航空电子换热器的制作方法

本发明涉及航空电子系统，特别是用于冷确电子部件的航空换热器。

背景技术：

现代动力系统，包括用于飞行器的动力系统，可使用航空电子设备以便控制用于飞行器飞行的各种设备和操作。航空电子设备可包括由电路板携载的电子部件。航空电子设备或电路板可存储在电子机箱中，例如航空电子设备机箱，其执行若干有益功能，包括保护航空电子设备免受雷击、耗散由航空电子设备或电子部件产生的热量以及保护航空电子设备免受环境暴露。

航空电子设备可产生高热负荷，并且利用例如换热器的冷却器件以用于在操作中管理和保护航空电子设备可为有益的。

技术实现要素：

在一个方面中，本公开涉及一种用于冷却电子部件的直接接触式换热器，其包括：传热室，所述传热室包括具有第一密度的加热物质和具有小于所述第一密度的第二密度的液态冷却剂；第一循环回路，其连接到所述传热室、热连接到所述电子部件且将所述加热物质循环通过所述传热室以用于与所述液态冷却剂混合；和第二循环回路，其流体连接到所述传热室且使所述液态冷却剂循环通过所述传热室以用于与所述加热物质混合。所述加热物质可包括液态金属或颗粒材料中的一个。

在另一方面中，本公开涉及一种航空电子系统，其包括发热电子部件和用于冷却所述电子部件的直接接触式换热器。所述直接接触式换热器包括：传热室，其包括具有第一密度的加热物质和具有小于所述第一密度的第二密度的液态冷却剂；第一循环回路，其流体连接到所述传热室、热连接到所述电子部件且使所述加热物质循环通过所述传热室以用于与所述液态冷却剂混合；和第二循环回路，其流体连接到所述传热室且使所述液态冷却剂循环通过所述传热室以用于与所述加热物质混合。所述加热物质可包括液态金属或颗粒材料中的一个。

在又一方面中，本公开涉及一种借助于直接接触式换热器冷却电子部件的方法，所述直接接触式换热器包括：传热室；第一循环回路，其热连接到所述电子部件且包括连接到所述传热室的加热物质；和第二循环回路，其包括连接到所述传热室的液态冷却剂。所述方法包括：通过所述第二循环回路在所述传热室内形成一定容量的液态冷却剂；通过所述第一循环回路将所述加热物质的部分发射到所述传热室内的所述液态冷却剂中；通过重力将所述加热物质下沉通过所述液态冷却剂到所述传热室的下部部分；和通过连接到所述传热室的泵将所述加热物质从所述传热室传递到所述第一循环回路。

具体地，本申请技术方案1涉及一种用于冷却电子部件的直接接触式换热器，其包括：传热室，其包括具有第一密度的加热物质和具有小于所述第一密度的第二密度的液态冷却剂；第一循环回路，其连接到所述传热室、热连接到所述电子部件且使所述加热物质循环通过所述传热室以用于与所述液态冷却剂混合；和第二循环回路，其流体连接到所述传热室且使所述液态冷却剂循环通过所述传热室以用于与所述加热物质混合；其中所述加热物质包括液态金属、颗粒材料或相变材料中的一个。

本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的直接接触式换热器，其特征在于进一步包括穿孔分配器，所述穿孔分配器连接到所述第一循环回路和所述传热室以将所述加热物质的部分发射到所述传热室中。

本申请技术方案3涉及根据技术方案2所述的直接接触式换热器，其特征在于：所述穿孔分配器位于所述传热室的上部部分中。

本申请技术方案4涉及根据技术方案3所述的直接接触式换热器，其特征在于：所述第二循环回路包括定位在所述穿孔分配器下方且流体连接到所述传热室的入口。

本申请技术方案5涉及根据技术方案4所述的直接接触式换热器，其特征在于：所述第一循环回路包括在所述第二循环回路的所述入口下方的连接到所述传热室的出口。

本申请技术方案6涉及根据技术方案5所述的直接接触式换热器，其特征在于：所述液态冷却剂在所述传热室内形成在所述第一循环回路的所述出口上方且在所述穿孔分配器下方的液位，使得从所述穿孔分配器发射的加热物质的所述部分滴落到所述液态冷却剂中且根据重力下沉到所述传热室的下部部分，其中所述加热物质通过所述第一循环回路的所述出口抽出。

本申请技术方案7涉及根据技术方案6所述的直接接触式换热器，其特征在于进一步包括泵，所述泵连接到所述第一循环回路的所述出口以从所述传热室抽出所述加热物质。

本申请技术方案8涉及根据技术方案2所述的直接接触式换热器，其特征在于：所述部分包括液态金属液滴。

本申请技术方案9涉及根据技术方案2所述的直接接触式换热器，其特征在于：所述部分包括聚合物包封的沙粒子。

本申请技术方案10涉及根据技术方案1所述的直接接触式换热器，其特征在于进一步包括传热元件，所述传热元件热连接到所述电子部件且具有连接到所述第一循环回路的内部腔室。

本申请技术方案11涉及根据技术方案10所述的直接接触式换热器，其特征在于：所述传热元件将热从所述电子部件传导性地传递到所述内部腔室。

本申请技术方案12涉及一种航空电子系统，其包括：发热电子部件；和直接接触式换热器，其用于冷却所述电子部件，所述直接接触式换热器包括：传热室，其包括具有第一密度的加热物质和具有小于所述第一密度的第二密度的液态冷却剂，第一循环回路，其流体连接到所述传热室、热连接到所述电子部件且使所述加热物质循环通过所述传热室以用于与所述液态冷却剂混合，和第二循环回路，其流体连接到所述传热室且使所述液态冷却剂循环通过所述传热室以用于与所述加热物质混合；其中所述加热物质包括液态金属或颗粒材料中的一个。

本申请技术方案13涉及根据技术方案12所述的航空电子系统，其特征在于进一步包括穿孔分配器，所述穿孔分配器连接到所述第一循环回路和所述传热室以将所述加热物质的部分发射到所述传热室中。

本申请技术方案14涉及根据技术方案13所述的航空电子系统，其特征在于：所述液态冷却剂在所述传热室内形成在所述第一循环回路的出口上方且在所述穿孔分配器下方的液位，使得从所述穿孔分配器发射的加热物质的所述部分滴落到所述液态冷却剂中且根据重力下沉到所述传热室的下部部分，其中所述加热物质通过所述第一循环回路的所述出口抽出。

本申请技术方案15涉及根据技术方案12所述的航空电子系统，其特征在于进一步包括传热元件，所述传热元件热连接到所述电子部件且具有连接到所述第一循环回路的内部腔室。

本申请技术方案16涉及根据技术方案15所述的航空电子系统，其特征在于：所述传热元件将热从所述电子部件传导性地传递到所述内部腔室。

本申请技术方案17涉及一种冷却电子部件的方法，所述方法包括：将热从所述电子部件传递到具有第一密度的第一物质中；使所述第一物质流动通过具有小于所述第一密度的第二密度的第二物质；在所述第一物质流动通过所述第二物质之后收集所述第一物质；和使所述收集的第一物质循环回到与所述电子部件的传热关系。

本申请技术方案18涉及根据技术方案17所述的方法，其特征在于进一步包括在所述流动之前形成所述第一物质的部分。

本申请技术方案19涉及根据技术方案17所述的方法，其特征在于进一步包括通过所述第二物质冷却所述第一物质。

本申请技术方案20涉及根据技术方案17所述的方法，其特征在于进一步包括使所述第二物质循环回到与所述第一物质的传热关系。

附图说明

在附图中：

图1是根据本文中所描述的各个方面的具有电子机箱的飞行器的透视图，所述电子机箱包括航空电子系统。

图2是根据本文中所描述的各个方面的包括换热器的图1的示范性电子机箱。

图3是图2的换热器的示意性正视图。

图4示出了图3的换热器内的热流。

具体实施方式

本公开的各方面描述用以形成且利用用于电源或功率转换系统的直接接触式换热器的途径。出于说明的目的，将关于飞行器系统描述本公开的直接接触式换热器。应理解，本公开不限于此且可在非飞行器应用中具有普遍适用性，包括太阳能配电系统，以及可在其它移动或非移动应用中具有普遍适用性，包括其它基于空中、基于陆地或基于海洋的应用。

虽然此换热器可具有普遍适用性，但将更详细地描述飞行器的环境以及航空电子机箱和电气布线的具体应用。当与传统换热器或冷却方法相比较时，本文中所描述的直接接触式换热器的方面可容许增加的热耗散。飞行器和航空电子设备具有逐渐增加的需求且较小空间中的较高功率密度对发电器件具有逐渐增加的要求；新的发电和转换单元可对新材料和较有效电气和热管理具有要求。通过改进冷却性能，本文中所描述的直接接触式换热器可适用于增加的航空电子设备功率密度，其允许在以物理方式限定的空间、以重量限定的空间或以容量限定的空间内支持的增加的计算功率或增加的传感器或发射器功率。

虽然将描述“一组”各种元件，但将理解的是，“一组”可包括任何数量的对应元件，包括仅一个元件。另外，所有方向性参考(例如径向、轴向、上部、下部、向上、向下、左边、右边、横向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针)仅用于标识的目的以帮助读者理解本公开，且并不产生具体来说关于其位置、定向或使用的限制。除非另外指明，否则连接称谓(例如，附接、联接、连接和接合)应在广义上来解释，且可包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因而，连接称谓不一定推断两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。

图1示意性地说明具有热管理构件11的飞行器10，热管理构件被说明为机载电子机箱12(如虚线所示)，机载电子机箱用于容纳在飞行器10的操作中使用的航空电子设备或航空电子部件。应理解，在非限制性实例中，热管理构件11还可包括热扩散器、散热片、换热器、散热器或热管。电子机箱12可容纳各种航空电子元件，并保护它们免受污染物、电磁干扰(emi)、射频干扰(rfi)、振动等的影响。替代或另外地，电子机箱12可具有安装在其上的各种航空电子设备。应理解，电子机箱12可位于飞行器10内的任何地方，而不仅仅是所说明的机头。

虽然在商用客机中说明，但电子机箱12可用于任何类型的飞行器，例如但不限于固定翼飞行器、旋转翼飞行器、火箭、商用飞行器、私人飞行器和军用飞行器。此外，本公开的方面不仅仅限于飞行器方面，并且可包括在其它移动和静止配置中。非限制性实例移动配置可包括基于陆地、基于水上或额外的基于空中的交通工具。

图2更详细地说明电子机箱12，其中电子机箱12可包括限定内部18和外部20的机箱壳体16。电子机箱12可包括机箱框架30，所述机箱框架具有顶盖31、底壁32、后壁33和相对的侧壁34、35。机箱框架30还可包括可移除的前盖36，前盖36当被移除时提供到电子机箱12的内部18的通路，并且当连接或安装到机箱框架30时至少部分地限制到内部18的通路。另外，侧壁34、35可包括内表面37和外表面38。所述框架可由任何合适材料形成，例如非限制性实例中的铝或钢。

此外，一组翅片40可从侧壁34、35的外表面38突出。所述组翅片40还可由包括铝或钢的任何合适材料形成。虽然所述组翅片40被展示在侧壁34、35上，但所述组翅片40可安置在电子机箱12的任何外部部分上，例如在额外非限制性实例中的顶盖31或底壁32上。虽然所述组翅片40被展示为沿着整个侧壁34、35延伸，但应了解，所述组翅片40不需要延伸侧壁34、35的整个长度，并且可以以其它配置来组织。

电子机箱12可进一步包括一组卡轨60，所述卡轨在内部18内，并由侧壁34、35的内表面37支撑。所述组卡轨60可在内表面37上水平对准且在相对的侧壁34、35上间隔开以限定有效卡槽62(由虚线说明)。包括至少一个航空电子系统卡64的航空电子系统63可借助于卡槽62容纳于电子机箱12内，其中每一卡槽62可配置成收纳航空电子系统卡64的至少一部分。

每一航空电子系统卡64可包括一组电线65。所述组电线可由任何合适材料形成，包括铜或铝。此外，至少一个发热电子部件66可包括在航空电子系统卡64上。应理解，所述组电线65可在电子部件66内使用，或用于连接多个电子部件66，或视需要在航空电子系统卡64内或上的任何其它地方使用。另外，虽然仅展示了一个航空电子系统卡64，但电子机箱12可配置成容纳、支撑或包括任何数目的航空电子系统卡64。

航空电子系统63可进一步包括直接接触式换热器70(在本文中也被称为“换热器”)，其被说明为提供在电子机箱12内且热连接到航空电子系统卡64，使得热可通过所述组翅片40从电子部件66移开且从机箱12离开。作为非限制性实例，可设想，沿着所述组翅片40提供空气以将热量移走。进一步设想，引入到电子机箱12的外部20的热也将通过对流耗散。

一组安装脚75可从机箱壳体16延伸以便于借助于螺栓或其它合适的紧固件将电子机箱12安装到飞行器10。此外，组安装脚75可用作电接地以将电子机箱12接地到飞行器10的框架。虽然在此实例中展示了组安装脚75，但电子机箱12可与任何所要类型的附接机构一起使用。

现参考图3，更详细地说明直接接触式换热器70。作为导热板的传热元件80可热连接(传导、对流、辐射)到航空电子系统卡64，包括通过直接传导接触或通过紧固件安装。传热元件80通过第一循环回路111连接到传热室100，加热物质90可通过第一循环回路移动，借此将热从航空电子系统卡64传递开。冷却剂槽120可通过第二循环回路112连接到传热室100，液态冷却剂122可通过所述第二循环回路流动，其中液态冷却剂122将热从传热室100中的加热物质90传导性地传递开。

传热元件80可包括内部腔室82，加热物质90可被提供到所述内部腔室中。加热物质90可呈液态，包括液态金属合金，例如非限制性实例中的galinstan(镓-铟-锡合金)。加热物质90还可呈固体或颗粒/粒状状态，例如非限制性实例中的聚合物包封的沙粒子。此外，加热物质90还可包括相变材料，包括但不限于链烷烃或盐水合物。此外，还设想，加热物质90可具有第一密度d1，例如非限制性实例中的大约5g/cm³。

换热器70可包括例如借助于端口94或其它传递机构连接到内部腔室82的第一供应套管92，使得加热物质90可移动或流动通过第一供应套管92。另外，第一重用套管98可在第二端口96处连接到内部腔室82。

传热室100可包括上部部分102和下部部分104。传热室100还可具有任何所要形状，例如正方形或圆柱形，且包括配置成收纳用于物理混合的各种材料的中空内部106。定位在上部部分102内的第一入口108可连接到第一供应套管92，且定位在下部部分104内的第一出口110可连接到第一重用套管98。以此方式，内部腔室82、第一供应套管92及第一重用套管98至少部分地限定连接到传热室100的第一循环回路111。另外，泵114可连接到第一出口110以用于从传热室100抽出加热物质90。

传热室100还可包括第二入口116和第二出口118，所述第二入口和第二出口可定位于传热室100中的任何所要位置处，且说明为位于如所展示的第一循环回路111的第一入口108下方和第一出口110上方。存储液态冷却剂122的冷却剂槽120可通过第二供应套管124流体连接到第二入口116，且还通过第二重用套管126流体连接到第二出口118。液态冷却剂122可以是用于换热器70环境的任何合适液体，例如乙二醇水(egw)或丙二醇水(pgw)，且还可具有小于第一密度d1的第二密度d2，包括非限制性实例中的大约1g/cm³。液态冷却剂122还可供应到传热室100且形成在如所展示的第一出口110上方的液位128，且可通过第二重用套管126再循环到冷却剂槽120。以此方式，冷却剂槽120、第二供应套管124和第二重用套管126可至少部分地限定流体连接到传热室100的第二循环回路112。

穿孔分配器(perforateddistributor)130可在第一入口108处连接到第一循环回路111和传热室100，且在由液态冷却剂122形成的液位128上方，如所展示。穿孔分配器130包括一组开口132，其配置成划分且形成可发射到传热室100中的加热物质90的部分134。在加热物质90包括液体材料的实例中，穿孔分配器130可包括喷射嘴或滴式发射器。在加热物质90包括颗粒或粒状材料的另一实例中，穿孔分配器90可包括用于形成部分134的粒子分离装置或其它合适的部件。

虽然说明由液态冷却剂122形成的液位128在穿孔分配器130下方，但还设想液态冷却剂122可完全填充传热室100。在此实例中，穿孔分配器130可在液态冷却剂122内定位在液位128下方，或穿孔分配器130还可至少部分地位于传热室100的分隔壁或其它结构(未展示)内，使得开口132的集合可将加热物质134的部分134发射到液态冷却剂122中。还设想用于换热器70中的在本公开的精神中的其它实例。

在操作中，第一循环回路111中的加热物质90可移动通过第一供应套管92和第一入口108。穿孔分配器130可形成滴落到传热室100中，由于重力下沉通过液态冷却剂122且沿着传热室100的下部部分104聚集的加热物质90的部分134。设想，加热物质90可包括不可混溶的流体或其它材料，其在传热室100中时与液态冷却剂122形成非均质混合物。在加热物质90包括液态金属的实例中，穿孔分配器130可形成滴落到液态冷却剂122中并且在传热室100的下部部分104处收集的液态金属液滴。在另一实例中，加热物质90可包括颗粒材料，例如聚合物包封的沙，其由于重力下沉通过液态冷却剂122且在下部部分104处收集。无论用于加热物质90的材料如何，泵114可将加热物质90从传热室100的下部部分104抽到第一重用套管98，其中加热物质可移动到(并通过)第一循环回路111中的传热元件80的内部腔室82。

此外，在操作中，冷却剂槽120可通过第二供应套管124和第二入口116将液态冷却剂122供应到传热室100，其中液态冷却剂可流动通过第二出口118和第二重用套管126到第二循环回路112中的冷却剂槽120。

可了解，在图3的电子机箱的实例中的示范性换热器70中，部分134通过重力借助于竖直地定位在下部部分104上方的穿孔分配器130下沉到下部部分104，包括在飞行阶段期间，其中飞行器10大体上“竖立”，例如在一个非限制性实例中相对于水平定向倾斜不到40度。虽然极端定位操纵可减小朝向传热室100的下部部分104下沉的加热物质90的有效性，但可采用其它未加以说明的措施来保持加热物质90和液态冷却剂122的循环。在一个实例中，第一出口110可策略性地定位以解决加热物质90沿着传热室100的下部部分104的非均匀分布。在另一实例中，可选择具有第一和第二密度d1、d2或包括粘性的其它材料属性的材料，使得加热物质90可在飞行期间以多种飞行器定向有效地移动通过液态冷却剂122。在再一实例中，多个泵114可定位成从传热室100周围的各个位置移除加热物质90，包括通过使用传热室100中的轮廓或其它几何特征来辅助基于换热器70的操作环境在所要或战略位置处收集加热物质90。在其它实例中，还可利用磁性系统或离心系统(未展示)以将加热物质90导向通过液态冷却剂122且朝向下部部分104，无论飞行器10的定向如何。可以预想在本公开精神中用于换热器70中的其它实例，包括本文中未明确描述或说明的实例。

图4说明通过在操作中的航空电子系统63的热流。航空电子系统卡64产生可借助于热连接传热元件80移动到加热物质90中的源热流140。当加热物质90的部分134下沉通过液态冷却剂122时，热流150可通过传导从部分134传递到液态冷却剂122，借此冷却部分134且加热周围的液态冷却剂122。泵114将(较冷却)加热物质90导向回到传热元件80，其中加热物质90与航空电子系统卡64之间的温差允许额外源热流140从系统卡64传递开并进入物质90。液态冷却剂122接收与加热物质90的部分134相互作用的热流150，且第二循环回路112提供借助于冷却剂槽120冷却液态冷却剂122。以此方式，直接接触式换热器70可维持航空电子系统卡64与加热物质90之间的温差以便从系统卡64吸走热。

借助于直接接触式换热器70冷却电子部件66的方法包括通过第二循环回路112在传热室100内形成液态冷却剂122的液位128。加热物质90的部分134可通过第一循环回路111发射到液态冷却剂122中；穿孔分配器130还可在将部分134发射到如图3中所描述中的液态冷却剂122中之前将加热物质90划分成部分134。加热物质90可通过重力下沉通过液态冷却剂122到传热室100的下部部分104，并且泵114可将加热物质90从传热室100传递到第一循环回路111。

本公开的各方面提供了多种益处。可了解，液态冷却剂与加热物质的分散部分之间的较大接触表面区域以及两者之间的直接接触可提供较有效热传递和增加的热效率。在一个实例中，直接接触式换热器70的热效率是传统的管壳式换热器的5倍，所述传统的管壳式换热器具有分隔经过加热的材料和冷却材料的隔板。

另外，增材制造方法可用于形成直接接触式换热器。可塑形或形成穿孔分配器中的开口以产生加热物质的各种大小的部分或在各种方向上朝向液态冷却剂发射所述部分，且增材制造可提供对分配器几何结构的微调以用于增加热效率。此外，增材制造可允许传热元件与第一供应套管和第一重用套管一体地形成，从而去除界面材料(例如在第一和第二端口处)且增强套管与传热元件之间的热传递。以此方式，如本公开中所描述的直接接触式换热器允许移除热障，例如隔板或界面材料，且增加热连接到直接接触式换热器的电子部件的冷却性能。

通过本公开设想除了上述各图中所展示的配置之外的许多其它可能的配置。在尚未描述的范围内，各个方面的不同特征和结构可根据需要而与其它特征和结构组合。无法在所有方面说明这一特征并不意味着将其解释为不可能，而是为了描述的简洁而完成。因此，不同方面的各种特征可根据需要混合和匹配以形成新的方面，不管新方面是否被明确描述。本公开涵盖本文描述的特征的组合或置换。

本书面描述使用实例来公开包括最佳模式的本发明的各方面，并且还使所属领域的技术人员能够实践本发明的各方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。