Desenvolvimento de sistemas de refrigeração passivos para aeronaves

Abstract

Um novo sistema de trocador de calor (HES) foi avaliado experimentalmente em solo e em voo objetivando o resfriamento passivo de sistemas aviônicos. O protótipo de trocador de calor consiste em dois condensadores, conectados a um mesmo evaporador através de dois loop-termossifões em paralelo. O fluxo de ar externo à fuselagem da aeronave e o sistema de ar condicionado servem como sumidouros de calor. Um tubo de calor e quatro termossifões foram empregados como elementos intermediários de transferência de calor (IHTEs) entre fontes de calor e o evaporador do trocador de calor. Os parâmetros de projeto dos IHTEs tais como razão de enchimento, ângulo de inclinação, razão de aspecto e geometria dos condensadores (contato entre condensador do IHTE e evaporador do HES) foram avaliados. Água foi utilizada como fluido de trabalho. Os protótipos HES e IHTEs foram qualificados para voo após avaliações térmicas em laboratório e testes de cumprimento de requisitos. Os testes foram executados em números de Mach de até 0,78 e em altitudes de até 12 km, correspondendo à temperatura estática do ar de -56 ºC. Em condições de voo em cruzeiro, o HES é capaz de dissipar 900 W mantendo temperaturas de vapor abaixo dos valores típicos para operação de aviônicos; e.g. 70 à 100 ºC. Demonstra-se a capacidade de funcionamento dos termossifões mesmo em condições de congelamento do fluido de trabalho. O fenômeno de geyser boiling eventualmente promove intensas vibrações no evaporador do trocador de calor. Mudanças térmicas nos sumidouros de calor afetam fracamente os IHTEs. Tubo de calor e termossifões com 0,7 m de comprimento podem dissipar 120 W e 500 W, respectivamente. Convecção forçada pode ser uma alternativa onde condução de calor entre aviônicos e evaporadores dos IHTEs não é possível. Condensadores cônicos e cilíndricos dos IHTEs demonstram ser possíveis geometrias para o acoplamento térmico entre condensadores de IHTE e evaporador do HES.<br>

Abstract : A novel design for a heat exchanger system (HES) was experimentally evaluated on ground and in-flight conditions aiming the passive cooling of avionics systems. The heat exchanger prototype consists of two condensers, linked to one shared evaporator by two parallel loop-thermosyphons. The air stream on the external side of the fuselage and the air conditioning system served as heat sinks. A heat pipe and four thermosyphons were employed as intermediary heat transfer elements (IHTEs) between heat sources and the HES evaporator. The IHTE design parameters such as filling ratio, inclination angle, aspect ratio and coupling geometries (contact between condenser of IHTE and evaporator of HES) were evaluated. Water was applied as the working fluid. The HES and IHTEs prototypes were qualified for flight after thermal assessments in laboratory and constrained acceptance tests. The tests were conducted at flight Mach numbers up to 0.78 and at altitudes of up to 12 km, corresponding to air static temperatures of -56 ºC. Under cruise flight conditions, the HES is able to dissipate 900 W maintaining vapor temperatures below typical working values for avionics; e.g. 70 to 100 ºC. Efficient performance of thermosyphon was also shown in freezing conditions of the working fluid. Geyser boiling phenomenon eventually yields intense vibrations at the HES evaporator. Thermal changes in the heat sinks hardly affect IHTEs. Heat pipe and thermosyphons with 0.7 m length can dissipate 120 W and 500 W, respectively. Forced convection can be an alternative where heat conduction between avionics and IHTE evaporators is not possible. Conical and cylindrical IHTEs condensers were demonstrated as possible fitting geometries for thermal couplings.