接。
在一些实施例中，步骤S17中的所述供电装置包括第三供电单元；所述第三供电单元包括催化反应器、燃料电池；所述催化反应器与所述燃料电池驱动连接；所述流体装置供给的燃油通过所述流体装置的流体管道流经所述冷凝器至所述催化反应器；所述流体装置供给的燃油驱动所述催化反应器；所述燃料电池与所述大功率装置电连接；所述燃料电池与所述液压装置电连接。
在一些实施例中，步骤S17中的所述供电装置包括第四供电单元；所述第四供电单元包括第二涡轮机、第三变速箱、第三发电机；所述第二涡轮机、所述第三变速箱、所述第三发电机依次驱动连接；所述流体装置供给的压缩介质通过所述流体装置的流体管道流经所述冷凝器至所述第二涡轮机；所述流体装置供给的压缩介质驱动所述第二涡轮机；所述第三发电机与所述大功率装置电连接；所述第三发电机与所述液压装置电连接。
第二方面，本发明提供了应用于上述实施例的一种飞行器电液热系统，包括：
供电装置，所述供电装置用于供给电能；
流体装置，所述流体装置包括流体阀门、流体管道、流体供给部；所述流体阀门用于控制流体的输送状态；所述流体供给部存储的流体通过所述流体管道供给至所述供电装置；
液压装置，所述液压装置与所述供电装置电连接；所述液压装置用于向飞行器提供液压作动；
大功率装置，所述大功率装置与所述供电装置电连接；所述大功率装置用于辅助飞行器的飞行作业；
热管理装置，所述热管理装置包括第一热交换单元、相变换热器；所述第一热交换单元包括储液罐、液体泵、液冷器、热交换器、第一热循环管；所述储液罐、所述液体泵、所述液冷器、所述热交换器、所述相变换热器通过所述第一热循环管依次连通封闭循环通道；所述液冷器与所述大功率装置进行热量传递；所述热交换器与所述液压装置进行热量传递。
在一些实施例中，所述热管理装置还包括第二热交换单元，所述第二热交换单元包括压缩机、节流阀、冷凝器、第二热循环管；所述压缩机、所述相变换热器、所述节流阀、所述冷凝器通过所述第二热循环管依次连通封闭循环通道；所述第一热交换单元中的第一介质与所述第二热交换单元中的第二介质通过所述相变换热器中的相变介质进行热量传递。
在一些实施例中，所述液压装置包括驱动单元、液压泵、控制阀、执行单元；所述驱动单元、所述液压泵、所述控制阀、所述执行单元依次连通；所述驱动单元与所述供电装置电连接；所述驱动单元与所述热交换器进行热量传递。
为解决如何维持飞行器电液热系统的正常运行的问题，本发明有以下优点：
当液压装置和/或大功率装置的用电信号触发时，飞行器电液热系统可以通过流体装置供给至供电装置的流体进行发电，供电装置可以将电能分别供给至液压装置和/或大功率装置，使得液压装置和/或大功率装置可以正常工作。液压装置和/或大功率装置工作产生的热量可以传递至热管理装置，从而可以避免液压装置和/或大功率装置工作过热，保证飞行器在大功率装置运行时的飞行安全。
附图说明
图1示出了一种实施例的飞行器电液热控制方法示意图；
图2示出了一种实施例的飞行器电液热系统示意图；
图3示出了另一种实施例的飞行器电液热系统示意图；
图4示出了其它一种实施例的飞行器电液热系统示意图；
图5示出了还有一种实施例的飞行器电液热系统示意图。
附图标记：10热管理装置；11第一热交换单元；111储液罐；112液体泵；113液冷器；114热交换器；115第一热循环管；12相变换热器；13第二热交换单元；131压缩机；132冷凝器；133节流阀；134第二热循环管；20液压装置；21驱动单元；22液压泵；23控制阀；24执行单元；30供电装置；31第一供电单元；311第一涡轮机；312第一变速箱；313第一发电机；32第二供电单元；321辅助动力器；322第二变速箱；323第二发电机；33第三供电单元；331催化反应器；332燃料电池；34第四供电单元；341第二涡轮机；342第三变速箱；343第三发电机；40流体装置；41流体管道；42流体阀门；43流体供给部；50大功率装置。
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”。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。此外，术语“第一”、“第二”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飞行器电液热控制方法，如图1所示，可以包括：
步骤S11，基于飞行器的飞行且用电信号触发，飞行器的流体装置40的流体阀门42开启；其中，用电信号包括大功率装置50触发的用电信号、液压装置20触发的用电信号中的一个或多个组合；
步骤S12，基于流体阀门42开启，流体装置40排出流体驱动供电装置30发电；
步骤S13，基于大功率装置50和/或液压装置20启动，获取大功率装置50的温度和/或液压装置20的温度；其中，大功率装置50与供电装置30电连接，液压装置20与供电装置30电连接；
步骤S14，基于大功率装置50的温度大于等于第一温度阈值或液压装置20的温度大于等于第二温度阈值，飞行器的热管理装置10的第一热交换单元11启动；其中，热管理装置10还包括相变换热器12；第一热交换单元11包括储液罐111、液体泵112、液冷器113、热交换器114、第一热循环管115；储液罐111、液体泵112、液冷器113、热交换器114、相变换热器12通过第一热循环管115依次连通封闭循环通道；液冷器113与大功率装置50进行热量传递；热交换器114与液压装置20进行热量传递。
在本实施例中，如图2、图3、图4、图5所示，飞行器电液热系统可以包括热管理装置10、流体装置40、大功率装置50、供电装置30、液压装置20。流体装置40可以包括流体阀门42、流体管道41、流体供给部43。流体供给部43存储的流体通过流体管道41供给至供电装置30。流体阀门42可以用于控制流体的输送状态。供电装置30可以分别向液压装置20、大功率装置50供给电能。大功率装置50可以用于辅助飞行器的飞行作业。液压装置20可以用于向飞行器的大功率装置50运行提供液压作动。液压装置20和/或大功率装置50工作产生的热量可以传递至热管理装置10中进行散热处理。
如图1所示，飞行器电液热控制方法可以包括步骤S11至步骤S14。下文可以对上述步骤进行详细描述：
步骤S11中，当飞行器处于飞行状态并且其用电信号触发时，飞行器的流体装置40中的流体阀门42可以开启，便于进行后续供电装置30进行供电工作。其中，用电信号可以包括大功率装置50触发的用电信号和液压装置20触发的用电信号中的一个或多个组合(即大功率装置50和/或液压装置20启动)。
步骤S12中，当流体阀门42开启时，流体装置40的流体供给部43可以通过流体管道41将流体输送至供电装置30，供电装置30在流体的驱动下可以开始发电，便于后续将电能供给至大功率装置50和/或液压装置20中。流体供给部43供给的流体可以包括冲压空气、燃油、压缩介质中的一种。
步骤S13中，如图2、图3、图4、图5所示，大功率装置50可以与供电装置30电连接，液压装置20可以与供电装置30电连接，使得供电装置30的电能可以分别供给至大功率装置50、液压装置20。当大功率装置50和/或液压装置20接收到供电装置30供给的电能并启动时，飞行器可以获取大功率装置50的温度和/或液压装置20的温度，从而便于后续避免大功率装置50和/或液压装置20工作过热，确保飞行器在大功率装置50运行时的飞行安全。
步骤S14中，如图2、图3、图4、图5所示，热管理装置10可以包括第一热交换单元11、相变换热器12。第一热交换单元11可以包括储液罐111、液体泵112、液冷器113、热交换器114、第一热循环管115。储液罐111、液体泵112、液冷器113、热交换器114、相变换热器12可以通过第一热循环管115依次连通封闭循环通道。储液罐111可以用于存储第一介质。液体泵112可以用于提供输送第一介质的动力。液冷器113可以与大功率装置50进行热量传递。热交换器114可以与液压装置20进行热量传递。相变换热器12可以暂时存储液冷器113和/或热交换器114通过第一热循环管115传递的热量。大功率装置50可以是飞行器上的武器设备或雷达设备，其工作时往往可以瞬时产生大量的热量，液压装置20工作时的温度可以逐渐上升，需要热管理装置10对大功率装置50和/或液压装置20进行散热处理。当大功率装置50的温度大于等于第一温度阈值(即大功率装置50的温度较高，需要对其进行散热处理)或液压装置20的温度大于等于第二温度阈值(即液压装置20的温度较高，需要对其进行散热处理)时，飞行器的热管理装置10的第一热交换单元11可以启动，使得大功率装置50可以与液冷器113进行热量传递和/或液压装置20可以与热交换器114进行热量传递，从而使得第一介质吸收的热量可以通过第一热循环管115输送至相变换热器12中进行存储，进而可以降低大功率装置50和/或液压装置20的温度，确保飞行器的正常飞行作业。
在一些实施例中，飞行器电液热控制方法还包括：
步骤S15，基于相变换热器12吸收热量大于等于热量阈值，热管理装置10的第二热交换单元13启动；其中，第二热交换单元13包括压缩机131、节流阀133、冷凝器132、第二热循环管134；压缩机131、相变换热器12、节流阀133、冷凝器132通过第二热循环管134依次连通封闭循环通道；第一热交换单元11中的第一介质与第二热交换单元13中的第二介质通过相变换热器12中的相变介质进行热量传递。
在本实施例中，飞行器电液热控制方法还可以包括步骤S15。步骤S15中，当相变换热器12吸收的热量大于等于热量阈值时(即相变换热器12中的相变介质可以达到相变温度)，热管理装置10的第二热交换单元13可以启动，从而可以将相变换热器12吸收的热量传递至第二热交换单元13中，避免相变换热器12损坏。其中，如图2、图3、图4、图5所示，第二热交换单元13可以包括压缩机131、节流阀133、冷凝器132、第二热循环管134。压缩机131、相变换热器12、节流阀133、冷凝器132可以通过第二热循环管134依次连通封闭循环通道。压缩机131可以用于压缩第二介质。节流阀133可以用于调节第二介质的流量。冷凝器132可以吸收第二介质传递的热量。第一热交换单元11中的第一介质与第二热交换单元13中的第二介质可以通过相变换热器12中的相变介质进行热量传递。这样便于后续热管理装置10吸收大功率装置50和/或液压装置20并存储在相变换热器12中的热量可以排出，避免热管理装置10损坏，确保飞行器在大功率装置50运行时的飞行安全。在一些实施例中，飞行器电液热控制方法还包括：
步骤S16，基于冷凝器132的温度大于等于第三温度阈值，供电装置30的第一涡轮机311排出的气流与冷凝器132进行热量传递；其中，供电装置30包括第一供电单元31；第一供电单元31包括第一涡轮机311、第一变速箱312、第一发电机313；第一涡轮机311、第一变速箱312、第一发电机313依次驱动连接；流体装置40供给的冲压空气驱动第一涡轮机311；第一发电机313与大功率装置50电连接；第一发电机313与液压装置20电连接。
在本实施例中，飞行器电液热控制方法还可以包括步骤S16。步骤S16中，冷凝器132可以吸收第二热循环管134中第二介质传递的热量。当冷凝器132的温度大于等于第三温度阈值(即冷凝器132吸收的热量较多，需要及时排出)时，供电装置30的第一涡轮机311排出的气流可以通过流体管道41与冷凝器132进行热量传递，从而可以将冷凝器132传递的热量带走，避免飞行器的大功率装置50工作过热，确保飞行器在大功率装置50运行时的飞行安全。如图2所示，供电装置30可以包括第一供电单元31。第一供电单元31主要可以通过流体装置40供给的冲压空气进行驱动并发电。第一供电单元31可以包括第一涡轮机311、第一变速箱312、第一发电机313。冲压空气进入第一涡轮机311并驱动第一涡轮机311工作后，第一涡轮机311产生的机械能可以传递至第一变速箱312并驱动第一变速箱312工作，第一变速箱312可以再驱动第一发电机313发电。第一发电机313可以分别与大功率装置50、液压装置20进行电连接，从而可以将第一发电机313产出的电能分别供给至大功率装置50、液压装置20中，便于后续飞行器启动大功率装置50、液压装置20。
在一些实施例中，飞行器电液热控制方法还包括：
步骤S17，基于冷凝器132的温度大于等于第三温度阈值，流体装置40排出的流体依次流经冷凝器132和供电装置30；其中，流体装置40排出的流体与冷凝器132进行热量传递。
在本实施例中，飞行器电液热控制方法还可以包括步骤S17。步骤S17中，冷凝器132可以吸收第二热循环管134中第二介质传递的热量。当冷凝器132的温度大于等于第三温度阈值时，流体装置40供给的流体可以流经冷凝器132并与冷凝器132进行热量传递，从而可以将冷凝器132传递的热量带走，避免飞行器工作过热，确保飞行器在大功率装置50运行时的飞行安全。随后，流经冷凝器132的流体可以通过流体管道41输送至供电装置30并驱动供电装置30发电，从而使得温度上升的流体可以更好地驱动供电装置30发电。
在一些实施例中，如图3所示，步骤S17中的供电装置30包括第二供电单元32；第二供电单元32包括辅助动力器321、第二变速箱322、第二发电机323；辅助动力器321、第二变速箱322、第二发电机323依次驱动连接；流体装置40供给的燃油通过流体装置40的流体管道41流经冷凝器132至辅助动力器321；流体装置40供给的燃油驱动辅助动力器321；第二发电机323与大功率装置50电连接；第二发电机323与液压装置20电连接。
在本实施例中，如图3所示，步骤S17中的供电装置30可以包括第二供电单元32。第二供电单元32可以通过燃油燃烧释放的化学能进行发电。第二供电单元32可以包括辅助动力器321、第二变速箱322、第二发电机323。流体装置40可以供给燃油，并且可以通过流体管道41使得燃油流经冷凝器132后输送至辅助动力器321中，从而使得燃油可以带走冷凝器132传递的热量，升温后的燃油可以在辅助动力器321中更好地燃烧并释放化学能。辅助动力器321、第二变速箱322、第二发电机323可以依次驱动连接，从而使得供电装置30可以将燃油燃烧释放的化学能转化为电能。第二发电机323可以分别与大功率装置50、液压装置20进行电连接，从而可以将第二发电机323产出的电能分别供给至大功率装置50、液压装置20中，便于后续飞行器启动大功率装置50、液压装置20。
在一些实施例中，如图4所示，步骤S17中的供电装置30包括第三供电单元33；第三供电单元33包括催化反应器331、燃料电池332；催化反应器331与燃料电池332驱动连接；流体装置40供给的燃油通过流体装置40的流体管道41流经冷凝器132至催化反应器331；流体装置40供给的燃油驱动催化反应器331；燃料电池332与大功率装置50电连接；燃料电池332与液压装置20电连接。
在本实施例中，如图4所示，步骤S17中的供电装置30可以包括第三供电单元33。第三供电单元33可以通过燃油发生催化重整反应后分离的氢气再与氧气反应释放的化学能进行发电。第三供电单元33可以包括催化反应器331、燃料电池332。流体装置40可以供给燃油，并且可以通过流体管道41使得燃油流经冷凝器132后输送至催化反应器331中，从而使得燃油可以带走冷凝器132传递的热量，升温后的燃油可以在催化反应器331中更好地发生催化重整反应并分离出氢气。催化反应器331从燃油中分离的氢气与外部输送的氧气可以分别输送到燃料电池332中进行反应，从而使得燃料电池332可以产生电能。燃料电池332可以分别与大功率装置50、液压装置20进行电连接，从而可以将燃料电池332产出的电能分别供给至大功率装置50、液压装置20中，便于后续飞行器启动大功率装置50、液压装置20。
在一些实施例中，如图5所示，步骤S17中的供电装置30包括第四供电单元34；第四供电单元34包括第二涡轮机341、第三变速箱342、第三发电机343；第二涡轮机341、第三变速箱342、第三发电机343依次驱动连接；流体装置40供给的压缩介质通过流体装置40的流体管道41流经冷凝器132至第二涡轮机341；流体装置40供给的压缩介质驱动第二涡轮机341；第三发电机343与大功率装置50电连接；第三发电机343与液压装置20电连接。
在本实施例中，如图5所示，步骤S17中的供电装置30可以包括第四供电单元34。第四供电单元34可以通过流体装置40供给的压缩介质进行驱动并发电。第四供电单元34可以包括第二涡轮机341、第三变速箱342、第三发电机343。压缩介质可以驱动第二涡轮机341转动，第二涡轮机341可以将自身转动产生的机械能通过第三变速箱342传递至第三发电机343中，使得第三发电机343可以产生电能。流体装置40可以供给压缩介质，压缩介质可以通过流体管道41流经冷凝器132并与冷凝器132进行热量传递，使得压缩介质可以由液态变为气态，气态的压缩介质可以输送至第二涡轮机341中并驱动第二涡轮机341转动。第三发电机343可以分别与大功率装置50、液压装置20进行电连接，从而可以将第三发电机343产出的电能分别供给至大功率装置50、液压装置20中，便于后续飞行器启动大功率装置50、液压装置20。
本实施例公开了一种应用于上述实施例的飞行器电液热系统，如图2、图3、图4、图5所示，可以包括：
供电装置30，供电装置30用于供给电能；
流体装置40，流体装置40包括流体阀门42、流体管道41、流体供给部43；流体阀门42用于控制流体的输送状态；流体供给部43存储的流体通过流体管道41供给至供电装置30；
液压装置20，液压装置20与供电装置30电连接；液压装置20用于向飞行器提供液压作动；
大功率装置50，大功率装置50与供电装置30电连接；大功率装置50用于辅助飞行器的飞行作业；
热管理装置10，热管理装置10包括第一热交换单元11、相变换热器12；第一热交换单元11包括储液罐111、液体泵112、液冷器113、热交换器114、第一热循环管115；储液罐111、液体泵112、液冷器113、热交换器114、相变换热器12通过第一热循环管115依次连通封闭循环通道；液冷器113与大功率装置50进行热量传递；热交换器114与液压装置20进行热量传递。
在本实施例中，如图2、图3、图4、图5所示，飞行器电液热系统可以包括供电装置30、流体装置40、液压装置20、大功率装置50、热管理装置10。供电装置30可以用于供给电能。供电装置30可以分别与液压装置20、大功率装置50进行电连接，从而使得液压装置20、大功率装置50可以正常启动。流体装置40可以包括流体阀门42、流体管道41、流体供给部43。流体阀门42可以用于控制流体的输送状态。流体供给部43存储的流体可以通过流体管道41供给至供电装置30，使得供电装置30可以产生电能。液压装置20可以用于向飞行器的大功率装置50运行提供液压作动。大功率装置50可以是武器或雷达设备，用于辅助飞行器的飞行作业。液压装置20在工作时可以产生热量，而大功率装置50工作时往往可以瞬时产生大量的热量，所以需要热管理装置10对液压装置20、大功率装置50进行散热处理。热管理装置10可以包括第一热交换单元11、相变换热器12。第一热交换单元11可以包括储液罐111、液体泵112、液冷器113、热交换器114、第一热循环管115。储液罐111、液体泵112、液冷器113、热交换器114、相变换热器12可以通过第一热循环管115依次连通封闭循环通道。储液罐111可以用于存储第一介质。液体泵112可以用于提供输送第一介质的动力。液冷器113可以与大功率装置50进行热量传递。热交换器114可以与液压装置20进行热量传递。相变换热器12内的相变介质可以暂时存储或释放液冷器113和/或热交换器114通过第一热循环管115传递的热量。这样可以降低液压装置20、大功率装置50工作时的温度，确保飞行器在大功率装置50运行时正常的飞行作业。
在一些实施例中，如图2、图3、图4、图5所示，热管理装置10还包括第二热交换单元13，第二热交换单元13包括压缩机131、节流阀133、冷凝器132、第二热循环管134；压缩机131、相变换热器12、节流阀133、冷凝器132通过第二热循环管134依次连通封闭循环通道；第一热交换单元11中的第一介质与第二热交换单元13中的第二介质通过相变换热器12中的相变介质进行热量传递。
在本实施例中，如图2、图3、图4、图5所示，热管理装置10还可以包括第二热交换单元13。第二热交换单元13可以包括压缩机131、节流阀133、冷凝器132、第二热循环管134。压缩机131、相变换热器12、节流阀133、冷凝器132可以通过第二热循环管134依次连通封闭循环通道。压缩机131可以用于压缩第二介质。节流阀133可以用于调节第二介质的流量。冷凝器132可以吸收第二介质传递的热量。第一热交换单元11中的第一介质与第二热交换单元13中的第二介质可以通过相变换热器12中的相变介质进行热量传递。这样便于后续热管理装置10吸收大功率装置50和/或液压装置20并存储在相变换热器12中的热量可以排出，避免热管理装置10损坏，确保飞行器在大功率装置50运行时的飞行安全。
在另一些实施例中，由于相变换热器12中的相变介质材料的限制，当相变介质的相变温度小于等于流体装置40供给的流体温度时，为了确保相变换热器12可以正常进行热量传递，第二热交换单元13可以采用蒸发制冷循环的方式与相变换热器12进行热量传递。液态的第二介质可通过第二热循环管134流经相变换热器12并吸收相变换热器12内存储的热量，使得液态的第二介质可以蒸发变成气态的第二介质。随后，气态第二介质可以进入压缩机131进行压缩(压缩机131消耗电能做功可以使得低压气体变成高压气体)，压缩后的气态第二介质可以流经冷凝器132并与流体管道41中的流体进行热量传递，使得气态的第二介质可以冷凝变成液态的第二介质。最后，液态的第二介质可以进入节流阀133进行节流膨胀，从而可以通过节流阀133降低第二介质的压力，调节第二介质的流量，将高压液体变成低压液体。这样使得第二热交换单元13可以将热量从温度较低的相变介质带到温度较高的流体装置40供给的流体，可以通过调控相变换热器12的温度对大功率装置50的温度进行精准的控制，确保飞行器在大功率装置50运行时的飞行安全。
在一些实施例中，如图2、图3、图4、图5所示，液压装置20包括驱动单元21、液压泵22、控制阀23、执行单元24；驱动单元21、液压泵22、控制阀23、执行单元24依次连通；驱动单元21与供电装置30电连接；驱动单元21与热交换器114进行热量传递。
在本实施例中，如图2、图3、图4、图5所示，液压装置20可以包括驱动单元21、液压泵22、控制阀23、执行单元24。驱动单元21、液压泵22、控制阀23、执行单元24可以依次连通。驱动单元21可以驱动液压泵22输送液压油流经控制阀23至执行单元24中，执行单元24在液压油的驱动下进行工作。控制阀23可以调节液压油的流量。驱动单元21可以与供电装置30电连接，从而可以使得液压装置20将供电装置30供给的电能转换为液压能，便于飞行器进行液压作动。驱动单元21可以与热交换器114进行热量传递，从而可以将液压装置20工作产生的热量排出，避免液压装置20工作过热而损坏。
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)

1.一种飞行器电液热控制方法，其特征在于，所述飞行器电液热控制方法包括：
步骤S11，基于飞行器的飞行且用电信号触发，所述飞行器的流体装置的流体阀门开启；其中，所述用电信号包括大功率装置触发的用电信号、液压装置触发的用电信号中的一个或多个组合；
步骤S12，基于所述流体阀门开启，所述流体装置排出流体驱动供电装置发电；
步骤S13，基于所述大功率装置和/或所述液压装置启动，获取所述大功率装置的温度和/或所述液压装置的温度；其中，所述大功率装置与所述供电装置电连接，所述液压装置与所述供电装置电连接；
步骤S14，基于所述大功率装置的温度大于等于第一温度阈值或所述液压装置的温度大于等于第二温度阈值，所述飞行器的热管理装置的第一热交换单元启动；其中，所述热管理装置还包括相变换热器；所述第一热交换单元包括储液罐、液体泵、液冷器、热交换器、第一热循环管；所述储液罐、所述液体泵、所述液冷器、所述热交换器、所述相变换热器通过所述第一热循环管依次连通封闭循环通道；所述液冷器与所述大功率装置进行热量传递；所述热交换器与所述液压装置进行热量传递。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器电液热控制方法，其特征在于，
所述飞行器电液热控制方法还包括：
步骤S15，基于所述相变换热器吸收热量大于等于热量阈值，所述热管理装置的第二热交换单元启动；其中，所述第二热交换单元包括压缩机、节流阀、冷凝器、第二热循环管；所述压缩机、所述相变换热器、所述节流阀、所述冷凝器通过所述第二热循环管依次连通封闭循环通道；所述第一热交换单元中的第一介质与所述第二热交换单元中的第二介质通过所述相变换热器中的相变介质进行热量传递。
3.根据权利要求2所述的一种飞行器电液热控制方法，其特征在于，
所述飞行器电液热控制方法还包括：
步骤S16，基于所述冷凝器的温度大于等于第三温度阈值，所述供电装置的第一涡轮机排出的气流与所述冷凝器进行热量传递；其中，所述供电装置包括第一供电单元；所述第一供电单元包括所述第一涡轮机、第一变速箱、第一发电机；所述第一涡轮机、所述第一变速箱、所述第一发电机依次驱动连接；所述流体装置供给的冲压空气驱动所述第一涡轮机；所述第一发电机与所述大功率装置电连接；所述第一发电机与所述液压装置电连接。
4.根据权利要求2所述的一种飞行器电液热控制方法，其特征在于，
所述飞行器电液热控制方法还包括：
步骤S17，基于所述冷凝器的温度大于等于第三温度阈值，所述流体装置排出的流体依次流经所述冷凝器和所述供电装置；其中，所述流体装置排出的流体与所述冷凝器进行热量传递。
5.根据权利要求4所述的一种飞行器电液热控制方法，其特征在于，
步骤S17中的所述供电装置包括第二供电单元；所述第二供电单元包括辅助动力器、第二变速箱、第二发电机；所述辅助动力器、所述第二变速箱、所述第二发电机依次驱动连接；所述流体装置供给的燃油通过所述流体装置的流体管道流经所述冷凝器至所述辅助动力器；所述流体装置供给的燃油驱动所述辅助动力器；所述第二发电机与所述大功率装置电连接；所述第二发电机与所述液压装置电连接。
6.根据权利要求4所述的一种飞行器电液热控制方法，其特征在于，
步骤S17中的所述供电装置包括第三供电单元；所述第三供电单元包括催化反应器、燃料电池；所述催化反应器与所述燃料电池驱动连接；所述流体装置供给的燃油通过所述流体装置的流体管道流经所述冷凝器至所述催化反应器；所述流体装置供给的燃油驱动所述催化反应器；所述燃料电池与所述大功率装置电连接；所述燃料电池与所述液压装置电连接。
7.根据权利要求4所述的一种飞行器电液热控制方法，其特征在于，
步骤S17中的所述供电装置包括第四供电单元；所述第四供电单元包括第二涡轮机、第三变速箱、第三发电机；所述第二涡轮机、所述第三变速箱、所述第三发电机依次驱动连接；所述流体装置供给的压缩介质通过所述流体装置的流体管道流经所述冷凝器至所述第二涡轮机；所述流体装置供给的压缩介质驱动所述第二涡轮机；所述第三发电机与所述大功率装置电连接；所述第三发电机与所述液压装置电连接。
8.一种飞行器电液热系统，其特征在于，所述飞行器电液热系统应用于权利要求1-7中任一所述的一种飞行器电液热控制方法，所述飞行器电液热系统包括：
供电装置，所述供电装置用于供给电能；
流体装置，所述流体装置包括流体阀门、流体管道、流体供给部；所述流体阀门用于控制流体的输送状态；所述流体供给部存储的流体通过所述流体管道供给至所述供电装置；
液压装置，所述液压装置与所述供电装置电连接；所述液压装置用于向飞行器提供液压作动；
大功率装置，所述大功率装置与所述供电装置电连接；所述大功率装置用于辅助飞行器的飞行作业；
热管理装置，所述热管理装置包括第一热交换单元、相变换热器；所述第一热交换单元包括储液罐、液体泵、液冷器、热交换器、第一热循环管；所述储液罐、所述液体泵、所述液冷器、所述热交换器、所述相变换热器通过所述第一热循环管依次连通封闭循环通道；所述液冷器与所述大功率装置进行热量传递；所述热交换器与所述液压装置进行热量传递。
9.根据权利要求8所述的一种飞行器电液热系统，其特征在于，
所述热管理装置还包括第二热交换单元，所述第二热交换单元包括压缩机、节流阀、冷凝器、第二热循环管；所述压缩机、所述相变换热器、所述节流阀、所述冷凝器通过所述第二热循环管依次连通封闭循环通道；所述第一热交换单元中的第一介质与所述第二热交换单元中的第二介质通过所述相变换热器中的相变介质进行热量传递。
10.根据权利要求8所述的一种飞行器电液热系统，其特征在于，
所述液压装置包括驱动单元、液压泵、控制阀、执行单元；所述驱动单元、所述液压泵、所述控制阀、所述执行单元依次连通；所述驱动单元与所述供电装置电连接；所述驱动单元与所述热交换器进行热量传递。
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