用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统技术方案

本发明专利技术涉及用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统。公开的示例包括结构集成的热管理系统，其使用航空航天交通工具的结构作为散热系统的一部分。在该系统中，航空航天交通工具的结构元件充当热转移通路，并且与发热电气部件热连接，使得来自这些部件的热由交通工具本身的结构引导而远离部件，引导到交通工具的较低温度表面中。

Thermal management system for structural integration of aerospace vehicles

The present invention relates to a thermal management system for the structural integration of aerospace vehicles. The disclosed example includes a structural integrated thermal management system that uses the structure of the aerospace vehicle as part of the cooling system. In this system, the structure of components in aerospace transport vehicles as heat transfer path, and connected with the heating electrical components from these parts of the heat, the heat is guided by the structure of the vehicle itself and away from the parts, lower the surface temperature to transport in.

【技术实现步骤摘要】

本公开总体上涉及用于去除由电动子系统和部件(诸如机电致动器、机载航空航天交通工具)生成的热的系统。更具体地，本公开涉及一种用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统。
技术介绍
航空电子设备、电动子系统、电致动系统(“EAS”)等、机载商用和军用航空航天交通工具的日益增长的使用导致了改进由这些电气部件产生的热负荷的热管理的需求。例如，变得更加常见的是具有EAS的航空航天交通工具，而不是液压致动的控制系统。然而，具有EAS的航空航天交通工具常常包括用于副翼、襟翼及其它部件的更多致动器，其产生比类似的液压致动器更多的热。而且，液压致动系统自然地通过液压流体传递来自其关联的致动器的热，而EAS通常不包括这样的热传递系统。针对航空航天交通工具的热管理的一些当前方法以更高的成本、可能减少的整体部件性能、降低的效率和/或增加的重量来实现。航空航天交通工具的热负荷的有效管理还受到使用导热碳纤维复合材料和其它导热非金属材料用于飞行器结构构件和飞行器蒙皮以便减少重量的趋势影响。许多常见的复合材料具有比金属(诸如铝)更低的热导率，由此，虽然更轻，但是复合材料不会有效地传导热。对于某些军用航空航天交通工具，还期望维持具有最小穿透量的光滑外表面，以便增加隐形或其它检测避免特性。这能进一步减少管理热负荷的设计选项。另外，例如，由于有限的散热能力，电子部件(诸如EAS)的有效热管理对于更多电动飞行器(MEA)而言是最大挑战之一。同样，对于使用更薄的机翼横截面的未来MEA飞行器，重量、尺寸和散热要求将变得甚至更具挑战性。因此，期望结构集成的致动系统和热管理方法，其包括负荷承载致动器、新冷却技术和与新包装概念相结合的高性能材料。在大多数现有系统中，EAS和其它电动马达已被液体冷却或设计有足够的金属以增强其为在操作期间生成的过多热量提供散热器的能力。当前MEA应用在结构上不是集成的，并且或者使用将热转移为流体/空气的单独的冷却回路，或者过度设计电动马达及其它各种部件以增强其散热能力。使用集中式冷却剂回路来处理由分布式部件生成的热负荷致使系统复杂性、可维护性增加以及伴随着重量和容积损失。因此，需要一种用于控制由机载航空航天交通工具的电气部件生成的热负荷的改进式冷却系统。现有系统可能还存在其它缺点。
技术实现思路
因此，公开的示例解决了上述需要和缺点。公开的示例包括结构集成的热管理系统，其使用航空航天交通工具的结构作为散热系统的一部分。在该系统中，航空航天交通工具的结构元件充当热转移通路(thermalbus)，并且与发热电气部件热连接，使得来自这些部件的热由交通工具本身的结构引导而远离部件，被引导到交通工具的较低温度表面中。在各种示例中，所述发热电气部件由热凸起直接机械地附接至所述结构元件，提供导热元件以将热从所述电气部件传送到所述结构元件中。在其它示例中，所述航空航天交通工具的所述结构元件包括导热部分或导热层，所述导热部分或导热层被特别地构造成传导热能通过所述结构元件而远离所述发热电气部件。公开的示例包括航空航天交通工具，该航空航天交通工具包括热转移通路，所述热转移通路进一步包括所述航空航天交通工具的结构元件。该航空航天交通工具还包括热有源元件，所述热有源元件与所述热转移通路热连通以热从所述热有源元件的热散发到所述热转移通路中。其它公开的示例可如下，所述结构元件是用于飞行器机翼的飞行器机翼翼梁或肋，并且所述热有源元件是与所述飞行器机翼协作的电气装置。在其它示例中，所述电气装置包括EAS和相关的控制电子器件。在一些示例中，所述电气装置由热凸起支撑并与热凸起热连通，所述热凸起安装到所述结构元件。在一些示例中，所述电气装置包括导热元件，用以将来自所述电气装置的内部的热传导到外部壳体。公开的示例还包括热凸起，所述热凸起布置在所述结构元件与所述热有源元件之间以促进热传递。在一些示例中，散热元件可与所述热转移通路热连通。在其它示例中，所述散热元件可包括：导热元件；以及附接至所述导热元件的散热器。在其它示例中，所述导热元件可以是排出物冷却器(perspirationcooler)、导热水凝胶材料、一个或多个热带、复合材料、热解石墨材料和石墨泡沫。还公开了冷却航空航天交通工具的方法。示例包括：将热有源元件(例如，EAS16)安装到结构元件(例如，热转移通路20，其可包括机翼翼梁、机翼肋或其它结构元件)；将来自所述热有源元件的热经由所述结构元件传导到散热元件；以及散发920所述热。在一些示例中，散发步骤进一步包括：将来自所述结构元件的传导热辐射到环境中。在其它示例中，所述环境可以是环境空气或所述航空航天交通工具中的冷却器结构。其它公开的示例包括一种用于航空航天交通工具的热管理系统，所述热管理系统包括：导热凸起，所述导热凸起附接至所述航空航天交通工具的结构元件；热有源装置(例如，EAS16)，所述热有源装置附接至所述热凸起；以及热传输元件，所述热传输元件与所述导热凸起热连通。在一些示例中，所述热管理系统还包括与所述热传输元件热连通的散热元件。公开的示例还可包括航空航天交通工具表面，所述航空航天交通工具表面暴露至环境空气且与所述散热元件热连通。在其它公开的示例中，所述散热元件进一步包括树脂层以及单向碳纳米管。在一些示例中，所述散热元件进一步包括温敏水凝胶层和散热器。所述热管理系统的其它公开的示例可包括与所述热有源装置热连通的微通道组件。在一些示例中，所述微通道组件可以是倾斜微通道组件、S通道组件或波状翅片组件。附图说明图1是根据公开的示例用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统10的等轴视图。图2是根据本公开的结构集成的热管理系统10的分解特写视图。图3是根据本公开的结构集成的热管理系统10的另一示例的特写等轴视图，为清楚起见一些元件被省略。图4是图3的示例的特写等轴后视图，为清楚起见一些元件被省略。图5和图6是根据本公开的机翼表面14的散热示例的示意图说明。图7是根据本公开的结构集成的热管理系统10的一些元件的横截面视图。图8是根据本公开的微通道组件166的示例的示意表示。图9是根据本公开的热管理方法的示例的流程图表示。虽然本公开容许各种修改和替代形式，但是具体示例已经通过图中示例示出并且将在本文中详细描述。然而，应当理解的是，本公开并非旨在限于所公开的特定形式。相反，旨在覆盖落入由所附权利要求书限定的本专利技术的精神和范围内的所有修改、等同物和替代物。具体实施方式在以下描述中，在航空航天交通工具的背景下呈现结构集成的热管理系统10。然而，应理解的是，本文中公开的热管理系统10一般可应用于航空航天交通工具(包括飞行器、航天器和卫星)，并不限于供特定交通工具使用。还应理解的是，虽然EAS16被呈现为能与该系统10关联的发热电气装置的示例，但是系统10同样适用于其它发热装置，诸如相关的EAS16的控制电子器件、电动子系统、计算机、航空电子设备装置，等。图1是根据公开的示例用于航空航天交通工具的结构集成的热管理系统10的一部分的等轴视图。在一些示例中，结构集成的热管理系统10可包括航空航天交通工具机翼12。众所周知，除了机翼12，航空航天交通工具还可包括用于提升和控制的其它空气动力学结构，诸如方向舵、副翼、襟翼、电梯，等(图1中被省略)。机翼12本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空航天交通工具，该航空航天交通工具包括：热转移通路(20)，所述热转移通路包括所述航空航天交通工具的结构元件；以及热有源元件(16)，所述热有源元件与所述热转移通路(20)热连通以将热从所述热有源元件(16)散发到所述热转移通路(20)中。

【技术特征摘要】
2016.02.29 US 15/056,7311.一种航空航天交通工具，该航空航天交通工具包括：热转移通路(20)，所述热转移通路包括所述航空航天交通工具的结构元件；以及热有源元件(16)，所述热有源元件与所述热转移通路(20)热连通以将热从所述热有源元件(16)散发到所述热转移通路(20)中。2.根据权利要求1所述的航空航天交通工具，其中，所述结构元件(20)是用于飞行器机翼(12)的飞行器机翼翼梁或肋，并且所述热有源元件(16)是与所述飞行器机翼(12)协作的电气装置。3.根据权利要求2所述的航空航天交通工具，其中，所述电气装置包括电致动系统和相关的控制电子器件(16)。4.根据权利要求2所述的航空航天交通工具，其中，所述电气装置(16)由热凸起(18)支撑并与热凸起(18)热连通，所述热凸起安装到所述结构元件(20)。5.根据权利要求4所述的航空航天交通工具，其中，所述电气装置(16)包括导热元件(166)，用以将热从所述电气装置(16)的内部传导到外部壳体(162)。6.根据权利要求1所述的航空航天交通工具，所述航空航天交通工具进一步包括：热凸起(18)，所述热凸起布置在所述结构元件(20)与所述热有源元件(16)之间以促进热传递。7.根据权利要求1所述的航空航天交通工具，所述航空航天交通工具进一步包括：与所述热转移通路(20)热连通的散热元件(26)。8.根据权利要求7所述的航空航天交通工具，其中，所述散热元件(26)进一步包括：导热元件(32，34)；以及附接至所述导热元件(32，34)的散热器(30，36)。9.根据权利要求8所述的航空航天交通工具，其中，所述导热元件(32，34)包括以下中的至少一者：排出物冷却器；导热水凝胶材料；一个或多个热带；复合材料；热解石墨材料；和石墨泡沫。10.一种冷却航空航天交通...

【专利技术属性】
技术研发人员：D·E·布兰丁，A·穆利，J·C·科夫曼，D·V·阿费林，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US