CN102893454A - 用于电子系统的空气入口的空气加热器 - Google Patents

Abstract

一种空气加热器（1），其设置在雷达天线的电子系统（10）的空气管（8）中，其中，电子系统（10）安装在飞行器（2）的本体上，电子系统（10）由带有至少一个空气入口（4）的壳体（3）包围，该空气入口（4）适于提供外部空气用于冷却电子系统（10），其中，空气入口（4）和电子系统（10）之间设置有空气管。

Description

用于电子系统的空气入口的空气加热器

技术领域

本发明总体涉及机载电子系统，更具体地涉及用于安装在飞行器上的雷达天线的电子系统的冷却系统的空气加热器。

背景技术

在雷达天线的使用过程中，雷达天线的电子系统中的部件升温，必须被冷却以防过热。在飞行过程中，安装在飞行器本体上的雷达天线的电子系统由来自周围空气的气流冷却。电子系统设置在壳体内，其中气流经由空气入口和空气管引入电子系统的部件中。雷达天线的电子系统由此暴露于变化的温度下，其中最低温度低于-55℃。

由于由气流引起的非常低的温度，故而在雷达天线的电子系统中使用专门设计的部件。所述专门设计的部件能够承受比常规工业部件更低的温度；这使得雷达天线的电子系统对低温较不敏感。对于当今使用的工业部件，临界温度通常在-40℃。专门设计的部件仅有几个供应商供应，比常规部件昂贵许多。

电子系统必须不仅仅设计为能够承受低温；由于系统自身的加热应，该系统承受高温。对于带有钎焊部件的电子系统，不允许温度升高到高于临界温度+85℃，因为钎焊焊缝可能开始劣化。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种装置，其便利了将敏感的工业部件用在安装至飞行器本体上的雷达天线的电子系统中。

本发明旨在解决现有技术的上述问题。根据用于机载操作的装置的应用标准，任何系统都必须是成本低、重量轻、体积小以及电力消耗最小化的。

根据本发明的空气加热器位于雷达天线的电子系统与空气入口之间，所述电子系统安装在飞行器的本体上。电子系统包围在带有至少一个空气入口的壳体内，该空气入口适于提供外部空气用于电子系统的冷却，另外，空气入口和电子系统之间设置有空气管。

为了实现由空气入口引入的外部空气的温度升高，仅仅提高飞行器的速度从而提高气动加热看起来是有吸引力的。然而，在本情况下，气动加热事实上并不足够。气动加热不足以将引入的空气的温度提升至高于工业部件的临界温度。

由此，用于加热流入空气入口的外部空气的常规加热器看起来是令人感兴趣的。由于飞行器的高速度，加热器必须加热巨大体积量的空气。因此，加热器将具有高能耗。只要加热器是飞行器中仅有的主要的高能耗部分，这就不成为问题。但是当电子系统、即雷达系统或者其零件与加热器同时工作，飞行器的发电机将不能够为加热器和电子系统两者供给所需的电力。

因此，仅仅将常规空气加热器布置在空气入口和/或空气管中无法以令人满意的结果解决问题。

本发明依靠如下发现：当空气是暖的、即达到+30℃时，能够限制通过电子系统的气流，而在使用雷达天线时对电子系统部件的所需冷却作用将仍然是充足的。另外，能够以比气流不受限制的情况更小的能耗将温度低于临界温度的外部空气的受限制的空气流加热高于临界温度的温度。

因此提出了根据权利要求1的前序所述的空气加热器，其中，独创的空气加热器安装在空气入口和电子系统之间的空气管中，并且包括加热装置和调节装置。当飞行器在空中时，调节装置设置为限制经由空气管产生的气流。调节装置是不可变的，使得其仅能固定地限制空气流，而不能改变。

加热装置设置为并且定尺寸为加热受限制的气流，使得受限制的气流在已经通过加热装置后的温度保持为高于第一预定阈值。

另外，当温度低于第三预定阈值时，受限制的气流对电子系统的冷却功率保持高于第二预定阈值。

第一预定阈值低于第三预定阈值，第一、第二和第三预定阈值取决于电子系统中的部件的材料特性。

受到电子系统中的工业部件的温度极限的限制，第一预定阈值基本为-40℃。用于冷却功率的第二预定阈值基本为20kW、优选地基本为25kW、更优选地基本为35kW。这些是在雷达天线及其电子系统的操作期间将电子系统的电子部件的温度保持为低于临界温度+85℃所需的冷却功率。由此，由于该冷却功率，气流将热从电子系统去除。冷却功率越高，则电子系统的冷却效率越好并且距临界温度的裕量保持为越大。受雷达天线和电子系统中的部件的工作温度所限，第三预定阈值基本上为+30℃。明显地，通过电子部件领域的进展，这些阈值将随时间推移而改变。

在不必加热空气的情况下、即当由空气入口引入的空气的温度为-40℃或者更高时，能够关闭加热装置。

调节装置定尺寸为，使得当空气具有基本为+30℃的温度、即第三预定值时，受限制的气流仍保持至少20kW、优选25kW、更优选35kW的冷却功率，即高于第二预定阈值。在电子系统的使用过程中，此冷却功率足以将电子系统中的部件的温度保持为低于+85℃。

由于调节装置，受限制的气流变为更低的流速，由此与气流不受调节装置限制的情况相比，能够通过加热装置以更小的功率提升空气的温度。流速对于计算加热空气所需的功率以确定气流的冷却功率而言是重要的。流速由气压、空气粘度和飞行器的速度确定。为了计算，流速是用于计算冷却功率的等效空气速度（EAS）。EAS是与飞行器相对于周围气团的速度——即真实空气速度（TAS）——提供相同动压的海平面处的速度。

应考虑两种最坏情况的情景。第一种，冷的情况；当在对应于海平面以上7100米的高度处空气的温度为-55℃、EAS为90m/s时。第二种，暖的情况；当在对应于海平面以上2120米的高度处空气的温度为+30℃、EAS为80m/s时。

带有其调节装置和加热装置的独创的空气加热器实现了较低的加热器能耗，因为将低于第一预定阈值的空气加热达到至少-40℃的所需空气温度——即第一预定阈值——所必须加热的空气较少。当通过电子系统的气流的流速减小时，气流的冷却功率也降低。故而对于本发明很重要的是，调节装置适于使得在空气温度为+30℃、即第三预定阈值时通过调节装置的气流的流速足以冷却电子器件。由此，气流必须保持对电子系统的冷却功率为至少第二预定阈值，基本20kW、优选地基本为25kW、更优选地基本为35kW。这对于暖的情况——即在对应于海平面以上7100米处的高度处空气温度为+30℃、飞行器的EAS为90m/s——特别重要。

相对于不限制气流的情况，通过限制气流，能够使用功率较低的加热装置来确保将电子系统中的部件的温度保持成高于-40℃、即高于第一预定阈值。然而，在约第三预定阈值、即+30℃的空气温度下，受限制的气流的冷却功率保持为在这些条件下使用期间足以冷却电子系统。

优选的加热装置是电子加热器。出于安全原因，提出电子加热器在加热装置的温度超过预定值的情况下自动地关断。

在根据本发明的空气加热器中，优选地使加热装置和调节装置限制气流，使得当气流的温度低于第一预定阈值、即-40℃时，特别是当温度基本为-55℃时，将受限制的气流加热到至少第一预定阈值、即-40℃所需的最大加热功率小于20kW、优选为小于15kW。

在功率低于20kW的情况下，在启动加热装置的同时启动电子系统、即雷达系统不（want）成为问题。在功率低于15kW的情况下，获得更大的裕量。飞行器的发动机能够做到向两个耗能部分供给所需能量。

另外，调节装置限制气流，使得当气流的温度低于第三预定阈值时，在对应于海平面以上基本2120米的高度处，受限制的气流的冷却功率至少基本为20kW、优选地至少基本为25kW、更优选地至少基本为35kW。

为了获得此冷却功率、并且还减小空气管中的气流的流速，存在多种设计和构造调节装置的方式。与其构造无关地，在下文列出的所有条件下，调节装置将气流的流速限制为40%至50%、特别为基本46%：

-当空气温度为-55℃、飞行器在相当于海平面以上7100m的高度处飞行、飞行器的速度为80m/s EAS时。

-当空气温度为+30℃、飞行器在相当于海平面以上2120米的高度处飞行、飞行器的速度为90m/s EAS时。

-当空气温度为-55℃、飞行器在相当于海平面以上9141m的高度处飞行、飞行器的速度为80m/s EAS时。

为了冷却电子系统、即雷达系统，当飞行器不工作时，将外部冷却系统连接至空气入口，该外部冷却系统迫使空气流过壳体。因此，优选地，独创的空气加热器通过可拆卸的附接装置附接至壳体。由此，当飞行器靠在地面上时，能够拆除空气加热器。可拆卸的附接装置能够为螺钉、螺栓、掣爪附接装置、或者其他适当的可拆卸附接装置。

优选地，将调节装置安装在空气管中，比加热装置更靠近空气入口。另外，空气加热器附加地包括冲击保护装置，其也位于比加热装置更靠近空气入口处。冲击保护装置保护加热装置和电子系统的电子部件，使得如果鸟或者其他外来物体与壳体碰撞并进入空气入口，其不会损坏这些零件。与由于外来物体的冲击而必须更换整个电子系统的零件相比，更换损坏的保护装置要便宜得多。

为了减小对加热装置和周围结构的冲击力，冲击保护装置适于在调节装置受到外来物体撞击的情况下变形。因此，冲击保护装置适于使得其具有变形区。

特别地设置成冲击保护装置与调节装置成一体。由此，当从空气入口观察调节装置（6）时，调节装置的表面具有凸起形状，使得由凸起形状形成变形区。凸起形状是变形区的构造，变形区易于生产并且允许冲击保护装置/调节装置变形，从而减小碰撞的冲击。

调节装置——其易于生产、此外还能够用作冲击保护装置——的构造为布置在气流中的板。所述板必须具有至少一个贯通开口。板中的至少一个贯通开口限制流过空气管的空气的流速。此特别的调节装置也能够以低价格制造。

冲击保护装置的替代性构造为棒或丝线网，其位于加热装置之前的气流中。此外，此冲击保护装置优选地适于具有允许其减小外来物体的冲击的形状。

在独创的空气加热器的替代性实施方式中，加热装置和调节装置一体地形成为一个单元。因此，或者加热装置额外地起调节装置的作用、即限制气流，或者调节装置额外地起加热装置的作用、即加热。明显地，冲击保护装置也能够与加热装置和调节装置一体地形成在同一单元中。

独创的加热器优选地绝热地附接至电子系统的壳体。由于此绝热，不从加热装置导走能量从而损失能量。另外，壳体的材料可以由此为对高温更敏感的材料，如塑性或者复合材料。

空气加热器和壳体之间优选的绝热材料为陶瓷，其具有非常卓越的绝热性能。

提出的独创的空气加热器用于安装在飞行器的本体上或者飞行器的本体中的电子系统、更具体地为雷达系统。电子系统包围在壳体中，该壳体带有至少一个空气入口，能够通过该空气入口提供空气用于冷却电子系统，并且在空气入口和电子系统之间设置有空气管。由此，独创的空气加热器安装在空气入口和电子系统之间的空气管中。

电子系统——该电子系统带有安装在空气入口和电子器件之间的空气管中的独创的空气加热器——能够在从-55℃至+30℃的条件下工作，并且仍将电子部件的温度保持在所需温度范围内。

附图说明

图1示出了飞行器，该飞行器带有安装在其背部的雷达系统；

图2a示出了独创的空气加热器的分解图；

图2b示出了独创的空气加热器的立体图；

图3示出了穿过雷达系统的壳体的截面图。

具体实施方式

图1至图4均以示意性的方式图示。独创的空气加热器1将用在安装于图1所示飞行器2中或者该飞行器2上的电子系统、即雷达系统中。雷达系统11设置在壳体3内，其中壳体3具有空气入口4以允许空气流动通过壳体3。气流9的用途是冷却雷达系统11的电子部件10，使得电子部件10在电子系统使用期间不会过热。此外，为了允许在雷达系统中使用工业部件，当空气的温度低于第一预定阈值、即-40℃时，必须对气流9进行加热。

图2a示出了带有加热装置5和调节装置6的独创的空气加热器1的分解图。在示出的示例中，调节装置包括带有多个开口7的板6。该板由螺钉12安装在空气加热器1的框架13中。如在图2a和图2b中均可见的，板6具有使得如果从空气入口4观察板6则板6的表面呈凸起形式的形状。由于所述凸起形状，板6变为变形区。如果空气加热器1与外来物体碰撞，则该变形区减小对空气加热器1和周围结构、即壳体3的冲击。变形区进一步产生距加热装置5的距离，因此，当外来物体与空气加热器1碰撞的情况下，加热装置5不会被撞击。

如图2a和图2b中所见，板6中的开口7适于限制如图3所示的流动通过空气管8的空气。明显地，加热装置5也有助于减小流动通过空气加热器1的空气的流速。然而，在图中所示实施方式中，加热装置5构造为使得其对气流9流速的减小所起的作用很小。

在独创的空气加热器1的一种实施方式中，加热装置5和调节装置6一体地形成，使得同一单元实现调节装置6和加热装置5两者的作用。例如，图2所示加热装置5能够结合在调节装置6中，使得加热装置6本身能够加热通过空气加热器1的气流。

空气加热器1用螺钉或螺栓14安装在雷达系统的壳体3中。在螺钉/螺栓14与框架13之间设置有绝热装置15、16。由此，不会有任何热从空气加热器1传递至壳体3。

空气加热器1用螺钉/螺栓14安装在壳体3中，使得如果将要在飞行器2静止在地面上时操作雷达系统，则能够移除空气加热器。

如图3所示，空气加热器1能够安装在空气管8中的不同位置A、B、C处。第一位置A位于靠近空气入口4处；位置A便于方便地移除空气加热器1。空气加热器1的两个替代性位置B、C更靠近雷达系统11的电子部件10。

如图3可见，优选地，调节装置6安装在气流9中加热装置5之前。

Claims (15)

1.一种空气加热器（1），所述空气加热器（1）设置在雷达天线的电子系统（10）的空气管（8）中，其中，所述电子系统（10）安装在飞行器（2）的本体上，所述电子系统（10）被包围在带有至少一个空气入口（4）的壳体（3）中，所述空气入口（4）适于提供外部空气用于冷却所述电子系统（10），其中，所述空气管位于所述空气入口（4）和所述电子系统（10）之间，其特征在于，

所述空气加热器（1）安装在所述空气入口（4）和所述电子系统（10）之间的所述空气管（8）中，所述空气加热器（1）包括加热装置（5）和调节装置（6），其中，所述调节装置（6）是不可变的并且设置为限制通过所述空气管（8）的气流，并且

-所述加热装置（5）设置为并且定尺寸为加热受限制的气流（9），使得所述受限制的气流（9）在通过所述加热装置（5）以后的温度保持为高于第一预定阈值，并且

-当所述受限制的气流（9）的温度低于第三预定阈值时，所述受限制的气流（9）对所述电子系统的冷却功率被保持为高于第二预定阈值，

所述第一预定阈值低于所述第三预定阈值，并且所述第一预定阈值、第二预定阈值和第三预定阈值取决于设置在所述电子系统（10）中的部件的材料特性。

2.根据权利要求1所述的空气加热器（1），其中，所述第一预定阈值为-40℃，所述第二预定阈值基本为20kW、优选基本为25kW、更优选基本为35kW，所述第三预定阈值为+30℃。

3.根据权利要求1或2所述的空气加热器，其中，所述调节装置（6）设置成对气流进行限制，使得当在所述加热装置（5）之前的气流的温度低于所述第一预定阈值、特别是为-55℃时，将所述受限制的气流（9）加热至高于所述第一预定阈值所需的最大加热功率小于基本上20kW、优选地小于基本上15kW。

4.根据前述权利要求中任一项所述的空气加热器（1），其中，所述调节装置（6）设置成对气流进行限制，使得当所述受限制的气流（9）的温度低于所述第三预定阈值时，所述受限制的气流（9）在对应于海平面以上基本上2120米处的冷却功率至少基本为20kW、优选地至少基本为25kW、更优选地至少基本为35kW。

5.根据前述权利要求中任一项所述的空气加热器（1），其中，在相当于海平面以上7100米的高度处、所述飞行器（2）的速度为80m/s等效空气速度、其中所述空气温度为-55℃的情况下，所述调节装置（6）适于将所述气流限制为40%至50%。

6.根据前述权利要求中任一项所述的空气加热器（1），其中，所述空气加热器（1）通过可拆卸的附接装置（16）附接至所述壳体（3），使得所述空气加热器（1）能够被完全拆除。

7.根据前述权利要求中任一项所述的空气加热器（1），其中，所述调节装置（6）安装在所述空气管（8）中，比所述加热装置（5）更靠近所述空气入口（4），并且所述空气加热器（1）还包括冲击保护装置（6），所述冲击保护装置（6）也定位成比所述加热装置（5）更靠近所述空气入口。

8.根据权利要求7所述的空气加热器，其中，所述冲击保护装置（6）与所述调节装置（6）成一体，所述调节装置（6）适于在所述调节装置受外来物体撞击的情况下变形，由此减小所述空气加热器（1）和周围结构上的冲击力。

9.根据前述权利要求中任一项所述的空气加热器（1），其中，当从所述空气入口观察所述调节装置（6）时，所述调节装置（6）的表面具有凸起形状，使得由所述凸起形状产生变形区。

10.根据权利要求9所述的空气加热器（1），其中，所述调节装置包括布置在气流中的板（6），所述板（6）具有至少一个贯通开口（7）。

11.根据权利要求1至9中任一项所述的空气加热器（1），其中，所述冲击保护装置由位于所述加热装置（5）之前的气流中的棒或板（6）或者丝线网构成。

12.根据前述权利要求中任一项所述的空气加热器（1），其中，所述加热装置（5）和所述调节装置（6）一体形成为一个单元。

13.根据前述权利要求中任一项所述的空气加热器（1），其中，所述空气加热器（5）绝热地附接至所述电子系统的所述壳体（3）。

14.根据前述权利要求中任一项所述的空气加热器（1），其中，所述空气加热器（1）和所述壳体（3）之间的绝热部是陶瓷衬套（15、16）。

15.雷达天线的电子系统（10），其中，所述电子系统（10）安装在飞行器的本体（2）上或者所述本体（2）内，所述电子系统（10）被包围在带有至少一个空气入口（4）的壳体（3）中，所述空气入口（4）适于提供外部空气用于冷却所述电子系统（10），并且在所述空气入口（4）和所述电子系统（10）之间设置有空气管（8），其特征在于，

在所述空气入口（4）和所述电子系统（10）之间的所述空气管（8）中安装有根据权利要求1至14中任一项所述的空气加热器（1）。

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