用于飞行器的结构性冷却系统的制作方法

本公开涉及具有一体化的轻质冷却系统的部件，其特别是用于飞行器应用。

背景技术：

1、如今，在飞行器中使用了大量的热交换器。与整个交通工具相比，热交换器的尺寸和重量相对较小，这是因为受高温差或高可接受压力损失的影响，所需要的主动热传递面积相对较小。在经典涡轮飞行器中，具有最高热能的系统是燃料燃烧涡轮机。这样的涡轮机是开放系统，其中热废气不需要被冷却。涡轮机只需要内部冷却，这一点通过利用热交换器和/或使用压缩空气的高温/高压系统中的膜冷却来确保。

2、考虑到环境保护努力，越来越多地开发用于飞行器应用的替代推进系统，并且这样的系统可以例如利用氢燃料电池作为用于电马达的能源。燃料电池向电马达提供电能，电马达经由螺旋桨提供推力。电能通过由氢和氧反应从而产生水、电和热的电化学过程产生。这种电化学过程的最大效率目前被限制到大约60％(电)，而大约40％的总能量以热的形式耗散。因此，燃料电池必须被冷却，以防止过热和效率降低。

3、对于主要的推进目的，必要的功率处于兆瓦数量级，这意味着排放到大气中的热量也将在兆瓦的范围内。在低温燃料电池诸如pem(质子交换膜)的情况下(其中操作温度在100℃附近)，由于必要的高冷却功率(mw范围)和低温差(低至约10k——作为最低接近温度)，冷却系统因此变得庞大，从而导致重量问题和阻力问题。

技术实现思路

1、一个目的是提供一种具有减轻的重量的用于飞行器部件的冷却系统。

2、该目的通过本发明的主题来解决。在以下描述中描述了进一步的实施例。

3、根据第一方面，提供了一种用于飞行器的部件。所述部件包括至少一个热源、包围所述至少一个热源的壳体、至少一个热交换器、至少一个散热器、至少一个结构性悬挂元件和空气导管。

4、所述至少一个结构性悬挂元件中的每一个结构性悬挂元件附接到所述壳体的内表面，并支撑所述壳体内的所述至少一个热源中的一个或多个热源。散热器是所述壳体的一部分，并被构造用以将空气从所述壳体的内部引导到所述壳体的外部，从而将热能从散热器输送到周围环境。所述至少一个热交换器中的每一个热交换器热耦合到所述至少一个热源中的至少一个热源(优选地，每个热交换器热耦合或分配到单个热源，这可以包括多个热交换器热耦合到该单个热源；或者，热交换器热耦合到两个或更多个相邻热源，这可以包括布置多个热交换器，使得每个热交换器热耦合到两个或更多个热源)。所述至少一个热交换器中的每一个热交换器经由入口管线流体地连接到所述至少一个散热器中的一个散热器，所述入口管线用于冷却剂(例如，液体冷却剂)沿着所述至少一个结构性悬挂元件中的一个结构性悬挂元件流动。所述至少一个散热器中的每一个散热器经由返回管线流体地连接到所述至少一个热交换器中的至少一个热交换器，所述返回管线用于冷却剂沿着所述至少一个结构性悬挂元件中的一个结构性悬挂元件流动。空气导管被构造用以引导来自所述壳体外部的环境空气通过所述壳体，经过所述至少一个结构性悬挂元件中的每一个结构性悬挂元件，并经过所述至少一个散热器离开所述壳体，从而使得能够对流经入口路径和返回路径中的每一者以及流经所述至少一个散热器中的每一个散热器的冷却剂进行冷却。

5、现代飞行器使用大量的可能需要被冷却以便不被损坏或受到不利影响的设备。例如，发动机可以采用某些部件，诸如电马达或其它散热部件。然而，其它结构(例如控制表面)也可以使用可能需要被冷却的某些致动器或其它产生热量的电设备。本文描述的部件结合了用于这样的部件的冷却功能，从而向整体部件添加较少的重量，因此有助于符合重量要求。特别地，这是通过合并常规冷却系统(诸如导管系统、冷却剂管道系统、热交换器和部件本身的壳体)的几个系统功能来实现的。具体地，壳体本身的一部分可以充当散热器，如将在下文描述的。

6、热源各自可以是产生热量并且需要被冷却的任何设备或其它结构。例如，热源可以是电马达、蓄电池、燃料电池或任何其它产生热量的结构或设备。这样的部件可以例如用于氢动力飞行器发动机中。此外，如果在所述部件内存在一个以上的热源，则不同的热源可以是不同种类的。因此，例如，热源中的一些热源可以是电马达，热源中的一些热源可以是燃料电池，热源中的一些热源可以是其它电气设备(诸如致动器)以及这些变体的任何可能的组合。除了所需要的电能之外，燃料电池特别会产生大量的热量，这些热量需要被运走，以便燃料电池有效地工作而不额外消耗。应当理解，上述热源在本质上只是示例性的，并且热源也可以是需要被冷却的任何其它热源。

7、热源中的每一个热源都放置在壳体内。壳体例如可以是飞行器发动机的短舱，特别是氢或其它电动力飞行器发动机的短舱。然而，壳体通常可以是包括散热元件的任何部件的壳体，例如飞行器的机翼或其它控制表面，该机翼或其它控制表面包括某些散热致动器或其它设备。壳体包围或围绕热源，因此热源布置在壳体内。

8、结构性悬挂元件可以例如是支撑支柱，其向壳体内突出，并且其连接到壳体的内壁以及连接到热源，使得热源由结构性悬挂元件支撑并保持在适当位置。换句话说，结构性悬挂元件将热源与壳体的内壁或其它内部元件连接，并将热源固定(或至少参与固定)在适当的位置。例如，当所述部件是飞行器发动机时，结构性悬挂元件可以是增加壳体本身的结构完整性并将热源保持在壳体内的其它加强元件的加强支柱。

9、所述至少一个热交换器中的每一个热交换器热耦合到热源中的至少一个热源。这意味着，对应的热交换器被布置成将热能从所述至少一个热源输送走。每个热源可以具有专用的热交换器，而一些热源可以共享公共热交换器。相应的热交换器可以与相应的热源直接接触。然而，也可以设想，热交换器不直接接触(即不直接邻接)热源，而是布置在对应的热源附近，使得来自热源的热能可以通过热辐射与热交换器耦合。然而，任何热耦合都是可以设想的。热交换器本身可以是本领域已知的任何常规热交换器。

10、一个或多个散热器是壳体本身的部分。例如，壳体通常可以具有环绕壁，该环绕壁的一些部分由对应的散热器结构代替，使得壁的对应部分被构造用以接收和传导冷却剂(如液体冷却剂)。当冷却剂经过对应的结构时，该对应的结构可以被从壳体的内部经过或穿过散热器到周围环境的空气冷却。在这个过程期间，经过的空气将热能从散热器输送到壳体的周围环境，并且因此输送到部件的周围环境。为此，散热器可以具有带有大的总表面的几何结构。此外，通过热交换器的预期空气泄漏将空气导管内的空气速度减慢到对于最后热交换器级(下面进一步描述)的所要求的水平，从而导致更少的几何限制和更小的尺寸。这尤其使得能够构建较短的壳体。

11、热交换器中的每一个热交换器通过入口管线连接到散热器中的至少一个散热器。该入口管线将相应的热交换器与相应的散热器流体地连接，使得冷却剂可以从热交换器被输送到散热器。对应的入口管线沿着所述至少一个结构性悬挂元件中的一个结构性悬挂元件延伸。例如，入口管线可以是沿着结构性悬挂元件的外部延伸的规则管子或管道。然而，入口管线也可以被一体化在对应的结构性悬挂元件中。例如，结构性悬挂元件也可以是中空的并直接合并到散热器中，使得冷却剂可以直接在结构性悬挂元件内流入到散热器中。此外，代替冷却剂直接在结构性悬挂元件的这样的腔内流动，规则的管子或管道可以沿着内腔内的结构性悬挂元件延伸。

12、类似于入口管线，返回管线中的每一个返回管线经由结构性悬挂元件中的一个结构性悬挂元件将相应的散热器与至少一个热交换器连接。优选地，用于热交换器中的一个热交换器的返回管线沿着结构性悬挂元件延伸，该结构性悬挂元件不同于用于该特定热交换器的入口管线所沿着其延伸的结构性悬挂元件。冷却剂从散热器流过返回管线而返回到热交换器中。

13、空气导管由壳体的内壁与(一个或多个)热源之间的空间构成，使得结构性悬挂元件与入口管线和返回管线一起经过空气导管。空气可以通过壳体的开口进入到壳体中，例如如下面进一步描述的，该壳体的开口可以包括风扇，该风扇用于控制进入到空气导管中的空气流，并因此控制空气导管内的压力。另外，挡板或其它机械可调结构可以放置在所述开口内，以便控制进入到空气导管中的空气流。由于结构性悬挂元件与用于冷却剂的入口管线和返回管线一起经过空气导管，因此空气导管本身充当热交换器。特别地，流过空气导管的空气被流过入口管线和返回管线的冷却剂加热，从而输送从入口管线和返回管线耗散的热能。此外，通过散热器从壳体流出的空气从散热器吸收热量，从而进一步使冷却剂冷却，该冷却剂进而使热源冷却。

14、通过将壳体与散热器组合并将结构性悬挂元件与布置在热源处的热交换器的入口管线和返回管线组合，空气导管本身与这些部件一起构建具有大散热表面的热交换器，从而与常规冷却系统相比，在减轻重量的同时有助于足够的冷却功率。

15、根据实施例，所述至少一个热源是燃料电池或电马达，或者一个或多个电马达和一个或多个燃料电池的布置。

16、具体地，例如，当所述部件是飞行器发动机时，一个或多个电马达可以与一个或多个燃料电池沿着公共纵向轴线放置在一起，并且电马达中的每一个电马达/燃料电池中的每一个燃料电池都可以具有热交换器，该热交换器通过位于对应的结构性悬挂元件(诸如加强支柱)内或沿着对应的结构性悬挂元件的对应的入口管线和返回管线连接到壳体内的一个或多个散热器(如上文所描述)。然而，电马达和燃料电池(如果存在一个以上这样的设备)不需要放置成一直线，而是可以布置在任何合适的位置。

17、根据另一实施例，所述部件进一步包括风扇。风扇布置在壳体的开口中。风扇被构造用以控制从壳体的外部进入到空气导管中的空气流。

18、例如，如果所述部件是螺旋桨飞行器发动机，则风扇可以与螺旋桨同轴地布置在螺旋桨的位于发动机前端处的驱动轴上。齿轮组可以进一步布置在风扇与驱动轴之间，使得风扇的旋转速度和旋转方向可以独立于螺旋桨的旋转速度和旋转方向被调节。这允许控制进入到空气导管中的空气进气(并且因此控制空气导管内部的压力)。一方面，在跑道上的起飞程序期间，例如，飞行器的速度以及因此关于飞行器的相对空气速度是低的。此外，在这种情况下，发动机在高负荷下运行，产生更多的热量。为了解决该问题，可以控制风扇将额外的空气吹入到空气导管中，以提供足够的冷却功率。另一方面，当飞行器以巡航速度在高空飞行时，发动机可以以较低的恒定输出运行。此外，由于较高的速度，相对空气速度也较高。在这种情况下，风扇可以用于使进气空气速度减速(例如，减速至大约0.1马赫)。

19、如果所述部件不是发动机，则可以利用类似的风扇设置来相应地控制进入到空气导管中的空气流。

20、根据另一实施例，风扇被构造成受控制，以控制进入到壳体中的空气流，使得在壳体的内部与壳体的外部之间建立压力差，该压力差支持利用文丘里效应通过散热器从壳体的内部移除空气。

21、通过利用风扇调节空气进气，可以调节空气导管内的内部压力。因此，可以调节空气导管与所述部件(例如，飞行器发动机)的周围环境之间的压力差。由于散热器是壳体的一部分并且具有允许空气通过散热器的结构，因此通过适当地调节空气导管内的压力，可以利用文丘里效应来控制通过散热器的空气流，这将是显而易见的。

22、根据另一实施例，散热器包括功能性蜂窝几何结构。

23、这样的功能性蜂窝几何结构通常包括被构造用以使期望的机械性能(诸如机械强度)与期望的热传递性能相平衡的单元几何结构。功能性蜂窝几何结构通常对于空气是至少部分可渗透的，并为通过热交换器的空气提供足够的接触表面。

24、根据另一实施例，功能性蜂窝几何结构包括回转体结构。

25、这样的回转体结构在机械稳定性以及热传递性能方面都是有利的。然而，其它仿生结构也是可以设想的。

26、根据另一实施例，壳体进一步包括至少一个吸区域和/或至少一个吹区域，所述至少一个吸区域和/或至少一个吹区域用于层流控制以避免与所述壳体的外部的流分离。

27、来自空气导管的空气流通过散热器在所述部件(例如，控制表面或发动机)的外表面处离开壳体。因此，通过散热器的在壳体的外边界层处离开的空气流会影响环境空气的流动。为了避免飞行中的流分离并确保在边界层处的层流，可以采用吸区域和吹区域，以在壳体的适当位置处将空气吹入到边界层中或将空气从边界层吸出。该原理例如对于飞机机翼而言是众所周知的。

28、根据另一实施例，所述部件是飞机的控制表面。

29、这样的控制表面可以是被配置成控制飞机的空间定向(例如，被配置成控制俯仰角、横滚角和偏航角)的任何表面。通常，控制表面采用致动器或其它机械位移装置，以便使对应表面的多个部分移动。这些致动器装置产生热量并且可能需要被冷却。适当的冷却可以通过上文描述的原理实现。

30、根据另一实施例，飞行器的控制表面是升降舵、方向舵和机翼中的一者。

31、根据另一实施例，所述部件是飞行器发动机，并且所述壳体是飞行器发动机的短舱。

32、根据另一实施例，飞行器发动机是包括电马达、至少一个氢燃料电池和至少一个氢罐的电动螺旋桨发动机。电马达由所述至少一个燃料电池提供功率。电马达(112)和/或所述至少一个燃料电池各自是所述至少一个热源中的一个热源。

33、如上文所描述的，电马达和燃料电池可以沿着发动机的纵向轴线布置成一直线，并且所述电马达和燃料电池各自可以由对应的结构性悬挂元件支撑。

34、根据另一实施例，空气导管从短舱的前端延伸到短舱的后端。

35、飞行器发动机沿飞行器的纵向方向安装。短舱的前端在飞行方向上对应于发动机的前部。后端在纵向方向上与前端相背并指向飞行器的尾部。可以在短舱的中心围绕纵向轴线布置多个热源(诸如燃料电池或电马达)。如上文所描述的，这些热源可以由结构性悬挂元件支撑在短舱的中心内。因此，空气导管环形地围绕热源并沿着发动机的纵向方向延伸，从而构建壳形导管。

36、可选地，在短舱的前端处，诸如上文所描述的风扇可以围绕纵向中心轴线同轴地布置，并且可以放置在短舱的开口内。这允许风扇用于控制从发动机前端进入到空气导管中的空气流。在后端处，短舱可以由最后热交换器级封闭。

37、根据另一实施例，壳体进一步包括位于后端处的最后热交换器级。

38、这样的最后热交换器级可以是对于空气部分可渗透的常规热交换器。这样的热交换器可以例如是圆形形状的，以封闭短舱后端处的壳形空气导管。尚未通过散热器离开空气导管的空气可以通过最后热交换器级离开空气导管。如上文所描述的，来自散热器的冷却剂可以被引导通过最后热交换器级，以便在冷却剂被路由返回到与热源热耦合的热交换器之前，进一步从所述冷却剂提取热量。

39、根据另一实施例，散热器进一步被配置用于壳体的除冰。

40、当来自空气导管的空气(或至少部分空气，如果使用最后热交换器级的话)被路由穿过入口管线和返回管线并通过散热器离开壳体时，空气被加热。因此，一方面散热器本身和另一方面离开部件的热空气可以被利用以用于所述部件的表面的除冰。当所述部件是安装在飞行器的机翼下方的飞行器发动机时，可以进一步利用热空气以用于机翼的除冰，这将是显而易见的。

41、根据第二方面，提供了一种飞行器。该飞行器包括机身和至少一个根据前述部分中的任一项所述的部件。

42、所述部件可以根据上文描述的实施例中的任何一个实施例来设计。具体地，如上文所描述的，所述部件可以是发动机或飞行器的任何控制表面。

43、总之，本公开提供了一种飞行器部件，所述飞行器部件具有用于诸如燃料电池或电马达的热负荷的一体化的冷却能力，同时符合重量要求。特别地，通过利用功能性蜂窝几何结构(诸如，回转几何结构)将一个或多个散热器一体化到部件的壳体中，并且通过将入口管线和返回管线一体化到已经存在的用于热源的结构性悬挂元件中，可以在不过度增加部件的重量的情况下提供大的冷却面积。

44、尽管本公开是关于飞行器应用来描述的，但是应该注意，本公开可以用于任何其它合适的应用，诸如用于汽车应用、火车应用以及需要用于高热负荷的轻质冷却系统的类似应用。

45、此外，尽管主要关于飞行器发动机或飞行器操纵表面进行了描述，但应该理解，所描述的冷却系统可以与期望一体化的冷却功能的飞行器的任何部件一起采用。例如，冷却系统也可以用在飞行器机翼中，使得冷却系统是机翼空气机架(airframe)或前机身空气机架的在此处部件需要被冷却的部分。为此，例如，根据本文所描述的原理，一体化的导管可以被包括在对应的部件内(诸如延伸穿过飞行器的机翼)。