СТРУКТУРНО-ИНТЕГРИРОВАННАЯ СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ ДЛЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
STRUCTURAL-INTEGRATED THERMAL CONTROL SYSTEM FOR AEROSPACE AIRCRAFTS

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ И УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[1] Настоящее изобретение в целом относится к системам удаления тепла, вырабатываемого имеющими электрическое питание подсистемами и компонентами, такими как электромеханические приводы, на борту воздушно-космических летательных аппаратов. В частности, настоящее изобретение относится к структурно-интегрированной системе терморегулирования для воздушно-космического летательного аппарата.
[2] Все более широкое использование авионики, имеющих электрическое питание подсистем, электрических приводных систем и т.п. на борту коммерческих и военных воздушно-космических летательных аппаратов привело к необходимости совершенствования терморегулирования тепловых нагрузок, производимых этими электрическими компонентами. Например, все более распространенными становятся воздушно-космические летательные аппараты с электрической приводной системой, в отличие от систем управления с гидравлическим приводом. Однако воздушно-космические летательные аппараты с электрической приводной системой часто включают в себя несколько приводов для элеронов, закрылков и других компонентов, которые производят больше тепла, чем сопоставимые с ними гидравлические приводы. Кроме того, в гидравлических приводных системах тепло обычно передается от их соответствующих приводов посредством гидравлической текучей среды, а электрическая приводная система обычно не включает в себя подобные системы теплопередачи.
[3] Согласно некоторым современным подходам терморегулирование в воздушно-космических летательных аппаратах достигается благодаря более высоким затратам при возможном ухудшении общих рабочих характеристик компонентов, снижении эффективности и/или увеличении веса. На эффективное регулирование тепловых нагрузок в воздушно-космических летательных аппаратах также влияют тенденции к использованию теплопроводных композитов, содержащих углеродное волокно, и других теплопроводящих неметаллических материалов для выполнения авиационных конструктивных элементов и обшивки летательных аппаратов с целью уменьшения их веса. Многие применяемые композиционные материалы обладают более низкой теплопроводностью, чем металлы, такие как алюминий, и поэтому при своей легкости они не могут отводить тепло с такой же эффективностью. Для некоторых воздушно-космических летательных аппаратов военного назначения также существует потребность в более гладких внешних поверхностях с минимальным количеством проникновений, чтобы повысить скрытность или улучшить другие характеристики предотвращения обнаружения. Это может еще больше уменьшить варианты создания конструкций для управления тепловыми нагрузками.
[4] Кроме того, эффективное терморегулирование электрических компонентов, таких как электрическая приводная система, является одной из самых больших проблем для "более электрифицированного самолета" (МЕА) вследствие, например, ограниченной теплоемкости. Аналогично, для будущих самолетов МЕА, в которых будет использоваться крыло более тонкого сечения, требования к весу, размеру и рассеянию тепла станут еще более жесткими. Таким образом, необходим подход к терморегулированию на основе структурно-интегрированной приводной системы, содержащей приводы, способные выдерживать нагрузки, новых методов охлаждения, а также материалов, имеющих высокие рабочие характеристики, в сочетании с новыми концепциями компоновки.
[5] В большинстве существующих систем электрическая приводная система и другие электродвигатели были либо с жидкостным охлаждением, либо создавались содержащими достаточное количество металла для повышения их способности обеспечить теплоотвод избыточного тепла, выделяемого во время работы. Используемые в настоящее время решения для "более электрифицированного самолета" не являются структурно-интегрированными и предусматривают либо использование отдельного контура охлаждения, который сбрасывает тепло в текучую среду/воздух, либо перепроектирование электродвигателя и других различных компонентов для увеличения их теплоотводящих свойств. Использование централизованного контура охлаждения для обработки тепловой нагрузки, вырабатываемой распределенными компонентами, влечет за собой повышенную сложность системы, ухудшение ремонтопригодности, сопутствующих весовых и объемных характеристик.
[6] Соответственно, существует потребность в усовершенствованных охлаждающих системах для управления тепловыми нагрузками, вырабатываемыми электрическими компонентами на борту воздушно-космических летательных аппаратов. Существующие системы также могут иметь другие недостатки.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[7] Соответственно, раскрытые примеры направлены на упомянутые выше потребности и недостатки. Раскрытые примеры включают в себя структурно-интегрированную систему терморегулирования, в которой в качестве части системы для рассеяния тепла используется какая-либо конструкция воздушно-космического летательного аппарата. В этой системе конструктивные элементы воздушно-космического летательного аппарата работают в качестве тепловой шины и имеют тепловой контакт с тепловыделяющими электрическими компонентами, так что тепло от указанных компонентов посредством указанной конструкции самого летательного аппарата направлено от компонента в поверхности летательного аппарата, имеющего более низкую температуру. В различных примерах тепловыделяющий электрический компонент непосредственно механически прикреплен к конструктивному элементу с помощью теплопроводящего выступа, который образует теплопроводящий элемент для передачи тепла от электрического компонента в указанный конструктивный элемент. В других примерах конструктивные элементы воздушно-космического летательного аппарата включают в себя теплопроводящие части или слои, которые специально выполнены для отведения тепловой энергии от тепловыделяющего электрического компонента через конструктивный элемент.
[8] Раскрытые примеры включают в себя воздушно-космический летательный аппарат, содержащий тепловую шину, которая также содержит конструктивный элемент воздушно-космического летательного аппарата. Также используется термически активный элемент, имеющий тепловой контакт с тепловой шиной для рассеяния тепла от термически активного элемента в тепловую шину.
[9] Кроме того раскрытые примеры могут представлять собой такие примеры, в которых конструктивный элемент представляет собой лонжерон крыла летательного аппарата или нервюру крыла летательного аппарата, а термически активный элемент представляет собой электрическое устройство, выполненное с возможностью работы с крылом летательного аппарата. Еще в одних примерах электрическое устройство содержит электрическую приводную систему и соответствующую электронную аппаратуру управления. В некоторых примерах электрическое устройство опирается на теплопроводящий выступ, установленный на указанном конструктивном элементе, и имеет тепловой контакт с этим теплопроводящим выступом. В некоторых примерах электрическое устройство содержит теплопроводящий элемент для отведения тепла от внутренней части электрического устройства к оболочке, представляющей собой внешнюю часть.
[10] Раскрытые примеры также включают в себя теплопроводящий выступ, расположенный между конструктивным элементом и термически активным элементом для обеспечения теплопередачи. В некоторых примерах теплорассеивающий элемент может иметь тепловой контакт с тепловой шиной. Еще в одних примерах теплорассеивающий элемент может включать в себя теплопроводящий элемент и теплораспределитель, прикрепленный к теплопроводящему элементу. Еще в одних примерах теплопроводящий элемент может представлять собой испарительный охладитель, теплопроводящий материал, содержащий гидрогель, одну или более термопластин, композиционные материалы, материал, содержащий пиролитический графит, или пенографит.
[11] Также раскрыты способы охлаждения воздушно-космического летательного аппарата. Примеры включают в себя установку термически активного элемента (например, электрической приводной системы 16) на конструктивном элементе (например, тепловой шине 20, которая может содержать лонжерон крыла, нервюру крыла или другой конструктивный элемент), проведение тепла от термически активного элемента через конструктивный элемент к рассеивающему элементу и рассеяние (920) тепла. В некоторых примерах этап рассеяния также включает излучение тепла, проведенного от указанного конструктивного элемента, в окружающую среду. Еще в одних примерах окружающая среда может представлять собой атмосферный воздух или охлаждающую конструкцию в воздушно-космическом летательном аппарате.
[12] Другие раскрытые примеры включают в себя систему терморегулирования для воздушно-космического летательного аппарата, содержащую теплопроводящий выступ, прикрепленный к конструктивному элементу воздушно-космического летательного аппарата, термически активное устройство (например, электрическую приводную систему 16), прикрепленное к теплопроводящему выступу, и теплопередающий элемент, имеющий тепловой контакт с теплопроводящим выступом.
[13] В некоторых примерах система терморегулирования также содержит теплорассеивающий элемент, может также включать в себя поверхность воздушно-космического летательного аппарата, открытую в атмосферный воздух и имеющую тепловой контакт с теплорассеивающим элементом. Еще в одних раскрытых примерах теплорассеивающий элемент также содержит слой смолы и однонаправленные углеродные нанотрубки. В некоторых примерах теплорассеивающий элемент также содержит слой чувствительного к температуре гидрогеля и теплораспределитель.
[14] Другие раскрытые примеры системы терморегулирования могут включать в себя микроканальный узел, имеющий тепловой контакт с термически активным устройством. В некоторых примерах микроканальный узел может представлять собой микроканальный узел с наклонными каналами, узел с S-образными каналами или узел с волнообразными пластинами.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[15] На ФИГ. 1 показан изометрический вид части структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования для воздушно-космического летательного аппарата в соответствии с раскрытыми примерами.
[16] На ФИГ. 2 показан увеличенный покомпонентный вид структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования в соответствии с раскрытием настоящего изобретения.
[17] На ФИГ. 3 показан увеличенный изометрический вид еще одного примера структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования с некоторыми пропущенными для ясности компонентами, в соответствии с раскрытием изобретения.
[18] На ФИГ. 4 показан увеличенный изометрический вид сзади с некоторыми пропущенными для ясности компонентами для примера по ФИГ. 3.
[19] На ФИГ. 5 и 6 показаны схематические изображения, иллюстрирующие примеры поверхности 14 крыла для рассеяния тепла в соответствии с раскрытием изобретения.
[20] На ФИГ. 7 показаны в разрезе некоторые элементы структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования в соответствии с раскрытием изобретения.
[21] На ФИГ. 8 показано схематическое изображение примеров микроканального узла 166 в соответствии с раскрытием изобретения.
[22] На ФИГ. 9 показана блок-схема, представляющая примеры способов терморегулирования в соответствии с раскрытием изобретения.
[23] Хотя в раскрытие изобретения могут быть внесены различные модификации и альтернативные формы, в качестве иллюстрации были показаны конкретные примеры посредством фигур чертежей, которые будут подробно описаны в настоящем документе. Тем не менее, следует понимать, что раскрытие изобретения не предназначено для ограничения конкретными описанными формами. Напротив, целью настоящей заявки является охват всех модификаций, эквивалентов и альтернатив, находящихся в рамках сущности и объема настоящего изобретения, как определено в прилагаемой формуле изобретения.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[24] В последующем описании представлена структурно-интегрированная система 10 терморегулирования в контексте воздушно-космического летательного аппарата. Однако следует понимать, что система 10 терморегулирования, раскрытая в настоящем документе, применима к воздушно-космическим летательным аппаратам в целом, включая воздушные летательные аппараты, космические летательные аппараты и спутники, и не ограничена использованием с конкретным транспортным средством. Следует также отметить, что хотя электрическая приводная система 16 представлена в качестве примера тепловыделяющего электрического устройства, которое может быть связано с указанной системой 10, система 10 в равной степени применима к другим тепловыделяющим устройствам, таким как соответствующая электронная аппаратура управления электрической приводной системой 16, имеющие электрическое питание подсистемы, компьютеры, бортовые устройства и т.п.
[25] На ФИГ. 1 показан изометрический вид части структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования для воздушно-космического летательного аппарата в соответствии с раскрытыми примерами. В некоторых примерах структурно-интегрированная система 10 терморегулирования может содержать крыло 12 воздушно-космического летательного аппарата. Как известно, в дополнение к крылу 12, воздушно-космический летательный аппарат может также содержать другие аэродинамические конструкции обеспечения подъема и управления, такие как рули, элероны, закрылки, рули высоты и т.п. (не показано на ФИГ. 1). Как известно, крыло 12, рули, элероны, закрылки и другие аэродинамические конструкции включают в себя подвижные части. На крупных воздушно-космических летательных аппаратах эти подвижные управляющие поверхности обычно приводятся в действие гидравлическими системами при подаче пилотами входных сигналов на устройства управления, такие как штурвальная колонка и педали управления рулем направления, поскольку задействованы относительно большие силы. Гидравлические приводы соединены с подвижными поверхностями управления по всему летательному аппарату и движутся при подаче пилотами входных сигналов на устройства управления, расположенные в кабине летательного аппарата.
[26] В последние годы наблюдается повышенный интерес к воздушно-космическим летательным аппаратам с электрическим управлением, приводимым в действие посредством электричества. Отчасти это объясняется в целом меньшим весом электрической приводной системы 16 с аналогичными гидравлическими системами, а также более широким использованием компьютеризированных органов управления летательным аппаратом, вместо устаревших механических органов управления. Поскольку электрические приводные системы 16 работают непосредственно в ответ на подаваемые электрические сигналы, электрические приводные системы 16 проще встроить в компьютеризированные системы электронного управления, чем гидравлические или другие чисто механические системы.
[27] Как показано на ФИГ. 1, крыло 12 может содержать поверхность 14 крыла. Примеры поверхности 14 крыла могут содержать теплопроводящую обшивку для, помимо прочего, отражения или передачи тепла, передачи тепла через композитный слой обшивки, действовать в качестве теплораспределителя, осуществлять передачу тепла изнутри крыла 10 в наружный атмосферный воздух, использоваться для испарительного охлаждения и т.п.Например, примеры поверхности 14 крыла могут содержать теплопроводные краски, нанесенные по меньшей мере на часть поверхности 14 крыла, смолы с углеродом, внедренным на наноуровне, теплопроводящие пенографиты, медь, серебро или другие металлические обшивки, чувствительные к температуре гидрогели или т.п.
[28] Как также показано на ФИГ. 1, примеры структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования могут также содержать одну или более электрических приводных систем 16. На ФИГ. 1 электрическая приводная система 16 показана в виде поворотного электромеханического привода, однако раскрытие изобретения этим не ограничено, и другая электрическая приводная система 16 может содержать линейный привод, электродвигатель, электронные средства для управления силовыми приводами, контроллер электродвигателя или другой источник, вырабатывающий тепло.
[29] Как также показано на чертежах, каждая электрическая приводная система 16 может быть установлена на теплопроводящем выступе 18. Любой подходящий теплопроводящий выступ 18 может быть реализован для передачи тепла из электрической приводной системы 16 в тепловую шину 20 и закрепления электрической приводной системы 16 в соответствующем месте на крыле 12. Теплопроводящий выступ 18 может иметь форму, которая оптимизирует теплопередачу электрической приводной системой 16. Например, если внешняя поверхность электрической приводной системы 16 выполнена в целом цилиндрической, теплопроводящий выступ 18 может быть выполнен соответственно изогнутым, так что электрическая приводная система 16 и теплопроводящий выступ 18 обеспечивают достаточный контакт для эффективной передачи тепла, вырабатываемого в электрической приводной системе 16. Возможны и другие формы.
[30] Примеры теплопроводящего выступа 18 могут быть выполнены из любого подходящего материала. Например, теплопроводящий выступ 18 может быть выполнен из материала, обладающего достаточной прочностью для надежного закрепления электрической приводной системы 16 во время работы и достаточно теплопроводящего для оптимальной передачи тепла от указанной электрической приводной системы 16. Примеры материалов для теплопроводящего выступа 18 включают в себя, но без ограничения, металлы, неметаллы, блоки, содержащие пиролитический графит, пенографиты, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, блоки, полоски или пластинки, содержащие медь, чувствительные к температуре гидрогели, материалы с легким переходом из одной фазы в другую, теплопроводящую эпоксидную смолу, теплопроводящие полимеры, теплопроводящие пасты и т.п.
[31] Как также показано на чертежах, примеры системы 10 могут содержать тепловую шину 20. Тепловая шина 20 содержит конструктивный компонент воздушно-космического летательного аппарата. Например, как показано на ФИГ. 1, тепловая шина 20 может содержать лонжерон крыла, нервюру 22 крыла (показано на ФИГ. 2) или другой конструктивный компонент крыла 12. Тепловая шина 20 является теплопроводящей и может содержать металлы, неметаллы, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, полоски или пластинки, содержащие медь, полоски или пластинки, содержащие серебро, графеновые, углеродные нанотрубки, полоски или пластинки или т.п. В некоторых примерах тепловая шина 20 может содержать часть или части лонжерона крыла. Например, верхняя 204 или нижняя полка 202 лонжерона, или стенка 201 лонжерона (более подробно показано на ФИГ. 2) может содержать теплопроводящие элементы, а другие части лонжерона или нервюры крыла могут иметь различную теплопроводность.
[32] Примеры тепловой шины 20 обеспечивают передачу тепла, вырабатываемого в электрической приводной системе 16 и переданного к теплопроводящему выступу 18 к соответствующему месту рассеяния. Например, для примеров, использующих теплопроводящую поверхность 14 крыла, тепловая шина 20 может передавать тепло из электрической приводной системы 16 к поверхности 14 крыла, где тепло может обмениваться с атмосферным воздухом вокруг поверхности 14 крыла. Как более подробно описано ниже, другие примеры системы 10 могут содержать теплопередающий элемент 24 (как показано на ФИГ. 3), который проводит тепло к теплорассеивающему элементу 26 (показано на ФИГ. 3), теплопередающий элемент 24, который проводит тепло к поверхности 14 крыла или комбинацию указанного выше. Другие примеры также возможны.
[33] На ФИГ. 2 показан увеличенный покомпонентный вид структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования в соответствии с раскрытием настоящего изобретения. Как показано на чертежах, примеры электрической приводной системы 16 могут содержать поворотный электрический привод 161, установленный на теплопроводящем выступе 18, который может быть покрыт оболочкой, представляющей собой внешнюю часть, или тепловую заглушку 162, удерживаемую на месте подходящим крепежным элементом 163 для заглушки. Тепловая заглушка 162 может быть использована, помимо прочего, для передачи тепла, вырабатываемого в электрической приводной системе 16 к теплопроводящему выступу 18. Тепловая заглушка 162 может содержать металлы, неметаллы, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, полоски или пластинки, содержащие медь, чувствительные к температуре гидрогели, материалы с легким переходом из одной фазы в другую, теплопроводящую эпоксидную смолу, теплопроводящие полимеры, теплопроводящие пасты или т.п.
[34] Как также показано на ФИГ. 2, примеры тепловой шины 20, которые содержат лонжерон крыла, могут также содержать стенку 201 лонжерона, нижнюю полку 202 лонжерона и верхнюю полку 204 лонжерона, каждая из которых при необходимости может быть выполнена теплопроводящей, как описано выше.
[35] На ФИГ. 2 верхняя часть поверхности 14 крыла не показана, так что видны нервюры 22 крыла. Как также показано на чертежах, тепловая шина 20 может содержать один или более выступов 206, чтобы обеспечивать, среди прочего, термический контакт с теплопроводящим выступом 18 и способствовать удержанию теплопроводящего выступа 18, который также может быть установлен на тепловой шине 20 с использованием подходящих крепежных элементов 181.
[36] На ФИГ. 3 показан увеличенный изометрический вид еще одного примера структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования с некоторыми пропущенными для ясности компонентами, в соответствии с раскрытием изобретения. Как показано в этом примере, теплопередающий элемент 24 может быть использован для направления тепла из электрической приводной системы 16 к необходимым местам. Например, теплопередающий элемент 24 может проводить тепло к теплорассеивающему элементу 26. В некоторых примерах теплопередающий элемент 24 и теплорассеивающий элемент 26 могут содержать металлы, неметаллы, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, покрытия, полоски или пластинки, содержащие медь, покрытия, полоски или пластинки, содержащие серебро, графеновые, углеродные нанотрубки, полоски или пластинки или т.п.
[37] На ФИГ. 4 показан увеличенный изометрический вид сзади с некоторыми пропущенными для ясности компонентами, примера по ФИГ. 3. Как показано на чертежах, теплопередающий элемент 24 может быть соединен с теплопроводящим выступом 18 посредством теплопроводящего соединения 28 обеспечения сопряжения. В некоторых примерах соединение 28 обеспечения сопряжения может быть механическим (т.е. посредством контакта, например стыковым, косым или иным соединением), посредством теплопроводящих полимеров, паст, эпоксидных смол или т.п., или посредством комбинации указанных выше средств.
[38] В некоторых примерах теплорассеивающий элемент 26 может осуществлять рассеяние тепла из электрической приводной системы 16 через поверхность 14 крыла. Теплопроводящий адгезив, полимер, эпоксидная смола или их эквиваленты могут быть использованы между теплорассеивающим элементом 26 и поверхностью 14 крыла.
[39] На ФИГ. 5 и 6 показаны схематические изображения, иллюстрирующие примеры поверхности 14 крыла для рассеяния тепла в соответствии с раскрытием изобретения. Как показано на ФИГ. 5, тепло, вырабатываемое в электрической приводной системе 16 может быть передано через теплопроводящий выступ 18 к теплопередающему элементу 24 и затем к теплорассеивающему элементу 26. Слои смолы 30 могут работать в качестве теплораспределительного элемента и могут быть армированы однонаправленными углеродными нанотрубками 32, которые работают в качестве теплопроводящих элементов и обеспечивают возможность проведения тепла через толщину поверхности 14 крыла (не показано на ФИГ. 5) и последующего распределения по поверхности 14 крыла для повышения эффективности теплопередачи.
[40] Как показано на ФИГ. 6, еще один пример может содержать теплорассеивающий элемент 26, находящийся в контакте с одним или более слоями чувствительного к температуре гидрогеля 34, который работает в качестве теплопроводящих элементов и передает тепло из электрической приводной системы 16 к поверхности 14 крыла. Некоторые примеры могут также включать в себя теплопроводящий теплораспределитель 36 для оптимизации теплопередачи через слои гидрогеля 34 к поверхности 14 крыла. Теплораспределитель 36 может содержать медно-графеновые композиты или т.п. В некоторых примерах слои гидрогеля 34 могут "выпотевать" через специальную панель на поверхности 14 крыла и, таким образом, повысить скорость рассеяния тепла за счет испарения. Слои гидрогеля 34 могут поглощать влагу при низкой температуре для обновления.
[41] На ФИГ. 7 показаны в разрезе некоторые элементы структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования (не обозначены на ФИГ. 7) в соответствии с раскрытием изобретения. Как видно, некоторые примеры системы 10 могут содержать теплопроводящий материал 164 обеспечения сопряжения между теплопроводящим выступом 18 и тепловой заглушкой 162. Материал 164 обеспечения сопряжения может содержать металлы, неметаллы, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, покрытия, полоски или пластинки, содержащие медь, покрытия, полоски или пластинки, содержащие серебро, графеновые, углеродные нанотрубки, полоски или пластинки, эпоксидные материалы, смолы, полимеры или т.п., и может быть реализован для оптимизации теплопередачи из электрической приводной системы 16.
[42] Как также показано на чертежах, электрическая приводная система 16 может содержать вращательный электропривод 161, который содержит двигатель с микроканальным узлом 166, выполненным за одно целое на части привода 161 (например, на статоре двигателя). Микроканальный узел 166 может обеспечить образование вторичных проточных каналов для рассеяния тепла, которые периодически разрывают пограничный термослой в основных каналах и вызывают лучшее перемешивание текучей среды, что приводит к улучшению охлаждения и уменьшению температур стенок в электродвигателе и приводе 161.
[43] На ФИГ. 8 показано схематическое представление примеров микроканального узла 166 в соответствии с раскрытием изобретения. Как видно, микроканальный узел 166 может содержать ряд теплораспределительных микро/мини-каналов. Например, микроканальный узел 166 может содержать микроканальный узел 166а с наклонными каналами, S-образные каналы 166b, волнообразные пластины 166 с или их комбинацию.
[44] На ФИГ. 9 показана блок-схема, представляющая примеры способов терморегулирования в соответствии с раскрытием изобретения. Как видно, и как следует понимать из изложенного выше раскрытия изобретения, термически активный элемент (например, электрическая приводная система 16) может быть установлен на этапе 900 на конструктивном элементе (например, тепловой шине 20, которая может содержать лонжерон крыла, нервюру крыла или иной конструктивный элемент) воздушно-космического летательного аппарата. На этапе 910 тепло, вырабатываемое в термически активном элементе, может быть отведено от термически активного элемента к конструктивному элементу. На этапе 920 тепло, отведенное от термически активного элемента, может быть рассеяно. Как раскрыто выше, рассеяние может быть достигнуто посредством открытия диссипативной поверхности в атмосферный воздух или в охлаждающую конструкцию в воздушно-космическом летательном аппарате. Охлаждающая конструкция может содержать конструкцию при меньшей температуре, чем термически активный элемент.
[45] Хотя были показаны и описаны различные примеры, раскрытие настоящего изобретения не ограничено ими, и естественным образом включает в себя все модификации и вариации, которые будут очевидны специалистам в данной области техники.