專利名稱：用于對飛機內部的熱源進行散熱的冷卻系統及方法
技術領域：
本發明涉及一種用于從位于飛機內部的熱源向散熱器或散熱裝置排熱的冷卻系統。
背景技術：
在飛機中，特別是在商用飛機中，具有很多在飛機工作過程中產生熱量的電子設備和其他功能單元。例如，在飛機的機上廚房(機內廚房)中，其提供的食物和飲料必須冷藏，以使它們在經歷了足夠長的時間后仍然是可口的。此外，在飛機內有很多計算機單元，在其操作過程中會散發出大量的熱以確保功能可靠。
為了提供上述冷卻功能，人們在過去已經想出很多辦法。例如，DE38 12 739示出了一種用于冷卻飛機內的制冷室的冷卻系統。利用這種冷卻系統，提出借助于通風機從冷空氣室向制冷室傳送空氣，在制冷室內放置了待冷卻的服務推車。部分受熱的空氣從制冷室傳送回冷空氣室，在那里空氣可重新冷卻下來。冷空氣室保持低溫是因為其直接接觸飛機外蒙皮的未絕熱部分，從而在飛機飛行操作過程中——其中在正常的飛行高度下，飛機外蒙皮一般是零下50攝氏度的溫度，冷空氣室可因借助于飛機外蒙皮與外界的非絕熱的熱耦合而有效地得到冷卻。然而，這種系統的缺點是制冷室必須位于飛機外蒙皮附近，而這限制了飛機的內部結構的靈活性。此外，該系統的效率水平相對較低，因為只有來自于用作熱傳輸介質的空氣中的可感覺到的熱可用于熱傳輸。最后，該系統存在另一缺點，需要特別的單元用于輸送熱傳輸介質，這導致額外的寄生熱損耗。
一般可看到，使用空氣作為熱傳輸介質存在明顯的缺點。特別是，空氣具有相對較低的比熱傳輸性能。此外，需要相對較大的空間用于所需的管道系統，該管道系統可導致額外的重量以及與泄漏和噪音相關的附加問題。由于低的比熱傳輸性能，需要相應的高傳輸性能，而這可導致上述寄生熱損耗。使用空氣作為熱傳輸介質的另一重要缺點是，因冷卻例如電子設備等熱源而產生的廢氣通常因為其熱量和/或污染而從壓力艙中排出并且無法再循環。然而，由于在飛機內的空氣的平衡，盡可能地限制這種廢氣的量。
作為使用空氣作為熱傳輸介質的替代，存在其他方案，其中液體用作熱傳輸介質。然而這些方案的缺點是其相對較大的重量。此外，需要泵以傳送液體熱傳輸介質，這一方面導致重量增加，另一方面導致寄生熱損耗，從而降低了冷卻單元的效率水平。最后，這種類型的冷卻系統的維護成本較高。
然而，US 6,435,454示出了這樣一種系統，其中超音速噴氣式飛機的外蒙皮借助于冷卻系統冷卻。利用此系統，阻止了由空氣摩擦導致的飛機外蒙皮的過熱，由此減少了紅外線輻射，并由此降低了利用紅外探測器探測到飛機的機會。與上述現有技術狀態相反，利用該系統，來自飛機外蒙皮的熱傳輸到飛機內部，并且在那里，例如，用來加熱燃料以更有效地燃燒。
發明內容
本發明的目的是提供一種冷卻系統和一種在開始指出的類型的方法，相對于現有技術狀態，其允許具有低技術成本的提高了的比熱傳輸性能。
該問題通過從位于飛機內部的熱源向散熱器或散熱裝置排出熱量的冷卻系統來解決，由此冷卻系統具有一個管道系統，該管道系統被密封而與周圍的大氣隔絕，該管道系統與一個帶有熱源的吸熱部和一個具有散熱裝置的熱輸出部熱耦接，并且其具有一個優選大體絕熱的傳輸部，其中該管道系統充有熱傳輸介質，當該熱傳輸介質在吸熱部內從熱源吸熱時，其經歷從液態到氣態的轉變，然后流入熱輸出部，并且在那里，當熱排放到散熱裝置后，其重新冷凝并且回流到吸熱部。
利用根據本發明的冷卻系統，特別是，可使用熱傳輸介質的潛熱，即在從液態到氣態的相變熱被熱傳輸介質吸收，并且在后來的相變中在熱輸出部因從氣態返回到冷凝——即返回液態——而被釋放。以此方式，根據本發明的冷卻系統的比熱傳輸性能相對于由現有技術使用常規系統——例如DE 38 12 739，其中空氣被用作熱傳輸介質且只有可覺察的空氣的熱可用來冷卻——得到顯著提高。
此外，根據本發明的冷卻系統具有的另外的優點是，其提供了一個封閉的系統，由此熱傳輸通過管道系統的壁而進行，不存在熱傳輸介質與外部部件的直接接觸。以此方式，可阻止熱傳輸介質的雜質和不希望的水分進入熱傳輸介質。此外，相對于具有永久液體熱傳輸介質，根據本發明的冷卻系統具有重量較低且還使用易覺察熱和潛熱進行熱傳輸的優點。本發明的另一優點是無需傳輸設備，例如在運轉中設定循環的泵。同樣借助于封閉回路，可阻止不希望的冷凝效應，否則這種冷凝效應可例如在根據DE 38 12 739的系統中在飛機內的多個點處發生且導致不希望的結冰，或者甚至對飛機的這些部分造成腐蝕。這些不希望的冷凝效應在現有技術狀態下發生，因為，例如來自機上廚房(機內廚房)的空氣被用來傳輸熱。以這種方式，在環境空氣中產生水分，而這導致上述在飛機外蒙皮上的不希望的冷凝效應。
本發明的一個進一步的改進提出，管道系統包括一個封閉的管道，其一端是吸熱部，而另一端是熱輸出部，由此兩端部分通過傳輸部連接在一起。封閉的管道可以是任何形狀或形式，從而在使用和在飛機內部待冷卻的設備的設置方面具有相對較高的靈活性。利用本發明的變型，封閉的管道由柔性材料制成并且具有柔性結構，若需要可帶有接頭，以產生用于安裝的更高水平的自由度。
根據本發明，還提出，熱源包括在飛機內的電子設備、在飛機內的機上廚房、需要冷卻的飛機內表面或類似物的至少一個部件。根據本發明另一改進，可用作散熱裝置或者散熱器的可以是飛機外壁的一部分，優選非絕熱或足夠好地熱耦合的一部分，飛機結構的一部分——例如橫梁、地板框架或天花板框架，飛機艙底或空氣通道的一部分，特別是沖壓空氣通道。
為了進一步提高冷卻系統的效率水平，本發明的一個變型提出在吸熱部和/或熱輸出部的熱傳遞通過一個換熱器實現，該換熱器將熱源或者散熱裝置/散熱器與管道系統耦接。優選使用了可控的換熱器，例如帶有可變空氣體積流的換熱器，以能夠操作根據本發明的冷卻系統，以滿足待冷卻設備的例如依賴于負載的不同需求。利用根據本發明的冷卻系統的一個變型，例如可為每個換熱器分配一個通風機，借助于該通風機，可控制在換熱器和熱源之間的熱傳遞。這里通風機的每分鐘轉數是可控的，從而根據需要，在熱源周圍有或強或弱的空氣循環，從而根據通風機的每分鐘轉數，在換熱器內有或大或小的熱流。
利用本發明，根據本發明的冷卻系統的依賴于負載而設定的一個如下可選實現方式是可能的在吸熱部和熱輸出部之間的熱傳輸介質的流動是可控的。例如，在吸熱部和熱輸出部之間的冷卻系統的流動截面可根據負載調節。為此，例如可以是這樣冷卻系統設置有調節閥，借助于該調節閥，可以控制流向和來自換熱器的熱傳輸介質的量。
在本說明書的框架內，當提到“可控性”或“控制”時，其一方面包括根據特定的模型或參考管線控制，以及另一方面調節的情況是利用反饋進行控制。
為控制或調節可建立不同的參數。特別是，根據本發明提出，溫度傳感器位于熱源附近，由此冷卻系統可參照由溫度傳感器記錄的溫度來控制。此外，在此方面可以如此通風機和/或調節閥基于由溫度傳感器記錄的溫度被控制。關于上述調節，本發明的一個進一步改進提出了一個調節系統，其根據由溫度傳感器記錄的溫度控制通風機和/或調節閥。
本發明的進一步改進提出，在熱源和散熱器之間設置有一個冷存儲單元。通過使用冷存儲單元，當例如飛機在地面以及由于高的外界溫度而無法通過飛機外蒙皮提供冷卻時，可保證充分的冷卻。
作為在熱源和散熱裝置之間的冷存儲單元的可選設置，根據本發明還提出了將冷存儲單元直接設置在熱源附近或設置在熱源之內。這使得能夠直接使用位于熱源部分的冷存儲單元內的制冷量，而無需熱傳輸介質的流動。
在優選實施方式中提出，管道系統形成了封閉的環路，其借助于供給管線和排放管線使得熱源和散熱裝置/散熱器彼此連接。在此方面，人們還談到所謂的閉環熱管。這種類型的系統利用因熱傳輸介質的相變產生的壓力下降和重力。在熱源部分，熱傳輸介質蒸發并且向散熱裝置移動，該散熱裝置在測地學意義上位于更高的位置。這里，熱傳輸介質蒸汽冷凝并且散發出冷凝熱，該冷凝熱以此方式釋放。所產生的冷凝物在重力和/或在特定的冷凝管線內的毛細效應的作用下流回熱源。借助于相變和潛熱的使用，每單位流動質量傳輸的熱幾倍于沒有相變時液體或氣態的傳輸量。此外，無需任何特定的例如泵等形式的傳輸設備。
當使用這種帶有在熱源和散熱裝置/散熱器之間的供給管線和排放管線的封閉回路時，根據本發明還提出，在特別的回路中的冷存儲單元設置有特別的管道系統。由此能夠提供在熱源和散熱裝置之間的沒有存儲冷氣的管道系統，和在熱源和具有冷存儲單元的散熱裝置之間的附加的管道系統。為了更好地使用重力，根據本發明還提出，當飛機處于靜止位置時，散熱裝置/散熱器位于在測地學意義上比冷存儲單元和熱源更高的位置上。
應當指出，上述冷卻系統可用于相反的效果。因此，能夠將該冷卻系統用于一般的熱量傳輸，即，例如從上述熱源中排出熱量或者使用該冷卻系統加熱各飛機部件。
與上述優點相同，本發明的另一特定優點是熱源和散熱裝置/散熱器可彼此分離，并且可借助于靈活定位的密封的管道系統——特別是封閉管——連接地更具靈活性。此外，無需任何主動部件，例如位于熱傳輸管線中的風機或泵等，因為，由于相變，加熱的介質可由于給定的擴散梯度和/或重力而或多或少地將其本身從熱源傳輸到散熱裝置，以及在散熱裝置/散熱器部分內的隨后的冷凝物——特別是由于重力毛細效應和/或重力——流回熱源。這可由下列事實得到支持例如，在散熱裝置和熱源之間存在輕微的傾斜。這使得能夠在無需任何例如為驅動泵的額外能量，并且也無需在發生任何寄生熱損耗——例如來自于傳輸泵的操作熱——的情況下操作冷卻系統。此外，由于避免了額外的主動部件，系統的可靠性增加并且降低了維護費用。此外，可防止不必要的噪音發射，例如主動部件提供動力時產生的噪音。
本發明還涉及一種從位于飛機內部的熱源向散熱器散發熱量的方法，由此與周圍大氣相密封的管道系統——該管道系統熱耦接到帶有熱源的熱輸入部并且熱耦接到帶有散熱器的熱輸出部，該管道系統優選具有基本上絕熱的傳輸部，并充有熱傳輸介質，該熱傳輸介質當在吸熱部中從熱源吸熱時，經歷從液態到氣態的轉換，然后流入熱輸出部，并且在這里，當熱量排放到散熱器后重新冷凝并且回流到吸熱部。
接下來，參考附圖描述本發明的一個示例圖1示出了在本發明范圍內使用的封閉管路系統的示意圖；圖2示出了在本發明范圍內使用的呈封閉管形式的管路系統的改進的示意圖；圖3示出了呈閉環形式具有獨立的供給和排放管線的根據本發明的管路系統的進一步改進的形式；圖4示出了根據本發明的冷卻系統的示例的示意圖；圖5示出了對圖4改進了的、帶有調節設備的根據本發明的第二形式；圖6示出了根據本發明的冷卻系統的第三示例的示意圖；以及圖7示出了根據本發明的冷卻系統的第四示例的示意圖。
具體實施例方式
在圖1中示出了一個呈管路系統形式的容器，其與根據本發明的冷卻系統一起使用，其部分地剖開并且由10總體標出。該容器包括一個圓形的圓柱形管，其各面封閉。在容器的下部，示出了處于液態的熱傳輸介質12。
容器10的下部14——其在下面稱為熱輸入部14——與熱源熱接觸，由此——如箭頭16所示——來自熱源的熱量進入容器10的熱輸入部14。箭頭16示出的熱導致熱傳輸介質12沸騰，如在熱傳輸介質12中由氣泡18所示，其最后蒸發，如在圖1中由豎直向上的指示箭頭20所示。
熱傳輸介質蒸汽經過傳輸部21上升到容器10的頂部，并且從吸熱部14通往熱輸出部22，由此其穿過位于吸熱部14和熱輸出部22之間的過渡部分24。
在熱輸出部22，容器10與散熱裝置熱接觸，借助于此，沿著箭頭26，熱從熱傳輸介質中排出。這意味著熱傳輸介質沿著箭頭28沉淀在容器10的壁上，并且在那里冷凝。冷凝物然后因重力而在容器10內沿著圖1中豎直向下指的箭頭30豎直流下，其在液態下重新匯集，用于再一次吸熱。
因此，在容器10內，在吸熱部沿著箭頭16的吸熱和在熱輸出部沿著箭頭26的熱輸出獨立地產生了一個熱傳輸介質回路，其中具有從參考標號12指示的液態到參考標號20和28指示的氣態的相變。以此方式，熱傳輸介質的可感知的熱和潛熱——即在相變過程中存儲在熱傳輸介質中的熱——被用來從吸熱部14向熱輸出部22傳輸熱量。在熱輸出部22，該潛熱通過熱傳輸介質蒸汽的冷凝而重新釋放。總體上，在充填容器10產生的相對較小的重量的情況下獲得了有效的熱傳輸。
圖2示出了類似于圖1的系統，但是其中使用了毛細效應而不是重力。為此，毛細結構11a設置在管10a內，并且其大體平行于管10a的長度延伸。在毛細結構14a的內部，熱傳輸介質在吸熱部14a蒸發，由此存在一個沿著圖2中箭頭20a的向左的蒸汽流。
在熱輸出部22內，熱傳輸介質重新冷凝，從而存在一個沿著箭頭30a和30b的、在毛細結構之外的、沿著管道長壁的回流。圖2另一方面示出作為蒸發區域的吸熱部14a，以及作為冷凝區域的傳輸部21a和熱輸出部22a。因毛細效應和均壓導致了液體傳輸。
圖3示出了根據本發明的管道系統的另一變型。在示例中，管道系統呈封閉回路形式，具有在吸熱部分14b和熱輸出部分22b之間的供給管線和排放管線。在給定的壓力下降和重力的推動作用下，在熱源14b內的蒸發的熱傳輸介質沿著箭頭20b傳輸到在熱輸出部22b內的散熱裝置。若這里的溫度足夠低，蒸發的熱傳輸介質冷凝，從而排放釋放出的冷凝熱。產生的冷凝物在重力驅動下流過冷凝管線沿著箭頭30b回到吸熱部。在根據圖3的系統中所講述的是閉環熱管(LHP)。
圖4示出了可能在飛機中應用的管道系統10a。詳細地說，圖4中的管道系統借助于其熱輸出部分22與商用飛機的外蒙皮32耦接，由此外蒙皮32至少在熱輸出部22附近大體上不絕熱。在其吸熱部14，管道系統10設置有多個肋片34，肋片14在吸熱部的表面延伸，從而有助于更好地熱傳遞。
此外，在圖4中，存在一個位于機艙地板36上的需要冷卻的設備38，例如用于機上廚房(機內廚房)的電冰箱，其具有內部通風機40。通風機40使空氣在需要冷卻的設備內循環，從而溫暖的氣流42傳輸到吸熱部14并且向該吸熱部放出熱量，而冷的氣流44借助于通風機40從吸熱部14被送走。
利用該發明，能夠以相對較低的技術成本冷卻需要冷卻的設備38。由于容器10如上所述呈管的形式，從而僅需要少量空間，待冷卻的設備38可或多或少位于飛機內任何地方而不會因需要冷卻的設備38的定位而影響冷卻水平或者將冷卻水平損害到任何程度。特別應當指出，如圖4清楚示出，需要冷卻的設備38大體上不與作為散熱裝置的飛機外蒙皮耦接，而是僅通過管10連接。
圖5示出了相對于圖4改進的本發明的一個形式。為了簡化說明和避免重復，為描述圖4而使用的相同的參考標號將用于同類型部件或用于同樣效果的部件，但是在前面增加了數字“1”。
根據圖5的實施方式與根據圖4的實施方式的不同之處在于，還提供了用于調節根據本發明的冷卻系統的部件。具體來說，在待冷卻的設備中有一個溫度傳感器150，其與一個調節設備152直接耦合，從而將記錄的溫度值傳送到調節設備。此外，調節設備152借助于控制線路154與該通風機140耦接，用于控制通風機140。另外，調節器152借助于另一控制線路156與一個可調的調節閥或恒溫器閥158耦接。
根據圖5的系統如下工作。待冷卻設備138的溫度由溫度傳感器150確定并且傳送到調節器152。若待冷卻設備138的溫度過高，調節器152例如借助于控制線154控制通風機140，從而通風機的每分鐘轉數提高。以此方式，空氣流142、144的循環也增加，從而大量的熱借助于換熱器134從待冷卻設備138傳遞到傳熱介質。作為此方式的附加的或可選的方式，調節器152借助于控制線路156控制調節閥158，由此熱傳輸介質的流動可控制。以此方式，能夠允許更大數量的熱傳輸介質流經管道系統110a，從而也增加了從待冷卻設備138中帶走的熱量。
在一個可在換熱器部分134形成冰的應用中，調節設備152也可特別用來為換熱器134除霜。
圖6示出了本發明的另一實施方式。再次，對于類型相同或具有同種效果的部件，使用了與對圖4和5的描述中的參考標號相同的參考標號，但是在前面增加了數字“2”。
圖6示出了待冷卻設備238借助于兩個回路260和262連接到飛機的外蒙皮232。為此，使用了耦接設備264，其協助將兩個回路260和262熱耦接到外蒙皮232。
在第一回路260中，設置了一個冷存儲單元266，其具有絕熱壁268。回路260設計有第一連接管線270、272，經過該第一連接管線270、272，蒸發的熱傳輸介質從換熱器234流向耦接設備264。此外，第一回路260包括兩個反向管線274、276，沿著該反向管線274、276，冷凝的熱傳輸介質可流回換熱器234。可控調節設備278、280設置在這些反向管線274、276中。
第二回路262包括一個供應管線282和一個回流管線284，其中在后者中也存在一個可控調節閥286。第二回路262連接耦接設備264和熱交換器288。
根據圖6的系統作用機制如下。在正常操作中，即在飛機的飛行操作中，為了冷卻待冷卻設備238，基本上使用第二回路262。該系統如參考圖4和5描述的那樣工作，即在待冷卻的設備238中吸熱，并且該熱量借助于冷凝的熱傳輸介質被帶走，通過管線282帶到耦接設備264。這里，熱量排放到冷的外蒙皮232，由此熱傳輸介質冷凝并且通過回流管線284流回換熱器288。由空氣流242傳遞的熱量可通過改變通風機240的每分鐘轉數和設定調節閥286而改變。
除了該系統，設置有回路260，其包括冷存儲單元266。冷存儲單元266用來當由回路260提供的冷卻不夠時提供充分的冷氣。為此，在回路正常工作過程中，閥280保持關閉，而閥278打開。以此方式，可對冷存儲單元266進行裝載，由此熱傳輸介質被冷卻并且以冷凝形式存儲在存儲單元266。如果存在增加的冷卻需求，例如，當飛機處于地面并且無法借助于外蒙皮232提供冷卻時，可將調節閥278關閉并且打開調節閥280，從而熱傳輸介質流過回路260并且待冷氣設備238可通過使用由通風機產生的額外空氣流242’并且借助于存儲在冷存儲單元266中的冷凝的熱傳輸介質而冷卻。
應當指出，利用根據圖6的實施方式，冷存儲單元266的平均溫度水平必須位于待冷卻設備238和散熱裝置264的溫度之間。
還應指出，在根據圖6的應用中，散熱裝置264，即耦接設備264應當在測地學的意義上高于冷存儲單元266，并且冷存儲單元266又應當在測地學意義上高于熱源，即換熱器234。這便于形成由重力引起的回流，并且改善了整個熱傳輸性能。
最后應當指出，在待冷卻設備中的換熱器234和288可具有關于空氣流242或242’的并行的或串行的流動。
圖7示出了相對于圖6的簡化的實施方式。再一次，針對與圖6的描述中類型相同或同樣效果的部件，使用了同樣的參考標號，但是在前面增加了數字“3”。
根據圖7的實施方式與根據圖6的實施方式的不同之處在于，冷存儲單元366位于待冷卻設備338之內。這意味著，在工作中，存儲在冷存儲單元366內的冷傳輸介質可將其冷氣直接排放到待冷卻設備338而無需熱傳輸介質的流動。例如，這可通過自然對流或利用特殊的通風機產生。可選地，空氣流還能夠通過通風機340根據所涉及的操作傳輸到冷存儲單元366或者換熱器388。例如，在正常工作中，當飛機在飛行且外蒙皮332可用作散熱裝置時，待冷卻設備338通過回路362冷卻，而當飛機在地面且外蒙皮332由于高的外部溫度而不能用作散熱裝置時，使用回路360來進行冷卻。
權利要求
1.冷卻系統，用于從位于飛機內部的熱源(38；138；238；338)向散熱器(32；132；232；332)排出熱量，其具有與周圍大氣密封隔絕的管道系統(10；110)，該管道系統熱耦接到帶有熱源(38；138；238；338)的吸熱部(14；114)，并熱耦接到帶有散熱器(32；132；232；332)的熱輸出部(22)，并且其優選具有一個大體絕熱的傳輸部(21，21a)，其中該管道系統(10；110)充有熱傳輸介質(12)，當該熱傳輸介質在吸熱部(14；114)內從熱源(38；138；238；338)中吸熱時，其從液態轉變到氣態，然后流入到該熱輸出部(22；122)，并且在那里當將熱量排放到散熱器(32；132；232；332)后，其再次冷凝并且回流到吸熱部(14；114)。
2.如權利要求1所述的冷卻系統，其中所述管道系統(10，10a)包括一個封閉管道，該封閉管道一端部是所述吸熱部(14，14a)，而其另一端部是所述熱輸出部(22，22a)，由此兩個端部通過所述傳輸部(21，21a)彼此連接。
3.如權利要求1或2所述的冷卻系統，其中所述熱源(38；138；238；338)包括飛機內的電子設備部件、飛機上的機上廚房、飛機內的需冷卻的表面等至少一個部件。
4.如權利要求1至3中任一項所述的冷卻系統，其中所述散熱器(32；132；232；332)包括飛機的外壁、飛機結構、飛機機身、空氣通道、特別是沖壓空氣通道或換熱器的一部分。
5.如前述權利要求中任一項所述的冷卻系統，其中在所述吸熱部(14；114)和/或熱輸出部(22；122)之間的熱傳遞借助于換熱器(34；134；234；334)進行，該換熱器利用所述管道系統(10)與所述熱源(38；138；238；338)及散熱器(32；132；232；332)耦接。
6.如權利要求5所述的冷卻系統，其中所傳遞的熱流由各個換熱器(34；134；234；334)控制。
7.如權利要求6所述的冷卻系統，其中所述各個換熱器(34；134；234；334)分配有通風機(40；140；240；340)，借助于該通風機，在所述換熱器(34；134；234；334)和熱源(38；138；238；338)之間的熱傳遞受到控制。
8.如前述權利要求中任一項所述的冷卻系統，其中熱傳輸介質(20)在所述吸熱部(14；114)和熱輸出部(22，122，222，322)之間的流動受到控制。
9.如權利要求8所述的冷卻系統，其中所述冷卻系統分配有調節閥(158；278；280；286；378；386)，借助于該調節閥，流向所述換熱器(34；134；234；334)和/或來自于該換熱器的熱傳輸介質受到控制。
10.如前述權利要求中任一項所述的冷卻系統，其中溫度傳感器(150)設置在所述熱源(138；238；338)部內，由此根據該溫度傳感器(150)記錄的溫度而控制所述冷卻系統。
11.如權利要求10和權利要求6至9中任一項所述的冷卻系統，其中根據由所述溫度傳感器(150)記錄的溫度而控制所述通風機(40；140；240；340)和/或調節閥(158；278；280；286；378；386)。
12.如權利要求11所述的冷卻系統，其中設置有調節設備(152)，其根據由所述溫度傳感器(150)記錄的溫度而控制所述通風機和/或調節閥。
13.如前述權利要求中任一項所述的冷卻系統，其中在所述熱源(238)和散熱器之間設置有冷存儲單元(266)。
14.如權利要求1至12中任一項所述的冷卻系統，其中在所述熱源(338)部分設置了冷存儲單元(366)。
15.如前述權利要求中任一項所述的冷卻系統，其中所述管道系統(260，262；360，362)形成了封閉的回路，該回路分別借助于供給管線和排放管線連接所述熱源(238；338)和散熱器(264；364)。
16.如權利要求13或14所述的冷卻系統，其中所述冷存儲單元(266；366)位于帶有特別的管道系統(260；362)的特別的回路內。
17.如前述權利要求中任一項所述的冷卻系統，其中當飛機處于靜止狀態時，所述散熱器(264)在測地學意義上位于高于冷存儲單元(266)和熱源(238)的位置。
18.用于從位于飛機內部的熱源(38；138；238；338)向散熱器(32；132；232；332)排放熱量的方法，其中與周圍的大氣密封隔絕的管道系統(10；110)充有熱傳輸介質(12)，該管道系統與帶有熱源(38；138；238；338)的吸熱部(14；114)和具有散熱器(32；132；232；332)的熱輸出部(22)熱耦合，并且其優選具有一個大體絕熱的傳輸部(21，21a)，當該熱傳輸介質在吸熱部(14；114)內從熱源(38；138；238；338)吸熱時，所述熱傳輸介質經歷從液態到氣態的轉變，然后流入熱輸出部(22；122)，并且在那里，當將熱量排放到散熱器(32；132；232；332)后，其再次冷凝并且回流到吸熱部(14；114)。
全文摘要
用于從位于飛機內部的熱源(38)向散熱器(32)排出熱量的冷卻系統，具有一個與周圍的大氣密封隔絕的管道系統(10)，該管道系統與帶有熱源(38)的吸熱部(14)和具有散熱裝置(32)的熱輸出部(22)熱耦接，并且其優選具有一個大體絕熱的傳輸部(21)，該管道系統(10)充有熱傳輸介質(12)，當其在吸熱部(14)內從熱源(38)中吸熱時，該熱傳輸介質經歷從液態到氣態的轉變，然后流入熱輸出部(22)，并且在那里，當將熱量排放到散熱裝置(32)后，其再次冷凝并且回流到吸熱部(14)。
文檔編號B64D11/04GK1902454SQ200480039521
公開日2007年1月24日 申請日期2004年12月30日 優先權日2003年12月30日
發明者喬治·穆爾塔勒, 米夏埃爾·馬克瓦特, 安德烈亞斯·埃多姆 申請人:空中客車德國有限公司