本公開(kāi)總體上涉及用于去除由電動(dòng)子系統(tǒng)和部件(諸如機(jī)電致動(dòng)器、機(jī)載航空航天交通工具)生成的熱的系統(tǒng)。更具體地，本公開(kāi)涉及一種用于航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

航空電子設(shè)備、電動(dòng)子系統(tǒng)、電致動(dòng)系統(tǒng)(“eas”)等、機(jī)載商用和軍用航空航天交通工具的日益增長(zhǎng)的使用導(dǎo)致了改進(jìn)由這些電氣部件產(chǎn)生的熱負(fù)荷的熱管理的需求。例如，變得更加常見(jiàn)的是具有eas的航空航天交通工具，而不是液壓致動(dòng)的控制系統(tǒng)。然而，具有eas的航空航天交通工具常常包括用于副翼、襟翼及其它部件的更多致動(dòng)器，其產(chǎn)生比類似的液壓致動(dòng)器更多的熱。而且，液壓致動(dòng)系統(tǒng)自然地通過(guò)液壓流體傳遞來(lái)自其關(guān)聯(lián)的致動(dòng)器的熱，而eas通常不包括這樣的熱傳遞系統(tǒng)。

針對(duì)航空航天交通工具的熱管理的一些當(dāng)前方法以更高的成本、可能減少的整體部件性能、降低的效率和/或增加的重量來(lái)實(shí)現(xiàn)。航空航天交通工具的熱負(fù)荷的有效管理還受到使用導(dǎo)熱碳纖維復(fù)合材料和其它導(dǎo)熱非金屬材料用于飛行器結(jié)構(gòu)構(gòu)件和飛行器蒙皮以便減少重量的趨勢(shì)影響。許多常見(jiàn)的復(fù)合材料具有比金屬(諸如鋁)更低的熱導(dǎo)率，由此，雖然更輕，但是復(fù)合材料不會(huì)有效地傳導(dǎo)熱。對(duì)于某些軍用航空航天交通工具，還期望維持具有最小穿透量的光滑外表面，以便增加隱形或其它檢測(cè)避免特性。這能進(jìn)一步減少管理熱負(fù)荷的設(shè)計(jì)選項(xiàng)。

另外，例如，由于有限的散熱能力，電子部件(諸如eas)的有效熱管理對(duì)于更多電動(dòng)飛行器(mea)而言是最大挑戰(zhàn)之一。同樣，對(duì)于使用更薄的機(jī)翼橫截面的未來(lái)mea飛行器，重量、尺寸和散熱要求將變得甚至更具挑戰(zhàn)性。因此，期望結(jié)構(gòu)集成的致動(dòng)系統(tǒng)和熱管理方法，其包括負(fù)荷承載致動(dòng)器、新冷卻技術(shù)和與新包裝概念相結(jié)合的高性能材料。

在大多數(shù)現(xiàn)有系統(tǒng)中，eas和其它電動(dòng)馬達(dá)已被液體冷卻或設(shè)計(jì)有足夠的金屬以增強(qiáng)其為在操作期間生成的過(guò)多熱量提供散熱器的能力。當(dāng)前mea應(yīng)用在結(jié)構(gòu)上不是集成的，并且或者使用將熱轉(zhuǎn)移為流體/空氣的單獨(dú)的冷卻回路，或者過(guò)度設(shè)計(jì)電動(dòng)馬達(dá)及其它各種部件以增強(qiáng)其散熱能力。使用集中式冷卻劑回路來(lái)處理由分布式部件生成的熱負(fù)荷致使系統(tǒng)復(fù)雜性、可維護(hù)性增加以及伴隨著重量和容積損失。

因此，需要一種用于控制由機(jī)載航空航天交通工具的電氣部件生成的熱負(fù)荷的改進(jìn)式冷卻系統(tǒng)?，F(xiàn)有系統(tǒng)可能還存在其它缺點(diǎn)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

因此，公開(kāi)的示例解決了上述需要和缺點(diǎn)。公開(kāi)的示例包括結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)，其使用航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)作為散熱系統(tǒng)的一部分。在該系統(tǒng)中，航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)元件充當(dāng)熱轉(zhuǎn)移通路(thermalbus)，并且與發(fā)熱電氣部件熱連接，使得來(lái)自這些部件的熱由交通工具本身的結(jié)構(gòu)引導(dǎo)而遠(yuǎn)離部件，被引導(dǎo)到交通工具的較低溫度表面中。在各種示例中，所述發(fā)熱電氣部件由熱凸起直接機(jī)械地附接至所述結(jié)構(gòu)元件，提供導(dǎo)熱元件以將熱從所述電氣部件傳送到所述結(jié)構(gòu)元件中。在其它示例中，所述航空航天交通工具的所述結(jié)構(gòu)元件包括導(dǎo)熱部分或?qū)釋?，所述?dǎo)熱部分或?qū)釋颖惶貏e地構(gòu)造成傳導(dǎo)熱能通過(guò)所述結(jié)構(gòu)元件而遠(yuǎn)離所述發(fā)熱電氣部件。

公開(kāi)的示例包括航空航天交通工具，該航空航天交通工具包括熱轉(zhuǎn)移通路，所述熱轉(zhuǎn)移通路進(jìn)一步包括所述航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)元件。該航空航天交通工具還包括熱有源元件，所述熱有源元件與所述熱轉(zhuǎn)移通路熱連通以熱從所述熱有源元件的熱散發(fā)到所述熱轉(zhuǎn)移通路中。

其它公開(kāi)的示例可如下，所述結(jié)構(gòu)元件是用于飛行器機(jī)翼的飛行器機(jī)翼翼梁或肋，并且所述熱有源元件是與所述飛行器機(jī)翼協(xié)作的電氣裝置。在其它示例中，所述電氣裝置包括eas和相關(guān)的控制電子器件。在一些示例中，所述電氣裝置由熱凸起支撐并與熱凸起熱連通，所述熱凸起安裝到所述結(jié)構(gòu)元件。在一些示例中，所述電氣裝置包括導(dǎo)熱元件，用以將來(lái)自所述電氣裝置的內(nèi)部的熱傳導(dǎo)到外部殼體。

公開(kāi)的示例還包括熱凸起，所述熱凸起布置在所述結(jié)構(gòu)元件與所述熱有源元件之間以促進(jìn)熱傳遞。在一些示例中，散熱元件可與所述熱轉(zhuǎn)移通路熱連通。在其它示例中，所述散熱元件可包括：導(dǎo)熱元件；以及附接至所述導(dǎo)熱元件的散熱器。在其它示例中，所述導(dǎo)熱元件可以是排出物冷卻器(perspirationcooler)、導(dǎo)熱水凝膠材料、一個(gè)或多個(gè)熱帶、復(fù)合材料、熱解石墨材料和石墨泡沫。

還公開(kāi)了冷卻航空航天交通工具的方法。示例包括：將熱有源元件(例如，eas16)安裝到結(jié)構(gòu)元件(例如，熱轉(zhuǎn)移通路20，其可包括機(jī)翼翼梁、機(jī)翼肋或其它結(jié)構(gòu)元件)；將來(lái)自所述熱有源元件的熱經(jīng)由所述結(jié)構(gòu)元件傳導(dǎo)到散熱元件；以及散發(fā)920所述熱。在一些示例中，散發(fā)步驟進(jìn)一步包括：將來(lái)自所述結(jié)構(gòu)元件的傳導(dǎo)熱輻射到環(huán)境中。在其它示例中，所述環(huán)境可以是環(huán)境空氣或所述航空航天交通工具中的冷卻器結(jié)構(gòu)。

其它公開(kāi)的示例包括一種用于航空航天交通工具的熱管理系統(tǒng)，所述熱管理系統(tǒng)包括：導(dǎo)熱凸起，所述導(dǎo)熱凸起附接至所述航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)元件；熱有源裝置(例如，eas16)，所述熱有源裝置附接至所述熱凸起；以及熱傳輸元件，所述熱傳輸元件與所述導(dǎo)熱凸起熱連通。

在一些示例中，所述熱管理系統(tǒng)還包括與所述熱傳輸元件熱連通的散熱元件。公開(kāi)的示例還可包括航空航天交通工具表面，所述航空航天交通工具表面暴露至環(huán)境空氣且與所述散熱元件熱連通。在其它公開(kāi)的示例中，所述散熱元件進(jìn)一步包括樹(shù)脂層以及單向碳納米管。在一些示例中，所述散熱元件進(jìn)一步包括溫敏水凝膠層和散熱器。

所述熱管理系統(tǒng)的其它公開(kāi)的示例可包括與所述熱有源裝置熱連通的微通道組件。在一些示例中，所述微通道組件可以是傾斜微通道組件、s通道組件或波狀翅片組件。

附圖說(shuō)明

圖1是根據(jù)公開(kāi)的示例用于航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10的等軸視圖。

圖2是根據(jù)本公開(kāi)的結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10的分解特寫視圖。

圖3是根據(jù)本公開(kāi)的結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10的另一示例的特寫等軸視圖，為清楚起見(jiàn)一些元件被省略。

圖4是圖3的示例的特寫等軸后視圖，為清楚起見(jiàn)一些元件被省略。

圖5和圖6是根據(jù)本公開(kāi)的機(jī)翼表面14的散熱示例的示意圖說(shuō)明。

圖7是根據(jù)本公開(kāi)的結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10的一些元件的橫截面視圖。

圖8是根據(jù)本公開(kāi)的微通道組件166的示例的示意表示。

圖9是根據(jù)本公開(kāi)的熱管理方法的示例的流程圖表示。

雖然本公開(kāi)容許各種修改和替代形式，但是具體示例已經(jīng)通過(guò)圖中示例示出并且將在本文中詳細(xì)描述。然而，應(yīng)當(dāng)理解的是，本公開(kāi)并非旨在限于所公開(kāi)的特定形式。相反，旨在覆蓋落入由所附權(quán)利要求書(shū)限定的本發(fā)明的精神和范圍內(nèi)的所有修改、等同物和替代物。

具體實(shí)施方式

在以下描述中，在航空航天交通工具的背景下呈現(xiàn)結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10。然而，應(yīng)理解的是，本文中公開(kāi)的熱管理系統(tǒng)10一般可應(yīng)用于航空航天交通工具(包括飛行器、航天器和衛(wèi)星)，并不限于供特定交通工具使用。還應(yīng)理解的是，雖然eas16被呈現(xiàn)為能與該系統(tǒng)10關(guān)聯(lián)的發(fā)熱電氣裝置的示例，但是系統(tǒng)10同樣適用于其它發(fā)熱裝置，諸如相關(guān)的eas16的控制電子器件、電動(dòng)子系統(tǒng)、計(jì)算機(jī)、航空電子設(shè)備裝置，等。

圖1是根據(jù)公開(kāi)的示例用于航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10的一部分的等軸視圖。在一些示例中，結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10可包括航空航天交通工具機(jī)翼12。眾所周知，除了機(jī)翼12，航空航天交通工具還可包括用于提升和控制的其它空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)，諸如方向舵、副翼、襟翼、電梯，等(圖1中被省略)。機(jī)翼12、方向舵、副翼、襟翼及其它空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)包括公知的可移動(dòng)部分。在大型航空航天交通工具中，因?yàn)樯婕暗牧ο鄬?duì)較大，這些可移動(dòng)控制表面通常響應(yīng)于飛行員對(duì)諸如控制軛和方向舵踏板的控制裝置的輸入而由液壓系統(tǒng)來(lái)動(dòng)力致動(dòng)。液壓致動(dòng)器在整個(gè)飛行器上連接到可移動(dòng)控制表面，并且響應(yīng)于飛行員對(duì)位于飛行器駕駛艙中的控制裝置的輸入而移動(dòng)。

近年來(lái)，對(duì)電控和電致動(dòng)的航空航天交通工具的興趣日益增加。這部分地是由于eas16的重量與類似的液壓系統(tǒng)比較一般較輕，還由于更多地使用計(jì)算機(jī)化的交通工具控制，而不是傳統(tǒng)的機(jī)械控制。因?yàn)閑as16直接響應(yīng)于電信號(hào)進(jìn)行操作，所以eas16比液壓或其它純機(jī)械系統(tǒng)更容易地與計(jì)算機(jī)化的電子控制系統(tǒng)集成。

如圖1所示，機(jī)翼12可包括機(jī)翼表面14。除其它外，機(jī)翼表面14的示例可包括導(dǎo)熱蒙皮，用以反射或傳遞熱：將熱傳遞穿過(guò)復(fù)合蒙皮層，充當(dāng)散熱器，將熱從機(jī)翼12內(nèi)側(cè)傳遞到外側(cè)的環(huán)境空氣，用于蒸發(fā)冷卻，等。例如，機(jī)翼表面14的示例可包括施加在機(jī)翼表面14的至少一部分上的導(dǎo)熱涂劑，包括碳納米注入樹(shù)脂、導(dǎo)熱石墨泡沫、銅、銀或其它金屬蒙皮、溫敏水凝膠，等。

還是如圖1所示，結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10的示例還可包括一個(gè)或多個(gè)eas16。圖1描繪了作為旋轉(zhuǎn)機(jī)電致動(dòng)器的eas16，但本公開(kāi)不限于此，并且其它eas16可包括線性致動(dòng)器、電動(dòng)馬達(dá)、電力電子器件、馬達(dá)控制器或其它發(fā)熱源。

另外如示出的，每個(gè)eas16均可安裝在熱凸起18上。任何合適的熱凸起18都可實(shí)施為將來(lái)自eas16的熱傳遞到熱轉(zhuǎn)移通路20并且將eas16固定在機(jī)翼12上的適當(dāng)?shù)胤?。熱凸?8可成形為優(yōu)化與eas16的熱傳遞。例如，如果eas16的外表面為大致柱形，則熱凸起18可互逆地彎曲，使得eas16和熱凸起18充分地接觸以有效地傳遞生成在eas16中的熱。其它形狀也是可能的。

熱凸起18的示例可由任何合適的材料構(gòu)成。例如，熱凸起18可由在操作期間足夠耐用以牢固地錨固eas16并且足夠?qū)嵋宰罴训貙釓膃as16傳走的材料構(gòu)成。熱凸起18的示例性材料包括但不限于：金屬、非金屬、熱解石墨塊、石墨泡沫、熱解石墨條或熱解石墨帶、銅塊、銅條或銅帶、溫敏水凝膠、相變材料、導(dǎo)熱環(huán)氧樹(shù)脂、導(dǎo)熱聚合物、導(dǎo)熱膏劑，等。

另外如示出的，系統(tǒng)10的示例可包括熱轉(zhuǎn)移通路20。熱轉(zhuǎn)移通路20包括航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)部件。例如，如圖1所示，熱轉(zhuǎn)移通路20可包括機(jī)翼翼梁、機(jī)翼肋22(圖2中示出)或機(jī)翼12的其它結(jié)構(gòu)部件。熱轉(zhuǎn)移通路20是導(dǎo)熱的并且可包括：金屬、非金屬、熱解石墨條或熱解石墨帶、銅條或銅帶、銀條或銀帶、石墨烯、碳納米管帶或條，等。在一些示例中，熱轉(zhuǎn)移通路20可包括機(jī)翼翼梁的一部分或多個(gè)部分。例如，上翼梁蓋204或下翼梁蓋202或者翼梁腹板201(圖2中更詳細(xì)地示出)可包含導(dǎo)熱元件，而機(jī)翼翼梁或肋的其它部分可具有不同的熱導(dǎo)率。

熱轉(zhuǎn)移通路20的示例將生成在eas16中并且傳遞到熱凸起18的熱傳遞到適當(dāng)?shù)纳嵛恢?。例如，如果采用?dǎo)熱的機(jī)翼表面14，則熱轉(zhuǎn)移通路20可將來(lái)自eas16的熱傳遞到機(jī)翼表面14，在機(jī)翼表面14處，熱可與機(jī)翼表面14周圍的環(huán)境空氣交換。如下面更詳細(xì)地討論的，系統(tǒng)10的其它示例可包括：將熱傳導(dǎo)到(圖3中示出的)散熱元件26的熱傳輸元件24(如圖3所示)；將熱傳導(dǎo)到機(jī)翼表面14的熱傳輸元件24；或前述的組合。其它示例也是可能的。

圖2是根據(jù)本公開(kāi)的結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10的分解特寫視圖。如示出的，eas16的示例可包括：旋轉(zhuǎn)電致動(dòng)器161，旋轉(zhuǎn)電致動(dòng)器161安裝到熱凸起18并且可被外部殼體覆蓋；或熱蓋162，熱蓋162由合適的蓋緊固件163保持到位。除其它外，熱蓋162可用于將生成在eas16中的熱傳遞到熱凸起18。熱蓋162可包括金屬、非金屬、熱解石墨條或熱解石墨帶、銅條或銅帶、溫敏水凝膠、相變材料、導(dǎo)熱環(huán)氧樹(shù)脂、導(dǎo)熱聚合物、導(dǎo)熱膏劑，等。

另外如圖2所示，包括機(jī)翼翼梁的熱轉(zhuǎn)移通路20的示例可進(jìn)一步包括翼梁腹板201、下翼梁蓋202和上翼梁蓋204，其中每個(gè)均可根據(jù)期望導(dǎo)熱，并且如上所述。

在圖2中，機(jī)翼表面14的上部被省略，使得機(jī)翼肋22是可見(jiàn)的。另外如示出的，除其它外，熱轉(zhuǎn)移通路20可包括一個(gè)或多個(gè)肩部、唇緣或凸緣206，用以促進(jìn)熱接觸并且?guī)椭螣嵬蛊?8，熱凸起18也可使用合適的緊固件181安裝到熱轉(zhuǎn)移通路20。

圖3是根據(jù)本公開(kāi)的結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10的另一示例的特寫等軸視圖，為清楚起見(jiàn)一些元件被省略。如該示例示出的，熱傳輸元件24可用于將來(lái)自eas16的熱引導(dǎo)到期望位置。例如，熱傳輸元件24可將熱傳導(dǎo)到散熱元件26。在一些示例中，熱傳輸元件24和散熱元件26可包括：金屬、非金屬、熱解石墨條或熱解石墨帶、銅外皮、銅條或銅帶、銀外皮、銀條或銀帶、石墨烯、碳納米管帶或碳納米管條，等。

圖4是圖3的示例的特寫等軸后視圖，為清楚起見(jiàn)一些元件被省略。如示出的，熱傳輸元件24可經(jīng)由導(dǎo)熱接口接頭28連接到熱凸起18。在一些示例中，通過(guò)導(dǎo)熱聚合物、膏劑、環(huán)氧樹(shù)脂，等，或者通過(guò)前述的組合，接口接頭28可以是機(jī)械的(即，經(jīng)由接觸，諸如對(duì)接、嵌接或其它接頭)。

在一些示例中，散熱元件26可經(jīng)由機(jī)翼表面14散發(fā)來(lái)自eas16的熱。導(dǎo)熱粘合劑、聚合物、環(huán)氧樹(shù)脂或等同物可用在散熱元件26與機(jī)翼表面14之間。

圖5和圖6是根據(jù)本公開(kāi)的機(jī)翼表面14的散熱示例的示意圖說(shuō)明。如圖5所示，生成在eas16中的熱可經(jīng)由熱凸起18傳遞到熱傳輸元件24，然后傳遞到散熱元件26。樹(shù)脂層30可充當(dāng)熱擴(kuò)散元件并且用單向碳納米管32增強(qiáng)，單向碳納米管32充當(dāng)導(dǎo)熱元件并且允許熱傳導(dǎo)穿過(guò)機(jī)翼表面14(圖5中被省略)的厚度然后在機(jī)翼表面14上擴(kuò)散以便改進(jìn)熱傳遞效率。

如圖6所示，另一示例可包括與一個(gè)或多個(gè)溫敏水凝膠層34接觸的散熱元件26，溫敏水凝膠層34充當(dāng)導(dǎo)熱元件并且將來(lái)自eas16的熱傳遞到機(jī)翼表面14。一些示例還可包括導(dǎo)熱散熱器36，用以優(yōu)化經(jīng)由水凝膠層34向機(jī)翼表面14的熱傳遞。散熱器36可包括銅-石墨烯復(fù)合材料，等。在一些示例中，水凝膠層34可經(jīng)由機(jī)翼表面14上的專用面板“出汗”，由此，通過(guò)蒸發(fā)提高散熱率。水凝膠層34可吸收低溫下的濕氣來(lái)補(bǔ)充。

圖7是根據(jù)本公開(kāi)的結(jié)構(gòu)集成的熱管理系統(tǒng)10(圖7上未標(biāo)記)的一些元件的橫截面視圖。如示出的，系統(tǒng)10的一些示例可包括熱凸起18與熱蓋162之間的導(dǎo)熱接口材料164。接口材料164可包括：金屬、非金屬、熱解石墨條或熱解石墨帶、銅外皮、銅條或銅帶、銀外皮、銀條或銀帶、石墨烯、碳納米管帶或碳納米管條、環(huán)氧樹(shù)脂、樹(shù)脂、聚合物，等，并且可實(shí)施為優(yōu)化從eas16進(jìn)行熱傳遞。

另外如示出的，eas16可包括旋轉(zhuǎn)電致動(dòng)器161，旋轉(zhuǎn)電致動(dòng)器161包括馬達(dá)，該馬達(dá)具有一體地形成在致動(dòng)器161(例如，位于馬達(dá)定子上)的一部分上的微通道組件166。微通道組件166可提供散熱二次流動(dòng)路徑，該散熱二次流動(dòng)路徑周期性地中斷主通道中的熱邊界層并且致使更好地流體混合，導(dǎo)致電動(dòng)馬達(dá)和致動(dòng)器161內(nèi)具有更好的冷卻性能和低的壁溫度。

圖8是根據(jù)本公開(kāi)的微通道組件166的示例的示意表示。如示出的，微通道組件166可包括各種各樣的微型/迷你通道熱擴(kuò)散概念。例如，微通道組件166可包括傾斜微通道166a、s通道166b、波狀翅片166c或其組合。

圖9是根據(jù)本公開(kāi)的熱管理方法的示例的流程圖表示。如示出的，并且應(yīng)當(dāng)從上述公開(kāi)理解的，在步驟900，熱有源元件(例如，eas16)可安裝到航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)元件(例如，熱轉(zhuǎn)移通路20，其可包括機(jī)翼翼梁、機(jī)翼肋或其它結(jié)構(gòu)元件)。在步驟910，在熱有源元件中生成的熱可從熱有源元件傳導(dǎo)到結(jié)構(gòu)元件。在步驟920，從熱有源元件傳走的熱可被散發(fā)。如上述公開(kāi)的，散發(fā)步驟可通過(guò)將散熱表面暴露至環(huán)境空氣或航空航天交通工具中的冷卻器結(jié)構(gòu)而完成。冷卻器結(jié)構(gòu)可包括溫度低于熱有源元件的結(jié)構(gòu)。

進(jìn)一步，本公開(kāi)包括根據(jù)以下條款的示例：

條款1、一種航空航天交通工具，該航空航天交通工具包括：熱轉(zhuǎn)移通路20，所述熱轉(zhuǎn)移通路包括所述航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)元件；以及熱有源元件16，所述熱有源元件與所述熱轉(zhuǎn)移通路20熱連通以將熱從所述熱有源元件16散發(fā)到所述熱轉(zhuǎn)移通路20中。

條款2、根據(jù)條款1所述的航空航天交通工具，其中，所述結(jié)構(gòu)元件20是用于飛行器機(jī)翼12的飛行器機(jī)翼翼梁或肋，并且所述熱有源元件16是與所述飛行器機(jī)翼12協(xié)作的電氣裝置。

條款3、根據(jù)條款2所述的航空航天交通工具，其中，所述電氣裝置包括ea(電致動(dòng)系統(tǒng))和相關(guān)的控制電子器件16。

條款4、根據(jù)條款2所述的航空航天交通工具，其中，所述電氣裝置16由熱凸起18支撐并與熱凸起18熱連通，所述熱凸起安裝到所述結(jié)構(gòu)元件20。

條款5、根據(jù)條款4所述的航空航天交通工具，其中，所述電氣裝置16包括導(dǎo)熱元件166，用以將熱從所述電氣裝置16的內(nèi)部傳導(dǎo)到外部殼體162。

條款6、根據(jù)條款1所述的航空航天交通工具，所述航空航天交通工具進(jìn)一步包括：熱凸起18，所述熱凸起布置在所述結(jié)構(gòu)元件20與所述熱有源元件16之間以促進(jìn)熱傳遞。

條款7、根據(jù)條款1所述的航空航天交通工具，所述航空航天交通工具進(jìn)一步包括：與所述熱轉(zhuǎn)移通路20熱連通的散熱元件26。

條款8、根據(jù)條款7所述的航空航天交通工具，其中，所述散熱元件26進(jìn)一步包括：導(dǎo)熱元件32，34；以及附接至所述導(dǎo)熱元件32，34的散熱器30，36。

條款9、根據(jù)條款8所述的航空航天交通工具，其中，所述導(dǎo)熱元件32，34包括以下中的至少一者：排出物冷卻器；導(dǎo)熱水凝膠材料；一個(gè)或多個(gè)熱帶；復(fù)合材料；熱解石墨材料；和石墨泡沫。

條款10、一種冷卻航空航天交通工具的方法，所述方法包括：將熱有源元件16安裝900到結(jié)構(gòu)元件20；以及將熱從所述熱有源元件16經(jīng)由所述結(jié)構(gòu)元件20傳導(dǎo)910到散熱元件14，26；以及散發(fā)920所述熱。

條款11、根據(jù)條款10所述的方法，其中，散發(fā)步驟920進(jìn)一步包括：將來(lái)自所述結(jié)構(gòu)元件20的傳導(dǎo)熱輻射到環(huán)境中。

條款12、根據(jù)條款11所述的方法，其中，所述環(huán)境包括環(huán)境空氣。

條款13、根據(jù)條款11所述的方法，其中，所述環(huán)境包括冷卻器結(jié)構(gòu)。

條款14、一種用于航空航天交通工具的熱管理系統(tǒng)10，所述熱管理系統(tǒng)10包括：導(dǎo)熱凸起18，所述導(dǎo)熱凸起附接至所述航空航天交通工具的結(jié)構(gòu)元件20；熱有源裝置16，所述熱有源裝置附接至所述熱凸起18；以及熱傳輸元件24，所述熱傳輸元件與所述導(dǎo)熱凸起18熱連通。

條款15、根據(jù)條款14所述的熱管理系統(tǒng)10，所述熱管理系統(tǒng)10進(jìn)一步包括：與所述熱傳輸元件24熱連通的散熱元件26。

條款16、根據(jù)條款15所述的熱管理系統(tǒng)10，所述熱管理系統(tǒng)10進(jìn)一步包括：航空航天交通工具表面14，所述航空航天交通工具表面暴露至環(huán)境空氣且與所述散熱元件26熱連通。

條款17、根據(jù)條款15所述的熱管理系統(tǒng)10，其中，所述散熱元件26進(jìn)一步包括：

樹(shù)脂層30；以及單向碳納米管32。

條款18、根據(jù)條款15所述的熱管理系統(tǒng)10，其中，所述散熱元件26進(jìn)一步包括：溫敏水凝膠層34；以及散熱器36。

條款19、根據(jù)條款14所述的熱管理系統(tǒng)10，所述熱管理系統(tǒng)10進(jìn)一步包括：與所述熱有源裝置16熱連通的微通道組件166。

條款20、根據(jù)條款19所述的熱管理系統(tǒng)10，其中，所述微通道組件包括傾斜微通道組件166a、s通道組件166b或波狀翅片組件166c中的至少一者。

雖然各種示例已被示出并描述，但是本公開(kāi)不限于此并且將理解為包括對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員顯而易見(jiàn)的所有這樣的修改和變型。