具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

实施例1

如图1所示，发明提供一种用于飞行器的热管理系统，包括吸热单元1、导热单元2、换热单元3和燃料预热单元4，吸热单元1设置在飞行器需散热位置处，换热单元3经导热单元2与所述吸热单元1连接，燃料预热单元4与所述换热单元3相连接；热单元能够吸收所述飞行器需散热位置处的热量，导热单元能够将吸热单元吸收的热量传递至换热单元，燃料预热单元能够吸收换热单元的热量加热燃料。

在一个实施例中，如图2所示，飞行器的前缘设置有蒙皮7，吸热单元1可以与所述蒙皮7相接触，对飞行器的蒙皮7进行吸热降温；如图3所示，吸热单元也可以安装在飞行器的发动机位置，对发动机进行吸热降温；如图4所示，吸热单元1可以安装在飞行器的电子设备8位置，对电子设备进行吸热降温。吸热单元1可以是吸热板，吸热板结构简单，与散热位置的形状相贴合接触，接触面积大，散热效率高，且不受需散热装置的尺寸影响，可以根据现场空间的形状尺寸自由定制。吸热单元1也可以是散热器，其通过循环流动的散热介质对需散热位置处进行吸热降温，散热器的散热管路能够嵌入至需散热的装置内部，从内部进行散热，所以能够对需要散热的位置进行精准散热。例如，在发动机的壳体中开设流道，通过散热介质进行散热；又如，在飞行器蒙皮中开设流道，通过散热介质通过飞行器蒙皮进行散热。

在一个实施例中，导热单元2可以是导热片，其材料可以采用钨铜合金，能够耐高温。导热单元2的一端连接吸热单元1，导热单元2另一端连接换热单元3，用于传递的热量。在另一个实施中，导热单元2也可以是导热胶、导热硅脂、导热绝缘弹性橡胶，可以对电子元件进行导热，既能导热又能绝缘。在又一个实施例中，导热单元2也可以采用循环流动的导热介质吸收吸热单元1的热量，并将热量传递给换热单元。

在一个实施例中，换热单元3是间壁式换热器，结构成熟，换热效率高，能够将所述吸热单元1吸收的热量传递至换热单元。又如，换热单元3是金属基散热板，通过换热材料制造换热板进行直接热传导换热，结构简单。再如，换热单元3是管壳式换热器，管壳式换热器，螺旋管束设计，可以最大限度的增加湍流效果，加大换热效率。

在一个实施例中，燃料预热单元4可以安装在飞行器的燃料箱上，对整个燃料箱中的燃料进行预热保温，让燃料箱中的燃料维持在稳定的温度；或，燃料预热单元4可以安装在燃料箱5与飞行器的动力单元6之间，对需要进入飞行器动力单元6的燃料进行预热，燃料箱5中的燃料通过燃料预热单元4后进入飞行器的动力单元6进行燃烧。该燃料预热单元4可以与换热单元3一体式连设计成间壁式换热器或管壳式换热器，导热单元2传递的热量通过间壁式换热器或管壳式换热器与燃料换热，从而对燃料预热。

如此，通过吸热单元1吸收飞行器上需要进行散热区域的热量，并且通过导热单元2将热量传递给换热单元3，燃料预热单元4吸收换热单元3的热量加热燃料，燃料进行预热以后进入飞行器的动力单元6燃烧，避免了动力单元6由于燃料温度运行不稳定以及出力降低等现象。该热管理系统的构成简单，可靠性高，能量利用率高，且飞行器中燃料燃烧的热效率高。

实施例2

本实施例中，如图5所示，所述导热单元2包括一套循环管路21(也可以设置有多套循环管路21)，该循环管路21可以采用铜、镍或不锈钢制成，材料成本低，该循环管路21也可以是使用陶瓷材料制作，所述循环管路21的一端与所述吸热单元1连通，该吸热单元1可以是散热器，所述循环管路21的另一端与所述换热单元3相连通，该换热单元3可以是换热片，其中，所述循环管路21中设置有换热介质，所述循环管路21上还安装有介质驱动元件22，该介质驱动元件22可以是叶轮泵、喷射泵、离心泵、机械泵等，介质驱动元件22驱动换热介质通过循环管路21在导热单元2和换热单元之间循环流动。

如果飞行器需散热位置是电子设备，换热介质可以是水，成本低，换热介质如果有泄露，也容易补充换热介质；或者，换热介质是氟碳类冷却液，热稳定性高，化学稳定性好；

如果飞行器需散热位置是发动机，换热介质可以是油，即使泄漏也不会影响发动机上的电子设备；

如果飞行器需散热位置是飞行器蒙皮，换热介质可以选用熔盐，熔盐升温快，散热效率高，不易引起熔盐分解；或者，换热介质是液态金属，换热能力强，液态金属不会发生相变，系统安全性好；液态金属也可以是铟锡合金,InSn、InSnGa、InSnGaZn合金中的一种；又或是镓、铟、锡、铅的合金等。

在本申请的另一实施例中，液态金属是镓铟合金和/或钾钠合金，具有极大导热能力和较吸热能力，导热系数远大于传统的金属，

结合图5所示，在本申请的优选实施例中，所述介质驱动元件22与气体动力单元23相连接，所述气体动力单元23能够将所述飞行器外部气流动能转化为介质驱动元件22的动力。该气体动力单元23可以选用空气涡轮，高速空气经过空气涡轮以后带动空气涡轮旋转，空气涡轮将动力再传递给介质驱动元件22，由介质驱动元件22驱动换热介质在吸热单元1和换热单元3之间循环流动。该气体动力单元23也可以是风扇，结构简单，工艺要求较低；气体动力单元23也可以是风力电机，转化为电能以后驱动介质驱动元件22做功。该气体动力单元23可以安装在飞行器中，在使用时，从飞行器中伸出至飞行器外部，飞行器外部的高速空气能够驱动气体动力单元23做功。飞行器中也可以专门开设能够开启和闭合的导流风道，气体动力单元23固定安装在导流中，当开启导流风道，飞行器外部的高速空气进入导流风道驱动气体动力单元做功，当无需使用气体动力单元23时，只需关闭导流风道。

在本申请的又一实施例中，所述气体动力单元23与飞行器的吸气发动机连接，气体动力单元23优先采用空气涡轮，飞行器的吸气发动机喷出的高压高温空气驱动空气涡轮旋转，空气涡轮与飞行器中系统连接技术成熟，性能稳定；空气涡轮可以与介质驱动元件22直接机械连接，例如空气涡轮与介质驱动元件中的转轴同轴设置，动力传输效率较高，结构简单；空气涡轮输出的动力还可以通过电力系统或者液压系统传递给介质驱动元件22，动力输出的距离较远。

实施例3

如图6所示，本实施例与实施例2的区别在于，所述气体动力单元23通过气体引流单元24与吸气发动机连接，吸气发动机喷出的高温高压气体可以通过气体引流单元24导向至气体动力单元23，气流集中、动力强劲，能够有效利用吸气发动机喷出的气体动力。该气体引流单元24的入口可以设置在吸气发动机的喷口位置处，其另一端安装在气体动力单元23入风口位置处，能够将高温高压的气体引导至安全区域驱动气体动力单元23，有效的防止刚喷出的高温高压气体温度太高烧坏气体动力单元23；气体引流单元截面可以是圆管、矩形管、或者是异形结构，其内壁可以喷涂耐高温材料。

在本申请的优选实施例中，气体引流单元23的入口设置在吸气发动机的喷口位置处，因为吸气发动机燃烧后的气体温度较高，气体喷出吸气发动机以后最好适当降温，适当降温后的高温高压气体由气体引流单元24收集部分气体引导至气体动力单元23位置处。气体引流单元23的入口位置也可以根据发动机的工况或实际情况安装，例如，安装在发动机尾段位置处。

实施例4

在本实施例中，本申请与实施例2的区别在于；所述介质驱动元件22与飞行器的动力单元6连接；动力单元6可以直接通过减速机构驱动介质驱动元件22做功，结构接单；该动力单元6也可以通过液压系统或电力系统来驱动介质驱动元件22做功，动力传输距离较远，且在飞行器中液压系统和电力系统随处均可接入，介质驱动元件22安装位置的可选择性也较高。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。