一种飞行器制冷装置的制作方法

本发明涉及飞行器热管理，具体而言，涉及一种飞行器制冷装置。

背景技术：

1、未来飞行器的飞行速度至少会超过5马赫且飞行高度逼近甚至超过30km。在3马赫的巡航速度下，飞行器蒙皮的表面温度会升高到360℃，当飞行速度提升至6马赫时，飞行器头部区域温度预计会达到惊人的1360℃。飞行器的高空高速飞行使得飞行器周围的空气无法成为可用的散热介质，燃油成为其飞行过程中仅有的散热介质。但是，燃油的温度可以随飞行时间增加而快速升高，无法维持机上关键电子设备的适宜工作温度区间，将会降低相关设备的运行可靠性。而选用蒸馏水作为散热介质的飞行器制冷装置，其可以利用水的蒸发吸热对飞行器的关键电子设备进行散热。

2、飞行器在飞行过程中常常需要切换飞行姿态（例如倒飞、侧飞、俯冲、爬升等），一般的以水蒸发为制冷的装置无法满足飞行器在不同飞行姿态下的散热需求，常常会因飞行器倒飞或侧飞时导致装置内的水无法控制流量，使得大量的水快速地排出机外，造成蒸馏水浪费的同时还无法有效稳定地为飞行器的关键电子设备进行散热处理。

技术实现思路

1、为解决如何满足飞行器不同飞行姿态下的散热需求的问题，本发明提供了一种飞行器制冷装置，所述飞行器制冷装置包括：

2、供液组件，所述供液组件包括储液单元、驱动单元、输液单元；所述储液单元内部形成封闭腔室；所述驱动单元与所述储液单元的一端可拆卸连接；部分所述驱动单元穿透所述储液单元的外壁并延伸至所述储液单元的封闭腔室内，将所述储液单元的封闭腔室分隔成两个封闭空间；所述输液单元包括输液通道；所述输液通道包括进液部、第一输液段、第二输液段、第三输液段；所述进液部穿透所述储液单元远离所述驱动单元的封闭腔室的底壁，所述进液部与所述储液单元连通；所述进液部的中心轴线与所述储液单元的中心轴线间隔设置；所述第一输液段设置在所述储液单元的底壁外侧；所述第一输液段的一端与所述进液部连通，另一端朝靠近所述储液单元远离所述进液部的一侧外周壁延伸；所述第二输液段设置在所述储液单元的外周壁；所述第二输液段的一端与所述第一输液段连通，另一端朝靠近所述储液单元的顶壁方向延伸；所述第三输液段的一端与所述第二输液段连通，另一端朝靠近所述储液单元的底壁方向延伸；所述驱动单元移动过程中改变所述储液单元分隔的两个封闭空间的体积大小；

3、散热组件，所述散热组件包括吸热单元、降温单元；所述吸热单元与所述降温单元连通；所述降温单元与所述第三输液段远离所述第二输液段的一端连通。

4、在一些实施例中，所述飞行器制冷装置还包括控制器；所述供液组件还包括加热单元；所述控制器与所述加热单元电连接；所述控制器与所述驱动单元电连接；所述控制器与所述吸热单元电连接；所述加热单元包括第一加热器；所述第一加热器设置在邻近所述第一输液段与所述第二输液段的连通处；部分所述第一加热器位于所述储液单元沿其中心轴线方向的投影区域内。

5、在一些实施例中，所述加热单元还包括第二加热器；所述第二加热器设置在邻近所述第二输液段与所述第三输液段的连通处。

6、在一些实施例中，所述输液通道还包括输液缓冲腔；所述输液缓冲腔与所述第二输液段靠近所述第一输液段的一端外侧壁固定连接；所述输液缓冲腔与所述第二输液段连通；部分所述第一加热器设置在所述输液缓冲腔的腔体内。

7、在一些实施例中，所述驱动单元包括电机、第一螺杆、第二螺杆、连接部、隔液板；所述电机与所述第一螺杆驱动连接；所述电机与所述储液单元可拆卸连接；所述第二螺杆与所述第一螺杆驱动连接；所述第二螺杆的一端穿过所述储液单元的外壁与所述连接部固定连接；所述第二螺杆与所述储液单元活动连接；所述连接部、所述隔液板分别设置在所述储液单元的封闭腔室内；所述连接部与所述隔液板活动连接；所述隔液板将所述储液单元的封闭腔室分隔成两个封闭空间；所述第二螺杆通过所述连接部驱动所述隔液板移动过程中改变所述储液单元分隔的两个封闭空间的体积大小。

8、在一些实施例中，所述第二螺杆的中心轴线与所述储液单元的中心轴线间隔设置，并靠近所述进液部的中心轴线。

9、在一些实施例中，所述驱动单元还包括滑轮部；所述滑轮部与所述隔液板远离所述进液部的一侧可拆卸连接；所述滑轮部与所述储液单元的内周壁滑动连接。

10、在一些实施例中，所述储液单元包括第一壳体、连通部、补液部；所述第一壳体内部形成封闭腔室；所述隔液板将所述第一壳体的封闭腔室分隔成两个封闭空间；所述连通部与所述第一壳体远离所述进液部的封闭空间连通；所述隔液板与所述第一壳体的顶壁抵接时，所述补液部与所述第一壳体靠近所述进液部的封闭空间连通。

11、在一些实施例中，所述降温单元包括第二壳体、盘管、排出管；所述第二壳体形成内部空腔；所述第二壳体与所述第三输液段连通；所述盘管设置在所述第二壳体的内部空腔；所述盘管穿过所述第二壳体的壁体与所述吸热单元连通；部分所述排出管穿过所述第二壳体的壁体并朝靠近所述盘管的方向延伸；所述排出管与所述第二壳体连通；所述排出管靠近所述盘管一端的横截面积小于另一端的横截面积。

12、在一些实施例中，所述吸热单元包括换热冷板、液体泵；所述换热冷板一端与所述液体泵连通，另一端与所述盘管连通；所述液体泵与所述盘管连通。

13、为解决如何满足飞行器不同飞行姿态下的散热需求的问题，本发明有以下优点：

14、在供液组件中，驱动单元可以通过改变储液单元分隔的两个封闭空间的体积大小将冷却介质供给至输液通道内。输液通道的进液部穿透储液单元的底壁，其中心轴线与储液单元的中心轴线间隔设置，使得储液单元在飞行器处于倾斜飞行姿态时的可存储冷却介质量增大，减少流入输液通道的冷却介质流量，避免频繁补充储液单元存储的冷却介质量。输液通道的第一输液段设置在邻近储液单元的底壁，第二输液段设置在邻近储液单元的外周壁，从而可以与储液单元形成双层壳体结构以改变冷却介质的流向并减缓其流速，使得飞行器由正常飞行姿态切换至其他飞行姿态时储液单元内的冷却介质仍需要驱动单元的驱动才可以供给至散热组件的降温单元中。第三输液段一端与第二输液段连通，另一端朝靠近储液单元的底壁方向延伸，从而可以再一次改变冷却介质的流向，进一步减缓冷却介质的流速，使得储液单元内的冷却介质难以自行通过输液通道流入降温单元中，实现不同飞行姿态下储液单元供给的冷却介质流量可控。

技术特征：

1.一种飞行器制冷装置，其特征在于，所述飞行器制冷装置包括：

2.根据权利要求1所述的一种飞行器制冷装置，其特征在于，

3.根据权利要求2所述的一种飞行器制冷装置，其特征在于，

4.根据权利要求2所述的一种飞行器制冷装置，其特征在于，

5.根据权利要求4所述的一种飞行器制冷装置，其特征在于，

6.根据权利要求5所述的一种飞行器制冷装置，其特征在于，

7.根据权利要求6所述的一种飞行器制冷装置，其特征在于，

8.根据权利要求7所述的一种飞行器制冷装置，其特征在于，

9.根据权利要求8所述的一种飞行器制冷装置，其特征在于，

10.根据权利要求9所述的一种飞行器制冷装置，其特征在于，

技术总结本发明涉及飞行器热管理技术领域，具体而言，涉及一种飞行器制冷装置。装置包括供液组件、散热组件。供液组件的驱动单元与储液单元可拆卸连接。部分驱动单元穿透储液单元的外壁并延伸至储液单元的封闭腔室内。输液单元的进液部穿透储液单元的底壁并与储液单元连通。进液部的中心轴线与储液单元的中心轴线间隔设置。进液部、第一输液段、第二输液段、第三输液段依次连通并沿储液单元靠近底壁的外周壁设置。驱动单元移动过程中改变储液单元分隔的两个封闭空间的体积大小。散热组件的吸热单元与降温单元连通。降温单元与第三输液段连通。这样就解决了如何满足飞行器不同飞行姿态下的散热需求的问题。技术研发人员：孙志传,戚家源,高赞军,詹宏波,刘成受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心技术研发日：技术公布日：2024/6/13