охлаждающая система и способ отвода тепла от тепловых источников, расположенных внутри воздушного судна

Формула изобретения

1. Охлаждающее устройство для отвода тепла от источника (38; 138; 238; 338) тепла, расположенного внутри воздушного судна, к теплопоглотителю (32; 132; 232; 332) посредством трубной системы (10; 110), которая герметично закрыта по отношению к окружающей атмосфере, имеет тепловую связь на участке (14; 114) приема тепла с источником (38; 138; 238; 338) тепла, а на участке (22) отдачи тепла - с теплопоглотителем (32; 132; 232; 332), и которая предпочтительно имеет участок (21; 21а), по существу, адиабатического переноса, причем трубная система (10) заполнена теплопередающей средой (12), которая в процессе отбора тепла от источника (38; 138; 238; 338) тепла на участке (14; 114) приема тепла переходит из жидкой фазы в газообразную фазу, затем втекает на участок (22; 122) отдачи тепла, на котором в процессе отдачи тепла теплопоглотителю (32; 132; 232; 332) снова конденсируется и стекает обратно на участок (14; 114) приема тепла, причем для теплопередачи на участке (14; 114) приема тепла и/или на участке (22; 122) отдачи тепла предусмотрен теплообменник (34; 134; 234; 334), который связывает источник (38; 138; 238; 338) тепла и теплопоглотитель (32; 132; 232; 332) с трубной системой (10), каждый теплообменник (34; 134; 234; 334) снабжен соответствующим вентилятором (40; 140; 240; 340) для управления теплопередачей между источником (38; 138; 238; 338) тепла и теплообменником (34; 134; 234; 334), отличающееся тем, что теплопоглотитель (32; 132; 232; 332) включает в себя участок наружной стенки воздушного судна, а между источником (238) тепла и теплопоглотителем предусмотрен накопитель (266) холода.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что трубная система (10; 10а) включает в себя закрытую трубу, участок одного конца которой является участком (14; 14а) приема тепла, а участок другого конца - участком (22; 22а) отдачи тепла, при этом оба участка связаны друг с другом через участок (21; 21а) переноса.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что источник (38; 138; 238; 338) тепла содержит по меньшей мере один элемент электронного оборудования воздушного судна, бортового кухонного блока воздушного судна, поверхности на воздушном судне, нуждающейся в охлаждении, или аналогичный элемент.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что теплообменник (34; 134; 234; 334) выполнен с возможностью управления передаваемым тепловым потоком.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что выполнено с возможностью управления движением теплопередающей среды (20) между участком (14; 144) приема тепла и участком (22; 122; 222; 322) отдачи тепла.

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что снабжено регулирующим клапаном (158; 278; 280; 286; 378; 386) для управления количеством теплопередающей среды, движущейся в направлении теплообменника (34; 134; 234; 334) и/или от теплообменника (34; 134; 234; 334).

7. Устройство по п.1 или 6, отличающееся тем, что в зоне источника (138; 238; 338) тепла размещен датчик (150) температуры для управления охлаждающей системой по данным температуры, зарегистрированной датчиком (150) температуры.

8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что вентилятор (40; 140; 240; 340) и/или регулирующий клапан (158; 278; 280; 286; 378; 386) выполнены с возможностью управления в соответствии с температурой, зарегистрированной датчиком (150) температуры.

9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что предусмотрено регулирующее устройство (152) для управления вентилятором и/или регулирующим клапаном в соответствии с температурой, зарегистрированной датчиком (150) температуры.

10. Устройство по п.1, отличающееся тем, что трубная система (260; 262; 360; 362) образует замкнутый контур, который соединяет источник (238; 338) тепла и теплопоглотитель (264; 364) посредством, соответственно, подающей линии и линии возврата.

11. Устройство по п.1, отличающееся тем, что накопитель (266; 366) холода расположен в отдельном контуре с отдельной трубной системой (260; 362).

12. Устройство по п.11, отличающееся тем, что при нахождении воздушного судна в состоянии покоя теплопоглотитель (264) располагается выше накопителя (266) холода и источника (238) тепла.

13. Способ отвода тепла от источника (38; 138; 238; 338) тепла, расположенного внутри воздушного судна, к теплопоглотителю (32; 132; 232; 332), в котором герметично закрытую по отношению к окружающей атмосфере трубную систему (10; 110), имеющую тепловую связь на участке (14; 114) приема тепла с источником (38; 138; 238; 338) тепла, а на участке (22) отдачи тепла - с теплопоглотителем (32; 132; 232; 332), и предпочтительно имеющую участок (21; 21а), по существу, адиабатического переноса, заполняют теплопередающей средой (12), которая в процессе отбора тепла от источника (38; 138; 238; 338) тепла на участке (14; 114) приема тепла переходит из жидкой фазы в газообразную фазу, затем втекает на участок (22) отдачи тепла, на котором в процессе отдачи тепла теплопоглотителю (32; 132; 232; 332) снова конденсируется и стекает обратно на участок (14; 114) приема тепла, причем для теплопередачи на участке (14; 114) приема тепла и/или на участке (22; 122) отдачи тепла предусмотрен теплообменник (34; 134; 234; 334), который связывает источник (38; 138; 238; 338) тепла и теплопоглотитель (32; 132; 232; 332) с трубной системой (10), при этом для управления теплопередачей между источником (38; 138; 238; 338) тепла и теплообменником (34; 134; 234; 334) используют вентилятор (40; 140; 240; 340), которым снабжен каждый теплообменник (34; 134; 234; 334), отличающийся тем, что теплопоглотитель (32; 132; 232; 332) включает в себя участок наружной стенки воздушного судна, а между источником (238) тепла и теплопоглотителем предусмотрен накопитель (266) холода.

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к охлаждающей системе и способу отвода тепла от источника тепла, расположенного внутри воздушного судна, к тепловой нагрузке или теплопоглотителю.

Уровень техники

В самолетах, в частности в пассажирских самолетах, существует ряд электронных устройств и других функциональных агрегатов, которые выделяют тепло в процессе эксплуатации самолета. Например, продукты питания и напитки, получаемые из бортового кухонного блока самолета, подлежат охлаждению с целью сохранения их вкусовых качеств в течение весьма продолжительного времени. Кроме того, в самолете имеется ряд компьютерных устройств, от которых во время работы требуется отводить большое количество тепла, чтобы гарантировать их надежное функционирование.

Чтобы обеспечить указанные функции охлаждения, в прошлом возникали различные идеи. Например, в патенте Германии № 3812739 описана охлаждающая система для холодильной камеры в самолете. В указанной охлаждающей системе предлагается посредством вентилятора передавать воздух из полости холодного воздуха в холодильную камеру, где располагается подлежащая охлаждению тележка официанта. Из холодильной камеры частично нагретый воздух передается обратно в полость холодного воздуха, где он может снова быть охлажден. Температура в полости холодного воздуха поддерживается на низком уровне за счет того, что полость находится в непосредственном контакте с неизолированным участком наружной обшивки самолета, и поэтому во время полета на обычных высотах, когда на наружной обшивке самолета, как правило, преобладают температуры порядка -50°С, может происходить эффективное охлаждение полости холодного воздуха за счет тепловой связи через неизолированную наружную обшивку самолета. Однако, недостатком такой системы является то, что холодильная камера должна быть размещена вблизи наружной обшивки самолета, а это снижает гибкость при организации интерьера самолета. Кроме того, эффективность такой системы сравнительно низкая, потому что для теплопередачи может быть использована только некоторая часть тепловой энергии воздуха, который используется в качестве теплоносителя, а именно только термически воспринимаемая энергия. Наконец, имеется еще один недостаток такой системы, заключающийся в том, что для переноса теплоносителя требуется специальный агрегат, который является источником дополнительных побочных тепловых потерь.

В общем видно, что использование в качестве теплопередающей среды воздуха имеет существенные отрицательные стороны. В частности, воздух обладает сравнительно низкой удельной теплоемкостью. Более того, необходимая система трубопроводов требует относительно большого места, что может привести к увеличению веса, а также к дополнительным проблемам, связанным с утечками и шумом. Из-за низкой удельной теплоемкости, соответственно, требуется высокая интенсивность транспортировки теплоносителя, что может приводить к вышеупомянутым побочным тепловым потерям. Другим важным недостатком использования воздуха в качестве теплоносителя является то, что отработавший воздух после охлаждения источников тепла, например электронных устройств, выводится из гермокабины по причине его высокой температуры и/или загрязненности и не может быть использован повторно. Однако из-за необходимости поддержания баланса воздуха внутри самолета количество воздуха, выпускаемого вхолостую, должно быть ограничено насколько это возможно.

В качестве альтернативы воздуху, как теплоносителю, существуют другие решения, в которых в качестве теплоносителя используются жидкости. Однако недостатком таких систем является их сравнительно большой вес. Кроме того, для передачи жидкого теплоносителя требуются насосы, что, с одной стороны, приводит к увеличению веса, а с другой стороны - к побочным тепловым потерям и снижает эффективность охлаждающего устройства. Наконец, техническое обслуживание охлаждающих систем такого типа отличается относительной дороговизной.

Впрочем, в патенте США № 6435454 описана система, в которой посредством охлаждающих систем производится охлаждение наружной обшивки сверхзвукового реактивного самолета. С помощью такой системы предотвращается чрезмерный нагрев наружной обшивки самолета, вызванный трением о воздух, с целью уменьшения инфракрасного излучения самолета, и, таким образом, снижения его различимости для инфракрасных обнаружителей. В отличие от вышеописанной технологии, применяемой в настоящее время, в указанной системе тепло от наружной обшивки самолета, наоборот, передается внутрь самолета и там используется, например, для подогрева топлива с целью обеспечения его эффективного сгорания.

Ближайшим аналогом предложенного изобретения является техническое решение, описанное в патентном документе US № 2499736, относящееся к охлаждающему устройству для отвода тепла от источника тепла, расположенного внутри воздушного судна, к теплопоглотителю посредством трубной системы, которая герметично закрыта по отношению к окружающей атмосфере, имеет тепловую связь на участке приема тепла с источником тепла, а на участке отдачи тепла - с теплопоглотителем, и которая имеет участок адиабатического переноса. Трубная система заполнена теплопередающей средой, которая в процессе отбора тепла от источника тепла на участке приема тепла переходит из жидкой фазы в газообразную фазу, затем втекает на участок отдачи тепла, на котором в процессе отдачи тепла теплопоглотителю снова конденсируется и стекает обратно на участок приема тепла. Для теплопередачи на участке приема тепла и/или на участке отдачи тепла предусмотрен теплообменник, который связывает источник тепла и теплопоглотитель с трубной системой. Каждый теплообменник снабжен соответствующим вентилятором для управления теплопередачей между источником тепла и теплообменником.

Известное решение также относится к способу отвода тепла с использованием такого устройства.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является создание охлаждающей системы указанного типа и способа, которые, по сравнению с применяемой в настоящее время технологией, при низких технических затратах позволят повысить удельные характеристики теплопередачи.

Данная задача решается посредством охлаждающего устройства для отвода тепла от источника тепла, расположенного внутри воздушного судна, к теплопоглотителю посредством трубной системы, которая герметично закрыта по отношению к окружающей атмосфере, имеет тепловую связь на участке приема тепла с источником тепла, а на участке отдачи тепла - с теплопоглотителем, и которая предпочтительно имеет участок по существу адиабатического переноса, причем трубная система заполнена теплопередающей средой, которая в процессе отбора тепла от источника тепла на участке приема тепла переходит из жидкой фазы в газообразную фазу, затем втекает на участок отдачи тепла, на котором в процессе отдачи тепла теплопоглотителю снова конденсируется и стекает обратно на участок приема тепла, причем для теплопередачи на участке приема тепла и/или на участке отдачи тепла предусмотрен теплообменник, который связывает источник тепла и теплопоглотитель с трубной системой, при этом каждый теплообменник снабжен соответствующим вентилятором для управления теплопередачей между источником тепла и теплообменником.

Отличительной особенностью устройства согласно изобретению является то, что теплопоглотитель включает в себя участок наружной стенки воздушного судна, а между источником тепла и теплопоглотителем предусмотрен накопитель холода. За счет использования накопителя холода можно гарантировать достаточное охлаждение, когда, например, воздушное судно находится на земле или когда по причине высокой наружной температуры невозможно обеспечить охлаждение через наружную обшивку воздушного судна.

В охлаждающем устройстве, соответствующем настоящему изобретению, может быть использована, в частности, скрытая теплота теплопередающей среды, т.е. теплота, которая на стадии перехода от жидкой фазы к газообразной фазе отбирается от теплопередающей среды, а на более позднем фазовом переходе, на участке отдачи тепла, возвращается от газообразной фазы назад конденсату, т.е. снова жидкой фазе. При таком способе удельные показатели теплопередачи охлаждающего устройства в соответствии с настоящим изобретением значительно возрастают по сравнению с системами, традиционно применяемыми в современной технике, как, например, система, описанная в патенте Германии № 3812739, в которой в качестве теплопередающей среды применяется воздух, и для охлаждения может быть использована только термически воспринимаемая тепловая энергия указанной среды.

Кроме того, охлаждающее устройство, соответствующее настоящему изобретению, имеет дополнительное преимущество, заключающееся в том, что предлагается закрытая система, в которой теплопередача осуществляется через стенки трубной системы без какого-либо прямого контакта теплопередающей среды с наружными элементами. Таким образом, можно исключить попадание в теплопередающую среду загрязняющих веществ и проникновение влаги в контур теплопередающей среды. Помимо этого, по сравнению с системами, в которых теплоноситель постоянно находится в жидкой фазе, охлаждающее устройство, соответствующее изобретению, имеет следующие преимущества: оно имеет меньший вес и в нем для теплопередачи используется как термически воспринимаемая теплота, так и скрытая теплота. Другое преимущество изобретения состоит в том, что нет никакой надобности в транспортирующих устройствах, например насосах для поддержания циркуляции теплопередающей среды. Также благодаря закрытому контуру можно исключить нежелательную конденсацию, которая в противном случае, например, как в системе, описанной в патенте Германии № 3812739, появляется в отдельных местах внутри самолета и приводит к нежелательному образованию льда или даже коррозии этих частей самолета. В системах, применяемых в настоящее время, такие нежелательные явления конденсации возникают из-за того, например, что для передачи тепла используется воздух из бортового кухонного блока. Таким образом, влажность воздуха проявляет себя, и это приводит к нежелательным явлениям конденсации на наружной обшивке воздушного судна.

В другом варианте осуществления изобретения предлагается, чтобы трубная система включала в себя закрытую трубу, участок одного конца которой являлся бы участком приема тепла, а участок другого конца - участком отдачи тепла, при этом оба участка были связаны друг с другом через участок переноса. Указанная труба может иметь любую форму, и поэтому может обладать сравнительно большой гибкостью в отношении применения и размещения устройств, требующих охлаждения, внутри воздушного судна. Как вариант изобретения, указанную закрытую трубу выполняют из эластичного материала, и она имеет гибкую конструкцию, если требуется с шарнирными сочленениями, чтобы получить дополнительные степени свободы при установке.

В соответствии с настоящим изобретением также предлагается, чтобы источник тепла включал в себя по меньшей мере один элемент электронного оборудования воздушного судна, бортового кухонного блока воздушного судна, внутренней поверхности воздушного судна, нуждающейся в охлаждении, или элемент, подобный указанным. Согласно еще одному варианту осуществления изобретения в качестве тепловой нагрузки или теплопоглотителя можно использовать участок наружной стенки воздушного судна (желательно неизолированной или, преимущественно, с хорошей тепловой связью), участок силовой конструкции воздушного судна, например поперечную балку, каркас пола или каркас потолка, участок конструкции подпольного пространства или участок воздухопровода, в частности воздухопровода системы набегающего потока воздуха.

С целью дальнейшего увеличения эффективности охлаждающего устройства в другом варианте изобретения предлагается, чтобы теплопередача на участке приема тепла и/или на участке отдачи тепла осуществлялась посредством теплообменника, который связывает источник тепла или тепловую нагрузку/теплопоглотитель с трубной системой. Предпочтительно использовать управляемые теплообменники, например теплообменники с изменяемой объемной подачей воздуха, чтобы в соответствии с изобретением иметь возможность адаптировать охлаждающее устройство к различным требованиям со стороны устройств, подлежащих охлаждению, например, в зависимости от нагрузки.

Теплообменник используется в комбинации с вентилятором, посредством которого осуществляется управление теплопередачей между теплообменником и источником тепла. В рассматриваемом случае осуществляется управление скоростью вращения вентилятора, так что в зависимости от требований вокруг источника тепла создается циркуляция воздуха большей или меньшей интенсивности, и, таким образом, в теплообменнике в зависимости от скорости вращения вентилятора создается более интенсивный или менее интенсивный тепловой поток.

Установка режима охлаждающего устройства в зависимости от нагрузки возможна в рамках вариантов данного изобретения путем управления потоком теплопередающей среды между участком приема тепла и участком отдачи тепла. Например, в зависимости от нагрузки можно регулировать проходные сечения потока в охлаждающем устройстве между участком приема тепла и участком отдачи тепла. С этой целью можно, например, оснастить охлаждающее устройство регулирующим клапаном, посредством которого можно управлять количеством теплоносителя, движущегося к теплообменнику и от теплообменника.

Если в описании настоящего изобретения упоминаются понятия «управляемость» или «управление», то, с одной стороны, они могут подразумевать управление по заданным моделям или кривым, а с другой стороны, и «регулирование», т.е. управление с использованием обратной связи.

Для управления или регулирования могут быть заданы различные параметры. В частности, в соответствии с изобретением предлагается вблизи источника тепла поместить датчик температуры, посредством которого можно осуществлять управление охлаждающей системой по данным температуры, зарегистрированной указанным датчиком. Дополнительно к этому можно предусмотреть, чтобы управление вентилятором и/или регулирующим клапаном осуществлялось в соответствии с температурой, зарегистрированной датчиком температуры. Что касается упомянутого регулирования, в еще одном варианте осуществления изобретения предусмотрено регулирующее устройство, которое осуществляет управление вентилятором и/или регулирующим клапаном в соответствии с температурой, зарегистрированной датчиком температуры.

Вместо того, чтобы накопитель холода устанавливать между источником тепла и теплопоглотителем, в соответствии с изобретением также предлагается располагать накопитель холода непосредственно рядом с источником тепла или даже внутри источника тепла. Это дает возможность напрямую использовать холод, аккумулированный в накопителе холода, на участке источника тепла, при этом отпадает необходимость в движении теплопередающей среды.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения предлагается, чтобы трубная система образовывала замкнутый контур, который соединяет друг с другом источник тепла и тепловую нагрузку/теплопоглотитель посредством подающей линии и линии возврата. В этой связи можно говорить о так называемом тепловом насосе. В системах такого типа используется перепад давления, который вызван фазовым переходом теплопередающей среды и действием силы тяжести. На участке источника тепла теплопередающая среда испаряется и перемещается в сторону теплопоглотителя, который желательно располагать выше источника тепла. В зоне теплопоглотителя пары теплопередающей среды конденсируются и отдают теплоту конденсации, которая высвобождается таким образом. Образовавшийся конденсат стекает обратно к источнику тепла, при этом движение конденсата происходит в отдельной линии конденсата под действием силы тяжести и/или за счет капиллярного эффекта. За счет фазового превращения и использования скрытой тепловой энергии количество отдаваемой теплоты, приходящейся на единицу массы теплопередающей среды, переносимой в системе, в несколько раз больше, чем при переносе жидкостей или воздуха без фазовых переходов. Кроме того, не требуется никакое специальное оборудование для транспортирования теплоносителя, например насосы.

При использовании замкнутого контура указанного типа, в котором источник тепла и тепловая нагрузка/теплопоглотитель связаны между собой подающей линией и линией возврата, в соответствии с изобретением также предлагается предусмотреть накопитель холода, который располагался бы в отдельном контуре с отдельной трубной системой. Таким образом, между источником тепла и теплопоглотителем можно устроить трубную систему без накопления холода и дополнительную трубную систему, которая содержит накопитель холода. Чтобы более эффективно использовать силу тяжести, в соответствии с изобретением также предлагается, чтобы, когда воздушное судно находится в состоянии покоя, тепловая нагрузка/теплопоглотитель располагался бы выше, чем накопитель холода и источник тепла.

Следует отметить, что описанное выше охлаждающее устройство может быть использовано с целью получения обратного результата. Вследствие этого охлаждающее устройство можно использовать для переноса тепла вообще, т.е., например, для отвода тепла от упомянутых источников тепла и использования отведенного тепла для обогрева отдельных элементов воздушного судна.

Помимо описанных преимуществ, другое преимущество настоящего изобретения заключается, в частности, в том, что источник тепла и тепловая нагрузка/теплопоглотитель могут быть развязаны друг от друга, и их можно соединять большим числом способов, гибко размещая герметично закрытую трубную систему, в частности закрытую трубу. Кроме того, в канале переноса тепла не требуются никакие активные элементы, такие как нагнетающие вентиляторы или насосы, поскольку благодаря фазовому превращению теплоноситель имеет возможность самостоятельно переносить себя от источника тепла к теплопоглотителю за счет градиента распределения при диффузии и/или силы тяжести, затем конденсироваться на участке тепловой нагрузки/теплопоглотителя и двигаться обратно к источнику тепла преимущественно за счет капиллярного эффекта и/или действия силы тяжести. Способствовать такому движению может, например, тот факт, что между теплопоглотителем и источником тепла имеется небольшой уклон. Это дает возможность охлаждающему устройству действовать без какой-либо дополнительной энергии, затрачиваемой, например, на привод насосов, а также без дополнительных паразитных потерь тепла, например, тепла, выделяемого при работе перекачивающего насоса. Кроме того, отсутствие дополнительных активных элементов приводит к увеличению надежности системы и снижению затрат на ее техническое обслуживание. Также исключается лишний шум, например шум, вызываемый работой активных элементов.

Изобретение также предлагает способ отвода тепла от источника тепла, расположенного внутри воздушного судна, к теплопоглотителю, в котором герметично закрытую по отношению к окружающей атмосфере трубную систему, имеющую тепловую связь на участке приема тепла с источником тепла, а на участке отдачи тепла - с теплопоглотителем, и предпочтительно имеющую участок по существу адиабатического переноса, заполняют теплопередающей средой, которая в процессе отбора тепла от источника тепла на участке приема тепла переходит из жидкой фазы в газообразную фазу, затем втекает на участок отдачи тепла, на котором в процессе отдачи тепла теплопоглотителю снова конденсируется и стекает обратно на участок приема тепла, причем для теплопередачи на участке приема тепла и/или на участке отдачи тепла предусмотрен теплообменник, который связывает источник тепла и теплопоглотитель с трубной системой, при этом для управления теплопередачей между источником тепла и теплообменником используют вентилятор, которым снабжен каждый теплообменник.

Отличительными особенностями способа согласно изобретению также является то, что теплопоглотитель включает в себя участок наружной стенки воздушного судна, а между источником тепла и теплопоглотителем предусмотрен накопитель холода.

Краткое описание чертежей

Далее приводится описание примера изобретения со ссылкой на прилагаемые чертежи, где:

на фиг.1 схематически показана закрытая трубная система, используемая в рамках настоящего изобретения;

на фиг.2 схематически показана соответствующая настоящему изобретению модифицированная трубная система в виде закрытой трубы;

на фиг.3 показан еще один вариант трубной системы, соответствующей настоящему изобретению, в виде замкнутого контура с отдельной подающей линией и отдельной линией возврата;

на фиг.4 схематически показан вариант охлаждающей системы, соответствующей настоящему изобретению;

на фиг.5 показан соответствующий настоящему изобретению второй вариант охлаждающей системы, усовершенствованный по сравнению с фиг.4, с регулирующим устройством;

на фиг.6 схематически показан третий вариант охлаждающей системы, соответствующей настоящему изобретению, и

на фиг.7 схематически показан четвертый вариант охлаждающей системы, соответствующей настоящему изобретению.

Осуществление изобретения

На фиг.1, обозначенный в целом позицией 10, частично в разрезе показан контейнер в виде трубной системы для применения в охлаждающей системе, соответствующей настоящему изобретению. Контейнер содержит круглую цилиндрическую трубу, торцы которой закрыты. В нижней части контейнера показана теплопередающая среда 12 в жидкой фазе.

Нижний участок 14 контейнера в виде трубной системы 10, который далее в описании будет также именоваться участком 14 приема тепла, находится в тепловом контакте с источником тепла, в силу чего - как показано стрелкой 16 - тепло от источника тепла проникает в участок 14 приема тепла контейнера в виде трубной системы 10. Данное тепло, поступающее в соответствии со стрелками 16, вызывает кипение теплопередающей среды 12, что показано пузырьками 18 в теплопередающей среде 12, которая в итоге испаряется, что на фиг.1 показано вертикальными, направленными вверх стрелками 20.

Пары теплопередающей среды 12 поднимаются в верхнюю часть контейнера в виде трубной системы 10 через участок 21 переноса и переходят из участка 14 приема тепла в участок 22 отдачи тепла, при этом пары пересекают переходный участок 24 между участком 14 приема тепла и участком 22 отдачи тепла.

На участке 22 отдачи тепла контейнер в виде трубной системы 10 находится в тепловом контакте с теплопоглотителем, посредством которого, в соответствии со стрелками 26, производится отвод тепла от теплопередающей среды. Это означает, что теплопередающая среда осаждается на стенках контейнера в виде трубной системы 10 и конденсируется на них. Затем под действием силы тяжести конденсат стекает вертикально по стенкам контейнера в виде трубной системы 10 в соответствии со стрелками 30, направленными на фиг.1 вертикально вниз, и снова собирается в жидкой фазе для последующего приема тепла.

Следовательно, в контейнере в виде трубной системы 10 процесс приема тепла, в соответствии со стрелками 16, на участке приема тепла и процесс отдачи тепла, в соответствии со стрелками 26, на участке отдачи тепла независимо формируют круговой цикл превращения теплопередающей среды с фазовым переходом из жидкой фазы, обозначенной позицией 12, в газовую фазу, обозначенную позицией 20. Таким образом, для передачи тепла от участка 14 приема тепла к участку 22 отдачи тепла используется как термически воспринимаемая энергия теплопередающей среды, так и скрытая теплота (внутренняя тепловая энергия), т.е. энергия, накопленная в теплопередающей среде во время фазового перехода. На участке 22 отдачи тепла эта скрытая теплота снова высвобождается за счет конденсации паров теплопередающей среды. В целом эффективная теплопередача получается при сравнительно небольшой массе за счет заполнения контейнера в виде трубной системы 10.

На фиг.2 показана система, подобная системе по фиг.1, в которой вместо силы тяжести используется капиллярный эффект. Для этого внутри трубы 10а образована капиллярная структура 11а, которая проходит по существу параллельно трубе 10а в направлении ее длины. Внутри капиллярной структуры 11а теплопередающая среда испаряется на участке 14а приема тепла, в силу чего имеет место движение паров влево, в соответствии со стрелками 20а на фиг.2.

На участке 22 отдачи тепла теплопередающая среда снова конденсируется, так что имеет место ее обратное течение, как показано стрелками 30а и 30b, с наружной стороны капиллярной структуры, вдоль длинных стенок трубы. Кроме того, на фиг.2 показан участок 14а, как зона испарения, участок 21а переноса, и участок 22а отдачи тепла, как зона конденсации. Перенос жидкости возникает благодаря капиллярному эффекту и эффекту выравнивания давлений.

На фиг.3 показан соответствующий изобретению другой вариант трубной системы. В данном примере трубная система выполнена в виде замкнутого контура, при этом между участком 14b приема тепла и участком 22b отдачи тепла располагаются линия подвода и линия отвода. Под воздействием определенного перепада давления и силы тяжести теплопередающая среда, испарившаяся на участке 14b приема тепла, переносится в направлении теплопоглотителя на участок 22b отдачи тепла, как показано стрелкой 20b. Если температура на этом участке достаточно низкая, то пары теплопередающей среды конденсируются и, таким образом, отдают теплоту конденсации, которая высвобождается. Образовавшийся конденсат под действием силы тяжести стекает по линии отвода конденсата обратно на участок приема тепла, как показано стрелкой 30b. Систему, выполненную в соответствии с фиг.3, называют тепловым насосом.

На фиг.4 показано возможное применение трубной системы 10а на самолете. Конкретно трубная система 10а на фиг.4 соединена с наружной обшивкой 32 пассажирского самолета через ее участок 22 отдачи тепла, в силу чего наружная обшивка 32 в окрестности участка 22 отдачи тепла в большей своей части не изолирована. На участке 14 приема тепла трубная система 10 оснащена множеством ребер 34, которые увеличивают площадь поверхности участка приема тепла, что способствует улучшению теплопередачи.

Дополнительно на фиг.4 имеется устройство 38, требующее охлаждения и расположенное на полу 36 кабины, например холодильник для бортового кухонного блока, причем холодильник содержит внутренний вентилятор 40. Вентилятор 40 осуществляет циркуляцию воздуха внутри устройства, требующего охлаждения, так что поток теплого воздуха 42 передается к участку 14 приема тепла и отдает тепло последнему, при этом за счет вентилятора 40 поток холодного воздуха 44 отводится от участка 14 приема тепла.

Используя настоящее изобретение, можно при сравнительно низких технических затратах осуществлять охлаждение устройства 38. Поскольку контейнер в виде трубной системы 10, как уже было описано, выполнен в форме трубы, и, поэтому, не требует много свободного места, устройство 38, подлежащее охлаждению, можно располагать в каком-то смысле почти в любом месте самолета, при этом расположение устройства 38 ни в коей мере не повлияет на степень охлаждения и не ограничит ее. В частности, следует отметить, и это ясно видно из фиг.4, что подлежащее охлаждению устройство 38 в основном развязано с наружной обшивкой 32 самолета, которая играет роль теплопоглотителя, и соединяется с ней только посредством трубной системы 10а.

На фиг.5 показан вариант изобретения, который является модификацией варианта по фиг.4. Чтобы упростить описание и избежать повторения, на фиг.5 для элементов одного и того же типа или сходного назначения использованы те же самые позиционные номера, какие использовались на фиг.4, но с добавлением в начале цифры «1».

Вариант осуществления изобретения по фиг.5 отличается от варианта осуществления по фиг.4 в том отношении, что, в соответствии с изобретением, в нем также предусмотрены элементы для регулирования охлаждающей системы. В частности, в устройстве, подлежащем охлаждению, имеется датчик 150 температуры, который связан напрямую с регулирующим устройством (регулятором) 152, и таким образом передает значения измеренной температуры в регулирующее устройство. Кроме того, регулятор 152 связан с вентилятором 140 посредством линии 154 управления для управления последним. Помимо этого регулятор 152 посредством другой линии 156 управления связан с перестраиваемым регулирующим клапаном 158 или клапаном термостата.

Система, соответствующая фиг.5, работает следующим образом. Температура в подлежащем охлаждению устройстве 138 определяется посредством датчика 150 температуры и передается в регулятор 152. Если температура в подлежащем охлаждению устройстве 138 чересчур высока, регулятор 152 производит управление, например, вентилятором 140 через линию 154 управления так, чтобы увеличить частоту его вращения. Таким образом, возрастает интенсивность циркуляции воздуха в виде потоков 142, 144 и увеличивается количество тепла, передаваемого через теплообменник 134 от подлежащего охлаждению устройства 138 к теплопередающей среде. Дополнительно к указанным действиям или в качестве их варианта регулятор 152 через линию 156 управления осуществляет управление регулирующим клапаном 158, посредством которого можно управлять течением теплопередающей среды. Таким образом, можно давать возможность большему количеству теплопередающей среды протекать через трубную систему 110а и также увеличивать количество тепла, отводимого от устройства 138, подлежащего охлаждению.

В одном из вариантов, когда в теплообменнике 134 может происходить образование льда, регулятор 152 может также быть использован особым образом для размораживания теплообменника 134.

На фиг.6 показан еще один вариант осуществления изобретения. И вновь, на фиг.6 для элементов одного и того же типа или сходного назначения использованы те же самые позиционные номера, какие ранее использовались на фиг.4 и 5, но с добавлением в начале цифры «2».

На фиг.6 показано, что устройство 238, подлежащее охлаждению, соединено с наружной обшивкой 232 самолета посредством двух контуров 260 и 262. С этой целью используется связывающее устройство 264, которое помогает установить тепловую связь двух контуров 260 и 262 с наружной обшивкой 232.

В первом контуре предусмотрен накопитель 266 холода, который имеет термически изолированную стенку 268. В конструкции контура 260 имеется первая соединительная линия 270, 272, через которую теплопередающая среда в парообразном состоянии проходит от первого теплообменника 234 к связывающему устройству 264. Помимо этого, первый контур включает в себя две линии 274, 276 возврата, через которые теплопередающая среда в конденсированном состоянии может двигаться обратно к теплообменнику 234. В указанных линиях 274, 276 возврата предусмотрены управляемые регулирующие устройства 278, 280.

Второй контур 262 включает в себя подающую линию 282 и линию 284 возврата, причем в последней также имеется управляемый регулирующий клапан 286. Второй контур 262 соединяет связывающее устройство 264 с теплообменником 288.

Система, соответствующая фиг.6, работает следующим образом. Для понижения температуры устройства 238, подлежащего охлаждению, в условиях нормальной работы, т.е. во время выполнения полета, преимущественно используется второй контур 262. Он действует так, как было описано выше для фиг.4 и 5, то есть происходит отбор тепла в устройстве 238, подлежащем охлаждению, и это тепло отводится к связывающему устройству 264 через линию 282 за счет конденсации теплопередающей среды. Там тепло отдается холодной наружной обшивке 232, при этом происходит конденсация теплопередающей среды, и она стекает обратно к теплообменнику 288 через линию 284 возврата. Количество тепла, передаваемое воздушным потоком 242, можно изменять путем изменения скорости вращения вентилятора 240 и путем настройки регулирующего клапана 286.

Дополнительно к данной системе предусмотрен контур 260, который включает в себя накопитель 266 холода. Накопитель 266 холода служит для обеспечения холодом в достаточном количестве в ситуациях, при которых не хватает охлаждения, создаваемого контуром 260. С этой целью при нормальной работе контура 260 клапан 280 остается закрытым, в то время как клапан 278 открыт. Таким образом, может осуществляться загрузка накопителя 266 холода, при этом теплопередающая среда охлаждается и накапливается в накопителе 266 в виде конденсата. Если потребность в холоде увеличивается, например, когда самолет находится на земле, и невозможно обеспечить охлаждение за счет наружной обшивки 232, регулирующий клапан 278 можно перекрыть, а регулирующий клапан 280 можно открыть так, чтобы появилось движение теплопередающей среды в контуре 260 и подлежащее охлаждению устройство 238 могло охлаждаться за счет конденсированной теплопередающей среды, аккумулированной в накопителе 266 холода, посредством дополнительного воздушного потока 242 , создаваемого вентилятором.

Следует отметить, что в варианте осуществления изобретения, соответствующем фиг.6, средний уровень температуры накопителя 266 холода должен находиться между температурой устройства 238, подлежащего охлаждению, и температурой связывающего устройства 264 (теплопоглотителя).

Также следует указать, что в варианте осуществления, соответствующем фиг.6, теплопоглотитель, т.е. связывающее устройство 264, должен располагаться выше накопителя 266 холода, а накопитель 266 холода, в свою очередь, должен располагаться выше источника тепла, т.е. теплообменника 234. Это способствует обратному течению жидкости за счет силы тяжести и улучшает общие показатели теплопередачи.

Наконец, необходимо отметить, что теплообменники 234 и 238 в устройстве, подлежащем охлаждению, могут обдуваться воздушным потоком 242 или 242 либо параллельно, либо последовательно.

На фиг.7 показан вариант осуществления изобретения, упрощенный по сравнению с фиг.6. И снова, на фиг.7 для элементов одного и того же типа или сходного назначения использованы те же самые позиционные номера, что и в описании для фиг.6, но с добавлением в начале цифры «3».

Вариант осуществления изобретения, показанный на фиг.7, по форме отличается от варианта, представленного на фиг.6, в том отношении, что накопитель 366 холода располагается внутри устройства 338, подлежащего охлаждению. Это означает, что во время работы теплопередающая среда, аккумулированная внутри накопителя 366 холода, может отдавать свой холод непосредственно устройству 338, подлежащему охлаждению, при этом отпадает необходимость в каком-либо перетекании теплопередающей среды. Передача холода может происходить, например, за счет естественной конвекции или при помощи специального вентилятора. Как вариант, поток воздуха, проходящий через вентилятор 340, можно также подавать либо к накопителю 366 холода, либо к теплообменнику 388, в зависимости от рассматриваемого режима работы. Например, при нормальной работе, когда самолет находится в воздухе, и в качестве теплопоглотителя может использоваться наружная обшивка 332, охлаждение устройства 338 осуществляется контуром 362, между тем, если самолет находится на земле, и из-за высокой внешней температуры наружная обшивка 332 не может играть роль теплопоглотителя, для охлаждения используется контур 360.