阅读说明：本技术 用于利用传热流体冷却航空机架的设备 (Device for cooling an aircraft frame with a heat transfer fluid ) 是由 F·吉约 J-M·布利诺 P·阿维尼翁 S·洛克斯 F·阿尔贝罗 于 2018-06-01 设计创作，主要内容包括：一种用于冷却放置在飞行器(1)的航空机架(80)中的电子模块(81,82)的设备(100),该飞行器包括通风舱(31),该冷却设备(100)包括：用于循环传热流体(11)的闭合回路(10)；用于使传热流体(12)在闭合回路(10)中循环的第一装置；第一热交换器(50),其包括冷回路(51),该冷回路设置有用于连接至用于循环传热流体(11)的闭合回路(10)的第一装置(89,90)并且与航空机架(80)的热源热连接；第二热交换器(60)包括热回路(61),该热回路(61)设置有用于连接至用于循环传热流体(11)的闭合回路(10)的第二装置(20,21),以及热连接至来自通风舱(31)的排气口(30)的冷回路(62)。一种航空机架和包括这样的机架的飞行器。(an apparatus (100) for cooling electronic modules (81,82) placed in an airframe (80) of an aircraft (1), the aircraft comprising a ventilation cabin (31), the cooling apparatus (100) comprising a closed circuit (10) for circulating a heat transfer fluid (11), a th means for circulating the heat transfer fluid (12) in the closed circuit (10), a th heat exchanger (50) comprising a cold circuit (51) provided with a th means (89, 90) for connecting to the closed circuit (10) for circulating the heat transfer fluid (11) and being thermally connected with a heat source of the airframe (80), a second heat exchanger (60) comprising a hot circuit (61), the hot circuit (61) being provided with a second means (20, 21) for connecting to the closed circuit (10) for circulating the heat transfer fluid (11), and a cold circuit (62) thermally connected to an exhaust (30) from the ventilation cabin (31), aircraft airframe and aircraft airframe comprising such an airframe.)

用于利用传热流体冷却航空机架的设备

技术领域

本发明应用于旨在容纳电子模块的航空机架的领域，且尤其应用于用于冷却这样的机架的设备。

发明背景

在飞行器中，对于该飞行器的正常运作所必需的飞行控制以及所有的信息的管理是通过***到遍及整个飞行器分布的一个或多个航空机架中的电子模块来执行的。在工作中，电子模块生成热量，该热量必须被消除以便不危及模块的完整性和/或它们的性能。这种消除通常是使用一种用于冷却被放置在航空机架中的电子模块的设备来完成，该设备包括用于强制通风空气的流动进入所述航空机架的装置。这种气流被抽取并返回给贯穿该飞行器的通风回路。组件的小型化及因此它们在电子模块中的密度增加了要被排出的热量。那么，同样增加经过机架的通风空气量是必要的。已经考虑要增加通风回路中的空气流速，但是这种解决方案是嘈杂的，并且同样需要增加通风管道的直径。因此，通风管道的布设增加了复杂性，并因此增加了成本，并且管道的重量也相应增加了。

发明目的

本发明的目的是减小用于冷却放置在飞机机架中的电子模块的设备的尺寸。

为此目的，提供了一种用于冷却被放置在包括通风舱的飞行器的航空机架中的至少一个电子模块的设备。该冷却设备包括用于使传热流体循环的闭合回路、用于使传热流体在闭合回路中循环的第一装置以及包括冷回路的第一热交换器，该冷回路设置有用于连接至闭合回路以供使传热流体循环的第一装置并被热连接至飞行器机架中的热源。根据本发明，该设备包括第二热交换器，该第二热交换器包括热回路以及热连接至通风室的排气口的冷回路，该热回路设置有用于连接闭合回路以供使传热流体循环的第二装置。

然后，将先前损耗的资源被用作冷源，即通风室的排气口出口处的气流。

当第一热交换器包括用于强制空气流动的第一装置和/或第二热交换器包括用于强制空气流动的第二装置时，冷却设备的可靠性得到改善。

当用于强制空气流动的第一和/或第二装置包括风扇时，获得特别稳健且经济的设备。

当第一热交换器包括用于使传热流体在闭合回路中循环的第二装置时，冷却设备的可靠性被进一步改善。

有利地，冷却设备包括用于控制和供应用于强制空气流动的第一装置的装置，该装置允许仅在必要时才激活第一装置，从而减少了冷却设备的功耗。

有利地，用于循环传热流体的第一装置包括涡轮，该涡轮的转子用作短路电枢。由于其构造、使用和维护的简单性以及其稳健性和低制造成本，该设计是有利的。在涡轮机故障的情况下，流体流动不会被阻塞，进一步改善了冷却设备的可靠性。

本发明还涉及一种用于冷却航空机架的电子模块的方法，该方法包括：将热量从电子模块传递到用于循环传热流体的闭合回路的第一步骤，以及将热量从传热流体移除到从飞行器机舱的排气口抽取的气流中的第二步骤。

本发明还涉及一种航空机架，其包括第一热交换器，该第一热交换器的冷回路设置有用于连接至闭合回路以供循环热流体的第一装置，以及这样的航空机架，在其中第一热交换器被布置为通过与传热流体的传导来交换热。

最后，本发明还包括一种飞行器，该飞行器具有前述的冷却设备和/或上述类型的航空机架。

从下面的对本发明的非限制性实施例的描述中，本发明的其他特征以及优点将变得显而易见。

附图说明

现在将对附图做出参考，其中：

-图1是包括根据本发明的冷却设备的飞行器的示意平面图；

-图2是根据本发明的第一航空机架的透视图；

-图3是根据本发明的第二航空机架的透视图；

-图4是沿图1的设备的涡轮的平面V-V的示意截面图；

-图5是沿图4的涡轮的平面V-V的示意截面图；

发明的详细描述

参考图1，本发明的冷却设备，通常称为100，旨在冷却飞行器1的第一航空机架80以及与第一航空机架80相同的第二航空机架180，两个电子模块81和82被***到第一航空机架80中，而两个电子模块181和182被***到第二航空机架180中。

冷却设备100包括用于循环乙二醇水11的闭合回路10，闭合回路10由铝管和循环泵12制成。闭合回路10包括分别连接至第一铝线圈24的入口22和出口23的同源法兰20和21的第一扁平法兰13和第二扁平法兰14。第一线圈24与被设计用来容纳乘客的空调机舱31的排气口30相对放置。连接至控制单元40的第一风扇32被布置成强制第一线圈24上的空气流动。

参考图2，第一航空机架80包括第一铝平行六面体框架83，其限定用于容纳第一电子模块81和82的第一单元84和85。第一航空机架80包括第一电源和通信单元70，它将第一电子模块81和82连接至飞行器1的电源以及通信/控制网络71和72。使用附连到第一框架83的第一青铜弹簧叶片83.1将第一电子模块81和82保持就位在第一单元84和85中。由弯曲的铝管87制成的第二线圈86被焊接到用于封闭第一框架83的上部的第一板88。第一板88也被焊接到第一框架83。第二线圈86包括分别被放置在第二线圈86的第一入口管线91和第一出口管线92上的第三和第四扁平法兰89和90。第三和第四扁平法兰89和90被分别连接至第一和第二同源法兰15和16以供连接至闭合电路10。第一法兰15与闭合回路10的乙二醇水11的注水龙头17的第一出口17集成，并且第二法兰16与闭合回路10的第二乙二醇水11返回龙头18集成。第一入口管线91包括被连接至第一电源和通信单元70的第一湿转子循环器93。也连接至第一电源和通信单元70的第二风扇94被布置成强制第二线圈86上的空气流动。第一航空机架80还包括连接至第一功率和通信单元70的第一电阻内部温度传感器95。

第二线圈86与第一航空机架80的第一框架83一起产生第一热交换器50，第一热交换器的冷回路51(由第二线圈86组成)被连接至闭合回路10。第二线圈86被热连接至作为第一热交换器50的热源52的第一框架83，并且主要通过与第一电子模块81和82的传导来交换热。这样，以入口温度T₉₁进入第二线圈86的第一入口管91的乙二醇水11通过传导对第一框架83进行冷却，并且以高于入口温度T₉₁的出口温度T₉₂通过第一出口管92离开第二线圈86。

类似地并参考图3，第二航空机架180包括第二铝平行六面体框架183，其限定用于容纳第二电子模块181和182的第二单元184和185。第二航空机架180包括第二电源和通信单元170，它将第二电子模块181和182连接至飞行器1的电源以及通信/控制网络71和72。使用与第二框架183集成的第二青铜弹簧叶片183.1将第二电子模块181和182保持就位在第二单元184和185中。由弯曲的铝管187制成的第三线圈186被焊接到用于封闭第二框架183的上部的第二板188。第二板188也被焊接到第二框架183。第三线圈186包括分别被放置在第三线圈186的第二入口管191和第二出口管92上的第五和第六扁平法兰189和190。第五和第六扁平法兰189和190被分别连接至第三和第四同源法兰115和116以供连接至闭合电路10。第三法兰115与闭合回路10的第三乙二醇水11的注水龙头117集成，并且第四法兰116与闭合回路10的第四出口乙二醇水11返回龙头118集成。第二入口管线191包括连接至第二电源和通信单元170的第二湿转子循环器193。也被连接至第二电源和通信单元170的第三风扇194被布置成强制第三线圈186上的空气流动。第二航空机架180还包括连接至第二功率和通信单元170的第二电阻内部温度传感器195。

第三线圈186与第二航空机架180的第二框架183一起产生第二热交换器150，第二热交换器150的冷回路151(由第三线圈186组成)被连接至闭合回路10。第三线圈186被热连接至作为第二热交换器150的热源152的第二框架183，并且主要通过与第二电子模块181和182的传导来交换热。这样，以入口温度T₁₉₁进入第三线圈186的第二入口管191的乙二醇水11通过传导对第二框架183进行冷却，并且以高于入口温度T₁₉₁的出口温度T₁₉₂通过第二出口管192离开第三线圈186。

第一线圈24与机舱31的排气口30一起产生第三热交换器60，第三热交换器60的热回路61(由第一线圈24组成)被连接至闭合回路10。第一线圈24被热连接至作为第三热交换器60的冷源62的排气口30，并通过与排气口30的传导交换热。这样，以入口温度T₂₂进入第一线圈24的乙二醇水11通过与来自排气口30的气流33的对流交换进行冷却，并以低于入口温度T₂₂的出口温度T₂₃离开第一线圈24。

参考图4和5，循环泵12包括金属涡轮2，该金属涡轮2可旋转地安装在循环泵12的框架4的圆柱形壳体3中。壳体3的***3.1包括定子绕组5，该定子绕组5远程地围绕涡轮2的外边缘2.1。设置在框架4中的乙二醇水11的入口6和出口7进入壳体3。入口6在涡轮2的旋转轴线O₂附近打开，而出口7在涡轮2的外边缘2.1附近打开。与三相异步电机一样，涡轮机2借助于旋转由定子绕组5产生的磁场来旋转驱动。涡轮2是异步电机的转子并且用作短路的电枢。

在工作中，控制单元40控制循环泵12的启动。第一和第二电源和通信单元70和170分别保持第一和第二循环器93和193以及第二风扇94和194关闭，并使用第一和第二温度传感器95和195监控在第一和第二航空机架80和180内的温度。由第一模块81和82在它们工作期间所产生的热以下述模式被传送到第一框架83：

-从第一模块81和82辐射至第一框架83且特别是第一板88；

-来自第一模块81和82以及第一机架80中包含的空气的对流，然后在第一机架80中包含的空气与第一框架83(且特别是第一板88)之间的对流；

-在第一模块81和82与第一框架83之间的通过弹簧叶片83.1的传导。

然后，该热量通过传导被传送到第二线圈86，第二线圈86通过对流将其传送到在回路10中通过循环泵12循环的乙二醇水11的流。乙二醇水流11在它通过第一线圈24时，通过在第一线圈24与来自排气口30的空气流33之间的对流交换而被冷却。然后，冷却的乙二醇水11被返回至航空机架80。在第二模块181和182、第二航空机架180和闭合回路10之间发生相同的热交换。

乙二醇水温传感器11可以在闭路回路10的各个点处被添加，并被连接至控制单元40，以控制循环泵12的运行和/或风扇32的运行。

在循环泵12发生故障的情况下，第一航空机架80的内部的加热由第一温度传感器95测量，并由第一电源和通信单元70检测，然后它控制第一循环器93或甚至第二风扇94的启动。在循环泵12发生故障的情况下，第二机架180以相同的方式操作。

在机舱通风装置31出现故障的情况下，控制单元40启动第一风扇32以确保围绕第一线圈24的空气循环。这种情况只能在地面上发生，因为当飞行器正在飞行时，机舱31通常通过外部RAM进口来通风。在机舱31中的通风系统发生故障的情况下，第二机架180以相同方式操作。

当然，本发明不限于所描述的实施例，而是涵盖如权利要求中限定的本发明的范围内的任何替换方案。

更具体地说：

-尽管这里的冷却设备冷却第一和第二航空机架，但是本发明也适用于冷却一个或多个航空机架的冷却设备，该一个或多个航空机架可在一个点处被分组或分布在飞行器上；

-尽管这里的航空机架容纳两个电子模块，但是本发明也适用于容纳不同数量的电子模块(诸如单个模块或两个以上模块)的航空机架；

-尽管这里的闭合回路包含乙二醇水，但是本发明也适用于其他类型的传热流体，诸如蒸馏水或矿物或合成油；

-尽管这里的闭合回路由铝管制成，但是本发明也适用于其他类型的管，诸如铜、镀锌钢或合成材料管。使用柔性软管使闭合回路的布线更容易；

-尽管这里的设备包括循环泵，但是本发明也适用于使传热流体在闭合回路中循环的其他类型的装置，诸如管线泵、活塞泵或蠕动泵；

-尽管这里的闭合回路被连接至第一和第二线圈，但是本发明还适用于其他类型的热交换器，诸如板式热交换器、管式热交换器、螺旋式热交换器或翅片式热交换器；

-尽管这里的第一线圈与空调客舱的排气口相对放置，但是本发明也适用于其他类型的通风客舱，诸如驾驶舱、行李舱、空调或非空调客舱；

-尽管这里的第一和第二热交换器分别包括第一和第二风扇，但是本发明也适用于其他类型的用于强制空气流动的装置，诸如真空吸尘器、或者甚至适用于不具有强制空气流动的此类装置的冷却设备；

-尽管这里的航空机架框架是由铝制成的平行六面体，但是本发明也适用于其他类型的航空机架，诸如不同形状的、或其他导热或非导热材料(诸如铜、钢或合成材料)、可能例如通过与机架中的强制气流对流而不是通过传导与第二交换器进行热交换；

---尽管这里的模块是由青铜弹簧叶片保持在航空机架中的，但是本发明也适用于将模块连接至框架的其他装置，这些装置可以是导热的或不导热的，诸如金属夹或压垫；

-尽管这里的机架包括电阻内部温度传感器，但是本发明还适用于用于温度监测的其他装置，诸如热电偶或红外传感器；

-尽管这里是将第二线圈焊接到航空机架框架，但是本发明适用于将第二线圈连接至航空机架的其他手段，诸如卡扣、螺栓连接、胶粘；

-尽管这里的第一和第二线圈通过法兰连接至闭合回路，但是本发明还适用于用于连接至流体的闭合回路的其他类型的手段，诸如焊接、铜焊、螺纹连接、压制或胶合。

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.一种用于冷却放置在飞行器(1)的航空机架(80)中的至少一个电子模块(81，82)的设备(100)，所述飞行器包括通风舱(31)，所述冷却设备(1)包括：

用于循环传热流体(11)的闭合回路(10)；

用于使所述传热流体(12)在所述闭合回路(10)中循环的第一装置；

第一热交换器(50)，其包括冷回路(51)，所述冷回路(51)设置有用于连接至所述闭合回路(10)以供循环传热流体(11)的第一装置(89，90)并且与所述航空机架(80)的热源热连接；

第二热交换器(60)包括热回路(61)以及热连接至来自所述通风舱(31)的排气口(30)的冷回路(62)，所述热回路设置有用于连接至所述闭合回路(10)以供循环传热流体(11)的第二装置(20，21)通风舱。

2.如权利要求1所述的冷却设备(100)，其特征在于，所述第一热交换器(50)包括用于强制空气流动(94)的第一装置。

3.如前述权利要求中任一项所述的冷却设备(100)，其特征在于，所述第二热交换器(60)包括用于强制空气流动(32)的第二装置。

4.如权利要求2或3之一所述的冷却设备(100)，其特征在于，用于强制空气流动的所述第一装置和/或第二装置包括风扇(32,94)。

5.如前述权利要求中任一项所述的冷却设备(100)，其特征在于，所述第一热交换器(50)包括用于使所述传热流体(11)在所述闭合回路(10)中循环的第二装置(93)。

6.如权利要求3所述的冷却设备(100)，其特征在于，包括用于控制和供应(40)用于强制空气流动的所述第一装置的装置。

7.如前述权利要求中任一项所述的冷却设备(100)，其特征在于，用于循环(12)所述传热流体(11)的所述第一装置包括涡轮(12)，所述涡轮的转子(2)用作短路的电枢。

8.一种用于冷却飞行器(1)的航空机架(80)的电子模块(81,82)的方法，包括：将热量从所述电子模块(81,82)传递到用于循环传热流体(11)的闭合回路(10)的第一步骤，以及将热从传热流体(11)移除到通过所述飞行器(1)的通风舱(31)的排气口抽取的气流的第二步骤。

9.一种飞行器(1)，包括如权利要求1到7中任一项所述的冷却设备(100)。