航空电子设备箱是一种符合空气动力学外型的容器，这种容器被安 装在飞机的下侧，并且通常装有灵敏的光学电子设备，例如导航和热成 像设备。由于这种箱内的电子设备会产生热量，因此必须对箱的内部进 行冷却，以确保光学电子设备具有良好的工作性能。
已知的是，利用“冲压空气(ram air)”，即，因飞机具有向前的 飞行速度而被增压的空气进行冷却。在冲压空气充分冷的情况下，例如， 如果飞机在海拔很高的高度飞行，那么，冲压空气通常被直接引导到一 热交换器内，由热交换器来对电子设备的冷却流体进行冷却。如果周围 空气温度不充分低，或者需要附加冷却，那么，已知的做法是把冲压空 气引导到一涡轮机内，在该涡轮机内使空气进行膨胀，从而使空气的温 度降低，之后再把经冷却的冲压空气引导到热交换器内。
在US4869071中公开了现有技术中的这种结构。
如果飞机不飞行，或者发动机不运转，那么，单凭利用冲压的空气 是不能实现足够的冷却。为了在这种情况下能提供足够的冷却，已知的 做法是设置一电扇来把周围空气吸入到所说的箱内，以便对所说的箱进 行冷却。这需要一附加的电源和控制系统，而附加的电源和控制系统又 会产生更多的热。

根据本发明的第一方面，我们提供了一种用于飞行器上的冷却装置， 这种冷却装置包括一热交换器，其中，利用一冷却剂来把热量从一热负 荷上除去，这种冷却装置的特征在于：该冷却装置还包括一第一冷却剂 供给装置和一第二冷却剂供给装置，所说的第一冷却剂供给装置被用于 接收一第一冷却剂并把该第一冷却剂输送到所说的热交换器，在飞行器 正常飞行期间能获得所说的第一冷却剂，所说的第二冷却剂供给装置被 用于接收一第二冷却剂并把该第二冷却剂输送到所说的热交换器，在飞 行器正常飞行期间不能获得该第二冷却剂，该第二冷却剂由一流体供给 装置来提供。
优选地是，该冷却装置被用于对一飞机航空电子设备箱进行冷却。
这样，利用这种冷却装置，当飞行器静止时，或当飞行器发动机不 运转动时，就可以对飞行器、或飞行器的部件例如航空电子设备箱进行 冷却，而无需利用电扇了。这样也就无需其它的电源以及控制装置了， 从而减小了成本，也减小了冷却系统的复杂程度。
优选地是，所说的第一冷却剂是来自飞行器外部的因飞行器的正常 飞行而已被增压的空气。
优选地是，所说的第二冷却剂由位于飞行器返回的基地处的一流体 供给装置来提供，例如，如果飞行器是飞机，那么，就由安装在飞行器 载运器上的一流体供给装置来提供所说的第二冷却剂。第二冷却剂可以 是压缩空气，该压缩空气可由一飞行器载运器的空气压缩机单元来提供。 或者，流体供给装置也可以是一可移动的空气压缩机。
可以设置一第一冷却装置，以便在第一冷却剂进入热交换器之前对 该第一冷却剂进行冷却。还可以设置一第二冷却装置，以便在第二冷却 剂进入热交换器之前对该第二冷却剂进行冷却。
优选地是，第一冷却装置和第二冷却装置均包括一膨胀装置，该膨 胀装置允许第一冷却剂和第二冷却剂进行膨胀。该膨胀装置可包括一膨 胀涡轮机。
第二冷却装置还可包括一风扇，利用第二冷却装置的涡轮机的转动 来驱动该风扇，该风扇用于帮助通过热交换器来抽吸冷却剂。
在热交换器中可设置一排放口，以便允许被排放的冷却剂流出热交 换器，可以利用一个阀来关闭该排放口，当热交换器内部的冷却剂压力 超过热交换器外部压力达一预定量时，所说的阀就被用于把所说的排放 口打开。
此外，如果本发明被应用于航空电子设备箱，那么，最好在该箱的 壁中设置一箱排放口，以便允许被排放的冷却剂流出所说的箱，该箱排 放口位于风扇附近，并可以一阀来关闭，当箱的内部压力超过箱的外部 压力达一预定量时，所说的阀就把所说的箱排放口打开。
根据本发明的第二方面，我们提供一种利用一冷却装置对飞行器中 的热负荷进行冷却的方法，所说的冷却器包括一热交换器，其中，利用 一冷却剂来把热量人一热负荷上除去，所说方法的特征在于：该方法包 括以下步骤：当飞行器正常飞行时，利用一第一冷却剂供给装置来把一 第一冷却剂输送到所说的热交换器；当飞行器静止休息且不能获得所说 的第一冷却剂或第一冷却剂不能提供足够冷却时，利用一第二冷却剂供 给装置来把一第二冷却剂输送到所说的热交换器。
优选地是，这种方法还包括以下步骤：当飞行器静止休息时，把一 流体供给装置与所说的第二冷却剂供给装置相连接，从而使得该流体供 给装置可以把第二冷却剂输送到热交换器。
附图简述
下面将参照附图来对本发明进行描述。在这些附图中：
图1是本发明的冷却系统示意图；
图2是采用了本发明的冷却系统的飞机示意图。

参照图1，图中表示出了一航空电子设备箱10，它是装有光学电子设 备11的一个容器。由于在使用中所说的电子设备11会产生热量，因此， 就会形成一热负荷11，为了确保电子设备的良好运作，就必须对所形成 的热负荷11进行冷却。航空电子设备箱10通常被安装在飞机1的下侧。
利用冷却装置12对热负荷11进行冷却，该冷却装置12包括：一第一 热交换器13；三个入口装置14a，14b，14c，通过这三个入口装置把冷却剂 输送到所说的第一热交换器13。被输送到第一热交换器13的冷却剂对另 外的冷却剂即装在闭合管路39内的负荷冷却剂进行冷却，并且可以利用 一个或多个泵P绕着闭合管道39对负荷冷却剂进行泵送。负荷冷却剂通过 第一热交换器13并环绕热负荷11进行循环流动，该负荷冷却剂可以是液 体，也可以是气体。
第一热交换器13包括一排放口29，该排放口29允许被排出的冷却剂 流出第一热交换器13，并且该排放口29可由一热交换器排放阀30关闭。 热交换器排放阀30可以是一夹钳式的活叶阀，在该排放阀30中，通过对 一封闭元件进行弹性偏压，从而关闭所说的排放口29。当从第一热交换 器13的内部作用在封闭元件上的压力到达高于第一热交换器13外侧压力 的一预定值时，该封闭元件就移动到一打开位置，这样就允许冷却剂从 热交换器13通过排放口29流到所说箱10的内部。
在箱10的壁面中设置一第一入口装置15，在向前飞行期间，该第一 入口装置15收集冲压的空气，利用一管道16把第一入口装置15与第一热 交换器13的一冲压空气入口14a相连接，在管道16中设置有一冲压空气供 给阀17。例如，该冲压空气供给阀可以是一蝶形阀。第一入口装置15包 括一孔口，该孔口贯穿所说箱10的壁，并且用于接收第一冷却剂，即来 自箱10外部的入口I的冲压空气，并通过管道16把该冲压的空气引导到第 一热交换器13。
第一入口装置15还与一第二热交换器19相连接，从而，如果冲压空 气供给阀17被关闭或部分关闭，那么，冲压空气的全部或部分将通过第 二热交换器19。第二热交换器19具有一冷却剂入口23和一冷却剂出口25， 所说的冷却剂入口23和冷却剂出口25通过热交换器19内的一闭合的冷却 剂通路相连，这样，就允许在通过冷却剂入口23进入的冷却剂与从第一 入口装置15进入的冲压空气之间进行热交换。
从第二热交换器19延伸出一条出口通道20，该出口通道20把进入第 二热交换器19内的冲压空气引导到一第一膨胀涡轮机18。该第一膨胀涡 轮机18的出口侧18b通过一管道21与第一热交换器13的一冷却空气入口 装置14b相连。管道21具有一分支22，该分支22把管道21与第二热交换器 19的冷却剂入口23相连。分支22中装有一冲压空气冷却阀24，该阀24的 开口允许来自管道21的空气流回到第二热交换器19内。如果需要的话， 这个冲压空气冷却阀24可以是一蝶形阀。
利用一电子控制装置C来控制冲压空气供给阀17和冲压空气冷却阀 24的操作，这将在下面作更详细的描述。
设置有一压缩机27，该压缩机27被安装在与第一膨胀涡轮机18公共 的驱动轴26上，从而，第一膨胀涡轮机18的转动会使压缩机27也转动。 压缩机27具有一入口侧27a和一出口侧27b，所说的入口侧27a用于从箱10 的内部吸引流体，所说的出口侧27b通过一排放管道28与箱10的外部相 连。
在靠近压缩机27且位于箱10的后端处，在箱10的壁中设置有一第一 箱排放口40，排出的气体可以通过该第一箱排放口40从箱的内部流出。 第一箱排放口40由一第一排放阀41关闭。该第一排放阀41是一个夹钳式 活叶阀，其中的封闭元件被弹性偏压，以便关闭所说的第一箱排放出口 40。当箱10中的压力超过箱10外部压力达一预定值时，第一排放阀41就 会打开，从而允许气体从箱10的内部流到箱10的外部。
在箱10的壁中设置有一第二入口装置31，该第二入口装置31包括位 于箱10的壁中的一个孔口和把第二入口装置31与一流体供给装置36相连 的连接装置，从而允许第二入口装置31可以接收来自流体供给装置36的 第二冷却剂。
流体供给装置36是设置在地面上的。只有当飞机静止不动时才可用 上该流体供给装置。所说的第二冷却剂是压缩空气，例如，所说的流体 供给装置36可以是一可移动的空气压缩机或与从一压缩机接出的一高压 空气供给管路，例如设置在飞机载运器上。
设置有一第二膨胀涡轮机32，从而使得进入第二入口装置31的压缩 空气被引导到第二膨胀涡轮机32的一入口侧32a。第二膨胀涡轮机32的一 出口侧32b通过一管道33与第一热交换器13的一压缩空气入口装置14c相 连，从而使得经膨胀的第二冷却剂可以被输送到所说热交换器13的入口 14b。在管道33中设置一止回阀D，以便防止第二冷却剂从第一热交换器 13回流到第二入口装置31。
设置有一风扇35，该风扇35安装在与第二膨胀涡轮机32公共的驱动 轴上，于是，第二膨胀涡轮机32的转动会使风扇35进行转动。风扇35的 一入口侧35a与第一热交换器13的一压缩空气出口装置37相连，冷却剂通 过这个压缩空气出口装置37经过一管道34流出第一热交换器13。风扇35 的一出口侧35b与一风扇出口38相连，该风扇出口38把流体从风扇35排入 到箱10的内部。在靠近风扇35的地方，在箱10的壁中设置一第二箱排放 口42，该第二箱排放口42由一第二排放阀43关闭，它的结构和工作方式 与第一箱排放口40及第一排放阀41相同。
箱排放口40，42被设置在箱10的壁中，以便避免排出的气体发生燃 烧或对地面工作人员造成不舒服，并且减小排出的热气被吸回并在箱10 内再次进行循环流动的可能性。
当飞行器处于正常使用状态时，例如在飞机1进行飞行时，所说的流 体供给装置36就被断开。
如果在第一入口装置15处的冲压空气足够冷，例如，如果飞机在海 拔很高处飞行时，可以以“冲压空气模式”来使用冷却系统12，在这种 模式中，冲压空气供给阀17处于打开位置。压力很高的冲压空气流经第 一入口装置15，并流入到第一热交换器13，并且对负荷冷却剂进行冷却。 负荷冷却剂进行循环流动，从而对热负荷11进行冷却。
冲压空气的流动使第一热交换器13内的压力增大，直到热交换器13 排放阀30打开并允许冲压空气通过排放出口29流出热交换器13并流入到 箱10的内部为止。箱10的内部压力增大，直到第一排放阀41和/或第二 排放阀43打开并允许排放气体通过第一箱排放出口40和/或第二箱排放 出口42从箱10中流出为止。
如果飞机1在较低的海拔高度飞行，在这种较低的海拔高度处，冲压 气体的温度不足够低以致于不能提供足够的冷却，或者是，如果热负荷 特别高，以致于单凭冲压空气已不能提供足够的冷却，那么，就可以以 “空气循环冷却模式”来使用冷却系统12，在这种模式中，冲压空气供 给阀17被关闭，或者至少被部分关闭。
如果冲压空气供给阀17被关闭，那么，冲压空气就被迫流经第二热 交换器19，并流动到第一膨胀涡轮机18上。流到第一膨胀涡轮机18上的 气流使得第一膨胀涡轮机18进行转动。第一膨胀涡轮机18允许冲压空气 进行膨胀，从而使得冲压空气的温度降低。如果分支22中的阀24被关闭， 那么，所有冷却的冲压空气都沿着管道21流入第一热交换器13内，并对 负荷冷却剂进行冷却，该负荷冷却剂又对所说的热负荷11进行冷却。
当以冲压空气模式工作时，冲压空气的流动使得第一热交换器13内 的压力增大，直到热交换器排放阀30打开并允许冲压空气通过排放出口 29流出热交换器13并流入箱10的内部为止。然而，在空气循环冷却模式 中，冲压空气的压力被第一涡轮机18降低，从而该冲压空气的压力不足 高，从而不能有效地驱使空气流经箱10的内部并流出箱排放出口40或42。
第一膨胀涡轮机18的转动使得压缩机27也转动，压缩机27对那些从 箱10的内部进入压缩机27的入口侧27a的空气进行压缩。这使得箱10内的 压力降低，并使第一排放阀41和第二排放阀43关闭，从而封闭住所说的 箱排放出口40和42。空气流经压缩机27，并沿着排放管道28流动，然后 从箱10中排出去。
如果冲压空气供给阀17只被部分关闭，那么，在进入第一热交换器 13之前，就有一些冲压气体流入第二热交换器19，并且被第一膨胀涡轮 机27冷却，并且有一些冲压空气直接流入到第一热交换器13内。利用控 制装置C来控制冲压空气供给阀17的打开程度，并且根据诸如热负荷温 度、飞机的飞行高度、马赫数的条件来对所说供给阀17的打开程度进行 优化。
为了控制从第一膨胀涡轮机18流入第一热交换器13的经冷却的冲压 空气的温度和压力，可以把分支22中的冲压空气冷却阀24打开。在这种 情况下，从第一膨胀涡轮机18流出的沿着管道21流动一部分空气沿着分 支22流动，并流经冷却剂入口23，然后流入第二热交换器19内。
这些经冷却的冲压空气沿着闭合的冷却剂通道在第二热交换器19内 流动，从而对第二热交换器19内的冲压空气进行进行冷却，并通过冷却 剂出口25流出，然后流入到箱10的内部。
如图2所示，当飞机1不飞行时，例如飞机停留在返回的基地时，单 凭利用冲压空气，即使采用“空气循环冷却模式”，也不能提供足够的 冷却，例如，如果飞机速度太慢，以致于不能提供用于有效冷却的足够 的冲压空气压力。因此，就可以以“地面冷却模式”来使用冷却系统12。
在地面冷却模式中，冲压空气供给阀17被打开，从而使夹带在第一 入口装置15中的一些空气流入到第一热交换器13内。
一流体供给装置36例如一可移动的空气压缩机可一高压的空气供给 器与第二入口装置31相连。压缩空气流入第二入口装置31内，然后进入 第二膨胀涡轮机32的入口侧32a。撞击在第二膨胀涡轮机32上的压缩空气 使该第二膨胀涡轮机32发生转动，从而允许那些流到第二膨胀涡轮机32 的空气进行膨胀。这样就可使流压缩空气的温度降低。
第二膨胀涡轮机32的转动带会使风扇35进行转动，从而通过管道34 把空气吸出第一热交换器13，这样就降低了该热交换器13内的压力。这 种压力降低使得热交换器排放阀30关闭从而可以防止气体通过排放口29 流动，并且把经冷却的压缩空气从第二涡轮机出口32b经管道33吸入到热 交换器13内。
进入第一热交换器13的经冷却的压缩空气对负荷冷却剂进行冷却， 并且由这种负荷冷却剂的循环流动对热负荷11进行冷却。这样，当飞机 静止时，以及当发动机不转动或发动机速度很慢时，无需使用电扇就可 以对箱10内的热负荷进行冷却。
由风扇35从第一热交换器13吸出的排出空气通过风扇出口38排放到 箱10的内部。箱10的内部压力尤其是在风扇出口38周围区域中的压力逐 渐增大，使得第二阀43打开，从而使得那些被排出的冷却剂通过第二箱 排放口42流出到箱10的外面。
上面的实施例只是一个例子而已，在不影响本发明的范围的情况下， 可以对本发明作出各种变型。
例如，本发明并不局限于用在航空电子设备箱10中。例如，本发明 也可以用于对飞机1上或内部的电子设备或其它热负荷进行冷却。此外， 本发明也并不局限于用在飞机1中。本发明可以被用在需要进行冷却以及 在飞行器正常工作期间可以获得冷却剂供给的任何飞行器(vehicle)上。
也可以不必设置一些膨胀涡轮机来为进入的的冷却剂提供附加的冷 却装置。可用利用第一供给装置和第二供给装置中的任何一个或两个供 给装置来分别向第一热交换器13直接提供冲压空气或压缩空气。类似地， 也可以不必设置一第二热换器19。
由流体供给装置36供给的流体不必是压缩空气。这种流体可以是其 它的任何气体。根据需要，闭合管道39中的负荷冷却剂可以是气体，也 可以是液体。
当需要地面空气冷却但又不能获得流体供给装置36时，除了冷却系 统12以外，还可以设置一电扇，以便提供冷却支持。
如果需要的话，为了以对箱10内所实现的冷却进行精密控制，控制 装置C可以设置有各种输入，并且根据一算法来提供控制输出。
例如，如果需要的话，可以设置一些温度传感器，例如如图所示设 置温度传感器S1以便在负荷冷却剂对热负荷11进行冷却之前对负荷冷却 剂环路39中的温度进行监测；在如图所示设置温度传感器S2以便在对热 负荷11进行冷却之后对负荷冷却剂的温度进行监测；如图所示设置温度 传感器S3以便对进入冷却系统12的冲压空气的温度进行监测。这些温度 传感器S1-S3以及其它任何用于例如对入口14a，14b，14c中每个入口处所 供给的第一冷却剂的温度进行监测的温度传感器中的每一个温度传感器 都可以为控制装置C提供对应的输入。
此外，关于飞机工作状况的输入A可以向控制装置C提供一些输入， 例如，关于工作状况的输入如马赫数和海拔高度，这些数据可以容易地 从飞机1自身的系统中获得。
在作出响应方面，控制装置C可以向负荷冷却剂环路39中的泵P、冲 压空气供给阀17以及冲压空气冷却阀24提供适当的输出。
如果需要的话，在负荷冷却剂环路中可设置一旁通环路B，以便例如 当需要进行加热而不是进行冷却时，能使负荷冷却剂能旁通地经过第一 热交换器13，从而把箱内的温度保持在给定的参数内。因此，控制装置C 可以向负荷冷却环路39中的一个或多个阀V1，V2提供控制输入，以便使 旁通经过负荷11的负荷冷却剂的比例可以被改变。
如果需要的话，可以设置轮上重力传感器S5，以便监测飞机何时着 陆，该传感器可以向控制装置C提供一输入，以便例如一旦飞机着陆，就 利用第一膨胀涡轮机18来帮助对冲压空气进行冷却。当然，也可以监测 流体供给装置36何时与箱10相连接上，以便向控制装置C提供一输入，或 者，在不能获得流体供给装置36时，轮上重力传感器或者向控制装置的 人工输入可以起动电风扇，以便提供地面冷却。
在图1中，图中所表示出的控制装置C被安装在箱的端部。在另外的 结构中，也可以把控制装置C安装在箱10的外部，例如，安装在飞机基础 结构内。在这种情况下，就需要控制装置和箱之间的控制线路来传递输 入/输出信号。
对于在前面的描述中、或在所附的权利要求书中、或在附图中以具 体方式表达的特征，或者用于执行所公开的功能或获得所公开结果的方 法或过程的装置，可以被适当地单独使用，也可以被组合起来使用，以 便能以各种方式来实现本发明。