本發(fā)明主題總體上涉及飛機(jī)，且更特別地，涉及用于飛機(jī)的熱學(xué)管理系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
由于飛機(jī)已經(jīng)發(fā)展，它們已經(jīng)變得日益依賴于各種電子器件來管理飛機(jī)的子系統(tǒng)和運(yùn)行。隨著這種增加的依賴性，現(xiàn)代飛機(jī)內(nèi)的電子部件的數(shù)量已經(jīng)激增。盡管電子部件的激增已經(jīng)帶來了許多改善，但是其也增加了飛機(jī)的不同部件內(nèi)以及周圍產(chǎn)生的熱量。同樣，對于飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的要求也增加了。冷卻要求在未來預(yù)期只會增加。預(yù)期將來的飛機(jī)將需要兆瓦(mv)級別的冷卻而不是目前飛機(jī)所需要的千瓦(kw)級別。但是，現(xiàn)有的冷卻系統(tǒng)將不能處理這樣的高負(fù)載。
另外，隨著飛機(jī)內(nèi)電子部件的數(shù)量的增加，冷卻要求方面的變化也可能增加。一些電子部件可能僅間歇地運(yùn)行或者在某些條件下才運(yùn)行。另外，不同電子部件的運(yùn)行性熱量輸出可能隨著時(shí)間而變化或者響應(yīng)于選擇操作而變化。這些以及其他的因素將影響由飛機(jī)產(chǎn)生的熱量，并且又影響其冷卻要求。結(jié)果，飛機(jī)的冷卻要求可能在一個(gè)時(shí)間與它們在另一個(gè)時(shí)間相比極大地不同。當(dāng)熱量輸出相對低時(shí)過度的冷卻可能導(dǎo)致系統(tǒng)低效。隨著時(shí)間的流逝，過度冷卻甚至可能導(dǎo)致對飛機(jī)的電子部件的損壞。
因此，對于飛機(jī)熱學(xué)管理的進(jìn)一步改善是期望的。尤其是，對于可以滿足未來飛機(jī)日益增長的高冷卻要求的飛機(jī)熱學(xué)管理系統(tǒng)存在需要。提供可以改變由該系統(tǒng)吸收的熱量的飛機(jī)熱學(xué)管理系統(tǒng)也會是有利的。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明的多個(gè)方面和優(yōu)點(diǎn)將在以下說明中部分地闡述，或者可由該說明而顯而易見，或者可通過實(shí)踐本發(fā)明而獲悉。
在本發(fā)明公開的一個(gè)方面，提供了一種用于飛機(jī)的熱學(xué)管理系統(tǒng)。該熱學(xué)管理系統(tǒng)可以包括第一蒸氣壓縮回路，第二蒸氣壓縮回路，以及中間冷卻器。第一蒸氣壓縮回路可限定用于流體壓縮、冷凝、膨脹以及蒸發(fā)的第一流徑。第二蒸氣壓縮回路可限定用于流體壓縮、冷凝、膨脹以及蒸發(fā)的第二流徑。中間冷卻器可以設(shè)置成在第一蒸氣壓縮回路和第二蒸氣壓縮回路之間成級聯(lián)熱連通。飛機(jī)運(yùn)行期間由飛機(jī)產(chǎn)生的熱量可傳遞給第一蒸氣壓縮回路。
在本發(fā)明公開的另一個(gè)方面，提供了一種用于飛機(jī)的熱學(xué)管理系統(tǒng)。該熱學(xué)管理系統(tǒng)可以包括第一蒸氣壓縮回路，第二蒸氣壓縮回路，中間冷卻器，以及流體壓縮回路。第一蒸氣壓縮回路可限定用于流體壓縮、冷凝、膨脹以及蒸發(fā)的第一流徑。第二蒸氣壓縮回路可限定用于流體壓縮、冷凝、膨脹以及蒸發(fā)的第二流徑。中間冷卻器可以設(shè)置成在第一蒸氣壓縮回路和第二蒸氣壓縮回路之間成級聯(lián)熱連通。流體壓縮回路可包括與第二蒸氣壓縮回路設(shè)置成熱連通的散熱器。
在本發(fā)明公開的又另一個(gè)方面，提供了一種飛機(jī)熱學(xué)管理系統(tǒng)。該飛機(jī)熱學(xué)管理系統(tǒng)可包括核心渦輪發(fā)動機(jī)，可操作地聯(lián)接到該核心渦輪發(fā)動機(jī)上的電子飛機(jī)部件，第一蒸氣壓縮回路，第二蒸氣壓縮回路，以及中間冷卻器。核心渦輪發(fā)動機(jī)可限定中心軸線并且包括沿著該中心軸線延伸的軸，聯(lián)接到該軸上的壓縮機(jī)，位于壓縮機(jī)下游以從壓縮機(jī)接收壓縮流體的燃燒段，以及位于燃燒段下游并且聯(lián)接到軸上以向壓縮機(jī)傳遞旋轉(zhuǎn)的渦輪。第一蒸氣壓縮回路可限定用于流體壓縮、冷凝、膨脹以及蒸發(fā)的第一流徑。第二蒸氣壓縮回路可限定用于流體壓縮、冷凝、膨脹以及蒸發(fā)的第二流徑。中間冷卻器可以設(shè)置成在第一蒸氣壓縮回路和第二蒸氣壓縮回路之間成級聯(lián)熱連通。飛機(jī)運(yùn)行期間由飛機(jī)產(chǎn)生的熱量可傳遞給第一蒸氣壓縮回路。
技術(shù)方案1：一種用于飛機(jī)的熱學(xué)管理系統(tǒng)，所述熱學(xué)管理系統(tǒng)包括:
第一蒸氣壓縮回路，其限定用于流體壓縮、冷凝、膨脹以及蒸發(fā)的第一流徑；
第二蒸氣壓縮回路，其限定用于流體壓縮、冷凝、膨脹以及蒸發(fā)的第二流徑；以及
在所述第一蒸氣壓縮回路和所述第二蒸氣壓縮回路之間設(shè)置成級聯(lián)熱連通的中間冷卻器，其中在飛機(jī)運(yùn)行期間由所述飛機(jī)產(chǎn)生的熱量被傳遞給所述第一蒸氣壓縮回路。
技術(shù)方案2：如技術(shù)方案1所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，還包括：
設(shè)置在所述第一流徑內(nèi)的第一壓縮機(jī)，所述第一壓縮機(jī)包括用于驅(qū)動所述第一壓縮機(jī)的旋轉(zhuǎn)的獨(dú)立的馬達(dá)，以及
設(shè)置在所述第二流徑內(nèi)的第二壓縮機(jī)，所述第二壓縮機(jī)包括用于驅(qū)動所述第二壓縮機(jī)的旋轉(zhuǎn)的另一個(gè)獨(dú)立的馬達(dá)。
技術(shù)方案3：如技術(shù)方案2所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，還包括：
與所述第一壓縮機(jī)以及所述第二壓縮機(jī)成可操作連通的控制器，所述控制器配置成獨(dú)立地操作所述第一壓縮機(jī)和所述第二壓縮機(jī)的每一個(gè)。
技術(shù)方案4：如技術(shù)方案2所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述第一蒸氣壓縮回路包括與所述第一壓縮機(jī)成流體串聯(lián)連通的蒸發(fā)器和膨脹閥，并且其中所述第二蒸氣壓縮回路包括與所述第二壓縮機(jī)成流體串聯(lián)連通的冷凝器和膨脹閥。
技術(shù)方案5：如技術(shù)方案4所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述飛機(jī)限定飛機(jī)流體通道，并且其中所述第二蒸氣壓縮回路的所述冷凝器配置成與飛機(jī)流體通道成熱連通。
技術(shù)方案6：如技術(shù)方案1所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述中間冷卻器限定熱連接，以將由所述飛機(jī)產(chǎn)生的熱量的至少一部分從所述第一壓縮回路引導(dǎo)至所述第二蒸氣壓縮回路。
技術(shù)方案7：如技術(shù)方案6所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，還包括中間流體回路，以傳遞來自所述第一蒸氣壓縮回路的熱量。
技術(shù)方案8：如技術(shù)方案1所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述飛機(jī)包括電子部件，并且其中所述第一蒸氣壓縮回路與所述電子部件設(shè)置成熱連通。
技術(shù)方案9：如技術(shù)方案1所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，還包括：
空氣循環(huán)系統(tǒng)，包括定位成與所述第二蒸氣壓縮回路成熱連通的散熱器。
技術(shù)方案10：一種用于飛機(jī)的熱學(xué)管理系統(tǒng)，所述熱學(xué)管理系統(tǒng)包括:
第一蒸氣壓縮回路，其限定用于流體壓縮、冷凝、以及膨脹和蒸發(fā)的第一流徑；
第二蒸氣壓縮回路，其限定用于流體壓縮、冷凝以及膨脹和蒸發(fā)的第二流徑，所述第二流徑定位成與所述第一流徑成流體隔離；
在所述第一蒸氣壓縮回路和所述第二蒸氣壓縮回路之間設(shè)置成級聯(lián)熱連通的中間冷卻器，其中在飛機(jī)運(yùn)行期間由所述飛機(jī)產(chǎn)生的熱量被傳遞給所述第一蒸氣壓縮回路；以及
流體壓縮回路，其包括與所述第二蒸氣壓縮回路設(shè)置成熱連通的散熱器。
技術(shù)方案11：如技術(shù)方案10所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，還包括：
設(shè)置在所述第一流徑內(nèi)的第一壓縮機(jī)，所述第一壓縮機(jī)包括用于驅(qū)動所述第一壓縮機(jī)的旋轉(zhuǎn)的電子馬達(dá)，以及
設(shè)置在所述第二流徑內(nèi)的第二壓縮機(jī)，所述第二壓縮機(jī)包括用于驅(qū)動所述第二壓縮機(jī)的旋轉(zhuǎn)的電子馬達(dá)。
技術(shù)方案12：如技術(shù)方案11所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，還包括：
與所述第一壓縮機(jī)以及所述第二壓縮機(jī)成可操作連通的控制器，所述控制器配置成獨(dú)立地操作所述第一壓縮機(jī)和所述第二壓縮機(jī)的每一個(gè)。
技術(shù)方案13：如技術(shù)方案11所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述第一蒸氣壓縮回路包括與所述第一壓縮機(jī)成流體串聯(lián)連通的蒸發(fā)器和膨脹閥，并且其中所述第二蒸氣壓縮回路包括與所述第二壓縮機(jī)成流體串聯(lián)連通的冷凝器和膨脹閥。
技術(shù)方案14：如技術(shù)方案13所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述第一蒸氣壓縮回路包括在所述第一蒸氣壓縮回路的所述第一壓縮機(jī)和所述膨脹閥之間成流體串聯(lián)連通的輔助冷凝器。
技術(shù)方案15：如技術(shù)方案10所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述流體壓縮回路是與所述第二蒸氣壓縮回路成級聯(lián)熱連通的空氣循環(huán)系統(tǒng)，所述空氣循環(huán)系統(tǒng)包括空氣壓縮機(jī)、冷卻渦輪以及動力渦輪，其中所述壓縮機(jī)和所述冷卻渦輪與所述散熱器設(shè)置成流體連通，并且其中所述動力渦輪可操作地附接至所述空氣壓縮機(jī)和冷卻渦輪以驅(qū)動它們的軸向旋轉(zhuǎn)。
技術(shù)方案16：如技術(shù)方案15所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述飛機(jī)限定飛機(jī)流體通道，并且其中所述第二蒸氣壓縮回路的所述冷凝器配置成與飛機(jī)流體通道成熱連通。
技術(shù)方案17：如技術(shù)方案10所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述中間冷卻器限定熱連接，以將由所述飛機(jī)產(chǎn)生的熱量的至少一部分從所述第一壓縮回路引導(dǎo)至所述第二蒸氣壓縮回路。
技術(shù)方案18：如技術(shù)方案17所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，還包括中間流體回路，以傳遞來自所述第一蒸氣壓縮回路的熱量。
技術(shù)方案19：如技術(shù)方案10所述的熱學(xué)管理系統(tǒng)，其特征在于，所述飛機(jī)包括電子部件，并且其中所述第一蒸氣壓縮回路與所述電子部件設(shè)置成熱連通。
技術(shù)方案20：一種飛機(jī)熱學(xué)管理系統(tǒng)，包括：
限定中心軸線的核心渦輪發(fā)動機(jī)，所述核心渦輪發(fā)動機(jī)包括：
沿所述中心軸線延伸的軸，
聯(lián)接到所述軸上的壓縮機(jī)，
位于所述壓縮機(jī)下游的燃燒段，以從所述壓縮機(jī)接收壓縮流體，以及
位于所述燃燒段下游并聯(lián)接到所述軸上的渦輪，以向所述壓縮機(jī)傳遞旋轉(zhuǎn)；
可操作地聯(lián)接到所述核心渦輪發(fā)動機(jī)上的電子飛機(jī)部件；
第一蒸氣壓縮回路，其包括成流體串聯(lián)連通的蒸發(fā)器、壓縮機(jī)和膨脹閥，所述蒸發(fā)器與所述電子飛機(jī)部件定位成熱連通；
第二蒸氣壓縮回路，其包括成流體串聯(lián)連通的壓縮機(jī)、冷凝器和膨脹閥，所述第二蒸氣壓縮回路與所述第一蒸氣壓縮回路定位成熱連通；以及
中間冷卻器，其設(shè)置成在所述第一蒸氣壓縮回路和所述第二蒸氣壓縮回路之間成級聯(lián)熱連通。
參考以下說明和所附權(quán)利要求，本發(fā)明的這些和其他特征、方面以及優(yōu)點(diǎn)將更好地理解。結(jié)合在說明書中并構(gòu)成說明書一部分的附圖圖示了本發(fā)明的實(shí)施例，并且與說明一起用于解釋本發(fā)明的原理。
附圖說明
說明書中描述了針對本領(lǐng)域普通技術(shù)人員的本發(fā)明的完整而能夠?qū)嵤┑墓_，包括其最佳模式，其引用了附圖，其中：
圖1提供了根據(jù)本發(fā)明公開的一個(gè)或更多實(shí)施例的示例性燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)驅(qū)動的飛機(jī)的示意性視圖；
圖2提供了根據(jù)本發(fā)明公開的一個(gè)或更多實(shí)施例的示例性熱學(xué)管理系統(tǒng)實(shí)施例的示意性視圖；以及
圖3提供了根據(jù)本發(fā)明公開的一個(gè)或更多實(shí)施例的另一個(gè)示例性熱學(xué)管理系統(tǒng)實(shí)施例的示意性視圖。
本說明書和附圖中參考標(biāo)號的重復(fù)使用旨在代表本發(fā)明中相同或類似的特征或元件。
標(biāo)號部件
10飛機(jī)
12燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)
14燃料系統(tǒng)
16內(nèi)部燃料罐
18機(jī)翼燃料罐
20熱學(xué)管理系統(tǒng)
22座艙
24電子飛機(jī)部件
26通訊系統(tǒng)
28雷達(dá)
30交流飛機(jī)電子器件
32飛行控制系統(tǒng)
34電光系統(tǒng)
40冷卻回路
42(飛機(jī)內(nèi)的)散熱器
44第一vcs
46第二vcs
48(第一vcs的)蒸發(fā)器
50(第一vcs的)壓縮機(jī)
52(第一vcs的)輔助冷凝器
53(第一vcs的)膨脹閥
54(第二vcs的)壓縮機(jī)
56(第二vcs的)主冷凝器
57(第二vcs的)膨脹閥
58vcs中間冷卻器
59中間流體
60控制器
62(第一vcs的)電子馬達(dá)
64(第二vcs的)電子馬達(dá)
65中間流體回路
66空氣壓縮回路(acs)
68空氣壓縮機(jī)(acm)
70空氣壓縮機(jī)
72冷卻渦輪
74動力渦輪
76旋轉(zhuǎn)軸
78風(fēng)扇段
80核心渦輪發(fā)動機(jī)
82內(nèi)風(fēng)扇葉片
84外風(fēng)扇葉片
86flade導(dǎo)管
88內(nèi)風(fēng)扇導(dǎo)管
90風(fēng)扇殼體
92外殼體
94發(fā)動機(jī)壓縮機(jī)
96發(fā)動機(jī)軸
98中心軸線
100燃燒段
102發(fā)動機(jī)渦輪
104射流排放噴嘴段
106發(fā)動機(jī)排放管線
108附加的回路元件
110流出散熱器
111中間流體回路散熱器
112流入散熱器。
具體實(shí)施方式
現(xiàn)在將詳細(xì)參考本發(fā)明的實(shí)施例，其一個(gè)或更多示例在附圖中圖示。每個(gè)示例作為本發(fā)明的解釋而非本發(fā)明的限制提供。實(shí)際上，對于本領(lǐng)域技術(shù)人員將會明顯的是在本發(fā)明中可做出各種改型和變型而不背離本發(fā)明的范圍或精神。例如，作為一個(gè)實(shí)施例的一部分圖示并描述的特征可結(jié)合另一實(shí)施例使用來產(chǎn)生又其他的實(shí)施例。因此，其意圖在于本發(fā)明覆蓋落入所附權(quán)利要求書及其等價(jià)物范圍內(nèi)的此類改型和變型。
如本文中所用，術(shù)語“第一”、“第二”和“第三”可以可交換地使用來將一個(gè)部件與另一個(gè)相區(qū)分并且并不意圖表示單個(gè)部件的位置或重要性。
術(shù)語“上游”和“下游”指相對于流體路徑中流體流的相對方向。例如，“上游”指流體從其流動的方向，而“下游”指流體流向的方向。
本發(fā)明公開提供了用于飛機(jī)的熱學(xué)管理系統(tǒng)。通常，可在飛機(jī)上提供第一冷卻回路。第一冷卻回路可設(shè)置在發(fā)熱飛機(jī)特征上或附近。在飛機(jī)的運(yùn)行期間，第一冷卻回路可從發(fā)熱特征吸取熱量，并將熱量傳遞給冷卻回路的另一部分?？梢砸约壜?lián)構(gòu)造將附加的冷卻回路連接到第一冷卻回路上，以類似地從第一冷卻回路吸取熱量。
現(xiàn)在轉(zhuǎn)向附圖，圖1圖示了具有兩個(gè)渦扇飛機(jī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)12的一架示例性飛機(jī)10，例如f-22。燃料系統(tǒng)14通?？商峁┯脕硐蝻w機(jī)發(fā)動機(jī)12供應(yīng)燃料。在圖1的圖示實(shí)施例中，燃料系統(tǒng)14包括用于存儲飛機(jī)燃料的內(nèi)部燃料罐16和在機(jī)艙后部的兩個(gè)整體油箱機(jī)翼燃料罐(wetwingfueltank)18。通常，整體油箱機(jī)翼燃料罐18將被理解成容納在飛機(jī)機(jī)翼內(nèi)并且面臨飛機(jī)10穿過其中飛行的冷的和熱的環(huán)境空氣的影響。
如圖所示，在飛機(jī)10內(nèi)也設(shè)置了熱學(xué)管理系統(tǒng)20。通常，熱學(xué)管理系統(tǒng)20可配置成為一個(gè)或更多飛機(jī)部件提供冷卻，以及對座艙22提供熱學(xué)控制和增壓。盡管以下討論將主要針對圖示的實(shí)施例，但是設(shè)想了所公開的主題可以同樣地應(yīng)用于其他飛機(jī)實(shí)施例，諸如那些包括一個(gè)或更多渦槳、渦噴、渦軸或開式轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的飛機(jī)。
如圖1和2中所示，熱學(xué)管理系統(tǒng)20設(shè)置成與一個(gè)或更多電子飛機(jī)部件24成熱連通。例如，一些實(shí)施例的電子飛機(jī)部件24包括通訊系統(tǒng)26、雷達(dá)28、交流(a/c)飛機(jī)電子器件30、飛行控制系統(tǒng)32和/或電光系統(tǒng)34的一個(gè)或更多。附加或備選實(shí)施例可包括其他電子飛機(jī)部件，諸如電傳飛行(fly-by-wire)(fbw)控制系統(tǒng)，定向能武器(dew)，機(jī)載惰性氣體發(fā)生系統(tǒng)(obiggs)，機(jī)載氧氣發(fā)生系統(tǒng)(obogs)，環(huán)境控制系統(tǒng)(ecs)，逆變轉(zhuǎn)換器控制器(icc)，熱存儲(例如相變材料)或激冷燃料罐，發(fā)電系統(tǒng)，齒輪箱潤滑系統(tǒng)或另一航電系統(tǒng)。
通常，熱學(xué)管理系統(tǒng)20包括使一種或更多熱傳遞流體循環(huán)的至少兩個(gè)冷卻回路40。在飛機(jī)10的運(yùn)行期間，熱傳遞流體可經(jīng)過電子飛機(jī)部件24再循環(huán)，吸取熱量并向其提供選擇性冷卻。如圖2中所示，冷卻回路40彼此熱學(xué)地級聯(lián)。從電子飛機(jī)部件24吸取的熱量被順序地從一個(gè)冷卻回路40向下一個(gè)傳遞。以這種方式，通過系統(tǒng)20吸取的全部熱量可以隨著熱能被傳遞給連續(xù)的冷卻回路40而增加。可選地，熱量在飛機(jī)10內(nèi)的一個(gè)或更多散熱器42處被排放之前，通常可逐級傳過每個(gè)冷卻回路40。盡管在圖1的燃料系統(tǒng)14的通道內(nèi)圖示了散熱器42，但是散熱器42的附加或備選的實(shí)施例可設(shè)置在飛機(jī)10的另一個(gè)流體通道中，例如，外涵氣流(bypassairflow)通道或沖壓氣流(ramairflow)通道。
在一些實(shí)施例中，冷卻回路40可包括一個(gè)或更多蒸氣壓縮回路。在圖2的示例性實(shí)施例中，熱學(xué)管理系統(tǒng)20包括第一蒸氣壓縮回路或系統(tǒng)(第一vcs)44和第二蒸氣壓縮回路或系統(tǒng)(第二vcs)46。通常，蒸氣壓縮回路44,46每個(gè)都限定用于在其中的流體的順序壓縮、冷凝、膨脹和蒸發(fā)的流徑(例如，流體穿過每個(gè)回路行進(jìn)的環(huán)路)。圖示的第一vcs44包括成流體串聯(lián)連通的蒸發(fā)器48、壓縮機(jī)50、輔助冷凝器52以及膨脹閥53。盡管圖示了單個(gè)蒸發(fā)器48和膨脹閥53，但是在每個(gè)相應(yīng)的位置可以包括多個(gè)蒸發(fā)器和/或膨脹閥。圖示的第二vcs46包括成流體串聯(lián)連通的壓縮機(jī)54，主冷凝器56和膨脹閥57。盡管圖示了單個(gè)冷凝器56和膨脹閥57，但是在每個(gè)相應(yīng)的位置可以包括多個(gè)冷凝器和/或膨脹閥。vcs中間冷卻器58設(shè)置在第一vcs44和第二vcs46之間，以限定從一個(gè)冷卻回路40到下一個(gè)冷卻回路的熱連接和級聯(lián)熱流(cascadeheat)。
第一vcs44和第二vcs46的每一個(gè)都包括穿過其中循環(huán)的熱傳遞流體。例如，熱傳遞流體可包括制冷劑，例如r-134a。穿過每個(gè)vcs44,46的熱傳遞流體可大致相同，或者可包括分離且獨(dú)立的制冷劑?？蛇x地，第一vcs44和第二vcs46每一個(gè)都可以配置成閉合的冷卻回路40。因此，在正常冷卻運(yùn)行期間穿過一個(gè)vcs44或46的熱傳遞流體將不會經(jīng)過另一個(gè)vcs46或44。
在一些實(shí)施例中，提供控制器60來控制熱學(xué)管理系統(tǒng)20的一個(gè)或更多運(yùn)行參數(shù)，例如，穿過每個(gè)冷卻回路40的熱傳遞流體的流量?？刂破?0可包括一個(gè)或更多獨(dú)立的處理器、存儲單元和能量存儲單元(未圖示)。處理器也可包括數(shù)字信號處理器(dsp)，專用集成電路(asic)，現(xiàn)場可編程門陣列(fpga)或其他可編程邏輯裝置，離散門或晶體管邏輯，離散硬件部件或它們的任何組合，它們被設(shè)計(jì)并編程以執(zhí)行本文描述的功能或者引起本文描述的功能的執(zhí)行。處理器也可包括微處理器，或者前述裝置的組合(例如，dsp和微處理器的組合，多個(gè)微處理器，與dsp核心相互協(xié)調(diào)的一個(gè)或更多微處理器，或者任何其他此類構(gòu)造)。
另外，存儲裝置通?？砂ù鎯υ?，包括但不限于，計(jì)算機(jī)可讀取介質(zhì)(例如隨機(jī)存取存儲器(ram))，計(jì)算機(jī)可讀取非易失性介質(zhì)(例如nvram，閃存，eeprom，或fram)，只讀式緊湊光盤存儲器(cd-rom)，磁光盤(mod)，數(shù)字多功能光盤(dvd)，和/或其他合適的存儲元件。存儲器可儲存處理器可存取的信息，包括可由處理器執(zhí)行的指令。例如，指令可為軟件或者任意指令集，其在由處理器執(zhí)行時(shí)，導(dǎo)致處理器執(zhí)行操作?？蛇x地，指令可包括配置成操作熱學(xué)管理系統(tǒng)20以例如實(shí)施一個(gè)或更多操作方法的軟件包。
如以上所指出的，第一vcs44使熱傳遞流體通過一個(gè)或更多蒸發(fā)器48、壓縮機(jī)50、一個(gè)或更多輔助冷凝器52、vcs中間冷卻器58以及一個(gè)或更多膨脹閥53而循環(huán)。在圖2的示例性實(shí)施例中，第一vcs44的蒸發(fā)器48定位成與電子飛機(jī)部件24成熱連通。蒸發(fā)器48可靠近電子飛機(jī)部件24設(shè)置以從其吸收大量的熱?？蛇x地，可通過與電子部件24的直接或間接接觸而提供熱連接。例如，可將熱交換器(未圖示)設(shè)置在電子部件24和蒸發(fā)器48之間以從電子部件向蒸發(fā)器48傳導(dǎo)熱量。此外，可在蒸發(fā)器48和電子部件24之間提供導(dǎo)熱膏或具有冷卻劑的中間回路，冷卻劑諸如pao(聚-α-烯烴)或其他乙醇酸混合物，以進(jìn)一步促進(jìn)熱的快速傳遞。在飛機(jī)10的運(yùn)行期間，來自電子部件24或周圍環(huán)境的熱量使封閉在蒸發(fā)器48內(nèi)的熱傳遞流體蒸發(fā)。
一旦熱傳遞流體在第一vcs44的蒸發(fā)器48內(nèi)蒸發(fā)，熱傳遞流體就向下游通向壓縮機(jī)50。如圖所示，壓縮機(jī)50可包括電子馬達(dá)62，以驅(qū)動壓縮機(jī)50的旋轉(zhuǎn)，并從而促動熱傳遞流體的循環(huán)。在其他實(shí)施例中，壓縮機(jī)50的旋轉(zhuǎn)由發(fā)動氣流(motiveairflow)驅(qū)動。例如，發(fā)動氣流可由來自一個(gè)或更多燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的排氣提供。在壓縮機(jī)50的運(yùn)行期間，排氣可選擇性地被引向該壓縮機(jī)50以驅(qū)動其旋轉(zhuǎn)。
在第一vcs44的某些實(shí)施例中，壓縮機(jī)50設(shè)置成與控制器60成可操作連通。在此類實(shí)施例中，可提供來自控制器60的一個(gè)或更多信號以便選擇性地操作壓縮機(jī)50的旋轉(zhuǎn)。例如，在圖2的示例性實(shí)施例中，在控制器60和第一vcs壓縮機(jī)50的電子馬達(dá)62之間建立電子連接?？商峁﹣碜钥刂破?0的啟動信號來根據(jù)穿過第一vcs44的熱傳遞流體的期望熱傳遞或流率開始壓縮機(jī)50的旋轉(zhuǎn)。
在穿過壓縮機(jī)50之后，將熱傳遞流體作為過熱蒸氣引向下游vcs中間冷卻器58以及一個(gè)或更多輔助冷凝器52。在圖2的圖示實(shí)施例中，將vcs中間冷卻器58設(shè)置在逆流(可為任何流構(gòu)型)、非混合實(shí)施例中。結(jié)果是，穿過vcs中間冷卻器58的第一vcs的熱傳遞流體的流動方向被示出為與穿過vcs中間冷卻器58的第二vcs的熱傳遞流體的流動方向相反。給第一vcs44和第二vcs46提供了分離的流通道?？芍苯油ㄟ^例如傳導(dǎo)性框架或間接地通過例如封閉在vcs中間冷卻器58內(nèi)的中間流體59將熱量傳遞給第二vcs46。此外，可提供vcs中間冷卻器58的備選實(shí)施例，其中穿過vcs中間冷卻器58的熱傳遞流體的流取了另一條合適的路徑。
在某些實(shí)施例中，輔助冷凝器52設(shè)置成與散熱器成熱連通，散熱器與燃料系統(tǒng)14的散熱器42成直接或間接連通(見圖1)。到發(fā)動機(jī)(或通過燃料系統(tǒng)14再循環(huán))的燃料因此可以吸收經(jīng)過輔助冷凝器52的一部分熱量。輔助冷凝器52的附加或備選實(shí)施例可設(shè)置成與燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)12的一部分成熱連通(見圖1)，例如，發(fā)動機(jī)氣流通道或發(fā)動機(jī)燃料通道(間接或直接連通)。
在vcs中間冷卻器58和輔助冷凝器52內(nèi)，蒸發(fā)的熱傳遞流體可隨著熱量從其被吸取而冷凝。通常，從vcs中間冷卻器58經(jīng)過的熱量將被吸收到第二vcs46中，而從輔助冷凝器52經(jīng)過的熱量將被通向周圍環(huán)境或飛機(jī)10的另一部分。
在從輔助冷凝器52和vcs中間冷卻器58離開之后，大部分液化的熱傳遞流體可通向膨脹閥53。膨脹閥53可包括機(jī)械或電子閥以選擇性地釋放熱傳遞流體質(zhì)量流?？赏ㄟ^反饋控制選擇性地提供或控制來預(yù)先確定釋放溫度?？蛇x地，膨脹閥53可提供成與控制器成可操作連通以確定或者改變熱傳遞流體的計(jì)量。在熱學(xué)管理回路20的運(yùn)行期間，熱傳遞流體可通過膨脹閥53計(jì)量，在作為蒸氣-液體混合物返回至蒸發(fā)器48之前降低壓力。
現(xiàn)在轉(zhuǎn)向第二vcs46，將會理解的是第二vcs46的運(yùn)行可類似于第一vcs44的運(yùn)行，除了另外指出的之外。通常，第二vcs46使熱傳遞流體穿過vcs中間冷卻器58、壓縮機(jī)54、一個(gè)或更多冷凝器56以及一個(gè)或更多膨脹閥57循環(huán)。如之前所描述的，vcs中間冷卻器58內(nèi)的熱傳遞流體可吸收從第一vcs44傳遞的熱量。在一些運(yùn)行期間，穿過vcs中間冷卻器58的熱量可用于使第二vcs46的熱傳遞流體蒸發(fā)。
一旦vcs中間冷卻器58內(nèi)的熱傳遞流體蒸發(fā)，熱傳遞流體就可以向下游通向第二vcs46的壓縮機(jī)54。如圖所示，壓縮機(jī)54可包括電子馬達(dá)64，以驅(qū)動壓縮機(jī)54的旋轉(zhuǎn)，并從而促動熱傳遞流體的循環(huán)和增壓。如上所述，在其他實(shí)施例中，壓縮機(jī)54的旋轉(zhuǎn)由發(fā)動氣流驅(qū)動。
在第二vcs46的某些實(shí)施例中，壓縮機(jī)54設(shè)置成與控制器60成可操作連通。在一些此類實(shí)施例中，可提供來自控制器60的一個(gè)或更多信號以便選擇性地操作壓縮機(jī)54的旋轉(zhuǎn)。例如，在圖2的示例性實(shí)施例中，在控制器60和第二vcs46壓縮機(jī)54的電子馬達(dá)64之間建立電子連接。可提供來自控制器60的啟動信號來根據(jù)穿過第二vcs46的熱傳遞流體的期望熱傳遞或流率開始壓縮機(jī)54的旋轉(zhuǎn)。
第一vcs44和第二vcs46的壓縮機(jī)50,54可配置成彼此獨(dú)立地或者同步地運(yùn)行?？蛇x地，控制器60可配置成獨(dú)立地選擇性操作每個(gè)壓縮機(jī)50,54。在某些實(shí)施例中，可提供多個(gè)獨(dú)特的運(yùn)行模式。在此類實(shí)施例中，控制器可選擇性地開始每個(gè)模式，例如，在接收到用戶選擇的輸入或確定取決于條件的事件時(shí)。
在一些實(shí)施例中，可提供同步模式和取決于條件的模式。在同步模式中，控制器60可在設(shè)定的壓縮或轉(zhuǎn)速開始每個(gè)壓縮機(jī)50,54的啟動。每個(gè)壓縮機(jī)50,54的壓縮或轉(zhuǎn)速可以相同或不同。在取決于條件的模式中，控制器60可根據(jù)輸入條件單獨(dú)地開始啟動每個(gè)壓縮機(jī)50,54。輸入條件可由控制器60至少部分地基于接收的輸入信號來確定。例如，輸入信號可包括來自電子飛機(jī)部件24的一個(gè)或更多溫度傳感器(未圖示)的溫度信號。每個(gè)壓縮機(jī)50,54都可以在一定的溫度信號值或極限被啟動。在某些實(shí)施例中，取決于條件的模式可包括在第一溫度信號極限啟動第一壓縮機(jī)50，以及在第二溫度信號極限啟動第二壓縮機(jī)54。可選地，第二溫度信號極限可大于第一溫度信號極限。有利地，第一vcs44和第二vcs46的獨(dú)立循環(huán)可提供合適的冷卻而不浪費(fèi)操作不需要部件的能量。
返回至第二vcs46，在經(jīng)過壓縮機(jī)54后，熱傳遞流體可作為過熱蒸氣被引向下游冷凝器56?？蓪⒅辽僖粋€(gè)主冷凝器56設(shè)置成與飛機(jī)10的一部分例如散熱器42成熱連通(見圖1)。通常，從主冷凝器56經(jīng)過的熱量將被飛機(jī)10的一部分吸收?？蛇x地，熱量可在56從附加的冷凝器被通向周圍環(huán)境或飛機(jī)10的另一部分。
在可選實(shí)施例中，主冷凝器56和/或一個(gè)或更多輔助冷凝器作為熱交換器被定位成與附加的冷卻環(huán)路成熱連通。例如，主冷凝器56可定位在燃料系統(tǒng)14的再循環(huán)環(huán)路內(nèi)(見圖1)，附接到散熱器42上(見圖1)。盡管主冷凝器56與燃料系統(tǒng)14分享熱連接，但是可配置成流體地隔離燃料流和熱傳遞流體流。因而，循環(huán)經(jīng)過主冷凝器56的燃料可以從熱傳遞流體吸收熱量而不將兩者物理地混合在一起。冷凝器52的附加或備選實(shí)施例可設(shè)置成與燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)12的一部分成熱連通(見圖1)，例如，發(fā)動機(jī)氣流通道或發(fā)動機(jī)燃料通道。在冷凝器56內(nèi)，隨著熱量從熱傳遞流體被吸取，熱傳遞流體可冷凝。
在從冷凝器56離開后，大部分液化的熱傳遞流體可通向膨脹閥57。膨脹閥57可包括機(jī)械或電子閥以選擇性地以設(shè)定的質(zhì)量流率釋放熱傳遞流體?？赏ㄟ^電子或電氣反饋控制選擇性地提供或控制來預(yù)先確定流率。可選地，膨脹閥57可提供成與控制器60成可操作連通以確定或者改變熱傳遞流體的計(jì)量。在熱學(xué)管理回路20的運(yùn)行期間，熱傳遞流體可通過膨脹閥57計(jì)量，在作為蒸氣-液體混合物返回至vcs中間冷卻器58之前降低壓力。
現(xiàn)在轉(zhuǎn)向圖3,圖示了另一個(gè)示例性實(shí)施例。通常，將會理解的是圖3的實(shí)施例類似于圖2的實(shí)施例，除了另外指出的之外。例如，圖3的實(shí)施例包括三個(gè)冷卻回路40。除了級聯(lián)的第一vcs44和第二vcs46，圖3的實(shí)施例包括與第二vcs46設(shè)置成級聯(lián)熱連通的空氣循環(huán)回路或系統(tǒng)(acs)66。在其他實(shí)施例中，可提供與熱學(xué)管理系統(tǒng)20的其余部分成級聯(lián)熱連通的附加或備選流體壓縮回路(例如，第三vcs或第二acs)。
此外，將中間流體回路65設(shè)置成與一個(gè)或更多冷卻回路44和46成熱連通以由其吸取熱量?？蛇x地，中間流體回路65可作為閉合循環(huán)環(huán)路跨越中間冷卻器58和/或蒸發(fā)器56延伸以由其傳遞熱量。此外，中間流體回路65可在一個(gè)或更多位置包括一個(gè)或更多散熱器111。例如，散熱器111可定位在flade導(dǎo)管84，外涵氣流通道，沖壓氣流通道或燃料系統(tǒng)(例如42，見圖1)內(nèi)?？蛇x地，可將一個(gè)或更多泵(未圖示)提供成與控制器60成可操作連通以控制通過中間流體回路的流體的流量。備選地，中間流體回路可配置成被動熱傳遞總線，沒有任何附加的泵結(jié)構(gòu)來穿過其中傳導(dǎo)熱量。中間冷卻回路內(nèi)的流體可包括合適的冷卻流體，諸如pao，水，或基于硅酮的流體。應(yīng)該指出的是盡管相對于圖3圖示了中間流體回路65，但是給另外的實(shí)施例可以提供類似的回路，包括圖2的實(shí)施例。
如圖3中所示，acs66包括空氣循環(huán)機(jī)(acm)68，空氣循環(huán)機(jī)68具有固定在公共旋轉(zhuǎn)軸76上的空氣壓縮機(jī)70，冷卻渦輪72以及動力渦輪74。動力渦輪74可操作地附接到空氣壓縮機(jī)70、冷卻渦輪72以及軸76的每一個(gè)上以同時(shí)驅(qū)動它們的旋轉(zhuǎn)。通常，acm68設(shè)置成與至少一個(gè)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)12成可操作連通。盡管沒有在附圖中圖示，但是應(yīng)該理解的是acs66的某些實(shí)施例可以可選地包括附加的壓縮和/或膨脹級，以及水提取系統(tǒng)。
在圖示的實(shí)施例中，燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)12包括葉片上風(fēng)扇(flade)(fanonblade)渦扇發(fā)動機(jī)，該渦扇發(fā)動機(jī)具有風(fēng)扇段78和設(shè)置在風(fēng)扇段78下游的核心渦輪發(fā)動機(jī)80。風(fēng)扇段78包括多個(gè)內(nèi)風(fēng)扇葉片82和外風(fēng)扇葉片84。外風(fēng)扇葉片為設(shè)置在flade導(dǎo)管86內(nèi)的84，flade導(dǎo)管86通常與內(nèi)風(fēng)扇導(dǎo)管88呈共環(huán)狀。風(fēng)扇殼體90可在核心發(fā)動機(jī)14的外部部分上延伸，以便限定flade導(dǎo)管86，或外涵氣流通道，其提供附加的推進(jìn)射流推力。外殼體92以串行流的關(guān)系封閉了壓縮機(jī)段、燃燒段100、渦輪段和射流排放噴嘴段104，壓縮機(jī)段包括沿著中心軸線98安裝在發(fā)動機(jī)軸96上的發(fā)動機(jī)壓縮機(jī)94，燃燒段100接收來自發(fā)動機(jī)壓縮機(jī)94的壓縮空氣流，渦輪段包括連接到發(fā)動機(jī)軸96上的高壓(hp)發(fā)動機(jī)渦輪102。離開燃燒段100的燃燒氣體驅(qū)動hp發(fā)動機(jī)渦輪102的旋轉(zhuǎn)，hp發(fā)動機(jī)渦輪102又驅(qū)動發(fā)動機(jī)壓縮機(jī)94。應(yīng)該指出的是，盡管圖示的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)實(shí)施例提供了flade導(dǎo)管，但是本發(fā)明公開不限于這樣的實(shí)施例。例如，某些實(shí)施例可提供在另一個(gè)燃?xì)鉁u輪機(jī)構(gòu)造內(nèi)，包括但不限于，高涵道比渦扇、渦槳、渦軸或開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)構(gòu)造。
在一些實(shí)施例中，發(fā)動機(jī)排氣管線以選擇性流體連通設(shè)置在發(fā)動機(jī)12的一部分例如壓縮機(jī)段和動力渦輪74之間?？蛇x地，控制器60可規(guī)定排放空氣的流量以控制acm68的旋轉(zhuǎn)。在此類實(shí)施例中，acm68可與例如在動力渦輪74的控制器60成可操作連通。在圖3的示例性實(shí)施例中，發(fā)動機(jī)排放管線106選擇性地向動力渦輪74和空氣壓縮機(jī)70處的acm68提供排放空氣。在acs66的運(yùn)行期間，來自發(fā)動機(jī)12的排放空氣驅(qū)動動力渦輪74的旋轉(zhuǎn)，動力渦輪74隨后驅(qū)動空氣壓縮機(jī)70和冷卻渦輪72的旋轉(zhuǎn)。如以上所指出的，圖示實(shí)施例的空氣壓縮機(jī)70，冷卻渦輪72以及動力渦輪74的每一個(gè)都經(jīng)由旋轉(zhuǎn)軸76附接。在運(yùn)行期間，在空氣壓縮機(jī)70、冷卻渦輪72或動力渦輪74的其中一個(gè)處的旋轉(zhuǎn)被通過旋轉(zhuǎn)軸76傳遞給其余的元件。
在另外的實(shí)施例中，可在動力渦輪74上游提供一個(gè)或更多附加的回路元件108。例如，附加的回路元件108可包括初始散熱器或輔助燃燒器。初始散熱器可配置成在排放空氣到達(dá)動力渦輪74之前由排放空氣吸取熱量。輔助燃燒器可燃燒一部分排放空氣，將燃燒氣體送至動力渦輪74并驅(qū)動其旋轉(zhuǎn)。流經(jīng)動力渦輪74的空氣或燃燒氣體可在例如排放段104處返回至燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)12。
如圖3中所示，空氣壓縮機(jī)70和冷卻渦輪72配置成成流體連通，以在將空氣返回至空氣壓縮機(jī)70之前，將來自空氣壓縮機(jī)70的空氣通向冷卻渦輪72。此外，acs66包括與空氣壓縮機(jī)70和冷卻渦輪72成流體連通的至少兩個(gè)散熱器110,112。散熱器可配置成直接或間接熱交換器。一個(gè)散熱器，流出散熱器110，流體地連接在空氣壓縮機(jī)70和冷卻渦輪72之間(即，在空氣壓縮機(jī)70下游并且在冷卻渦輪72上游)。在可選實(shí)施例中，流出散熱器110位于發(fā)動機(jī)12的一部分內(nèi)。具體地，流出散熱器110設(shè)置在flade導(dǎo)管84內(nèi)以向其排放熱量。附加或備選的實(shí)施例可包括在飛機(jī)的另一個(gè)部分中的流出散熱器110，例如，在散熱器42處(見圖1)或發(fā)動機(jī)12處(例如，燃料流通道或沖壓空氣流通道)。第二散熱器，流入散熱器112，流體地連接在冷卻渦輪72和空氣壓縮機(jī)70之間(即，在冷卻渦輪72下游并且在空氣壓縮機(jī)70上游)。流入散熱器112設(shè)置成與第二vcs46的冷凝器成熱連通。
在acs66的運(yùn)行期間，可將初始空氣流從發(fā)動機(jī)排放管線106供應(yīng)給空氣壓縮機(jī)70。然后空氣在通向流出散熱器110之前可通過空氣壓縮機(jī)70壓縮。在流出散熱器110處，在空氣通過冷卻渦輪72并通向流入散熱器112之前，可至少部分地向環(huán)境排放熱量。流過流入散熱器112的空氣在循環(huán)回空氣壓縮機(jī)70之前可以從第二vcs冷凝器56吸取附加的熱量。盡管圖示的空氣循環(huán)機(jī)實(shí)施例被描述為大部分閉合回路機(jī)械，但設(shè)想了可以提供開放回路實(shí)施例而不背離本發(fā)明公開。例如，開放回路實(shí)施例(未圖示)可在最終向飛機(jī)的另一部分或周圍環(huán)境排放空氣之前從一個(gè)更多的發(fā)動機(jī)排放管線和/或周圍空氣管線抽吸空氣。在申請14/923,731中描述了示例性開放回路空氣循環(huán)機(jī)，其在此通過引用而被結(jié)合。
acs66，第一vcs44和第二vcs66可配置成彼此獨(dú)立地或者同步地操作?？蛇x地，控制器60可配置成選擇性地獨(dú)立操作第一vcs壓縮機(jī)50,第二vcs壓縮機(jī)54以及動力渦輪74。在某些實(shí)施例中，可提供多個(gè)獨(dú)特的運(yùn)行模式。在此類實(shí)施例中，控制器可選擇性地開始每個(gè)模式，例如，在接收到用戶選擇的輸入或確定取決于條件的事件時(shí)。
在一些實(shí)施例中，可提供同步模式和取決于條件的模式。在同步模式中，控制器60可在設(shè)定流率開始啟動壓縮機(jī)50,54和/或膨脹閥53,57，以及動力渦輪74。在取決于條件的模式中，控制器60可根據(jù)輸入條件分別開始啟動第一vcs壓縮機(jī)50，第二vcs壓縮機(jī)54，第一vcs膨脹閥53，第二vcs膨脹閥57，和/或動力渦輪74的其中一個(gè)或更多。
輸入條件可由控制器60根據(jù)接收到的輸入信號確定。例如，輸入信號可包括來自電子飛機(jī)部件24的一個(gè)或更多溫度傳感器(未圖示)的溫度信號。第一vcs壓縮機(jī)50、第二vcs壓縮機(jī)54和動力渦輪74每一個(gè)都可以在一定的溫度信號值或極限被啟動。在某些實(shí)施例中，取決于條件的模式可包括在第一溫度信號極限啟動第一壓縮機(jī)50，在第二溫度信號極限啟動第二壓縮機(jī)54，以及在第三溫度極限啟動動力渦輪74?？蛇x地，第一溫度信號極限可大于第二溫度信號極限，而第二溫度信號極限可大于第三溫度信號極限。
在附加或備選實(shí)施例中，給電子飛機(jī)部件24提供溫度目標(biāo)或目標(biāo)范圍。在升高的溫度下，最初操作第一vcs46來滿足溫度目標(biāo)。在一些實(shí)施例中，匹配壓縮機(jī)50和膨脹閥53來協(xié)調(diào)來自電子飛機(jī)部件24的熱傳遞?？蛇x地，可使流體循環(huán)通過中間流體回路65以將熱量從第一vcs44傳遞開。如果第一vcs46不能充分地冷卻電子飛機(jī)部件24(例如，在設(shè)定時(shí)間范圍內(nèi)使電子飛機(jī)部件24處的溫度降低或保持)，則可啟動第二vcs46。與第一vcs44類似，第二vcs46的壓縮機(jī)54和膨脹閥57可進(jìn)行匹配以協(xié)調(diào)來自中間冷卻器58的熱傳遞。在某些實(shí)施例中，控制器60可與膨脹閥57連通并且包括溫度反饋環(huán)路以從其控制溫度。溫度反饋環(huán)路可對于進(jìn)入壓縮機(jī)54的流體保持過熱設(shè)定點(diǎn)。此外，壓縮機(jī)50可根據(jù)系統(tǒng)要求旋轉(zhuǎn)而壓縮機(jī)54被操作以增強(qiáng)44的壓縮機(jī)排放壓力上限。如果串聯(lián)的第一vcs44和第二vcs46不能充分冷卻飛機(jī)電子部件，則可進(jìn)一步啟動acs66來從第二vcs46吸取熱量。
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