用于控制封闭空间的环境温度的一体环境控制系统和方法

摘要

用以通过使被动热交换子系统（例如，环路热导管（LHP）热交换子系统）、RAM空气子系统、以及蒸汽压缩循环机（VCM）子系统一体化来控制封闭空间的环境温度的环境控制系统和方法，所述被动热交换子系统具有与用于在其中提供环境温度控制的封闭空间处于热交换关系的闭合环路热交换流体回路，所述RAM空气子系统具有用于使RAM冷却空气循环的RAM空气回路，所述蒸汽压缩循环机（VCM）子系统具有VCM流体回路，所述VCM流体回路具有压缩机、蒸发器、冷凝器和膨胀阀。

说明书

相关申请的交叉引用

本申请基于并且要求2011年12月29日提交的美国临时申请序列 No.61/581,378在35USC§119（e）下的国内优先权益，该美国临时申 请的全部内容明确地通过引用并入到本文中。

技术领域

本文公开的实施例大体涉及使用诸如热导管、表层热交换器和/或 蒸汽压缩循环系统的环境控制系统的一体式架构的（例如，在飞行器 机身内的）舱室/外壳的环境控制和热管理（例如，加热、冷却）。本文 公开的方法和系统的实施例使得能够在飞行器运行的各个阶段期间用 最少的飞行器能量消耗（最终，最少的飞行器燃料消耗量）需求来冷 却飞行器舱室/外壳。

背景技术

未来一代的飞行器系统的概念趋向于需要电力消耗量的增加。因 此，这些系统将要求每体积更多热的耗散。散热的增加与减少飞行器 燃料消耗量的最近需求彼此相冲突，并且因此要求出现更加有效的冷 却系统。

当前，飞行器舱室/外壳（电子舱、厨房等）设有冷却系统，所述 冷却系统一般基于空气循环和/或蒸汽循环系统并且就燃料损失（fuel  penalty）而言未被优化，使得这样的系统可以吸取整体飞行器性能。 因此，冷却要求越高，冷却系统能量消耗就越高，并且因此，飞行器 燃料消耗就越高。这些冷却系统在包括当飞行器在地面上时的所有飞 行阶段期间运行。

然而，由于在外侧空气（热沉）与被冷却的特定舱室/外壳/设备之 间的显著温差，当飞行器在飞行中时存在巨大的排热潜能。为了开发 更加有效的冷却系统，存在使设备与散热器之间的热阻最小化的需要。

最近，美国已公布专利申请No.2004/0159119（通过引用完全并入 本文）已经提出了一种更加有效的冷却系统，该系统主要包括液体环 路、低共熔热电池和热泵以及表层热交换器（SHX）。类似地，美国已 公布专利申请No.2007/0095521（通过引用完全并入本文）主要提出了 环路热导管（LHP）、冷存储单元和SHX的组合。

在能够完全实现更大的燃料效率之前，存在一些待被解决的问题。 例如，当前技术缺乏用于舱室/外壳冷却的可用热沉的智能管理，从而 导致比必需的更多的燃料消耗（在飞行器性能上的燃料损失），因为热 的可用性未被充分地使用。例如，有时蒸汽压缩循环机（VCM）需要 被用来冷却在机舱内侧的电子设备，尽管在飞行中的飞行器的外侧的 冷却空气已经可用。

此外，当前对于可用热沉的使用存在缺乏灵活性。举例来说，电 子盒不能够被安装在预定的舱室/外壳中，因为外侧空气热沉位于离那 个舱室/外壳很远的距离。

此外，舱室/外壳（热负载）与热沉之间的高热阻通常存在。即使 当热负载的温度高于热沉的温度时，该高热阻也需要主动冷却系统（热 泵）。该效应在飞行器任务期间的绝大部分时间发生。LHP和其它相变 被动热传递装置对于减小该热阻可以是有用的。

因此，旨在为本发明的实施例所针对的这样的问题提供解决方法。

发明内容

此处公开的实施例被提供以通过使用在下文中将被更详细地讨论 的特征实现将热从舱室/外壳移除的同时、最小化在整个飞行器运行上 的燃料损失的目的。另外，从一个舱室/外壳移除的热也可以被用作另 一个舱室/外壳的热源。该热也可以被用于加热飞行器的内表面或外表 面，如对于热管理或冰和大气防护可能需要的。大体上，此处公开的 实施例使诸如热导管和表层热交换器的各种环境控制系统一体化，以 使热阻最小化并且降低系统能量消耗。

根据一些实施例，可以采用多个创新性环境控制部件的组合，例 如（1）在单个热交换器中，与蒸汽压缩循环机（VCM）蒸发器一体化 的环路热导管（LHP）冷凝器，以及（2）嵌入到配备有地面冷却风机 的管中的紧凑的表层热交换器（SHX）。

根据一些实施例，还提供了用于使用在热输送和散热器（带有地 面冷却风机的VCM、SHX、LHP、RAM空气）来冷却舱室/外壳的不 同的技术与适当的操作逻辑之间的智能一体化的系统，该系统包括混 合系统，所述混合系统利用被应用的技术中的任何一种的优势，在整 个飞行器任务上能够用较少的能量消耗运行。

根据一些实施例，提供了环境控制系统和方法，所述系统和方法 通过使环路热导管（LHP）热交换子系统、RAM空气子系统、以及蒸 汽压缩循环机（VCM）子系统一体化而控制该封闭空间内的环境温度， 所述环路热导管（LHP）热交换子系统具有与用于在其中提供环境温度 控制的封闭空间处于热交换关系的闭合环路热交换流体回路，所述 RAM空气子系统具有用于使RAM冷却空气循环的RAM空气回路， 所述蒸汽压缩循环机（VCM）子系统具有包括压缩机、蒸发器、和冷 凝器的VCM流体回路。因此，VCM子系统的蒸发器可以通过与LHP 热交换子系统处于操作热交换关系而与该LHP热交换子系统一体化， 而VCM子系统的冷凝器可以与RAM空气系统一体化以与该RAM空 气系统处于操作热交换关系。

一些实施例可以包括与VCM子系统的VCM蒸发器处于操作热交 换关系的LHP子系统的LHP冷凝器。在其它实施例中，LHP热交换子 系统还可以被设有LHP冷凝器表层热交换器（SHX）以及控制阀，所 述控制阀用于将工作流体导引至LHP冷凝器或LHP冷凝器SHX。

特定实施例的RAM空气回路可以包括：空气管道，其具有入口和 用于控制流动到该管中的空气流的入口控制门；以及冷却风机，其用 于将空气抽吸到入口中并且通过该管。其它实施例可以设有包括与管 中的空气流处于操作热交换器关系的嵌入式表层热交换（SHX）的RAM 空气子系统。

特定的其它实施例可以设有具有与VCM子系统的VCM蒸发器处 于操作热交换关系的LHP冷凝器和LHP冷凝器表层热交换器（SHX） 的LHP热交换子系统。可以因此提供控制阀，用于将工作流体导引至 LHP热交换子系统的LHP冷凝器、LHP热交换子系统的LHP冷凝器 SHX或RAM空气子系统的嵌入式表层热交换器SHX。

VCM子系统可以包括在VCM冷凝器下游的VCM冷凝器表层热 交换器（SHX）。在特定的实施例中，VCM冷凝器SHX可以与诸如机 载燃料和/或机舱空气的机载流体处于操作热交换关系。其它实施例可 以设有具有旁通阀的VCM子系统，用以将VCM流体回路导引至VCM 冷凝器SHX或使VCM流体回路绕开VCM冷凝器SHX。

从表层热交换器释放的热可以被用于加热飞行器的内表面或外表 面。例如，由SHX释放的热可以被用作用于外表面的唯一或补充的冰 雨防护系统，所述SHX所构成所述外表面或是所述外表面的一部分。 另外，该热能够被用来加热其它飞行器区域中的门槛、厨房。

在对本发明的优选示例性实施例的下列详细描述给予仔细考虑之 后，本发明的这些和其它方面和优势将变得更加清楚。

缩略词

结构和系统通常可以通过下列缩略语在本文中被引用：

LHP-环路热导管

CPL-毛细泵送环路

LTS-环路热虹吸管

SHX-表层热交换器

VCM-蒸汽压缩循环机

E-bay-电子舱

应理解，每当LHP、CPL、LTS在下文中出现时，相变散热装置 的所有可能的变型被构想为诸如例如常规热导管、热虹吸管、脉动热 导管等。因此，对任何特定缩略语的引用是非限制性的并且仅为了讨 论的便利性而采用。

附图说明

通过结合附图参考示例性非限制说明性实施例的下列详细描述， 本发明的所公开的实施例将被更好地且更加充分地理解，其中：

图1是用于冷却舱室/外壳的系统架构的实施例的示意图；

图2是被用来冷却舱室/外壳的LHP/CPL/LTS环路的示意图，且 SHX被用来冷却LHP冷凝器；

图3是可以被用来冷却LHP冷凝器的RAM空气管道嵌入式带翅 片的表层热交换器的示意图；

图4A和图4B是RAM空气管道嵌入式带翅片的SHX的相应的侧 视图和顶视图；

图5是被用来冷却LHP冷凝器的VCM的示意图；SHX被用来冷 却VCM冷凝器流体（NACA空气入口被封闭）；

图6是被用来冷却LHP冷凝器的VCM的示意图；NACA/RAM空 气被用来在地面冷却风机静态运行的情况下冷却VCM冷凝器流体 （NACA空气入口被关闭）；

图7是没有嵌入到RAM空气管道中的SHX的系统实施例的示意 图；

图8是没有用于LHP冷凝器的SHX以及用于VCM冷凝器的SHX 的系统实施例的示意图；并且

图9是VCM冷凝器由诸如机上燃料或周围舱室空气的其它手段冷 却的系统实施例的示意图。

具体实施方式

在本专利申请的图中所示的许多细节、尺寸、角度和其它特征仅 图示本发明的特定实施例。因此，在不脱离本发明的精神和范围的情 况下，其它实施例可以具有其它细节、尺寸、角度和特征。

创新性系统的一些实施例，以及它们的运行逻辑，在下文中被描 述为利用较低的燃料消耗来操作飞行器的解决方案。

与环境控制系统10的一个实施例相关联的架构在图1中示意性地 示出。如示出的，该环境控制系统10的架构包括用以将舱室/外壳热负 载耗散到外侧空气（热沉）的多个子系统，即具有：LHP子系统12， 该LHP子系统12具有LHP蒸发器26和LHP冷凝器SHX28（参见图 2的解释）；子系统14，该子系统14具有与RAM空气回路20相关联 的内部嵌入式SHX30（参见图3和图4A-4B的解释）；VCM子系统16， 该VCM子系统16具有VCM冷凝器42（参见图5的解释）；以及子 系统18，该子系统18具有VCM冷凝器、常规紧凑型换热器40（参见 图6的解释）。子系统14和18取决于由RAM空气回路20提供的RAM 空气，然而LHP子系统12是被动系统，并且VCM子系统16是主动 系统。如将在下文中更详细地解释的，机载控制器OBC设有环境输入 （例如，外侧空气温度、飞行器速度和轮上重量）以通过对系统控制 阀CV的选择性定位来根据飞行器运行的阶段（例如，在飞行中或在地 面上）和飞行器外侧的空气温度选择性地操作子系统12、14、16和/ 或18中的一个或多个。

LHP子系统在图2中更详细地被示出。如示出的，安装在舱室/ 外壳24中的设备22通过在舱室/外壳24内（例如，经由循环风机（未 示出））循环的空气或其它冷却介质将其热负载耗散到LHP蒸发器26 中。舱室/外壳24（由围绕设备22和LHP蒸发器26的双线边界线表示） 可以是电子舱室，厨房舱室，行李、活的动物舱室等。舱室/外壳24还 可以仅是适当地配备有冷却台槽或表面的电子盒，作为这样的冷凝板 的LHP蒸发器部分。因为在一些构造中，存在LHP蒸发器26能够被 动地选择更合适的冷凝器28或43（即，最冷的冷凝器）的可能性，所 以用以在LHP冷凝器/SHX28或LHP冷凝器/VCM蒸发器43LHP中的 一个之间进行选择的控制阀CV可以是或可以不是必需的。这是用于高 海拔或在冷天期间在地面/低海拔运行期间的操作模式。对于这些冷外 侧空气运行条件，LHP冷凝器/SHX28常常足以耗散设备热负载。

当外侧空气处于范围从冷至标准温度天的充分低温度时，由图3 描绘的子系统14的操作模式是有利的。从嵌入式带翅片的SHX30移 除的热将因此也通过在RAM空气回路20的管30-2（参见图4）内侧 的冷却风机32空气流而作用在地面上。在该运行模式期间（例如，在 地面上标准温度天）移除热将另外地需要VCM操作或将常规紧凑型换 热器安装到RAM-空气线路中。VCM冷凝器40（参见图5）在低容量 模式下能够是不活动的（即，VCM压缩机41断开）或是活动的。基 于外侧空气温度、飞行器速度和/或轮上重量，可以将地面冷却风机32 接通，并且可以将可变面积NACA空气入口受控门30-3a完全打开。 嵌入式带翅片的SHX30的使用能够比常规紧凑型热交换器有利，因为 嵌入式带翅片的SHX30较简单，较容易安装和维护，并且导致在RAM 空气回路20上的较小的压降。在飞行状况下，地面冷却风机32变成 冲压空气节流件是可能的。当在飞行中充分的冲压空气压力可用时， 风机旋转。然而，RAM空气回路20展示在这些图中未示出的用以减 小地面冷却风机32在飞行运行时的节流的装置（例如：在飞行时打开 的风机旁路止回阀的安装）。

附图4A和4B分别描绘可以被在图3中所示的子系统14中使用 的RAM空气管道嵌入式带翅片的SHX30的侧平面图和顶平面图。带 翅片的SHX30-1优选地安装在RAM空气管道壁30-2上，且翅片（其 中一些在图4B中由附图标记30-1a标识）被定向成面对管壁30-2的内 侧并且沿着其纵向方向（即，在与RAM空气流（箭头A1）相同的方 向上）定向。SHX30-1可以充当LHP的冷凝器。替代地，如果翅片不 被视为是必要的，则SHX30-1可以被设置成无翅片。由地面冷却风机 32移动的环境空气通过NACA管RAM空气入口30-3吸入，经过与 SHX30-1相关联的翅片30-1a（平直/条形/百叶窗般布置的翅片或其它 变型）的表面，并且通过出口30-4从RAM-空气线路排放（箭头A2）， 以被导向与子系统16相关联的VCM冷凝器40。

附图5示出当外侧空气对于操作由在图2和图3中描绘的子系统 12和14示出和描述的构造下的系统10不足够冷时的子系统16的工作 模式。然而，在图5的子系统16中，使用RAM空气来冷却在VCM压 缩机41下游的VCM冷凝器40不是必要的，因为VCM的SHX冷凝 器42将具有充分的空气流用于通过外侧空气对流的排热。二通受控阀 44选择经由线路46的VCM的SHX冷凝器42的运行或选择旁通线路 48（也参见图1）。如在图5中由X所示，响应于基于由机载控制器OBC 发出的外部空气温度、飞行器速度和轮上重量的控制逻辑的信号输出， 地面冷却风机32被断开，并且NACA入口受控门30-3a被完全关闭（参 见图1）。因此，因为NACA入口门30-3a是完全关闭的，所以在这样 的构造中没有因RAM空气导致的阻力被施加在飞行器上。VCM子系 统16需要被操作，因为设备与外侧空气（热沉）之间的温度差是低的 或甚至负的（设备期望的温度低于热沉外部空气温度）。VCM子系统 16的SHX冷凝器42耗散来自设备（例如，LCP冷凝器/VCM蒸发器 43）的热负载以及由VCM压缩机41输入到系统中的能量。出于该原 因，SHX42的表层温度高于如图2中描述的SHX28的温度。因此， SHX42需要比SHX28小的表面面积。冷却的工作流体可以因此经由 线路56a和52a返回至LHP蒸发器26。

附图6描绘用于最热的天、在地面上或在相对温暖的外侧空气中 的低海拔处飞行的工作模式。对于飞行中的状况，VCM子系统16需 要使用RAM空气回路20来接通，或对于在地面上运行，VCM子系统 16需要使用地面冷却风机32来接通。在这样的状况下，二通阀44由 机载控制器OCB命令以绕开VCM子系统的SHX冷凝器42（即，经 由也如图1所示的线路48）。然后，如由机载控制器OCB命令的，基 于外部空气温度、飞行器速度和轮上重量，可以接通地面冷却风机32， 并且可以将NACA入口30-3的控制门30-3a完全打开。

由空气或其它冷却介质，或甚至使用冷凝板或类似的装置从舱室/ 外壳移除的热被抽吸通过LHP蒸发器26。在LHP26的内侧，工作流 体通过吸收来自设备的热而蒸发。蒸发的工作流体然后经由线路50朝 系统控制阀CV流动。机载控制器OCB能够因此命令控制阀CV采用 三种不同的状况中的一种，使得蒸发的工作流体能够因此沿下列相应 的三种不同的路线被导引：

1.对于冷天，在地面上或在飞行中（参见解释的图2），蒸发的工 作流体经由线路52被导引至LHP冷凝器SHX28，使得热可以通过对 流而被耗散到外侧冷空气。冷却的工作流体然后经由线路52a返回至 LHP蒸发器26。该SHX28可以是外侧面平SHX或如图4A和图4B 中所示的带翅片的SHX。因为LHP冷凝器是被动装置，所以该构造不 消耗任何能量来运行（除将始终存在的用于移动舱室/外壳24内侧的空 气的能量之外）。

2.如果当外侧空气处于充分低的温度（范围从冷到标准天）在地 面上操作时，则需要使用另一个构造，因为在LHP冷凝器SHX28上 缺少引入空气流将不允许其被使用。在这种情况下，使用上文关于图3 描述的构造。为了这个目的，控制阀CV经由线路54朝RAM空气管 道嵌入式带翅片的SHX30驱动在线路50中的LHP工作流体。冷却的 工作流体然后经由线路54a和52a返回至LHP蒸发器26。从该嵌入式 带翅片的SHX30移除的热取决于由在RAM空气管道32内侧的地面 冷却风机32提供的空气流（参见图4A和4B）。在该运行模式期间， VCM压缩机41被控制器OBC断开。基于外部空气温度、飞行器速度 和轮上的重量，控制器OBC也将地面冷却风机32接通，并且将与可 变面积NACA空气入口30-3相关联的控制门30-3a完全打开。在该运 行模式期间的能量消费因此仅归因于地面冷却风机32的运行。

3.可以命令控制阀CV在下列条件下将在线路50中的LHP工作 流体经由线路56导引朝向LHP冷凝器/VCM蒸发器43：

a.对于热天，且飞行器在低海拔处飞行，外侧空气可能不会足够 冷，以在如分别关于图2和图3描述的子系统12和14的构造下运行 系统10。因此，VCM子系统16然后需要被操作，因为在外壳24内的 设备22与外侧空气（热沉）之间的温度差是低的或甚至负的（例如， 设备期望温度低于可用热沉外侧空气温度）。然而，使用RAM空气来 冷却VCM冷凝器40不是必要的，因为VCM子系统16的SHX冷凝 器42将具有由外侧空气对流提供的充分的排热能力（参见图5）。基于 外部空气温度、飞行器速度和轮上重量，机载控制器OBC因此接通地 面冷却风机32，并且将NACA入口30-3的入口控制门30-3a完全关闭； 或

b.对于最热的天，对于地面上飞行器运行，以及对于在低海拔处 的飞行运行（例如，在温暖的外侧空气温度的情况下），外侧空气不会 冷到足以让热通过VCM子系统16的SHX冷凝器42被耗散。在这样 的状况下，机载控制器OCB操作控制阀44以绕过VCM子系统16的 SHX冷凝器42，并且对于在飞行中的运行，VCM冷凝器40使用经由 RAM空气子系统20的RAM空气，对于在地面上运行，VCM冷凝器 40使用RAM空气子系统20的地面冷却风机32。对于地面运行，地面 冷却风机32被接通，并且NACA入口受控门30-3a被完全打开。对于 飞行运行，地面冷却风机32被断开，并且NACA入口30-3及其相关 联的RAM空气提供外侧空气，用以冷却VCM冷凝器40。

下面的表1展示上文讨论的运行模式的概述。

表1-作为环境温度、地面运行对飞行运行以及高海拔对低海拔的 函数的预测运行模式

基于上文描述的系统架构的其它实施例由图7、图8和图9示出。 如图7中所示，例如，系统70类似于先前结合图1描述的系统10，但 是省略了线路54、内部嵌入式带翅片的SHX30以及与RAM空气回路 20相关联的冷却风机32。因此，在图7的实施例中，控制阀CV被设 置用以将在线路50中的工作流体导引至LHP冷凝器43或LHP冷凝 器SHX28。

在图8中所示的系统80类似于图7中所示的实施例，但是省略了 LHP冷凝器SHX28和VCM冷凝器SHX42。因此，控制阀CV和旁 通阀44在图8实施例中是不需要的。

图9中所示的系统90类似于图1中所描绘的系统，但是省略了如 上文关于图3所描述的子系统14。即，图9的系统90不包含内部嵌入 式带翅片的SHX30或线路54。因此，在系统90中的控制阀CV仅需 要将在LHP子系统12中的工作热交换流体导引至LHP冷凝器43或 LHP冷凝器SHX28。系统90的VCM子系统包括VCM冷凝器热交换 器，该VCM冷凝器热交换器与在VCM冷凝器40的下游的机载流体 子系统20-1（诸如机载燃料和/或机舱空气）处于热交换关系地运行， 所述VCM冷凝器40与RAM空气回路20处于热交换关系地运行。二 通受控阀44选择经由线路46的VCM冷凝器42的运行（参见图9） 或选择旁通线路48（也参见图9）。

虽然已经结合当前被视为最实用的且优选的实施例描述了本发明，但 是需理解的是，本发明不限于所公开的实施例，而是相反地，旨在覆 盖在其精神和范围内的各种变形和等效布置。