專利名稱：被動式和主動式冷卻至少一個封閉空間的系統、設備和方法
技術領域：
本發明涉及對封閉空間的冷卻，更具體地說，涉及選擇性地對封閉空間進行被動式(passive)和主動式(active)制冷的一體式設備和方法，例如制冷機和冷凍裝置(freezer devices)。
背景技術：
在許多工業用制冷系統中，例如航空、貨車運輸、海運以及建筑工業中，傳統的制冷技術基于蒸汽壓縮式循環。例如，在飛機上，蒸汽壓縮式循環空氣冷凍機(air chiller)通常被安裝在飛機機用廚房的上方，例如被安裝在拱頂部區域，或被安裝在如地板梁之間的貨物區之類的機艙底面的下方。為了冷卻如食物和飲料之類的消費品，空氣冷凍機通常通過一系列供氣管道/回管與一個或多個機用廚房食物儲藏間連接，這些部分共同形成閉合回路系統。運行時，這種空氣冷凍機基本上是與一般安裝在房間窗戶上的傳統窗式空調器原理相同的整體式空調器。在某些情況中，其任務是將消費品的溫度保持在0℃和7℃之間，或者如將來可能要求達到的0℃和5℃(在某些歐洲國家為4℃)之間。
為了使消費品的溫度維持在適當的溫度范圍內，在較暖和的機艙空氣和較冷的廚房食物儲藏間內空氣之間應存在期望的溫差。這種溫差將使溫暖的機艙內的熱能通過一些傳熱機構的組合而傳到較低溫度的廚房食物儲藏間內。通常，在任何給定溫差下時，這種傳熱(或熱負荷)的速率是由溫暖空氣和冷空氣之間的實際有效絕熱來控制的。在這點上，蒸汽壓縮循環空氣冷凍機通常應能從較冷的食物儲藏間中除去這種熱負荷，以保持期望的溫差，借此將消費品的溫度維持在適當的溫度范圍內。根據空氣冷凍機的安放位置，由空氣冷凍機帶走的熱量被排放到飛機貨物室或者機艙拱頂的空氣中。
傳統的蒸汽壓縮式循環空氣冷凍機是一種空氣傳向空氣的系統。就此而論，空氣冷凍機單元中的風扇使來自廚房食物儲藏間的空氣經過空氣回管并掠過(flows across)安裝在空氣冷凍機內部的蒸發器盤管進行循環。在蒸發器盤管內側，冷的載冷劑(coolant)、例如冷的R134a制冷劑(refrigerant)(氣相)吸收掠過蒸發器盤管的空氣中的熱量。當空氣掠過蒸發器盤管時，空氣中的熱能傳給載冷劑。然后，冷空氣由供風管道循環返回到廚房食物儲藏間內。一旦冷空氣進入廚房食物儲藏間內側，就吸收食物儲藏間內側的熱能。于是，為了維持期望的溫差，可以連續地重復進行此過程。
應重視的是，一旦載冷劑從掠過蒸發器盤管的空氣中吸收了熱能，此熱能必須從載冷劑中排出。就此而論，當氣態載冷劑經過蒸發器盤管吸收熱能時，所述氣態載冷劑成為過熱狀態。然后過熱的氣態載冷劑被吸入空氣冷凍機內的壓縮機中。于是壓縮機通過施加外力迫使氣態載冷劑容積縮小，從而對氣態載冷劑作功。結果氣態載冷劑的溫度和壓力顯著增加。然后高溫高壓氣態制冷劑循環通過位于空氣冷凍機單元內的冷凝器。當氣態制冷劑流過冷凝器盤管時，風扇將環境空氣吹過該冷凝器盤管，從而使熱的氣態制冷劑冷卻。當制冷劑循環經過冷凝器盤管時，將熱能排放到環境空氣中，致使制冷劑離開冷凝器盤管并進入貯液器時，制冷劑從高壓、過熱氣體變為飽和高壓液體。液態制冷劑經過高壓液體管路進入膨脹閥(或者在某些系統中為毛細管)，在再次進入蒸發器盤管之前被膨脹為飽和氣體。
盡管采用蒸汽壓縮循環空氣冷凍機的制冷系統能夠使消費品的溫度保持在合適的溫度范圍內，但是這種制冷系統有一些缺點。就此而論，蒸汽壓縮循環空氣冷凍機的核心是壓縮機。然而，壓縮機以及將空氣吹過冷凝器的風扇的運轉需消耗不希望的大量電能。而且，壓縮機通常是復雜的機械裝置，其噪音很大并且容易出現故障。此外，空氣冷凍機的運行將熱量排放到機艙環境中，在地面運行期間，這就會成為環境控制系統(ECS)的難題。在這點上，地面運行期間為飛機機艙和設備提供冷卻的ECS組件通常被設置在儲存飛機燃料的機翼箱下面。如所指出的那樣，不得不在炎熱天氣條件下工作的能力越差，ECS系統排放到飛機燃料中的熱量就越多。
為了克服傳統蒸汽壓縮式循環空氣冷凍機系統的缺點，已經開發出了一些系統和方法，這些系統和方法可以利用由該系統賴以運行的運載工具或系統的自然冷卻散熱裝置(cold heat sink)所提供的“自由”熱勢對一個或多個封閉空間進行制冷。2003年2月19日申請并且轉讓給本申請受讓人的名稱為“System and Method of Refrigerating at least one Enclosure”的美國專利申請第10/369,441號就公開了這樣一種系統。正如美國專利申請10/369,441號所披露的那樣，用來對封閉空間進行制冷的系統和方法是根據一種能夠將被動式和主動式冷卻技術結合在一起給封閉空間例如飛機廚用推車提供連續制冷的混合制冷方法(hybrid refrigeration methodology)。有利的是，本發明一些實施方式的設備和方法能夠在這種系統的制冷能力和冷卻散熱裝置的運行環境變化之間達到最佳平衡。照那樣的話，不用蒸汽壓縮式空氣冷凍機就可以對如飛機上的廚用推車(galley carts)之類的封閉空間進行制冷，由此可回避蒸汽壓縮式循環空氣冷凍機的缺點。雖然美國專利申請10/369,441號提供了一種改進的對封閉空間制冷的系統和方法，但是一直都希望能進一步改善這種系統和方法。
發明內容
考慮到上面所提到的背景，本發明的實施方式提供一種用于冷卻或制冷封閉空間的設備和方法。該設備可以有選擇地以主動式和被動式模式冷卻封閉空間。有利的是，主動式和被動式制冷都兩者都可以通過共用的與封閉空間的空氣熱耦合(thermal ammunication)的主散熱裝置(perimary heatsink)來實現。
根據本發明的一實施方式，該設備包括主散熱裝置，主散熱裝置限定出翅片或其他表面用來吸收封閉空間內空氣中的熱能。例如，可以設置風扇使封閉空間內部的或流過封閉空間的空氣流向主散熱裝置，由此將熱能傳給主散熱裝置。第一和第二載冷劑散熱裝置與主散熱裝置熱耦合并且每一載冷劑散熱裝置都限定出至少一條循環載冷劑的通道。具體而言，第二載冷劑散熱裝置通過一或多個熱泵與主散熱裝置熱耦合，這些熱泵例如可以是熱離子式、熱電式或熱離子和熱電混合式熱泵。
為了冷卻載冷劑，每一個第一和第二載冷劑散熱裝置可以與一或多個冷卻裝置(cooling device)流體連通。例如，可將這些冷卻裝置設置為將熱量排放到如一部分飛機機身表面構件之類的冷卻散熱器(cold sink)中。此外，或者可選擇設置低熔熱電池(eutectic thermal battery)作為冷卻裝置。
本發明還提供一種系統，該系統包括一或多個用于冷卻一或多個封閉空間的設備。每一設備被設置為可選擇地按照被動式和主動式模式運行。在被動式模式中，使載冷劑循環流過第一載冷劑散熱裝置，使熱能從主散熱裝置傳給載冷劑。在主動式模式中，使載冷劑循環流過第二載冷劑散熱裝置，并使至少一個熱泵運行，以將熱能從主散熱裝置通過熱泵傳給載冷劑。此外，在直接(direct)被動式和主動式模式中，載冷劑可循環流過第一冷卻裝置如設置成將熱量排放給飛機機身表面構件的裝置。在間接(indirect)被動式和主動式模式中，載冷劑可以循環流過不同的冷卻裝置如低熔熱電池。于是，該設備可按照被動式或主動式模式將封閉空間的溫度制冷到期望的溫度，例如，低于約7℃或低于約0℃。
通過將低熔熱電池與第一冷卻裝置熱連接，可使該電池冷卻或重新充電(recharged)，由此將熱量從電池傳給第一冷卻裝置。此外，可將被壓縮的惰性流體貯存并使之膨脹，比如經過蒸發盤管，以冷卻熱電池。
本發明還提供一種選擇地按照被動式和主動式模式冷卻封閉空間的方法。來自封閉空間的熱能被主散熱裝置吸收，從而對封閉空間制冷。然后通過使載冷劑循環流過第一或第二載冷劑散熱裝置來冷卻該主散熱裝置。在被動式模式的運行中，載冷劑或者循環流過與主散熱裝置熱耦合的第一載冷劑散熱裝置或第二載冷劑散熱裝置，借此冷卻主散熱裝置。在主動式模式中，使與主散熱裝置熱耦合的熱泵運轉，并使載冷劑經熱泵循環流過與主散熱裝置熱耦合的第二載冷劑散熱裝置。
可使載冷劑循環流過一或多個冷卻裝置，以冷卻載冷劑。例如，在直接被動式和主動式模式運行中，可使載冷劑循環流過與飛機表面構件或其他冷卻散熱器熱耦合的冷卻裝置，而在間接被動式和主動式模式運行中，可使載冷劑循環流過低熔熱電池。可以通過將熱電池中的熱量排放給如飛機表面構件之類的冷卻散熱器來冷卻該電池或使其重新充電。另外，可以使被壓縮的流體膨脹來冷卻低熔熱電池。
上面對本發明作了概括描述，現在將參考附圖對本發明進行詳細說明，這些附圖不必按比例繪制。附圖中圖1是本發明一實施方式的用于對封閉空間制冷的設備透視圖；
圖2是圖1所示設備的正視圖，它示出了該設備的第一側面；圖3是圖1所示設備的另一透視圖，它示出了位于設備的第二側面上的主散熱裝置及第一和第二載冷劑散熱裝置；圖4是圖1所示設備的正視圖，它示出了設備的第二側面；圖5是從圖4右側看到的圖1所示設備的正視圖；圖6是從第一側面取下面板之后看到的圖1所示設備的透視圖，它示出了設備的內部情況；圖7是圖1所示設備的主散熱裝置和泡沫插件的透視圖；圖8是圖1所示設備的主散熱裝置及第一和第二載冷劑散熱裝置的透視圖；圖9是圖1所示設備的第一和第二載冷劑散熱裝置的透視圖；圖10是取下第一和第二載冷劑散熱裝置之后看到的圖1所示設備的透視圖；圖11是圖1所示設備的主散熱裝置、泡沫插件和面板的透視圖；圖12是圖1所示設備的主散熱裝置和面板的透視圖；圖13是本發明一實施方式的用于對封閉空間制冷的系統示意圖；圖14是圖13所示系統的四個冷卻裝置的透視圖，在該系統中，這些冷卻裝置被設置成將熱量排向包括飛機機身表面構件的內表面的冷卻散熱器。
具體實施例方式
下面將參考附圖對本發明進行更全面的描述，附圖中示出的是本發明的一部分實施方式而非全部實施方式。當然，本發明可以有很多不同的實施方式，而且應理解為不受本說明書所提到的實施方式的限制，更準確地說，提供這些實施方式只是為了使披露的內容滿足適用法律的要求。全部附圖中相同的附圖標記表示相同部件。
本發明的那些實施方式提供了一種對至少一個封閉空間進行制冷的設備、系統和方法。正如這里所描述的那樣，本設備、系統和方法可用于飛機上以對一或多個機上廚房食物儲藏間進行制冷。因此，本設備、系統和方法對冷卻飛機上的消費品例如食物和飲料猶為有利。當然，還應認識到，在不背離本發明的構思和范圍的前提下，本設備、系統和方法可以用在其他運載工具中，或與其他系統一起使用。在這點上，本設備、系統和方法可用于多種能夠以類似于下面描述的方式提供冷卻散熱裝置的其他任何一種運載工具中，或與其他系統一起使用。
有利的是，本發明的那些實施方式能夠在多種不同模式下運行，從而取得最大的成本效益并對封閉空間(一或多個)提供有效制冷。在這點上，本發明的一些實施方式能夠與運載工具或其他系統中的已存在的冷卻散熱裝置一起運行，在這些系統內本發明用來對封閉空間(一或多個)提供被動式或主動式制冷。例如，用于飛機上時，該系統能夠與作為冷卻散熱裝置的飛機機身表面構件以及如美國專利申請10/369,441中所公開的單獨的液體載冷劑冷凍機或低熔熱電池一起運行。
通常，正常高空巡航時的商用噴氣式飛機的鋁制機身表面構件的溫度介于約+16和-59之間。這種超冷卻表面溫度可使機身表面起大能量冷卻散熱裝置的作用。于是，例如在飛行期間，當機身表面溫度低到足以起冷卻散熱裝置的作用時，本發明的實施方式利用機身表面就可以對封閉空間進行被動式制冷。若機身溫度沒有低到足以提供有效的散熱裝置的話，例如飛機在地面上時，本發明的實施方式可以對一些封閉空間進行主動式和/或被動式制冷。因此本發明的實施方式可以為一些封閉空間提供連續制冷直到機身表面溫度下降到機身表面可以起有效散熱裝置的作用為止。
現在參考圖1-12，圖中示出了本發明一實施方式的、可用來冷卻至少一個封閉空間的設備10及其一些部件，其中，設備10工作于飛機中，而所述封閉空間包括一些機上廚房食物儲藏間。當然，應意識到，即使設備10工作于飛機上，在不超出本發明的構思和范圍的前提下，所述封閉空間可包括多種其他封閉空間中的任何一種。
如圖1所示，設備10包括外殼12和如螺釘或螺栓之類的多個緊固件14，這些緊固件用來連接設備10的各個部件以及將設備10與封閉空間相連。外殼12可由包括聚合物、復合材料、金屬等在內的各種材料制成。此外，可以在外殼12的內表面或者外表面上設置如絕熱泡沫材料之類的絕熱材料。圖1和2中所示的面板16限定出外殼12的第一側面18。面板16限定出一個或多個入口孔20，風扇22使封閉空間的空氣(或其它氣體)經過所述入口孔循環以進行冷卻。面板16還限定一個出口孔24，被冷卻的空氣通過該出口返回封閉空間內部。
如圖3-5所示，設備10的主散熱裝置26被設置在設備10的與面板16相對的第二側面19上。主散熱裝置26用來吸收設備10內空氣的熱能，從而冷卻空氣并加熱主散熱裝置26。然后主散熱裝置26被分別流過第一和第二載冷劑散熱裝置40、50的第一和第二載冷劑中任一股載冷劑冷卻。如圖8和9所示，第一載冷劑散熱裝置40包括三部分44，第二載冷劑散熱裝置50包括兩部分54。具體地說，第一和第二載冷劑散熱裝置40、50被設置在主散熱裝置26的基底30的第一側面28上，基底30的相對側面32面向設備10的內部11，如圖6-8所示。多個翅片34從主散熱裝置26的基底30的側面32伸入設備10的內部11。翅片34可以是細長葉片件，例如圖6-8所示的“擴充的(augmented)”翅片、桿狀件或用于傳統熱交換裝置上的其他形狀的翅片。
于是，在外殼12的孔20、24中循環的空氣流過翅片34之間，通過對流使翅片34變暖，翅片將熱量傳導給基底30和載冷劑散熱裝置40、50。空氣可由泡沫插件36或其他引導裝置引向設備10的內部11。為了顯示清楚，圖11和12中分別示出了有和沒有泡沫插件36的翅片34。主散熱裝置26可以是蒸汽室散熱裝置，即限定內部蒸汽室的散熱裝置，該蒸汽室處于真空或部分真空狀態并包含適當的流體。在蒸汽室的內表面上設有吸液結構，這樣一部分散熱裝置26被加熱后就引起與施加熱量接近的流體蒸發，然后蒸氣在該蒸汽室的其他地方冷凝，借此散發熱量。或者，主散熱裝置26可以是固體部件，其由金屬或其他導熱材料制成并利用內置熱管使散熱裝置基底上的溫度分布均勻。在任何情況下，基底30可以導熱，致使通過翅片34傳導給基底30的熱能可以由基底30再傳導給第一和第二載冷劑散熱裝置40、50。在本發明的另一些實施方式中，主散熱裝置26可以包括內置于基底30內的熱泵，使熱泵被設置成可以將熱量從翅片34釋放給基底30。
每一散熱裝置40、50都有至少一條使載冷劑從中流過的通道42、52。例如，如圖8和9所示，第一載冷劑散熱裝置40包括三部分44，每一部分限定至少一條延伸通過的通道42。軟管、管子或其他流體連接裝置46將這些通道42連接起來，以形成連續的流體回路，而在本發明的其他一些實施方式中，可以形成多個并列回路。這樣，載冷劑可以通過入口48進入第一載冷劑散熱裝置40，并流過第一載冷劑散熱裝置40，然后經出口49流出散熱裝置40。第一載冷劑散熱裝置40與主散熱裝置26熱耦合，因此，載冷劑在第一載冷劑散熱裝置40中被加熱，借此冷卻散熱裝置26、40。
在圖示的實施方式中，第二載冷劑散熱裝置50包括兩部分54(圖3)，每一部分限定至少一條延伸通過的通道52。通道52由流體連接裝置56連接，致使載冷劑可以通過入口58進入第二載冷劑散熱裝置，并流過第二載冷劑散熱裝置50，然后經出口59流出。第二載冷劑散熱裝置50通過一或多個熱泵60(圖3，9)與主散熱裝置26熱耦合，即熱泵60被構成為主動式地將主散熱裝置26的熱能傳給第二載冷劑散熱裝置50和第二載冷劑，由此冷卻主散熱裝置26。
本申請適用的熱泵60是平板狀固態熱泵，它們可以是熱電裝置、熱離子裝置或其組合。無論是哪種情況，優選將熱泵設置成主動式地將熱能從主散熱裝置26傳給第二載冷劑散熱裝置50，因此傳給載冷劑，也就是說，即使載冷劑和第二載冷劑散熱裝置50比主散熱裝置26溫度高也如此。例如，熱泵60可以包括多種由Supercool AB of Gteborg，Sweden生產的不同的液體直接式熱泵(liquid-to-direct heat pumps)中的任一種。或者，熱泵60可以是熱二極管(例如，由ENECO Inc.of Salt Lake City，Utah開發的熱極管)，或者是熱離子熱泵(例如，由在Gibraltar注冊的公司Cool Chip PLC開發的熱離子熱泵)。可以使用任何數量的平板狀固態熱泵60。
熱泵60被設置在第二載冷劑散熱裝置50和主散熱裝置26之間，熱泵60和第一載冷劑散熱裝置40通過外殼12內的孔13緊貼主散熱裝置26，如圖3和10所示。主散熱裝置26吸收的熱能可傳給載冷劑并由所述載冷劑帶離設備10，例如，傳給被設置成用來冷卻再循環的載冷劑或按其他方式將冷的載冷劑返回設備10的冷卻裝置。該冷卻裝置可以是從載冷劑流體中吸收熱能的任何類型的冷卻裝置。例如，每一冷卻裝置可以是散熱器裝置(heat sink device)，該散熱器裝置包括飛機機身表面構件或者與飛機機身表面構件熱耦合。冷卻裝置可以選擇為低熔冷貯存裝置(eutectic cold storagedevice)例如被所述表面或其他散熱裝置再充電即冷卻的低熔熱電池，然后用來冷卻載冷劑流體。低熔熱電池以及使用這種裝置的方法和系統被公開于2003年2月19日提交的名稱為“System and Method of Refrigerating at leastone Enclosure”的美國專利申請號10/369,441號中，本申請將其全部內容引為參考。冷卻裝置也可以是如離心式蒸汽壓縮液體冷凍機之類的冷凍機裝置，該裝置可冷卻用于飛機的熱力管理系統中的液體載冷劑。
此外，可有選擇地使制冷劑循環流過多個冷卻裝置。例如，在被動式模式中，可選擇使載冷劑循環流過與飛機的表面構件、低熔熱電池、和離心式液體冷凍機熱接觸的冷卻裝置。于是，當飛機表面構件的溫度大大低于封閉空間內部的溫度時，載冷劑可以在與表面構件接觸的散熱裝置和第一載冷劑散熱裝置40之間循環。當表面構件溫度過高不能充分冷卻載冷劑時，取而代之的是使載冷劑循環流過離心式空氣冷凍機或低熔熱電池。在這種方式下，只要表面構件、低熔熱電池或者離心式液體冷凍機中的任何一個能夠冷卻載冷劑，就可利用載冷劑以通過第一載冷劑散熱裝置40獲得被動式冷卻，并因此將封閉空間冷卻到期望的溫度。如果沒有一個冷卻裝置能夠冷到足以將封閉空間被動式冷卻到期望的溫度，可使載冷劑循環流過第二載冷劑散熱裝置50。通常，由于將熱泵60設置在第二載冷劑散熱裝置50和主散熱裝置26之間，所以通過載冷劑的循環可以達到較低的制冷溫度。即使表面構件、離心式液體冷凍機、低熔熱電池和/或其他冷卻裝置的冷卻不夠，比如表面構件、離心式液體冷凍機和低熔熱電池比封閉空間期望的溫度高、或者冷量不足以提供合適的冷卻能力時，熱泵60在第二載冷劑散熱裝置50和主散熱裝置26之間提供溫差，由此可使封閉空間內達到期望的溫度。
例如，如果飛機表面在低于封閉空間期望溫度的第一溫度和高于封閉空間期望溫度的第二溫度之間變化，若表面溫度比所期望的溫度低時，載冷劑就可以被飛機表面冷卻并循環流過第一載冷劑散熱裝置40，以冷卻該封閉空間。與此類似，若表面溫度高于期望溫度，載冷劑可被另一冷卻裝置冷卻，比如被離心式液體冷凍機或低熔熱電池冷卻，并循環流過第一載冷劑散熱裝置40，以便被動式地冷卻主散熱裝置26。如果每一冷卻裝置都比期望溫度高，可使載冷劑循環流過第二載冷劑散熱裝置50，以便利用熱泵60主動式地冷卻封閉空間。此外，每當表面比低熔熱電池的溫度低時，可以由該表面向低熔熱電池充電。
可以根據對封閉空間的使用情況改變期望溫度。例如，通常飛機上的制冷要求食物儲藏封閉空間被制冷到約0℃到5℃之間的溫度范圍。然而，在有些時候，可用一個或多個封閉空間來冷凍食品，這就需要達到更低的溫度，例如在約0℃到-25℃之間。正如上面剛描述過的那樣，只要其中一個冷卻裝置足夠冷，就可使載冷劑循環流過第一載冷劑散熱裝置40，從而對該封閉空間進行制冷，否則可在熱泵60運轉的同時，使載冷劑循環流過第二載冷劑散熱裝置50。
現在參考圖13，該圖為本發明一實施方式的系統100的示意圖，該系統包括多個設備10，每一設備10位于系統100內用來冷卻各封閉空間110內的空氣。每一設備10包括主散熱裝置26以及第一和第二載冷劑散熱裝置40、50。如上所述，第一和第二載冷劑散熱裝置40、50被設置成用來接收循環流過的載冷劑，各設備10內的第一和第二載冷劑散熱裝置40、50與主散熱裝置26熱耦合，第二載冷劑散熱裝置50通過熱泵60熱耦合。這樣，每一設備10包括與共用的主散熱裝置26熱耦合的集成的液體直接式(liquid-to-direct)熱泵裝置50和液體直接式換熱器40。
系統100包括用來冷卻載冷劑的第一和第二冷卻裝置120、130。如圖所示，第一冷卻裝置120可以是液體直接式換熱器，可將其設置成將熱量釋放給如飛機表面之類的冷卻散熱器。或者，第一冷卻裝置120也可以是液-液熱交換器，用來將熱量釋放給離心式液體冷凍機裝置。第二冷卻裝置130是低熔熱電池。應當明白的是，可以設置附加的和/或可供選擇的冷卻裝置，圖示的冷卻裝置120、130可以省去其中之一或兩者都省去。例如，系統100可以包括一或多個冷卻裝置，每一冷卻裝置都可被設置成將熱量釋放給任何類型的冷卻散熱器裝置。
此外，系統100還包括多個閥、例如閥V1、V2、V3、V4、V5、V6和V7以及載冷劑泵140、142，如下所述，這些部件可使載冷劑在不同運行模式下流經系統100的各個其他部件。雖然為了清楚起見沒有示出，但是本領域技術人員可以理解，為使載冷劑泵140、142正常運行，載冷劑泵140、142通常還包括載冷劑貯液器。為使載冷劑流過各個其他部件，閥V1、V2、V3、V4、V5、V6和V7與使系統100的各部件相互連接起來的載冷劑管道、管子等相連。可以理解，其他配置的管道和部件也是可以的。例如，當將所示出的每一設備10的第一和第二載冷劑散熱裝置40、50連接到由回路L1的管道114形成的共用回路上時，第一和第二載冷劑散熱裝置40、50可交替地通過分開的管道流體連通，這樣循環流過第一載冷劑散熱裝置40的第一載冷劑可與循環流過第二載冷劑散熱裝置50的第二載冷劑分隔開。另外，第一和第二載冷劑散熱裝置40、50可與分開的冷卻裝置流體連通。載冷劑可以包括多種不同載冷劑的任何一種，例如由3M Specialty Materials ofSt.Paul，Minnesota生產的3M Novec Engineered Fluids，或者合適的水-乙二醇混合物。
低熔熱電池130在系統100中起熱能容器(thermal energy capacitor)的作用。更具體地說，在一實施方式中，低熔熱電池130包括絕熱性能高、雙通道冷保持板(two-pass cold-holding plate)，該板含有一種具有預定凝固點的相變材料。該相變材料可以包括具有多個不同凝固點的任何一個的多種不同材料的任何一種，例如凝固點在0℃到-40℃之間的任何一個的任何一種材料。如上面在飛機的環境中指明的那樣，機身表面的低的溫度可使機身表面起大能量冷卻散熱裝置的作用。這樣，如下所述，機身表面構件可以用來快速吸收來自低熔熱電池130內部相變材料的潛熱。當相變材料將潛熱釋放給該冷卻散熱裝置時，其發生相變，從液體變為固-液混合物，一旦釋放出所有潛熱，其最終將變為純固體。一般而言，潛熱的傳遞都是在等溫條件下在0℃和-40℃之間進行。因此，可以根據期望的凍結溫度選擇相變材料，使其能對封閉空間進行制冷，而使該封閉空間處于期望的溫度范圍內。例如，在一實施方式中，相變材料包括由Environmental ProcessSystems Limited of the United Kingdom生產的Plus ICE E-12相變材料。PlusICE E-12相變材料的凝固點是-11.6℃。
系統100包括配置在兩個閉合回路L1、L2中的管道114、116，載冷劑在這兩個回路之間流動并流過系統各部件。更具體地說，低熔熱電池130包含兩個單獨的內部載冷劑回路。其中一個載冷劑回路通過回路L1在低熔熱電池和主散熱裝置26之間提供熱傳遞。主散熱裝置26的作用是將熱量從封閉空間110內帶走。在這點上，將主散熱裝置26設置成與封閉空間110的內部熱接觸，例如將其安裝在封閉空間110內或靠近該封閉空間。系統100可以包括任何數量的主散熱裝置26，在一實施方式中，系統100為每一被制冷的封閉空間110提供一個主散熱裝置26。
除了載冷劑回路在低熔熱電池130和主散熱裝置26之間提供傳熱之外，低熔熱電池130包括與回路L2連通的第二內部回路。回路L2可選擇地與回路L1連接，這樣回路L2可以選擇性地在第一冷卻裝置120與低熔熱電池130和主散熱裝置26其中之一或兩者之間提供熱傳遞。第一冷卻裝置120例如可以是熱交換器或者熱泵，被設置在任何數量的不同位置處的熱交換器或熱泵與如飛機或其他運載工具的表面構件、離心式液體冷凍機裝置之類的冷卻散熱裝置熱接觸。例如，如圖14所示，第一冷卻裝置120被安裝成與冷卻散熱裝置124直接接觸從而熱接觸。尤其是，圖示的第一冷卻裝置120是液體直接式換熱器，它被安裝成與起冷卻散熱裝置124作用的飛機機身表面構件124的一部分、例如在飛機前部廚房綜合設備的部位直接接觸。冷卻裝置120的形狀可與機身表面構件124的輪廓相配合，借此改善兩者之間的熱接觸。
第一冷卻裝置120的尺寸應使其具有與所有主散熱裝置26的總熱負荷對應的所需冷量、以及排出所需潛熱的容量，所述潛熱用于在期望時間段內、比如在高的飛行高度期間內當冷卻散熱裝置124能被動式吸收載冷劑的熱量時冷凍低熔熱電池130內的相變材料。然而，正如所理解的那樣，系統100可以包括多個冷卻裝置120，它們合起來擁有所需的冷卻能力。冷卻裝置120可以包括多種如本領域技術人員所熟知的那些不同裝置中的任一種，例如由Lytron生產的多種液體直接式中的任一種熱交換器。可供選擇或者附加的是，冷卻裝置可以包括一或多個液體直接式熱泵。
如上所示，系統100能夠按照多種不同模式運行，以向封閉空間110提供連續制冷。通常，系統100能夠以直接被動式模式、間接被動式模式、直接主動式模式和間接主動式模式這四種模式之一運行。根據所述運行模式，在載冷劑泵140、142的驅動下的同時，載冷劑以不同方式流過系統100，所述載冷劑泵可以包括變速或恒速的載冷劑泵。為了控制運行模式從而控制載冷劑的流路，可以任何組合形式開啟和關閉閥V1-V7。因此，在一實施方式中，閥V1-V7可以包括遙控截止閥。應當理解，可以按照多種不同方式中的任意一種選擇運行模式。例如，可以至少部分地根據載冷劑、冷卻裝置120、130，散熱裝置26、40、50和/或封閉空間110內部的溫度選擇運行模式。此外，由于封閉空間110可能需要改變包括不制冷在內的制冷程度，可以根據封閉空間110的制冷需要選擇運行模式。
為了控制運行模式，系統100可附加包括與閥V1-V7電連接的控制器(未示出)。此外，控制器可與溫度傳感器(未示出)電連接，可將傳感器安裝成與載冷劑、冷卻裝置120、130、散熱裝置26、40、50和/或封閉空間110的內部熱接觸。根據傳遞給控制器的來自一個或多個溫度傳感器的溫度信息，控制器可以確定一種使系統100運行的運行模式。之后，控制器按照下面描述的方式控制閥V1-V7，使系統100按照各種模式運行。應當理解的是，正如運行模式可以改變一樣，可使控制器適合于連續接收溫度信息，或者按照預定間隔有選擇地接收溫度信息。
為使系統100在直接被動式模式下運行，可開啟閥V1、V2、V5、V6，使載冷劑流過與所述各閥連接的管道114、116；并關閉閥V3、V4、V7，以防止載冷劑流過分別與這些閥連接的管道。按直接被動式模式運行時，載冷劑在載冷劑泵140、142其中之一或著兩個的控制下進行循環并流過回路L1、L2。當載冷劑流經回路L1時，溫度適當地低于封閉空間110內部溫度的載冷劑流經與主散熱裝置26從而與各封閉空間110的內部保持熱接觸的第一載冷劑散熱裝置40。
當載冷劑流經第一載冷劑散熱裝置40時，載冷劑吸收來自主散熱裝置26的熱量，因此也吸收來自各封閉空間110內部的熱量，之后將熱量帶離封閉空間110。當熱量被帶離封閉空間110時，封閉空間110內的溫度下降，從而對封閉空間110制冷，使其達到預定溫度范圍內。隨后，為了釋放被吸收的熱量，使所述載冷劑經過回路L1的管道114流到回路L2的管道116并流到與冷卻散熱裝置124熱接觸的第一冷卻裝置120。所述載冷劑在冷卻裝置120內被冷卻，該冷卻裝置將熱量釋放給冷卻散熱裝置124，然后使載冷劑返回到第一載冷劑散熱裝置40，以吸收另外的熱能。
系統100以直接被動式模式運行的優點是，系統100可以利用運載工具(例如飛機)的現有的通常為被動式的冷卻散熱裝置124(例如機身表面)或者采用了系統100的其他系統。在這點上，只要載冷劑能保持足夠低的熱力學狀態以便將熱量從封閉空間110順利傳出，系統100就能以直接被動式模式運行。
為使系統100按照間接被動式模式運行，可開啟閥V1、V3、V4和V6，使載冷劑流過與各閥連接的管道114、116，并關閉閥V2、V5，以防止載冷劑流過與這些閥各自連接的管道。以間接被動式模式運行時，載冷劑在制冷劑泵140的作用下進行循環，并流過回路L1。當載冷劑流過回路L1時，溫度低于封閉空間110內部溫度的載冷劑流經與各封閉空間110的內部熱接觸的第一載冷劑散熱裝置40。
當載冷劑流經第一載冷劑散熱裝置40時，載冷劑吸收各封閉空間110內部的熱量，之后將熱量帶離封閉空間110。當熱量被帶離封閉空間110時，空間內部溫度下降，由此將封閉空間110制冷到預定溫度范圍內。之后，為了排放所吸收的熱量，所述載冷劑經回路L1的管道114流到低熔熱電池130，然后載冷劑流過該低熔熱電池130。當載冷劑流經低熔熱電池130時，低熔熱電池130內的相變材料吸收載冷劑中的熱量，從而降低載冷劑的溫度。由于載冷劑回路L1一般為閉合回路，所以該過程可以重復進行，這樣載冷劑就可以通過第一載冷劑散熱裝置40返回。
當冷卻裝置120的溫度(例如，由飛機機身表面構件124或其他冷卻散熱裝置的溫度確定時)低于相變材料的溫度時，載冷劑在回路L2中循環可以將低熔熱電池130的相變材料中的熱量帶走。在由載冷劑泵142供以動力的情況下，在回路L2中流經低熔熱電池130的載冷劑吸收相變材料中的熱量。之后，載冷劑經過管道116流到冷卻裝置120，由此將熱能釋放給冷卻散熱裝置124。在間接被動式模式期間，通過使載冷劑在回路L2中循環，低熔熱電池130中的相變材料可被冷卻，例如達到或低于凝固點，隨后系統100可以按照間接被動式模式運行，對封閉空間110內部進行制冷。
借助于帶離相變材料中的熱量，當相變材料從在L1回路中流動的載冷劑吸收熱量并且通過L2回路中流動的載冷劑將熱量排放給冷卻散熱裝置時，低熔熱電池130中的相變材料可以或者保持為液態-固態混合物，或者略呈亞凝固的固體。在這點上，本領域技術人員可以理解，當載冷劑流過低熔熱電池130時，系統100可以通過控制回路L1和L2中的載冷劑的流速來控制相變材料相混合物。這樣，回路L1中的載冷劑和相變材料之間以及相變材料和回路L2中的載冷劑之間可以保持等溫傳熱。有利的是，借助于在低熔熱電池130中保持等溫傳熱，系統100可以對封閉空間110的內部進行制冷，而不使封閉空間110內的消費品凍結。然而，在一些情況中，例如當封閉空間110裝有冷凍食品時，系統100可以讓低熔熱電池130內的相變材料達到亞凝固固體狀態。此外，當封閉空間110內沒有任何消費品并且不需要維持封閉空間110內的溫度時，系統100可使低熔熱電池130內的相變材料達到亞凝固固體狀態，由此在飛機場周轉服務期間可給地面運行提供額外的產冷量。為使相變材料達到亞凝固固體狀態(在冷卻裝置120的熱力狀態允許的情況下)，可以操作閥V1、V3，使載冷劑在載冷劑回路L2中持續流動，直到低熔熱電池130中的相變材料達到期望的溫度為止。
系統100在間接被動式模式下運行的優點是系統100可以利用運載工具(例如飛機)中現有的一般被動式冷卻散熱裝置124(例如機身表面)或者其他采用了系統100的系統。在這點上，只要低熔熱電池130中的相變材料能夠保持足夠低的熱力狀態以便將熱量從封閉空間110順利傳出，系統100就能夠以間接被動式模式運行。然而，可以意識到的是，有些情況中相變材料的熱力狀態太高以至于不能讓系統100按照間接被動式模式運行。例如，在運載工具是飛機而冷卻散熱裝置124是飛機機身表面的情況下，這種場合可能表示飛機處于維修之后預定的商務空運的情況。此外，例如，機場周轉服務中不正常的長時間延遲也可能消耗低熔熱電池130的產冷量。在這些場合中，如可由前面提到的控制器確定，系統100能夠方便地按照直接主動式模式和/或間接主動式模式運行，以向封閉空間110提供連續制冷。
在直接或間接主動式模式中，系統100可以采用熱泵60。如上面所指出的那樣，熱泵60可以是將熱量從主散熱裝置26傳遞給第二載冷劑散熱裝置50的液體直接式熱泵。
在直接主動式模式運行中，使載冷劑經過制冷劑回路L1和L2在熱泵60和第一冷卻裝置120之間循環。這樣，為了使系統100以直接主動式模式運行，可開啟閥V1、V2、V5和V7，使載冷劑流過與各閥連接的管道114、116；并可關閉閥V3，V4和V6，以防止載冷劑流過與這些閥連接的各管道。
在系統100按照直接主動式模式運行期間，可以使載冷劑直接在第一冷卻裝置120和通過熱泵60與主散熱裝置26連接的第二載冷劑散熱裝置50之間循環。在通過載冷劑泵140、142之一或兩者供以動力的情況下，載冷劑流經通過熱泵60與各封閉空間的內部熱接觸的第二載冷劑散熱裝置50。可以理解，在系統100以主動式模式(或直接或間接)運行的情況中，冷卻散熱裝置124的溫度、因此也是載冷劑和第二載冷劑散熱裝置50的溫度可能不足以低到被動式地吸收主散熱裝置26的熱量的程度。于是，正如本領域技術人員所公知的那樣，熱泵60可以強制地將熱量從主散熱裝置26傳向第二載冷劑散熱裝置50。當載冷劑流經第二載冷劑散熱裝置50時，熱泵60將來自主散熱裝置26的熱能傳給第二載冷劑散熱裝置50并因此傳給載冷劑。于是，載冷劑吸收封閉空間110內部的熱量，之后將熱量帶離封閉空間110。當從封閉空間110的內部帶走熱量時，內部溫度便下降，由此將封閉空間110制冷到預定溫度。
為釋放載冷劑在直接主動式模式中吸收的熱量，使載冷劑經管道114、116的部分流到與冷卻散熱裝置124(例如飛機機身表面構件、與遠方液體冷凍機連接的液-液熱交換器，或者甚至是液體冷凍機本身)熱接觸的第一冷卻裝置120。當所述載冷劑流過第一冷卻裝置120時，熱量排給冷卻裝置120，并因此排給冷卻散熱裝置124。載冷劑中的熱量排給冷卻散熱裝置124后，隨著制冷劑返回第二載冷劑散熱裝置50可重復所述過程。
除了以被動式或直接主動式模式運行之外，系統100還可按間接主動式模式運行。可以在某些情況下啟動間接主動式模式，例如由于冷卻散熱裝置124溫度的原因而不能進行被動式制冷。根據一實施方式，為使系統100以間接主動式模式運行，開啟閥V1、V3、V4和V7，使載冷劑流過與這些閥連接的管道114、116；并關閉閥V2、V5和V6，以防止載冷劑流過與這些閥連接的管道114、116。在以間接主動式模式運行期間，載冷劑流過管道114并流過通過熱泵60與主散熱裝置26保持熱接觸的第二載冷劑散熱裝置50。
當載冷劑流經第二載冷劑散熱裝置50時，熱泵60將來自主散熱裝置26的熱能傳給第二載冷劑散熱裝置50，并因此傳給載冷劑。這樣，載冷劑從各封閉空間110的內部吸熱，之后將熱量帶離封閉空間110。當熱量被帶離封閉空間110時，封閉空間110內的溫度下降，由此將封閉空間110制冷到預定溫度。
為了排出載冷劑在間接主動式模式中吸收的熱量，使載冷劑經管道114的一些部分流到低熔熱電池130。當載冷劑流經熱電池130時，熱量排給電池130。載冷劑中的熱量排給電池130后，隨著載冷劑返回第二載冷劑散熱裝置50，重復所述過程。
當冷卻裝置120的溫度(例如由飛機機身表面構件或其他冷卻散熱裝置124的溫度所確定)低于相變材料的溫度時，在回路L2中循環的載冷劑能夠將相變材料中的熱量帶走。在載冷劑泵142供以動力的情況下，載冷劑流過回路L2中的低熔熱電池130時吸收相變材料中的熱量。之后，載冷劑經管道116流到冷卻裝置120并由此將熱能排給冷卻散熱裝置124。
系統100還可以包括或以不同方式接近(otherwise access)儲存有經過壓縮的惰性流體的貯液器150，為了冷卻熱電池130，可將所述惰性流體膨脹到環境大氣壓。例如，貯液器150可以儲存經過壓縮的氮氣、富含氮的空氣、二氧化碳等。為了利用貯存有惰性氣體組分的貯液器150，低熔熱電池130可以包括蒸發器盤管152，該盤管與貯液器150以可變的流體接觸方式連接，比如經節流閥154連接。在任何運行模式期間，可以通過控制節流閥154的開啟和關閉來啟用貯液器150，由此使經過節流閥154膨脹的惰性混合物進入低熔熱電池130內側的蒸發器盤管152中。然后過冷組分作為能量非常大的制冷劑將相變材料冷卻下來。在這點上，當融化了的相變材料的潛熱通過蒸發器盤管152的壁被冷卻的氮蒸氣吸收時，低熔熱電池130中的相變材料通常會逐漸凝固下來。這樣，低熔熱電池130就能重新充電以便對封閉空間110進行適當制冷。相變材料冷卻之后，從貯液器150出來的已失去能量的流體被排出飛機外，比如通過將蒸發器盤管152連接到固定于飛機表面構件上的放氣閥156的空氣軟管排出飛機外。
有利的是，將系統100用于如飛機之類的運載工具上時，該系統不必包括容納惰性混合物的貯液器150。在這種情況下，系統100可以利用為其他目的、比如防止油箱爆炸而設置的現成的存儲惰性混合物的隨機攜帶的貯液器150。正如本領域技術人員所公知的那樣，歷史上早就在飛機上用液氮進行機上廚房制冷。近年來已減少使用這種制冷方式，因為在飛機上攜帶液氮成本太高。然而為了防止油箱爆炸，最近美國聯邦航空管理局(FAA)規定要求飛機必須提供使飛機油箱內的氣體不起化學作用的機構。在這一點上，很多人認為可首選氮氣或富含氮的空氣用作飛機油箱內部的惰性劑。照此，未來飛機上可能需要以地面為基礎或者以飛機為基礎的氮氣儲存或生產能力，系統100可以利用其從相變材料中吸熱。
應當理解的是，雖然前面已經以分開的情況描述了系統100的運行方式，但是系統100可以在任何情況下以任何模式運行，只是受第一冷卻裝置120的熱力學狀態(或者溫度)的影響。例如，系統100既可以按照直接主動式模式也可以按照間接主動式模式運行，在這些情況中，系統100可以同樣按照間接被動式模式運行。
還應當理解的是，盡管系統100可以包括這里所述的各種部件，但是系統100還可以另外或可供選擇地加入其他閥件、貯液器、軟化器、氣液分離器、熱交換器、熱泵、傳感器、其他流動回路控制和檢測裝置或者系統100所需要的類似部件，以將載冷劑和/或相變材料的溫度、流速、壓力保持在指定范圍內。例如，可以在與第一冷卻裝置120并聯的回路中額外設置一或多個冷卻裝置，而且可以設置幾個閥，使其在被動式和主動式模式中分別有選擇地將第一和第二載冷劑散熱裝置40、50連接到這些額外冷卻裝置(一或多個)上而不是連接到第一冷卻裝置120上。
因此，本發明的系統和方法能夠利用本系統賴以運行的運載工具或系統的自然冷卻散熱裝置所提供的“自由”熱勢對一個或多個封閉空間進行制冷。有利的是，當在飛機上運行該系統和方法時，例如不用蒸汽壓縮式循環空氣冷凍機本系統和方法就能對如飛機上的機上廚用推車之類的封閉空間進行制冷。此外，本發明一些實施方式的系統和方法提供了混合制冷循環，其中，可以按照選擇性的被動式和主動式運行模式冷卻主熱交換器。有利的是，第一和第二載冷劑散熱裝置可以冷卻共用的主散熱裝置，由此可將被動式和主動式冷卻技術結合起來給如飛機上的機上廚用推車之類的封閉空間提供連續制冷。
本領域技術人員應注意的是，這里提出的本發明的許多改型和其他實施方式具有前述說明書和附圖體現出的教導所帶來的好處。因此，可以理解，本發明不受所公開的具體實施方式
的限制，對其進行的改型以及其他實施方式都被包括在權利要求所要求保護的范圍內。雖然這里采用了專用術語，但是僅是為了從一般的和描述性的含義而使用這些術語，并非是對本發明的限制。
權利要求
1.一種可選擇地以主動式和被動式方式對封閉空間進行制冷的設備，該設備包括主散熱裝置，其限定至少一個被設置成吸收所述封閉空間中氣體的熱能的表面，由此冷卻所述氣體并對所述封閉空間進行制冷；與所述主散熱裝置熱耦合的第一載冷劑散熱裝置，其限定出至少一條供載冷劑循環的通道，致使用所述載冷劑來冷卻所述主散熱裝置；至少一臺與所述主散熱裝置熱耦合的熱泵，所述熱泵被構造成用于冷卻所述主散熱裝置；和通過所述熱泵與所述主散熱裝置熱耦合的第二載冷劑散熱裝置，該第二載冷劑散熱裝置限定至少一條供載冷劑循環的通道，致使載冷劑可以通過所述熱泵吸收所述主散熱裝置的熱能。
2.根據權利要求1所述的設備，其中，還包括至少一條載冷劑回路和至少一臺泵，所述載冷劑回路與由所述第一和第二載冷劑散熱裝置限定的所述通道流體連通，所述泵被設置成使所述載冷劑循環流過所述至少一條載冷劑回路及所述第一和第二載冷劑散熱裝置。
3.根據權利要求2所述的設備，其中，還包括至少一個冷卻裝置，所述載冷劑回路與該至少一個冷卻裝置熱耦合，使所述至少一個冷卻裝置配置成冷卻所述載冷劑回路中的載冷劑。
4.根據權利要求3所述的設備，其中，所述至少一個冷卻裝置被配置成將熱量排放給冷卻散熱器，該冷卻散熱器包括至少一部分飛機機身表面構件。
5.根據權利要求3所述的設備，其中，所述至少一個冷卻裝置是低熔熱電池。
6.根據權利要求1所述的設備，其中，所述熱泵是由熱離子裝置、熱電裝置、熱電-熱離子混合裝置所組成的組中的至少一種裝置，該熱泵被配置成可主動式地將所述主散熱裝置中的熱能傳遞給所述第二載冷劑散熱裝置。
7.根據權利要求1所述的設備，其中，所述主散熱裝置的所述至少一表面限定出多個細長翅片，這些翅片從所述主散熱裝置伸出并被配置成與所述封閉空間中的氣體接觸及接收來自所述氣體的熱能。
8.根據權利要求1所述的設備，其中，所述主散熱裝置包括限定出蒸汽室的基部。
9.根據權利要求1所述的設備，其中，所述主散熱裝置包括內部設有至少一個內置熱泵的基部。
10.根據權利要求1所述的設備，其中，還包括至少一臺風扇，其被配置成使所述氣體以與所述主散熱裝置熱耦合的方式循環，借此加熱所述主散熱裝置并冷卻所述氣體。
11.根據權利要求1所述的設備，其中，所述設備被配置成有選擇地按照被動式和主動式模式運行，所述被動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第一載冷劑散熱裝置，而將熱能從所述主散熱裝置傳給所述載冷劑，所述主動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第二載冷劑散熱裝置，并使所述至少一臺熱泵運行，從而將熱能從所述主散熱裝置經過所述熱泵傳給所述載冷劑。
12.根據權利要求1所述的設備，其中，所述系統被配置成以被動式模式運行時對所述封閉空間制冷，使其溫度低于約7℃，而以主動式模式運行時使所述封閉空間的溫度低于約0℃。
13.根據權利要求1所述的設備，其中，還包括第一和第二冷卻裝置，它們有選擇地與由所述第一和第二載冷劑散熱裝置限定的所述通道流體連通，該設備被配置成可以選擇按照直接及間接被動式模式和直接及間接主動式模式運行，所述直接被動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第一載冷劑散熱裝置和第一冷卻裝置，所述間接被動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第一載冷劑散熱裝置和第二冷卻裝置，所述直接主動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第二載冷劑散熱裝置和第一冷卻裝置，所述間接主動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第二載冷劑散熱裝置和第二冷卻裝置。
14.根據權利要求13所述的設備，其中，所述第一冷卻裝置被配置成將熱量排給包括至少一部分飛機機身表面構件的冷卻散熱器，所述第二冷卻裝置是低熔熱電池。
15.一種可選擇地采用主動式和被動式方式對至少一個封閉空間進行制冷的系統，該系統包括至少一個傳熱設備，該設備包括主散熱裝置，其限定至少一個被設置成吸收至少一個所述封閉空間中氣體的熱能的表面，借此冷卻所述氣體并對所述封閉空間制冷；與所述主散熱裝置熱耦合的第一載冷劑散熱裝置，其限定出至少一條供載冷劑循環的通道，致使用第一載冷劑來冷卻所述主散熱裝置；至少一臺與所述主散熱裝置熱耦合的熱泵，其被配置成用于冷卻所述主散熱裝置；通過所述熱泵與所述主散熱裝置熱耦合的第二載冷劑散熱裝置，該第二載冷劑散熱裝置限定至少一條供載冷劑循環的通道，致使所述載冷劑經過所述熱泵吸收所述主散熱裝置的熱能；至少一條載冷劑回路，該載冷劑回路與由所述第一和第二載冷劑散熱裝置限定的通道流體連通；至少一個冷卻裝置，所述載冷劑回路與該至少一個冷卻裝置熱耦合，使所述至少一個冷卻裝置配置成冷卻所述載冷劑回路中的載冷劑，其中，該設備被配置成有選擇地按照被動式和主動式模式運行，所述被動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第一載冷劑散熱裝置，致使由載冷劑將所述主散熱裝置的熱能傳遞給所述冷卻裝置，所述主動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第二載冷劑散熱裝置并使至少一臺熱泵運行，從而將熱能從所述主散熱裝置通過熱泵傳給所述載冷劑并由所述載冷劑傳遞給所述冷卻裝置。
16.根據權利要求15所述的系統，其中，還包括至少一臺被配置成使所述載冷劑循環流過所述至少一條載冷劑回路和所述第一和第二載冷劑散熱裝置的熱泵。
17.根據權利要求15所述的系統，其中，所述至少一個冷卻裝置被配置成將熱量排放給冷卻散熱器，該冷卻散熱器包括至少一部分飛機機身表面構件。
18.根據權利要求15所述的系統，其中，所述至少一個冷卻裝置是低熔熱電池。
19.根據權利要求18所述的系統，其中，還包括壓縮流體貯液罐，其被設置成使所述壓縮流體膨脹，借此冷卻所述熱電池。
20.根據權利要求18所述的系統，其中，所述低熔熱電池與所述第二冷卻裝置熱連接，使得所述低熔熱電池被配置成由所述第二冷卻裝置重新充電。
21.根據權利要求15所述的系統，其中，所述至少一個熱泵是由熱離子裝置、熱電裝置、熱電-熱離子混合裝置組成的組中的至少一種，其被配置成可主動式地將所述主散熱裝置中的熱能傳遞給所述第二載冷劑散熱裝置。
22.根據權利要求15所述的系統，其中，所述主散熱裝置的所述至少一個表面限定出多個細長翅片，這些翅片被設置成與所述封閉空間中的氣體接觸并吸收來自所述氣體的熱能。
23.根據權利要求15所述的系統，其中，所述主散熱裝置包括限定出蒸汽室的基部。
24.根據權利要求15所述的系統，其中，所述主散熱裝置包括內部設有至少一個內置熱泵的基部。
25.根據權利要求15所述的系統，其中，每一傳熱設備還包括風扇，該風扇被設置成使所述氣體以與所述主散熱裝置熱耦合的方式循環，借此加熱所述主散熱裝置并冷卻所述氣體。
26.根據權利要求15所述的系統，其中，每一傳熱設備被配置成以被動式模式運行時對所述封閉空間制冷，使其溫度低于約7℃，以主動式模式運行時使其溫度低于約0℃。
27.根據權利要求15所述的系統，其中，還包括第一和第二冷卻裝置，它們有選擇地與由所述第一和第二載冷劑散熱裝置限定的通道流體連通，每一傳熱設備被配置成可以選擇按照直接及間接被動式模式和直接及間接主動式模式運行，所述直接被動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第一載冷劑散熱裝置和第一冷卻裝置，所述間接被動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第一載冷劑散熱裝置和第二冷卻裝置，所述直接主動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第二載冷劑散熱裝置和第一冷卻裝置，所述間接主動式模式的特征在于使所述載冷劑循環流過所述第二載冷劑散熱裝置和所述第二冷卻裝置。
28.根據權利要求27所述的系統，其中，所述第一冷卻裝置被配置成將熱量排給包括至少一部分飛機機身表面構件的冷卻散熱器，所述第二冷卻裝置是低熔熱電池。
29.一種可選擇地以被動式和主動式模式對封閉空間進行制冷的方法，該方法包括由主散熱裝置從所述封閉空間的氣體中吸收熱能，借此冷卻所述氣體并對所述封閉空間制冷；借助于使載冷劑循環流過與所述主散熱裝置熱耦合的第一通道的被動式模式冷卻所述主散熱裝置，由此將熱量從所述封閉空間傳給處于第一通道內的載冷劑；和借助于使與所述主散熱裝置熱耦合的熱泵運行并使所述載冷劑循環流過經所述熱泵與所述主散熱裝置熱耦合的第二通道的主動式模式冷卻所述主散熱裝置，由此將熱量傳給所述第二通道內的所述載冷劑。
30.根據權利要求29所述的方法，其中，所述第一冷卻步驟包括使至少一個泵運行從而使所述載冷劑循環流過與所述第一通道流體連通的第一回路，所述第二冷卻步驟包括使所述至少一個泵運行，以使所述載冷劑循環流過與所述第二通道流體連通的第二回路。
31.根據權利要求29所述的方法，其中，所述第一和第二冷卻步驟包括使所述載冷劑循環流過至少一個冷卻裝置，由此冷卻所述載冷劑。
32.根據權利要求31所述的方法，其中，至少一個所述第一和第二冷卻步驟包括使所述載冷劑循環流過與飛機表面構件熱耦合的冷卻裝置。
33.根據權利要求29所述的方法，其中，至少一個所述第一和第二冷卻步驟包括使所述載冷劑循環流過與低熔熱電池熱耦合的冷卻裝置。
34.根據權利要求33所述的方法，其中，還包括膨脹被壓縮流體的步驟，借此冷卻所述低熔熱電池。
35.根據權利要求33所述的方法，其中，還包括將所述低熔熱電池的熱量傳給冷卻散熱器的步驟，借此對所述電池重新充電。
36.根據權利要求29所述的方法，其中，所述吸收步驟包括通過多個細長翅片吸收所述氣體中的熱能。
37.根據權利要求29所述的方法，其中，所述吸收步驟包括使由所述主散熱裝置限定的腔室內的流體蒸發。
38.根據權利要求29所述的方法，其中，所述吸收步驟包括使被設置成循環所述氣體的風扇運轉，借此對流加熱所述主熱交換器。
39.根據權利要求29所述的方法，其中，所述第一冷卻步驟包括可選擇地使所述載冷劑在所述直接被動式模式中循環流過第一冷卻裝置，在所述間接被動式模式中循環流過第二冷卻裝置。
40.根據權利要求29所述的方法，其中，所述第一冷卻步驟包括在所述直接被動式模式中使所述載冷劑循環流過所述冷卻裝置并將該冷卻裝置中的熱量排放給包括至少一部分飛機機身表面構件的換熱器(sink)，及在所述間接被動式模式中使所述載冷劑循環流過低熔熱電池。
41.根據權利要求29所述的方法，其中，至少一個所述冷卻步驟包括在所述被動式模式中對所述封閉空間制冷到低于約7℃的溫度，在所述主動式模式對其制冷到低于約0℃的溫度。
全文摘要
本發明公開了一種有選擇地采用主動方式和被動方式對一個或多個封閉空間進行制冷的系統、設備和方法。該設備包括主散熱裝置(26)，該散熱裝置限定至少一個表面，該表面被設置成從封閉空間的氣體中吸收熱能從而使該封閉空間冷卻。與主散熱裝置(26)熱耦合的第一載冷劑散熱裝置(40)和第二載冷劑散熱裝置(50)帶走主散熱器中的熱能。例如，按照被動式模式運行時，載冷劑循環流過第一散熱裝置(40)，以冷卻主散熱裝置(26)。按照主動式模式運行時，載冷劑循環流過第二載冷劑散熱裝置(50)并使至少一臺熱泵(60)運轉而將主散熱裝置(26)內的熱量傳給第二載冷劑散熱裝置(50)內的載冷劑。
文檔編號B64D13/00GK1867801SQ200480030344
公開日2006年11月22日 申請日期2004年8月10日 優先權日2003年8月15日
發明者本·P·胡 申請人:波音公司