ES2325774T3 - Refrigeracion de avionica. - Google Patents
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Abstract
Un sistema de refrigeración de la aviónica que comprende un circuito (A) de refrigeración de la aviónica, que funciona con un refrigerante líquido; un circuito (B) de combustible; y un ciclo (C) de refrigeración de vapor que funciona con un refrigerante, caracterizado porque el circuito (A) de refrigeración de la aviónica transfiere calor extraído de la aviónica al circuito (B) de combustible, por lo cual se descarga el calor en el combustible, y el ciclo (C) de refrigeración de vapor transfiere el calor que no puede ser descargado en el combustible del circuito (B) de combustible al aire a presión dinámica.
Description
Refrigeración de aviónica.
Un circuito de refrigeración de aviónica y/o de
electrónica de potencia que funciona con un refrigerante que está
conectado de manera flexible con un ciclo de refrigeración por vapor
por medio de un circuito de combustible.
El campo técnico de la presente invención versa
acerca de la refrigeración de aviónica y/o electrónica de potencia,
es decir, electrónica diseñada para su uso en vehículos
aeroespaciales, como electrónica de aeronaves. La aviónica tiene
que estar refrigerada constantemente o se sobrecalentará.
Normalmente se utilizan ciclos de refrigeración de combustible o de
aire para refrigerar la aviónica. En casos excepcionales se utilizan
circuitos de refrigeración de vapor.
Los circuitos de refrigeración de aire utilizan
aire comprimido del motor de la aeronave, que es convertido para
ser adecuado para una refrigeración de la aviónica (temperatura,
presión y humedad), y para mantener el entorno de la cabina cómodo
y presurizado. La refrigeración por aire de la aviónica consume
mucha energía. El coeficiente de rendimiento es de aproximadamente
0,10-0,25, es decir, para extraer una carga de calor
de 10 kW en la aviónica se necesita haber tomado
40-100 kW del motor.
Los circuitos de refrigeración de combustible
utilizan el combustible de la aeronave para una refrigeración
directa de la aviónica o por medio de un circuito de refrigeración
aparte, en el que se transfiere el calor de la aviónica al
combustible en un intercambiador de calor. Los sistemas de
refrigeración de combustible son normalmente muy efectivos
energéticamente. Una potencia de 1-2 kW puede ser
suficiente para hacer funcionar un sistema que debe extraer una
carga de calor de 10 kW. Sin embargo, solo se puede transferir una
cantidad limitada de calor al combustible, sin alcanzar el límite
superior de la temperatura del combustible, o que la temperatura
del combustible aumente de forma que se vuelva no apto para la
refrigeración de la aviónica.
Las investigaciones han mostrado que los ciclos
de refrigeración de vapor son los sistemas más efectivos
energéticamente para la refrigeración de la aviónica. En general, el
coeficiente de rendimiento es de 1-3 (es decir, se
necesitan tomar 3-10 kW del motor para extraer una
carga de calor de 10 kW de la aviónica).
Los ciclos de refrigeración de los tipos
anteriores también se pueden combinar entre sí en diversas
configuraciones. Un ejemplo de un sistema combinado de
refrigeración de tales características es el sistema para un control
ambiental en una aeronave mostrado en la patente U.S. nº 6 948 331,
que incluye un número de ciclos de refrigeración conectados entre
sí. Uno de los ciclos es un bucle de refrigeración de la aviónica,
mediante el cual el calor extraído de la aviónica es transferido a
un flujo de aire de un ciclo de refrigeración de aire ambiental. Se
utilizan un ciclo de refrigeración de vapor y un intercambiador de
calor aire/combustible para transferir calor desde el flujo de aire
a un flujo de combustible, que es conducido subsiguientemente al
motor. Este sistema está adaptado a las distintas condiciones que
se dan cuando el motor está en marcha o no. Sin embargo, no tiene
en cuenta las condiciones que pueden surgir debidas a variaciones en
la carga de calor de la aviónica. El sistema también es bastante
complicado.
Por lo tanto, el objeto de la presente invención
es proporcionar un sistema simple y flexible de refrigeración de la
aviónica, que está adaptado para tener en cuenta las variaciones en
la carga de calor de la aviónica.
Se logra el objeto mediante el sistema de
refrigeración según se define en la reivindicación adjunta 1.
La presente invención proporciona un sistema de
refrigeración de aviónica, que comprende un circuito de
refrigeración de la aviónica, que funciona con un refrigerante
líquido; un circuito de combustible; y un ciclo de refrigeración de
vapor, que funciona con un refrigerante. El circuito de
refrigeración de la aviónica transfiere el calor extraído de la
aviónica al circuito de refrigeración de combustible, por lo cual se
descarga el calor en el combustible, y el ciclo de refrigeración de
vapor transfiere calor que no puede ser descargado en el combustible
desde el circuito de combustible al aire a presión dinámica.
Preferentemente, el circuito de combustible comprende un flujo de
combustible, que está conectado al tanque de combustible, y que
puede estar aislado del tanque de combustible. Preferentemente,
esto se lleva a cabo mediante el cierre de una válvula, aunque son
concebibles otros medios.
En un primer modo de funcionamiento, cuando la
temperatura del combustible en el tanque de combustible se
encuentra por debajo de una primera temperatura umbral (T1),
únicamente se encuentran en funcionamiento el circuito de
refrigeración de la aviónica y el circuito de combustible, y el
flujo de combustible se encuentra en comunicación con el tanque de
combustible, es decir, el combustible del circuito de combustible
está comunicándose directamente con el combustible del tanque de
combustible. En un segundo modo de funcionamiento, cuando la
temperatura del combustible en el tanque de combustible se encuentra
por encima de dicha primera temperatura umbral (T1) y por debajo de
una segunda temperatura umbral (T2), que es superior que la primera
temperatura umbral, se encuentran en funcionamiento el circuito de
refrigeración de la aviónica y el circuito de combustible y el
flujo de combustible se encuentra en comunicación con el tanque de
combustible, y el ciclo de refrigeración de vapor se encuentra en
funcionamiento con una capacidad reducida. En este modo, el ciclo de
refrigeración de vapor asiste al circuito de combustible al
transferir calor que no puede ser traspasado por el combustible al
aire a presión dinámica. En un tercer modo de funcionamiento, cuando
la temperatura en el tanque de combustible se encuentra por encima
de dicha segunda temperatura umbral (T2), se encuentran en
funcionamiento el circuito de refrigeración de la aviónica y el
circuito de combustible, y el circuito de combustible se encuentra
aislado del combustible en el tanque de combustible, y el ciclo de
refrigeración de vapor se encuentra en funcionamiento a plena
capacidad. Por lo tanto, en este modo todo el calor transferido por
la aviónica es transferido al aire a presión dinámica, por medio
del circuito de combustible y del ciclo de refrigeración de vapor.
La primera temperatura umbral puede ser preferentemente entre
35-45ºC, y la segunda temperatura umbral puede ser
preferentemente entre 45-55ºC.
La invención también versa acerca de un
procedimiento para refrigerar la aviónica, en el que se extrae el
calor de la aviónica en un refrigerador de aviónica y es transferido
a un flujo de combustible para ser descargado en el combustible de
un tanque de combustible, y el calor que no puede ser descargado en
el combustible es transferido al aire a presión dinámica por medio
de un ciclo de refrigeración de vapor.
La Fig. 1 es un diagrama esquemático del sistema
de refrigeración de la aviónica conforme a la invención.
La Fig. 2 es un diagrama esquemático de un
sistema de refrigeración de la aviónica similar al de la Fig. 1,
que incluye además una válvula para la reducción de la caída de
presión.
La presente invención versa acerca de un sistema
de refrigeración de la aviónica, que combina refrigeración de
combustible y refrigeración de refrigerante. El sistema no produce
ningún aire acondicionado y, por lo tanto, es más adecuado para
aeronaves en las que no se necesita ningún aire acondicionado, como
aeronaves no tripuladas. También puede ser adecuado como un
complemento para ciclos de convencionales de refrigeración de aire
en caso de una elevada carga de calor, para grandes aeronaves, como
aeronaves de transporte o de pasajeros, que pueden ser luego
provistas tanto de un sistema de aire acondicionado como de un
sistema aparte de refrigeración de la aviónica.
La combinación de la refrigeración de
combustible y de la refrigeración de refrigerante conforme a la
invención proporciona un rendimiento energético muy elevado. La
idea de la invención es un sistema que proporciona una conexión
conveniente de los ciclos de refrigeración, de forma que se utiliza
la refrigeración de combustible a temperaturas bajas en el tanque
de combustible, y se utiliza una combinación de refrigeración de
combustible y de refrigeración de refrigerante a temperaturas
intermedias del combustible, y solo se utiliza la refrigeración de
refrigerante a temperaturas elevadas del combustible.
En la presente invención, la aviónica se
refrigera por medio de un refrigerante líquido, tal como PAO
(polialfaolefinas) u otras mezclas glicólicas. De ese modo, se
puede mantener la temperatura de entrada a un nivel favorable en
comparación con la refrigeración de aire, para la que es más o menos
una exigencia la temperatura baja (aproximadamente 0ºC) para
reducir los niveles de flujo. La refrigeración líquida es muy
efectiva para refrigerar la aviónica que tiene un pequeño equipo de
aviónica de elevada densidad energética, que genera grandes
cantidades de calor. Existe una tendencia creciente para dichos
equipos de aviónica, y por lo tanto, la demanda para una
refrigeración líquida aumentará en el futuro. Los equipos de
refrigeración para su uso en una refrigeración líquida también
tienen un menor peso, ocupan menos espacio y requieren menos energía
para la circulación del refrigerante, en comparación con la
refrigeración de aire.
Se describirá ahora el sistema de refrigeración
de la aviónica haciendo referencia a la Fig. 1, que muestra el
sistema de manera esquemática. Se hace hincapié en que se pretende
que todas las temperaturas dadas más adelante sirvan como ejemplos
de niveles posibles de temperatura, y no se deben considerar de
ninguna manera como limitantes del principio básico del sistema de
refrigeración. En la práctica, las temperaturas serán escogidas al
considerar las condiciones reales. El sistema comprende los
siguientes componentes, o subsistemas:
- A)
- un circuito de refrigeración de la aviónica, por ejemplo PAO como un refrigerante
- B)
- un circuito de combustible para la conexión flexible del ciclo de refrigeración de la aviónica y del ciclo de refrigeración de vapor
- C)
- un ciclo de refrigeración de vapor, que incluye un condensador de aire a presión dinámica
El circuito (A) de refrigeración de la aviónica
transfiere el calor generado por la aviónica a un flujo de
combustible del circuito (B) de combustible. El ciclo (C) de
refrigeración de vapor transfiere calor desde el flujo de
combustible al circuito (B) de combustible. El circuito (B) de
combustible transfiere calor del circuito de refrigeración de la
aviónica al tanque 7 de combustible, y al ciclo (C) de refrigeración
de vapor.
El circuito (A) de refrigeración de la aviónica
comprende un compartimento 1 de aviónica, en el que se refrigera la
aviónica, y un intercambiador 2 de calor, en el que se refrigera el
refrigerante. El circuito (A) de refrigeración utiliza un
refrigerante líquido, tal como PAO, que circula entre el
compartimento 1 de aviónica y el intercambiador 2 de calor. En el
compartimento de aviónica, se transfiere calor de la aviónica al
refrigerante. El refrigerante fluye normalmente a través de las
placas o de los conductos refrigerantes que se encuentran en
contacto térmico con la fuente de calor. Se obtendría la
refrigeración más eficiente si el refrigerante es dirigido a través
de la aviónica dando como resultado un contacto directo con la
fuente de calor. Se conduce el refrigerante por medio de una bomba
hasta un intercambiador 2 de calor, en el que se transfiere el calor
del refrigerante a un flujo 6 de combustible en el tanque de
combustible. Entonces, se hace circular el refrigerante de nuevo al
compartimento 1 de aviónica para una refrigeración continua de la
aviónica. El intercambiar 2 de calor está ubicado dentro del tanque
de combustible y también forma una parte del circuito de
combustible. El circuito de refrigeración de la aviónica está en
funcionamiento en todo momento.
El circuito (B) de combustible está ubicado
completamente dentro del tanque de combustible. El calor eliminado
de la aviónica en el compartimento 1 de aviónica es transmitido al
flujo 6 de combustible por medio del intercambiador 2 de calor en
el circuito de combustible. El combustible del tanque de combustible
entra al circuito de combustible a través de una entrada 12 del
circuito de combustible y es conducido en el circuito por medio de
una bomba 8. La bomba 8 se encuentra en funcionamiento en todo
momento. El flujo de combustible sale del circuito de combustible a
través de una salida 13 del circuito de combustible, y luego se
dispersa en el tanque de combustible. El flujo 6 de combustible del
circuito de combustible se comunica con el combustible del tanque 7
de combustible por medio de una válvula 5.
La válvula 5 tiene dos posiciones distintas. En
una primera posición, que también se conoce como la posición
abierta, la válvula está colocada de forma que el combustible que
circula en el circuito de combustible está en una comunicación
directa con el combustible en el tanque de combustible. En una
segunda posición, la válvula está colocada de forma que el
combustible que circula en el circuito de combustible está aislado
del combustible en el tanque de combustible. Esta posición se
denomina la posición cerrada.
Siempre que la temperatura del combustible en el
tanque sea lo suficientemente baja (por ejemplo, por debajo de los
40ºC, establecida como la temperatura umbral T1), todo el calor
eliminado de la aviónica puede ser absorbido por el combustible.
Entonces, el ciclo de refrigeración de vapor no se encuentra en
funcionamiento y la válvula 5 se encuentra en su posición primera o
abierta. Si la temperatura del combustible supera la temperatura
umbral T1, se debe refrigerar el combustible para satisfacer el
requerimiento de temperatura del circuito de refrigeración de la
aviónica. Entonces, la refrigeración del flujo de combustible se
lleva a cabo por el ciclo (C) de refrigeración de vapor, en el que
se refrigera el flujo 6 de combustible en el evaporador 3. Siempre
que la temperatura en el tanque de combustible no exceda una cierta
temperatura predeterminada, el ciclo de refrigeración de vapor
puede estar en funcionamiento a una capacidad parcial.
Se puede aislar el flujo 6 de combustible en el
circuito de combustible del tanque de combustible al escoger la
posición segunda o cerrada de la válvula 5. Entonces, el flujo de
combustible transfiere el calor extraído de la aviónica
directamente en el ciclo (C) de refrigeración de vapor. Los sensores
9, 10 de temperatura proporcionados en el flujo de combustible del
circuito de combustible registran la temperatura del combustible
después del intercambiador 2 de calor, y entre el intercambiador 2
de calor y el evaporador 3, respectivamente. El sensor 11 de
temperatura proporcionado en el tanque de combustible registra la
temperatura del combustible en el tanque de combustible, es decir,
antes del evaporador. La capacidad del ciclo de refrigeración de
vapor se escoge en base al nivel de temperatura del combustible que
circula en el ciclo de refrigeración de combustible. El ciclo (C)
de refrigeración de vapor sirve para mantener la temperatura del
flujo 6 de combustible a un nivel apropiado (por ejemplo, por
debajo de aproximadamente 40ºC), en la entrada del intercambiador 2
de calor. Para este fin, se refrigera el flujo 6 de combustible por
medio del evaporador 3 del ciclo de refrigeración de vapor. El
evaporador está ubicado dentro del tanque de combustible. En el
evaporador 3, se evapora el refrigerante mediante el calor del
flujo de combustible, mientras que se refrigera el flujo de
combustible. El refrigerante evaporado es conducido por medio de un
compresor a un condensador 4 (enfriador de aire a presión dinámica)
en el que se condensa, por lo cual se elimina el calor del
refrigerante al aire a presión dinámica. Entonces, se conduce el
refrigerante condensado hasta el evaporador por medio de una válvula
de expansión.
Como se ha indicado anteriormente, el sistema de
refrigeración de la aviónica de la presente invención está adaptado
para tres modos distintos de funcionamiento. El primer modo de
funcionamiento se utiliza a temperaturas bajas de combustible, por
debajo de una primera temperatura umbral T1 (por ejemplo, <
40ºC). En este modo, todo el calor eliminado de la aviónica puede
ser descargado en el combustible, y solo las bombas accionadas
eléctricamente del circuito de refrigeración de la aviónica y el
circuito de combustible necesitan una fuente de alimentación.
En el segundo modo de funcionamiento, a
temperaturas intermedias del combustible, superiores a la primera
temperatura umbral T1 (por ejemplo, 40ºC) y menores a una segunda
temperatura umbral T2 (por ejemplo, 55ºC), se puede descargar algo
de calor en el combustible y se puede eliminar algo de calor del
sistema por medio del sistema de refrigeración de vapor que
transfiere el calor al aire a presión dinámica. El sistema del ciclo
de vapor mantiene el nivel de temperatura en el circuito de
refrigeración de la aviónica a la temperatura umbral establecida,
por ejemplo 40ºC. En este modo, además de las bombas del ciclo de
refrigeración de la aviónica y del ciclo de refrigeración de
combustible, también necesita una fuente de alimentación en alguna
medida el compresor accionado eléctricamente del sistema de
refrigeración de vapor.
En el tercer modo de funcionamiento, a
temperaturas elevadas del combustible, superiores a la segunda
temperatura umbral T2 (por ejemplo > 55ºC), se cierra la válvula
5 para el modo de temperatura baja y se conecta directamente el
circuito de refrigeración de la aviónica con el ciclo de
refrigeración de vapor, por lo cual todo el calor eliminado de la
aviónica es llevado al exterior mediante el ciclo de refrigeración
de vapor. En este modo, no se eleva la temperatura del combustible
en el tanque de combustible, dado que el flujo 6 de combustible se
encuentra en un ciclo cerrado en este modo y no tiene ningún
contacto con el combustible en el tanque. Las bombas del circuito
de refrigeración de la aviónica y del circuito de refrigeración de
combustible, y el compresor accionado eléctricamente del ciclo de
refrigeración de vapor necesitan una fuente de alimentación. En este
modo, el compresor necesita la totalidad del suministro
energético.
Cuando se necesita, se puede utilizar el ciclo
de refrigeración de vapor para refrigerar el combustible en el
tanque de combustible, cuando haya latitud para ello. Como se
muestra en la Fig. 2, el circuito de combustible puede estar
provisto de una válvula en el conducto del flujo de combustible,
entre el evaporador del ciclo de refrigeración de vapor y el
intercambiador de calor del combustible/PAO del circuito de
refrigeración de la aviónica. En esta figura, no se muestran en
detalle el circuito de refrigeración de la aviónica ni el sistema de
refrigeración de vapor.
Las temperaturas del combustible dadas
anteriormente, a las que funcionan los tres circuitos (A, B, C) en
distintas constelaciones, son aproximadas. Bajo ciertas
circunstancias pueden ser óptimas otras gamas de temperaturas.
El siguiente ejemplo es un estudio del nivel de
temperatura para el sistema combinado de ciclo de combustible y de
vapor de la presente invención. El ejemplo, que se pretende
únicamente con fines ilustrativos, muestra cómo interactúan los
tres subsistemas del sistema de refrigeración a distintas
temperaturas del combustible en el tanque de combustible.
El estudio se basó en los siguientes
parámetros:
- Características del fluido:
- Capacidad térmica del combustible (cp) = 2140 J/(kg*K) a 40ºC
- \quad
- Capacidad térmica de las PAO (cp) = 1950 J/(kg*K) a 40ºC
- Carga de calor de la aviónica:
- 10 kW (no se incluye el calor generado por las bombas)
\vskip1.000000\baselineskip
Se establecieron los requerimientos de
temperatura del sistema según se muestran en la Tabla 1, en la que
los números de referencia aluden a la Fig. 1.
\vskip1.000000\baselineskip
El resultado del estudio se muestra en la Tabla
2. Los números de referencia aluden a la Fig. 1.
\vskip1.000000\baselineskip
\vskip1.000000\baselineskip
El estudio muestra que a temperaturas del tanque
de combustible de hasta 40ºC, el ciclo de refrigeración de vapor no
necesita estar en funcionamiento, dado que se puede descargar todo
el calor en el combustible. A una temperatura de combustible de
40-55ºC en el tanque de combustible, el ciclo de
refrigeración de vapor funciona a capacidad parcial y a una
temperatura del tanque de combustible de 55ºC, el ciclo de
refrigeración de vapor funciona a plena
capacidad.
capacidad.
En este estudio, se escogió la capacidad del
ciclo de refrigeración de vapor en base a la carga de calor (10 kW)
de la aviónica.
El sistema de refrigeración de la presente
invención tiene un bajo consumo de energía y es simple e incluye
pocos componentes. A bajas temperaturas de combustible, el ciclo de
refrigeración de vapor no está en funcionamiento, y entonces se
necesita energía únicamente en las bombas de circulación para el
refrigerante de la aviónica y para el flujo 6 de combustible. La
capacidad de refrigeración del sistema está ajustada para igualar la
carga de calor en el compartimento de aviónica, de forma que solo
se extrae el calor que se genera realmente. Por lo tanto, el
sistema funciona a máxima capacidad únicamente cuando es necesario.
La combinación de los distintos ciclos de refrigeración permite una
refrigeración efectiva de la aviónica, sin el riesgo de exceder el
límite superior permitido de la temperatura del combustible. El
sistema de refrigeración de vapor también puede estar dimensionado
para tener una capacidad para una refrigeración adicional del
combustible, además de la extracción de calor que se origina en la
aviónica. En caso de un fallo en el ciclo de refrigeración de
vapor, se puede utilizar el ciclo de refrigeración de combustible
para una refrigeración de emergencia de la aviónica. En un modo de
refrigeración de emergencia, a menudo se pueden aceptar temperaturas
del combustible superiores al límite normal. Al poner en marcha el
motor de la aeronave, normalmente la temperatura del combustible es
baja y el volumen del combustible es grande. Entonces, se puede
descargar todo el calor extraído de la aviónica en el combustible,
y no se necesita el ciclo de refrigeración de vapor hasta que se ha
elevado la temperatura del combustible hasta la primera temperatura
umbral. A cargas temporales elevadas de calor, se puede utilizar el
combustible como un acumulador de calor, lo que significa que se
pueden reducir los requerimientos de la capacidad del ciclo de
refrigeración de vapor.
Claims (8)
1. Un sistema de refrigeración de la aviónica
que comprende un circuito (A) de refrigeración de la aviónica, que
funciona con un refrigerante líquido; un circuito (B) de
combustible; y un ciclo (C) de refrigeración de vapor que funciona
con un refrigerante, caracterizado porque el circuito (A) de
refrigeración de la aviónica transfiere calor extraído de la
aviónica al circuito (B) de combustible, por lo cual se descarga el
calor en el combustible, y el ciclo (C) de refrigeración de vapor
transfiere el calor que no puede ser descargado en el combustible
del circuito (B) de combustible al aire a presión dinámica.
2. El sistema conforme a la reivindicación 1, en
el que el circuito (B) de combustible comprende un flujo (6) de
combustible que está conectado al tanque (7) de combustible, y que
puede ser aislado del tanque de combustible.
3. El sistema conforme a la reivindicación 1 o
2, en el que el sistema está funcionando en un primer modo de
funcionamiento cuando la temperatura del combustible en el tanque
(7) de combustible se encuentra por debajo de una primera
temperatura umbral (T1), primer modo de funcionamiento en el que
solo se encuentran en funcionamiento el circuito (A) de
refrigeración de la aviónica y el circuito (B) de combustible, y el
flujo (6) de combustible se encuentra en comunicación con el tanque
de combustible.
4. El sistema conforme a una cualquiera de las
reivindicaciones 1-3, en el que el sistema está
funcionando en un segundo modo de funcionamiento cuando la
temperatura del combustible en el tanque (7) de combustible se
encuentra por encima de dicha primera temperatura umbral (T1) y por
debajo de una segunda temperatura umbral (T2), que es superior a la
primera temperatura umbral, segundo modo de funcionamiento en el que
se encuentran en funcionamiento el circuito (A) de refrigeración de
la aviónica y el circuito (B) de combustible y el flujo (6) de
combustible se encuentra en comunicación con el tanque de
combustible, y el ciclo (C) de refrigeración de vapor se encuentra
en funcionamiento con una capacidad reducida.
5. El sistema conforme a una cualquiera de las
reivindicaciones 1-4, en el que el sistema está
funcionando en un tercer modo de funcionamiento cuando la
temperatura del combustible en el tanque (7) de combustible se
encuentra por encima de dicha segunda temperatura umbral (T2),
tercer modo de funcionamiento en el que se encuentran en
funcionamiento el circuito (A) de refrigeración de la aviónica y el
circuito (B) de combustible, y el flujo (6) de combustible se
encuentra aislado del tanque de combustible, y el ciclo (C) de
refrigeración de vapor se encuentra en funcionamiento a plena
capacidad.
6. El sistema de una cualquiera de las
reivindicaciones 3-5, en el que la primera
temperatura umbral es entre 35-45ºC.
7. El sistema de una cualquiera de las
reivindicaciones 3-6, en el que la segunda
temperatura umbral es entre 45-55ºC.
8. Un procedimiento para la refrigeración de la
aviónica caracterizado porque se extrae el calor de la
aviónica en un refrigerador (1) de aviónica y se transfiere a un
flujo (6) de combustible para ser descargado en el combustible de
un tanque de combustible, y porque el calor que no puede ser
descargado en el combustible se transfiere al aire a presión
dinámica por medio de un ciclo de refrigeración de vapor.
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