本发明主题总体上涉及飞机，且更特别地，涉及用于飞机的热学管理系统。
背景技术：
由于飞机已经发展，它们已经变得日益依赖于各种电子器件来管理飞机的子系统和运行。随着这种增加的依赖性，现代飞机内的电子部件的数量已经激增。尽管电子部件的激增已经带来了许多改善，但是其也增加了飞机的不同部件内以及周围产生的热量。同样，对于飞机冷却系统的要求也增加了。冷却要求在未来预期只会增加。预期将来的飞机将需要兆瓦(mv)级别的冷却而不是目前飞机所需要的千瓦(kw)级别。但是，现有的冷却系统将不能处理这样的高负载。
另外，随着飞机内电子部件的数量的增加，冷却要求方面的变化也可能增加。一些电子部件可能仅间歇地运行或者在某些条件下才运行。另外，不同电子部件的运行性热量输出可能随着时间而变化或者响应于选择操作而变化。这些以及其他的因素将影响由飞机产生的热量，并且又影响其冷却要求。结果，飞机的冷却要求可能在一个时间与它们在另一个时间相比极大地不同。当热量输出相对低时过度的冷却可能导致系统低效。随着时间的流逝，过度冷却甚至可能导致对飞机的电子部件的损坏。
因此，对于飞机热学管理的进一步改善是期望的。尤其是，对于可以满足未来飞机日益增长的高冷却要求的飞机热学管理系统存在需要。提供可以改变由该系统吸收的热量的飞机热学管理系统也会是有利的。
技术实现要素：
本发明的多个方面和优点将在以下说明中部分地阐述，或者可由该说明而显而易见，或者可通过实践本发明而获悉。
在本发明公开的一个方面，提供了一种用于飞机的热学管理系统。该热学管理系统可以包括第一蒸气压缩回路，第二蒸气压缩回路，以及中间冷却器。第一蒸气压缩回路可限定用于流体压缩、冷凝、膨胀以及蒸发的第一流径。第二蒸气压缩回路可限定用于流体压缩、冷凝、膨胀以及蒸发的第二流径。中间冷却器可以设置成在第一蒸气压缩回路和第二蒸气压缩回路之间成级联热连通。飞机运行期间由飞机产生的热量可传递给第一蒸气压缩回路。
在本发明公开的另一个方面，提供了一种用于飞机的热学管理系统。该热学管理系统可以包括第一蒸气压缩回路，第二蒸气压缩回路，中间冷却器，以及流体压缩回路。第一蒸气压缩回路可限定用于流体压缩、冷凝、膨胀以及蒸发的第一流径。第二蒸气压缩回路可限定用于流体压缩、冷凝、膨胀以及蒸发的第二流径。中间冷却器可以设置成在第一蒸气压缩回路和第二蒸气压缩回路之间成级联热连通。流体压缩回路可包括与第二蒸气压缩回路设置成热连通的散热器。
在本发明公开的又另一个方面，提供了一种飞机热学管理系统。该飞机热学管理系统可包括核心涡轮发动机，可操作地联接到该核心涡轮发动机上的电子飞机部件，第一蒸气压缩回路，第二蒸气压缩回路，以及中间冷却器。核心涡轮发动机可限定中心轴线并且包括沿着该中心轴线延伸的轴，联接到该轴上的压缩机，位于压缩机下游以从压缩机接收压缩流体的燃烧段，以及位于燃烧段下游并且联接到轴上以向压缩机传递旋转的涡轮。第一蒸气压缩回路可限定用于流体压缩、冷凝、膨胀以及蒸发的第一流径。第二蒸气压缩回路可限定用于流体压缩、冷凝、膨胀以及蒸发的第二流径。中间冷却器可以设置成在第一蒸气压缩回路和第二蒸气压缩回路之间成级联热连通。飞机运行期间由飞机产生的热量可传递给第一蒸气压缩回路。
技术方案1：一种用于飞机的热学管理系统，所述热学管理系统包括:
第一蒸气压缩回路，其限定用于流体压缩、冷凝、膨胀以及蒸发的第一流径；
第二蒸气压缩回路，其限定用于流体压缩、冷凝、膨胀以及蒸发的第二流径；以及
在所述第一蒸气压缩回路和所述第二蒸气压缩回路之间设置成级联热连通的中间冷却器，其中在飞机运行期间由所述飞机产生的热量被传递给所述第一蒸气压缩回路。
技术方案2：如技术方案1所述的热学管理系统，其特征在于，还包括：
设置在所述第一流径内的第一压缩机，所述第一压缩机包括用于驱动所述第一压缩机的旋转的独立的马达，以及
设置在所述第二流径内的第二压缩机，所述第二压缩机包括用于驱动所述第二压缩机的旋转的另一个独立的马达。
技术方案3：如技术方案2所述的热学管理系统，其特征在于，还包括：
与所述第一压缩机以及所述第二压缩机成可操作连通的控制器，所述控制器配置成独立地操作所述第一压缩机和所述第二压缩机的每一个。
技术方案4：如技术方案2所述的热学管理系统，其特征在于，所述第一蒸气压缩回路包括与所述第一压缩机成流体串联连通的蒸发器和膨胀阀，并且其中所述第二蒸气压缩回路包括与所述第二压缩机成流体串联连通的冷凝器和膨胀阀。
技术方案5：如技术方案4所述的热学管理系统，其特征在于，所述飞机限定飞机流体通道，并且其中所述第二蒸气压缩回路的所述冷凝器配置成与飞机流体通道成热连通。
技术方案6：如技术方案1所述的热学管理系统，其特征在于，所述中间冷却器限定热连接，以将由所述飞机产生的热量的至少一部分从所述第一压缩回路引导至所述第二蒸气压缩回路。
技术方案7：如技术方案6所述的热学管理系统，其特征在于，还包括中间流体回路，以传递来自所述第一蒸气压缩回路的热量。
技术方案8：如技术方案1所述的热学管理系统，其特征在于，所述飞机包括电子部件，并且其中所述第一蒸气压缩回路与所述电子部件设置成热连通。
技术方案9：如技术方案1所述的热学管理系统，其特征在于，还包括：
空气循环系统，包括定位成与所述第二蒸气压缩回路成热连通的散热器。
技术方案10：一种用于飞机的热学管理系统，所述热学管理系统包括:
第一蒸气压缩回路，其限定用于流体压缩、冷凝、以及膨胀和蒸发的第一流径；
第二蒸气压缩回路，其限定用于流体压缩、冷凝以及膨胀和蒸发的第二流径，所述第二流径定位成与所述第一流径成流体隔离；
在所述第一蒸气压缩回路和所述第二蒸气压缩回路之间设置成级联热连通的中间冷却器，其中在飞机运行期间由所述飞机产生的热量被传递给所述第一蒸气压缩回路；以及
流体压缩回路，其包括与所述第二蒸气压缩回路设置成热连通的散热器。
技术方案11：如技术方案10所述的热学管理系统，其特征在于，还包括：
设置在所述第一流径内的第一压缩机，所述第一压缩机包括用于驱动所述第一压缩机的旋转的电子马达，以及
设置在所述第二流径内的第二压缩机，所述第二压缩机包括用于驱动所述第二压缩机的旋转的电子马达。
技术方案12：如技术方案11所述的热学管理系统，其特征在于，还包括：
与所述第一压缩机以及所述第二压缩机成可操作连通的控制器，所述控制器配置成独立地操作所述第一压缩机和所述第二压缩机的每一个。
技术方案13：如技术方案11所述的热学管理系统，其特征在于，所述第一蒸气压缩回路包括与所述第一压缩机成流体串联连通的蒸发器和膨胀阀，并且其中所述第二蒸气压缩回路包括与所述第二压缩机成流体串联连通的冷凝器和膨胀阀。
技术方案14：如技术方案13所述的热学管理系统，其特征在于，所述第一蒸气压缩回路包括在所述第一蒸气压缩回路的所述第一压缩机和所述膨胀阀之间成流体串联连通的辅助冷凝器。
技术方案15：如技术方案10所述的热学管理系统，其特征在于，所述流体压缩回路是与所述第二蒸气压缩回路成级联热连通的空气循环系统，所述空气循环系统包括空气压缩机、冷却涡轮以及动力涡轮，其中所述压缩机和所述冷却涡轮与所述散热器设置成流体连通，并且其中所述动力涡轮可操作地附接至所述空气压缩机和冷却涡轮以驱动它们的轴向旋转。
技术方案16：如技术方案15所述的热学管理系统，其特征在于，所述飞机限定飞机流体通道，并且其中所述第二蒸气压缩回路的所述冷凝器配置成与飞机流体通道成热连通。
技术方案17：如技术方案10所述的热学管理系统，其特征在于，所述中间冷却器限定热连接，以将由所述飞机产生的热量的至少一部分从所述第一压缩回路引导至所述第二蒸气压缩回路。
技术方案18：如技术方案17所述的热学管理系统，其特征在于，还包括中间流体回路，以传递来自所述第一蒸气压缩回路的热量。
技术方案19：如技术方案10所述的热学管理系统，其特征在于，所述飞机包括电子部件，并且其中所述第一蒸气压缩回路与所述电子部件设置成热连通。
技术方案20：一种飞机热学管理系统，包括：
限定中心轴线的核心涡轮发动机，所述核心涡轮发动机包括：
沿所述中心轴线延伸的轴，
联接到所述轴上的压缩机，
位于所述压缩机下游的燃烧段，以从所述压缩机接收压缩流体，以及
位于所述燃烧段下游并联接到所述轴上的涡轮，以向所述压缩机传递旋转；
可操作地联接到所述核心涡轮发动机上的电子飞机部件；
第一蒸气压缩回路，其包括成流体串联连通的蒸发器、压缩机和膨胀阀，所述蒸发器与所述电子飞机部件定位成热连通；
第二蒸气压缩回路，其包括成流体串联连通的压缩机、冷凝器和膨胀阀，所述第二蒸气压缩回路与所述第一蒸气压缩回路定位成热连通；以及
中间冷却器，其设置成在所述第一蒸气压缩回路和所述第二蒸气压缩回路之间成级联热连通。
参考以下说明和所附权利要求，本发明的这些和其他特征、方面以及优点将更好地理解。结合在说明书中并构成说明书一部分的附图图示了本发明的实施例，并且与说明一起用于解释本发明的原理。
附图说明
说明书中描述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整而能够实施的公开，包括其最佳模式，其引用了附图，其中：
图1提供了根据本发明公开的一个或更多实施例的示例性燃气涡轮发动机驱动的飞机的示意性视图；
图2提供了根据本发明公开的一个或更多实施例的示例性热学管理系统实施例的示意性视图；以及
图3提供了根据本发明公开的一个或更多实施例的另一个示例性热学管理系统实施例的示意性视图。
本说明书和附图中参考标号的重复使用旨在代表本发明中相同或类似的特征或元件。
标号部件
10飞机
12燃气涡轮发动机
14燃料系统
16内部燃料罐
18机翼燃料罐
20热学管理系统
22座舱
24电子飞机部件
26通讯系统
28雷达
30交流飞机电子器件
32飞行控制系统
34电光系统
40冷却回路
42(飞机内的)散热器
44第一vcs
46第二vcs
48(第一vcs的)蒸发器
50(第一vcs的)压缩机
52(第一vcs的)辅助冷凝器
53(第一vcs的)膨胀阀
54(第二vcs的)压缩机
56(第二vcs的)主冷凝器
57(第二vcs的)膨胀阀
58vcs中间冷却器
59中间流体
60控制器
62(第一vcs的)电子马达
64(第二vcs的)电子马达
65中间流体回路
66空气压缩回路(acs)
68空气压缩机(acm)
70空气压缩机
72冷却涡轮
74动力涡轮
76旋转轴
78风扇段
80核心涡轮发动机
82内风扇叶片
84外风扇叶片
86flade导管
88内风扇导管
90风扇壳体
92外壳体
94发动机压缩机
96发动机轴
98中心轴线
100燃烧段
102发动机涡轮
104射流排放喷嘴段
106发动机排放管线
108附加的回路元件
110流出散热器
111中间流体回路散热器
112流入散热器。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，其一个或更多示例在附图中图示。每个示例作为本发明的解释而非本发明的限制提供。实际上，对于本领域技术人员将会明显的是在本发明中可做出各种改型和变型而不背离本发明的范围或精神。例如，作为一个实施例的一部分图示并描述的特征可结合另一实施例使用来产生又其他的实施例。因此，其意图在于本发明覆盖落入所附权利要求书及其等价物范围内的此类改型和变型。
如本文中所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以可交换地使用来将一个部件与另一个相区分并且并不意图表示单个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”指相对于流体路径中流体流的相对方向。例如，“上游”指流体从其流动的方向，而“下游”指流体流向的方向。
本发明公开提供了用于飞机的热学管理系统。通常，可在飞机上提供第一冷却回路。第一冷却回路可设置在发热飞机特征上或附近。在飞机的运行期间，第一冷却回路可从发热特征吸取热量，并将热量传递给冷却回路的另一部分。可以以级联构造将附加的冷却回路连接到第一冷却回路上，以类似地从第一冷却回路吸取热量。
现在转向附图，图1图示了具有两个涡扇飞机燃气涡轮发动机12的一架示例性飞机10，例如f-22。燃料系统14通常可提供用来向飞机发动机12供应燃料。在图1的图示实施例中，燃料系统14包括用于存储飞机燃料的内部燃料罐16和在机舱后部的两个整体油箱机翼燃料罐(wetwingfueltank)18。通常，整体油箱机翼燃料罐18将被理解成容纳在飞机机翼内并且面临飞机10穿过其中飞行的冷的和热的环境空气的影响。
如图所示，在飞机10内也设置了热学管理系统20。通常，热学管理系统20可配置成为一个或更多飞机部件提供冷却，以及对座舱22提供热学控制和增压。尽管以下讨论将主要针对图示的实施例，但是设想了所公开的主题可以同样地应用于其他飞机实施例，诸如那些包括一个或更多涡桨、涡喷、涡轴或开式转子燃气涡轮发动机的飞机。
如图1和2中所示，热学管理系统20设置成与一个或更多电子飞机部件24成热连通。例如，一些实施例的电子飞机部件24包括通讯系统26、雷达28、交流(a/c)飞机电子器件30、飞行控制系统32和/或电光系统34的一个或更多。附加或备选实施例可包括其他电子飞机部件，诸如电传飞行(fly-by-wire)(fbw)控制系统，定向能武器(dew)，机载惰性气体发生系统(obiggs)，机载氧气发生系统(obogs)，环境控制系统(ecs)，逆变转换器控制器(icc)，热存储(例如相变材料)或激冷燃料罐，发电系统，齿轮箱润滑系统或另一航电系统。
通常，热学管理系统20包括使一种或更多热传递流体循环的至少两个冷却回路40。在飞机10的运行期间，热传递流体可经过电子飞机部件24再循环，吸取热量并向其提供选择性冷却。如图2中所示，冷却回路40彼此热学地级联。从电子飞机部件24吸取的热量被顺序地从一个冷却回路40向下一个传递。以这种方式，通过系统20吸取的全部热量可以随着热能被传递给连续的冷却回路40而增加。可选地，热量在飞机10内的一个或更多散热器42处被排放之前，通常可逐级传过每个冷却回路40。尽管在图1的燃料系统14的通道内图示了散热器42，但是散热器42的附加或备选的实施例可设置在飞机10的另一个流体通道中，例如，外涵气流(bypassairflow)通道或冲压气流(ramairflow)通道。
在一些实施例中，冷却回路40可包括一个或更多蒸气压缩回路。在图2的示例性实施例中，热学管理系统20包括第一蒸气压缩回路或系统(第一vcs)44和第二蒸气压缩回路或系统(第二vcs)46。通常，蒸气压缩回路44,46每个都限定用于在其中的流体的顺序压缩、冷凝、膨胀和蒸发的流径(例如，流体穿过每个回路行进的环路)。图示的第一vcs44包括成流体串联连通的蒸发器48、压缩机50、辅助冷凝器52以及膨胀阀53。尽管图示了单个蒸发器48和膨胀阀53，但是在每个相应的位置可以包括多个蒸发器和/或膨胀阀。图示的第二vcs46包括成流体串联连通的压缩机54，主冷凝器56和膨胀阀57。尽管图示了单个冷凝器56和膨胀阀57，但是在每个相应的位置可以包括多个冷凝器和/或膨胀阀。vcs中间冷却器58设置在第一vcs44和第二vcs46之间，以限定从一个冷却回路40到下一个冷却回路的热连接和级联热流(cascadeheat)。
第一vcs44和第二vcs46的每一个都包括穿过其中循环的热传递流体。例如，热传递流体可包括制冷剂，例如r-134a。穿过每个vcs44,46的热传递流体可大致相同，或者可包括分离且独立的制冷剂。可选地，第一vcs44和第二vcs46每一个都可以配置成闭合的冷却回路40。因此，在正常冷却运行期间穿过一个vcs44或46的热传递流体将不会经过另一个vcs46或44。
在一些实施例中，提供控制器60来控制热学管理系统20的一个或更多运行参数，例如，穿过每个冷却回路40的热传递流体的流量。控制器60可包括一个或更多独立的处理器、存储单元和能量存储单元(未图示)。处理器也可包括数字信号处理器(dsp)，专用集成电路(asic)，现场可编程门阵列(fpga)或其他可编程逻辑装置，离散门或晶体管逻辑，离散硬件部件或它们的任何组合，它们被设计并编程以执行本文描述的功能或者引起本文描述的功能的执行。处理器也可包括微处理器，或者前述装置的组合(例如，dsp和微处理器的组合，多个微处理器，与dsp核心相互协调的一个或更多微处理器，或者任何其他此类构造)。
另外，存储装置通常可包括存储元件，包括但不限于，计算机可读取介质(例如随机存取存储器(ram))，计算机可读取非易失性介质(例如nvram，闪存，eeprom，或fram)，只读式紧凑光盘存储器(cd-rom)，磁光盘(mod)，数字多功能光盘(dvd)，和/或其他合适的存储元件。存储器可储存处理器可存取的信息，包括可由处理器执行的指令。例如，指令可为软件或者任意指令集，其在由处理器执行时，导致处理器执行操作。可选地，指令可包括配置成操作热学管理系统20以例如实施一个或更多操作方法的软件包。
如以上所指出的，第一vcs44使热传递流体通过一个或更多蒸发器48、压缩机50、一个或更多辅助冷凝器52、vcs中间冷却器58以及一个或更多膨胀阀53而循环。在图2的示例性实施例中，第一vcs44的蒸发器48定位成与电子飞机部件24成热连通。蒸发器48可靠近电子飞机部件24设置以从其吸收大量的热。可选地，可通过与电子部件24的直接或间接接触而提供热连接。例如，可将热交换器(未图示)设置在电子部件24和蒸发器48之间以从电子部件向蒸发器48传导热量。此外，可在蒸发器48和电子部件24之间提供导热膏或具有冷却剂的中间回路，冷却剂诸如pao(聚-α-烯烃)或其他乙醇酸混合物，以进一步促进热的快速传递。在飞机10的运行期间，来自电子部件24或周围环境的热量使封闭在蒸发器48内的热传递流体蒸发。
一旦热传递流体在第一vcs44的蒸发器48内蒸发，热传递流体就向下游通向压缩机50。如图所示，压缩机50可包括电子马达62，以驱动压缩机50的旋转，并从而促动热传递流体的循环。在其他实施例中，压缩机50的旋转由发动气流(motiveairflow)驱动。例如，发动气流可由来自一个或更多燃气涡轮发动机的排气提供。在压缩机50的运行期间，排气可选择性地被引向该压缩机50以驱动其旋转。
在第一vcs44的某些实施例中，压缩机50设置成与控制器60成可操作连通。在此类实施例中，可提供来自控制器60的一个或更多信号以便选择性地操作压缩机50的旋转。例如，在图2的示例性实施例中，在控制器60和第一vcs压缩机50的电子马达62之间建立电子连接。可提供来自控制器60的启动信号来根据穿过第一vcs44的热传递流体的期望热传递或流率开始压缩机50的旋转。
在穿过压缩机50之后，将热传递流体作为过热蒸气引向下游vcs中间冷却器58以及一个或更多辅助冷凝器52。在图2的图示实施例中，将vcs中间冷却器58设置在逆流(可为任何流构型)、非混合实施例中。结果是，穿过vcs中间冷却器58的第一vcs的热传递流体的流动方向被示出为与穿过vcs中间冷却器58的第二vcs的热传递流体的流动方向相反。给第一vcs44和第二vcs46提供了分离的流通道。可直接通过例如传导性框架或间接地通过例如封闭在vcs中间冷却器58内的中间流体59将热量传递给第二vcs46。此外，可提供vcs中间冷却器58的备选实施例，其中穿过vcs中间冷却器58的热传递流体的流取了另一条合适的路径。
在某些实施例中，辅助冷凝器52设置成与散热器成热连通，散热器与燃料系统14的散热器42成直接或间接连通(见图1)。到发动机(或通过燃料系统14再循环)的燃料因此可以吸收经过辅助冷凝器52的一部分热量。辅助冷凝器52的附加或备选实施例可设置成与燃气涡轮发动机12的一部分成热连通(见图1)，例如，发动机气流通道或发动机燃料通道(间接或直接连通)。
在vcs中间冷却器58和辅助冷凝器52内，蒸发的热传递流体可随着热量从其被吸取而冷凝。通常，从vcs中间冷却器58经过的热量将被吸收到第二vcs46中，而从辅助冷凝器52经过的热量将被通向周围环境或飞机10的另一部分。
在从辅助冷凝器52和vcs中间冷却器58离开之后，大部分液化的热传递流体可通向膨胀阀53。膨胀阀53可包括机械或电子阀以选择性地释放热传递流体质量流。可通过反馈控制选择性地提供或控制来预先确定释放温度。可选地，膨胀阀53可提供成与控制器成可操作连通以确定或者改变热传递流体的计量。在热学管理回路20的运行期间，热传递流体可通过膨胀阀53计量，在作为蒸气-液体混合物返回至蒸发器48之前降低压力。
现在转向第二vcs46，将会理解的是第二vcs46的运行可类似于第一vcs44的运行，除了另外指出的之外。通常，第二vcs46使热传递流体穿过vcs中间冷却器58、压缩机54、一个或更多冷凝器56以及一个或更多膨胀阀57循环。如之前所描述的，vcs中间冷却器58内的热传递流体可吸收从第一vcs44传递的热量。在一些运行期间，穿过vcs中间冷却器58的热量可用于使第二vcs46的热传递流体蒸发。
一旦vcs中间冷却器58内的热传递流体蒸发，热传递流体就可以向下游通向第二vcs46的压缩机54。如图所示，压缩机54可包括电子马达64，以驱动压缩机54的旋转，并从而促动热传递流体的循环和增压。如上所述，在其他实施例中，压缩机54的旋转由发动气流驱动。
在第二vcs46的某些实施例中，压缩机54设置成与控制器60成可操作连通。在一些此类实施例中，可提供来自控制器60的一个或更多信号以便选择性地操作压缩机54的旋转。例如，在图2的示例性实施例中，在控制器60和第二vcs46压缩机54的电子马达64之间建立电子连接。可提供来自控制器60的启动信号来根据穿过第二vcs46的热传递流体的期望热传递或流率开始压缩机54的旋转。
第一vcs44和第二vcs46的压缩机50,54可配置成彼此独立地或者同步地运行。可选地，控制器60可配置成独立地选择性操作每个压缩机50,54。在某些实施例中，可提供多个独特的运行模式。在此类实施例中，控制器可选择性地开始每个模式，例如，在接收到用户选择的输入或确定取决于条件的事件时。
在一些实施例中，可提供同步模式和取决于条件的模式。在同步模式中，控制器60可在设定的压缩或转速开始每个压缩机50,54的启动。每个压缩机50,54的压缩或转速可以相同或不同。在取决于条件的模式中，控制器60可根据输入条件单独地开始启动每个压缩机50,54。输入条件可由控制器60至少部分地基于接收的输入信号来确定。例如，输入信号可包括来自电子飞机部件24的一个或更多温度传感器(未图示)的温度信号。每个压缩机50,54都可以在一定的温度信号值或极限被启动。在某些实施例中，取决于条件的模式可包括在第一温度信号极限启动第一压缩机50，以及在第二温度信号极限启动第二压缩机54。可选地，第二温度信号极限可大于第一温度信号极限。有利地，第一vcs44和第二vcs46的独立循环可提供合适的冷却而不浪费操作不需要部件的能量。
返回至第二vcs46，在经过压缩机54后，热传递流体可作为过热蒸气被引向下游冷凝器56。可将至少一个主冷凝器56设置成与飞机10的一部分例如散热器42成热连通(见图1)。通常，从主冷凝器56经过的热量将被飞机10的一部分吸收。可选地，热量可在56从附加的冷凝器被通向周围环境或飞机10的另一部分。
在可选实施例中，主冷凝器56和/或一个或更多辅助冷凝器作为热交换器被定位成与附加的冷却环路成热连通。例如，主冷凝器56可定位在燃料系统14的再循环环路内(见图1)，附接到散热器42上(见图1)。尽管主冷凝器56与燃料系统14分享热连接，但是可配置成流体地隔离燃料流和热传递流体流。因而，循环经过主冷凝器56的燃料可以从热传递流体吸收热量而不将两者物理地混合在一起。冷凝器52的附加或备选实施例可设置成与燃气涡轮发动机12的一部分成热连通(见图1)，例如，发动机气流通道或发动机燃料通道。在冷凝器56内，随着热量从热传递流体被吸取，热传递流体可冷凝。
在从冷凝器56离开后，大部分液化的热传递流体可通向膨胀阀57。膨胀阀57可包括机械或电子阀以选择性地以设定的质量流率释放热传递流体。可通过电子或电气反馈控制选择性地提供或控制来预先确定流率。可选地，膨胀阀57可提供成与控制器60成可操作连通以确定或者改变热传递流体的计量。在热学管理回路20的运行期间，热传递流体可通过膨胀阀57计量，在作为蒸气-液体混合物返回至vcs中间冷却器58之前降低压力。
现在转向图3,图示了另一个示例性实施例。通常，将会理解的是图3的实施例类似于图2的实施例，除了另外指出的之外。例如，图3的实施例包括三个冷却回路40。除了级联的第一vcs44和第二vcs46，图3的实施例包括与第二vcs46设置成级联热连通的空气循环回路或系统(acs)66。在其他实施例中，可提供与热学管理系统20的其余部分成级联热连通的附加或备选流体压缩回路(例如，第三vcs或第二acs)。
此外，将中间流体回路65设置成与一个或更多冷却回路44和46成热连通以由其吸取热量。可选地，中间流体回路65可作为闭合循环环路跨越中间冷却器58和/或蒸发器56延伸以由其传递热量。此外，中间流体回路65可在一个或更多位置包括一个或更多散热器111。例如，散热器111可定位在flade导管84，外涵气流通道，冲压气流通道或燃料系统(例如42，见图1)内。可选地，可将一个或更多泵(未图示)提供成与控制器60成可操作连通以控制通过中间流体回路的流体的流量。备选地，中间流体回路可配置成被动热传递总线，没有任何附加的泵结构来穿过其中传导热量。中间冷却回路内的流体可包括合适的冷却流体，诸如pao，水，或基于硅酮的流体。应该指出的是尽管相对于图3图示了中间流体回路65，但是给另外的实施例可以提供类似的回路，包括图2的实施例。
如图3中所示，acs66包括空气循环机(acm)68，空气循环机68具有固定在公共旋转轴76上的空气压缩机70，冷却涡轮72以及动力涡轮74。动力涡轮74可操作地附接到空气压缩机70、冷却涡轮72以及轴76的每一个上以同时驱动它们的旋转。通常，acm68设置成与至少一个燃气涡轮发动机12成可操作连通。尽管没有在附图中图示，但是应该理解的是acs66的某些实施例可以可选地包括附加的压缩和/或膨胀级，以及水提取系统。
在图示的实施例中，燃气涡轮发动机12包括叶片上风扇(flade)(fanonblade)涡扇发动机，该涡扇发动机具有风扇段78和设置在风扇段78下游的核心涡轮发动机80。风扇段78包括多个内风扇叶片82和外风扇叶片84。外风扇叶片为设置在flade导管86内的84，flade导管86通常与内风扇导管88呈共环状。风扇壳体90可在核心发动机14的外部部分上延伸，以便限定flade导管86，或外涵气流通道，其提供附加的推进射流推力。外壳体92以串行流的关系封闭了压缩机段、燃烧段100、涡轮段和射流排放喷嘴段104，压缩机段包括沿着中心轴线98安装在发动机轴96上的发动机压缩机94，燃烧段100接收来自发动机压缩机94的压缩空气流，涡轮段包括连接到发动机轴96上的高压(hp)发动机涡轮102。离开燃烧段100的燃烧气体驱动hp发动机涡轮102的旋转，hp发动机涡轮102又驱动发动机压缩机94。应该指出的是，尽管图示的燃气涡轮发动机实施例提供了flade导管，但是本发明公开不限于这样的实施例。例如，某些实施例可提供在另一个燃气涡轮机构造内，包括但不限于，高涵道比涡扇、涡桨、涡轴或开式转子发动机构造。
在一些实施例中，发动机排气管线以选择性流体连通设置在发动机12的一部分例如压缩机段和动力涡轮74之间。可选地，控制器60可规定排放空气的流量以控制acm68的旋转。在此类实施例中，acm68可与例如在动力涡轮74的控制器60成可操作连通。在图3的示例性实施例中，发动机排放管线106选择性地向动力涡轮74和空气压缩机70处的acm68提供排放空气。在acs66的运行期间，来自发动机12的排放空气驱动动力涡轮74的旋转，动力涡轮74随后驱动空气压缩机70和冷却涡轮72的旋转。如以上所指出的，图示实施例的空气压缩机70，冷却涡轮72以及动力涡轮74的每一个都经由旋转轴76附接。在运行期间，在空气压缩机70、冷却涡轮72或动力涡轮74的其中一个处的旋转被通过旋转轴76传递给其余的元件。
在另外的实施例中，可在动力涡轮74上游提供一个或更多附加的回路元件108。例如，附加的回路元件108可包括初始散热器或辅助燃烧器。初始散热器可配置成在排放空气到达动力涡轮74之前由排放空气吸取热量。辅助燃烧器可燃烧一部分排放空气，将燃烧气体送至动力涡轮74并驱动其旋转。流经动力涡轮74的空气或燃烧气体可在例如排放段104处返回至燃气涡轮发动机12。
如图3中所示，空气压缩机70和冷却涡轮72配置成成流体连通，以在将空气返回至空气压缩机70之前，将来自空气压缩机70的空气通向冷却涡轮72。此外，acs66包括与空气压缩机70和冷却涡轮72成流体连通的至少两个散热器110,112。散热器可配置成直接或间接热交换器。一个散热器，流出散热器110，流体地连接在空气压缩机70和冷却涡轮72之间(即，在空气压缩机70下游并且在冷却涡轮72上游)。在可选实施例中，流出散热器110位于发动机12的一部分内。具体地，流出散热器110设置在flade导管84内以向其排放热量。附加或备选的实施例可包括在飞机的另一个部分中的流出散热器110，例如，在散热器42处(见图1)或发动机12处(例如，燃料流通道或冲压空气流通道)。第二散热器，流入散热器112，流体地连接在冷却涡轮72和空气压缩机70之间(即，在冷却涡轮72下游并且在空气压缩机70上游)。流入散热器112设置成与第二vcs46的冷凝器成热连通。
在acs66的运行期间，可将初始空气流从发动机排放管线106供应给空气压缩机70。然后空气在通向流出散热器110之前可通过空气压缩机70压缩。在流出散热器110处，在空气通过冷却涡轮72并通向流入散热器112之前，可至少部分地向环境排放热量。流过流入散热器112的空气在循环回空气压缩机70之前可以从第二vcs冷凝器56吸取附加的热量。尽管图示的空气循环机实施例被描述为大部分闭合回路机械，但设想了可以提供开放回路实施例而不背离本发明公开。例如，开放回路实施例(未图示)可在最终向飞机的另一部分或周围环境排放空气之前从一个更多的发动机排放管线和/或周围空气管线抽吸空气。在申请14/923,731中描述了示例性开放回路空气循环机，其在此通过引用而被结合。
acs66，第一vcs44和第二vcs66可配置成彼此独立地或者同步地操作。可选地，控制器60可配置成选择性地独立操作第一vcs压缩机50,第二vcs压缩机54以及动力涡轮74。在某些实施例中，可提供多个独特的运行模式。在此类实施例中，控制器可选择性地开始每个模式，例如，在接收到用户选择的输入或确定取决于条件的事件时。
在一些实施例中，可提供同步模式和取决于条件的模式。在同步模式中，控制器60可在设定流率开始启动压缩机50,54和/或膨胀阀53,57，以及动力涡轮74。在取决于条件的模式中，控制器60可根据输入条件分别开始启动第一vcs压缩机50，第二vcs压缩机54，第一vcs膨胀阀53，第二vcs膨胀阀57，和/或动力涡轮74的其中一个或更多。
输入条件可由控制器60根据接收到的输入信号确定。例如，输入信号可包括来自电子飞机部件24的一个或更多温度传感器(未图示)的温度信号。第一vcs压缩机50、第二vcs压缩机54和动力涡轮74每一个都可以在一定的温度信号值或极限被启动。在某些实施例中，取决于条件的模式可包括在第一温度信号极限启动第一压缩机50，在第二温度信号极限启动第二压缩机54，以及在第三温度极限启动动力涡轮74。可选地，第一温度信号极限可大于第二温度信号极限，而第二温度信号极限可大于第三温度信号极限。
在附加或备选实施例中，给电子飞机部件24提供温度目标或目标范围。在升高的温度下，最初操作第一vcs46来满足温度目标。在一些实施例中，匹配压缩机50和膨胀阀53来协调来自电子飞机部件24的热传递。可选地，可使流体循环通过中间流体回路65以将热量从第一vcs44传递开。如果第一vcs46不能充分地冷却电子飞机部件24(例如，在设定时间范围内使电子飞机部件24处的温度降低或保持)，则可启动第二vcs46。与第一vcs44类似，第二vcs46的压缩机54和膨胀阀57可进行匹配以协调来自中间冷却器58的热传递。在某些实施例中，控制器60可与膨胀阀57连通并且包括温度反馈环路以从其控制温度。温度反馈环路可对于进入压缩机54的流体保持过热设定点。此外，压缩机50可根据系统要求旋转而压缩机54被操作以增强44的压缩机排放压力上限。如果串联的第一vcs44和第二vcs46不能充分冷却飞机电子部件，则可进一步启动acs66来从第二vcs46吸取热量。
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