改進的熱交換器的製作方法
2024-03-05 19:52:15 2
本發明的示例性實施方案大體上涉及飛機的環境控制系統，並且更具體地說，涉及這種環境控制系統得到再循環熱交換器。
背景技術：
飛機和其他交通工具的環境控制系統(ecs)用於為飛機機艙內的乘客和機組人員提供調節的氣流。一種類型的環境控制系統通常通過從位於ecs設備艙附近的衝壓空氣入口接收新鮮空氣來操作。新鮮衝壓空氣被供應到至少一個電動機驅動的空氣壓縮機，所述空氣壓縮機將空氣壓力升高到例如機艙的期望空氣壓力。從至少一個空氣壓縮機，空氣被供應到任選的臭氧轉換器。因為空氣壓縮機產生熱，空氣隨後被供應到空調包，在所述空調包中空氣在輸送到機艙之前被冷卻。
從機艙排出的空氣(還被稱為再循環空氣)被提供給再循環熱交換器，其中空氣在與冷的新鮮空氣混合之前被冷卻並返回到機艙。隨著飛機機艙的尺寸和機艙熱負載增加，對ecs的需求也增加。常規ecs難以滿足這種飛機的更大冷卻要求。
技術實現要素：
根據本發明的一個實施方案，提供用在飛機的環境控制系統中的再循環熱交換器，所述再循環熱交換器具有多個交替堆疊的第一流體層和第二流體層。矩形芯具有約4.750英寸(12.065cm)的寬度和約10.6英寸(26.924cm)的長度。第一空氣集管與芯的第一表面相鄰布置，並且第二空氣集管與芯的第二相背對表面相鄰布置。第一空氣集管和第二空氣集管形成第一流體的流動路徑的一部分。第一流體集管與第三表面相鄰布置，並且第二流體集管與芯的第四表面相鄰布置。第一流體集管和第二流體集管形成第二流體的流動路徑，所述流動路徑具有多通道逆流配置。
附圖說明
在本說明書的結論處的權利要求書中具體指出並明確要求保護被認為是本發明的主題。本發明的前述和其他特徵以及優點從結合附圖進行的以下詳細描述中顯而易見，在附圖中：
圖1是飛機的環境控制系統的示意圖；
圖2是根據本發明的實施方案的再循環熱交換器的透視圖；
圖3是根據本發明的實施方案的圖2的再循環熱交換器的芯的透視圖；
圖4是根據本發明的實施方案的芯的第一流體層的實例的前視圖；並且
圖5是根據本發明的實施方案的芯的第二流體層的實例的前視圖。
詳細描述參考附圖通過實例的方式來解釋本發明的實施方案以及優點和特徵。
具體實施方式
現參考圖1，更詳細地示出飛機的環境控制系統(ecs)20的實例的示意圖。ecs20被配置來從飛機的外部接收空氣作為新鮮的衝壓空氣並且從飛機機身或另一內部空間接收空氣作為再循環空氣。新鮮衝壓空氣被供應給包括多個常規部件的ecs包22，所述常規部件包括至少一個熱交換器(未示出)。在ecs包22內，新鮮空氣通過與衝壓空氣的熱交換被調節，使得冷的加壓空氣被提供給下遊混合器24並隨後提供給飛機分配系統26。
在提供給ecs包22之前，衝壓空氣被配置來穿過液體冷卻迴路28的熱交換器30。在熱交換器30內，衝壓空氣被配置來吸收熱，從而冷卻蒸汽冷卻迴路28內的液體。液體冷卻迴路28另外包括再循環熱交換器32。
多數再循環空氣使用再循環風扇34從機艙傳遞迴到ecs20。再循環風扇34被配置來將再循環空氣供應到再循環熱交換器32以進行冷卻之前通過過濾器36抽吸再循環空氣。冷卻的再循環空氣離開再循環熱交換器32並且隨後在供應到飛機分配系統26之前與混合器24中的新鮮空氣混合。
現在參考圖2，更詳細地示出再循環熱交換器26的實例。再循環熱交換器26為大體矩形形狀。空氣入口集管70、空氣出口集管72、液體入口集管74以及液體出口集管76布置成與熱交換器32的芯80流體連通，使得熱被配置來在熱交換器32內從再循環空氣傳遞到液體。如圖所示，空氣入口集管70和空氣出口集管72與相背對表面例如像芯80的前面和背面相鄰設置。然而，在其他實施方案中，諸如在熱交換器32內的空氣流具有多通道配置的情況下，空氣入口70和空氣出口72可與芯80的同一表面相鄰定位。類似地，圖2中示出的液體入口74和液體出口76分別與芯80的相背對表面例如芯80的右側面和左側面相鄰布置。然而，在其他實施方案中，諸如在穿過熱交換器32的液體流動路徑具有多通道配置的情況下，液體入口74和液體出口76可布置在芯80的同一側面上。
圖3-5中示出再循環熱交換器32的芯80的構造的細節。更具體地，再循環熱交換器32的芯80具有板翅構造，具有穿過其的第一溫流體(空氣)和第二冷流體的交叉流。在一個實施方案中，芯80具有約4.750英寸(12.065cm)的寬度w和約10.6英寸(26.924cm)的長度l。熱交換器32的芯80包括多個第一流體層100和第二流體層200。第一流體層100具有流體通路，使得第一流體例如像溫暖再循環空氣在由箭頭f1指示的第一方向上流過芯80。第二流體層200具有流體通路，使得第二流體例如液體冷卻劑在由箭頭f2指示的第二方向上流過芯80。在一個實施方案中，第二流體流的方向基本垂直於第一流體流的方向。第一流體層100和第二流體層200沿所述芯的高度h交替堆疊。薄板300將相鄰流體層100、200分開。在一個實施方案中，薄板300具有約0.016英寸(0.0406cm)的厚度。
參考圖4-5，相應地示出第一流體層100和第二流體層200的實例。每個第一流體層100和第二流體層200分別具有多個波紋翅片102、202，所述波紋翅片102、202跨每個流體層形成流體通路。示例性第一流體層100的波紋翅片102從流體聯接到空氣入口70的相鄰第一入口邊104延伸到流體聯接到空氣出口72的第二出口邊106。第一流體跨第一流體層100在入口邊104與出口邊106之間流動的距離為第一流體流動長度lf1。類似地，示例性第二流體層200的波紋翅片202從流體聯接到液體入口集管74的第一入口邊210延伸到流體連接到液體出口76的層200的第二出口邊212。第二流體層200的翅片202可布置成限定每個層200內的多個通道。在示出的非限制性實施方案中，每個第二流體層200具有三通道逆流配置。第二流體穿過第二流體層200的流動路徑的總距離為第二流體流動長度lf2。
第一流體層100和第二流體層200兩者的翅片配置可能但不必在芯80的高度h上保持恆定。第一流體層100和第二流體層200的波紋翅片102、202的配置由翅片高度、翅片厚度以及每長度翅片的數量限定。第一流體層100的波紋翅片102具有約0.324英寸(0.8230cm)的翅片高度、約0.003英寸(0.0076cm)的翅片厚度以及約26.5翅片/英寸(10.43翅片/釐米)的翅片密度。第二流體層200的波紋翅片202具有約0.087英寸(0.2210cm)的翅片高度、約0.004英寸(0.0106cm)的翅片厚度以及約30翅片/英寸(11.81翅片/釐米)的翅片密度。除了入口邊104和出口邊106之外的層的其他邊由封閉杆108、204、208覆蓋以便防止替換路徑中的流體流。在一個實施方案中，封閉杆108、204、208具有約0.150英寸(0.381cm)的寬度或高度。
如圖4所示，第一流體層100的翅片配置跨層的流動長度不均勻。在一個實施方案中，防護翅片120與每個第一流體層100的入口104和出口106相鄰。防護翅片120可具有直的或波紋配置。第一流體層100的防護翅片120可具有約0.324英寸(0.86cm)的翅片高度、約0.012英寸(0.0305cm)的翅片厚度以及約每英寸9個翅片(每釐米3.54個翅片)的翅片密度。
在再循環熱交換器內，使用液體冷卻劑冷卻來自飛機機艙的溫暖再循環空氣。此外，取決於ecs的冷卻要求和空氣分配架構，與常規ecs相比較，再循環熱交換器32可布置在飛機內的不同位置處。在一個實施方案中，再循環熱交換器32定位在分配艙內。在其他實施方案中，再循環熱交換器32位於未加壓設備艙內。通過重新定位再循環熱交換器32，熱交換器的尺寸可增加，導致更有效的熱傳遞。
雖然僅結合有限數量的實施方案對本發明進行了詳細描述，但應易於理解，本發明不限於此類公開的實施方案。相反，可對本發明進行修改，以併入以上未描述但與本發明精神和範圍相稱的任何數量的變化、改變、替代或等同布置。另外，雖然已描述了本發明的各種實施方案，但應理解，本發明的方面可僅包括所述實施方案中的一些。因此，不應認為本發明受限於前面的描述，而是僅受限於所附的權利要求書的範圍。