CN104737315A

CN104737315A - 热电转换器

Info

Publication number: CN104737315A
Application number: CN201380055376.6A
Authority: CN
Inventors: P·塔特里; S·贝尔乌埃
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2012-10-23
Filing date: 2013-10-23
Publication date: 2015-06-24
Anticipated expiration: 2033-10-23
Also published as: EP2912702A1; FR2997173A1; CN104737315B; EP2912702B1; FR2997173B1; FR2997172A1; US20150295157A1; WO2014064386A1

Abstract

一种能量转换***，所述能量转换***包括：用于将热能转换成电能的转换单元，所述转换单元包括至少一个用于与至少一外部热源进行热能交换的热交换表面；和热惯性单元，所述热惯性单元被构造用于与转换单元配合，以在进行热能交换时使转换单元恢复到热平衡的进程减慢。

Description

热电转换器

技术领域

本发明涉及一种用于产生电能的能量转换器。本发明还涉及这种转换器在飞行器中的使用。

背景技术

现代飞行器装载有大量的电气装置。这些装置用于领航并用于飞行器的仪表和/或还用于对机组人员或乘客的多种其它用途。

被装载的装置可以是性质非常不同的装置。这些装置例如是传感器。

传感器被用于对相当大量的参数(温度、压力、机械应力或其它参数)进行机上监控。无论是测试用飞机还是商用飞机，这些参数的数量可以达到数千项。此外，这些传感器被布置在飞行器的多个区域(发动机区域、天线塔、货舱、机舱、驾驶舱、起落架舱、机翼、活动表面、尾椎、或其它区域)中。

这些区域可能是难以接近的，可能在安装传感器方面存在问题。

特别地，传感器应被供电。典型地，传感器由专用电缆布线供电或由安装在传感器附近的基于干电池或蓄电池的独立电源供电。

这两种供电方式对飞行器的设计、特别是就制造、安装和维护而言的设计产生限制。

例如，由专用电缆布线对传感器供电尤其对以下方面产生影响：

－飞行器的重量：电缆布线的重量、电缆束支撑件的重量、局部结构加强件的重量、或其它重量都增加了飞行器的重量，这因而增加了飞行器的燃料消耗。

－传感器的安装：就设计、制造、维护而言，传感器的安装可以证明是非常复杂的(存在电缆布线可达性的问题，耐热性、抗振性的问题，或其它问题)。

又例如，由局部地安装的电能储能源(干电池、蓄电池或其它储能源)对传感器供电尤其对以下方面产生影响：

－这些储能源的设计：这些储能电源应在飞行器的严苛的环境条件(高温/低温热循环、振动、或其它环境条件)下保持其储能能力；

－维护操作：由于这些储能源的寿命在时间上是有限的，应考虑接近这些储能源的可达性，而为了测量的需要，有时相关传感器被安装在很难接近的区域中。

对于专用于商用航线的飞行器和专用于飞行测试的飞行器，均存在上文提及的限制。

对于专用于飞行测试的这类飞行器，还另外存在根据待实施的测试在不同位置快速并简单地安装传感器-电缆布线组件的目的。

参照传感器，已经对电气装置的安装及对电气装置的供电问题进行了说明。然而，对于其它类型的电气装置也可能存在这些问题。此外，还可能在除飞行器环境外的其它环境中遇到这些问题。

因此，存在改进对电气装置、尤其是装载在飞行器中的装置的供电的需要。

发明内容

本发明属于该范围。

本发明的第一方面涉及一种能量转换***，所述能量转换***包括：

－转换单元，所述转换单元用于将热能转换成电能，所述单元包括用于与至少一外部热源进行热能交换的至少一热交换表面，以及

－热惯性单元，所述热惯性单元被构造用于与转换单元配合，以在进行热能交换时使转换单元恢复到热平衡的进程减慢。

根据第一方面的***允许实现独立的电源，并允许代替需要供电电缆布线和/或供电电池的现有解决方案。

根据第一方面的***可以允许对例如在飞行器中的传感器供电。

因此，借助因取消电缆布线和/或电池所带来的重量的减轻，飞行器的性能可以得到改进。

此外，根据第一方面的***易于安装，这是因为不需要设计电缆布线的安装和其在结构、设备或其它上的固定。

根据第一方面的***利用在飞行器内就存在的热能源。

转换单元允许产生电能，而热惯性单元允许更长时间地保持温度梯度以更为持久地产生这种电能。

因此，根据第一方面的***进行最优的能量转换。

根据第一方面的***的维护更为简单，这是因为***不需要复杂的供电电缆布线。

根据第一方面的***利用通常不被使用的热源以产生对电气装置供电的电能。

可以通过直接热接触或间接热接触进行转换单元和外部热源之间的热交换。在间接热接触的情况下，可以在转换单元的热交换表面和外部热源的热交换表面之间插置一元件。例如，所插置的元件包括热惯性单元。在直接热接触的情况下，转换单元的热交换表面和外部热源的热交换表面直接热接触(然而，可以使用热膏体以促进这种热接触)。

根据实施方式，热惯性单元包括相变材料。

这些相变材料提供良好的热惯性，并且允许保持温差以通过转换单元产生能量。

例如，转换单元包括基于半导体的电路。

因此，该转换单元可以具有较小的尺寸。

该转换单元可以例如根据赛贝克效应运行。

根据实施方式，***被保护外壳隔离，所述至少一热交换表面保持自由以进行热交换。

因此，可以保护热惯性单元免受撞击，该类撞击例如可能导致相变材料脱落。相变材料因而被封纳于其中。

例如，***另外包括储能单元，用于至少部分地储存所转换的电能。

因此，即使当转换单元内的温差在转换单元恢复到热平衡后消失时，也可以使用所产生的电能。

又例如，***另外包括至少一个与转换单元的第一热交换表面热接触的第一热连接元件，所述第一热连接元件被构造用于引导第一外部热源与所述第一热交换表面之间的热传递。

因此，可以使用远离***或难以接近的热源。

例如，***另外包括至少一个与转换单元的第二热交换表面热接触的第二热连接元件，所述第二热连接元件被构造用于引导第二外部热源与所述第二热交换表面之间的热传递。

因此，可以使转换单元与两个彼此远离且温度明显不同的热源热接触。这允许使温差最大化，从而使所产生的电能最大化。

根据实施方式，所述至少一热交换表面至少部分地被与所述至少一热源进行热传导的界面层覆盖。

因此，热接触被优化。

例如，所述界面层包括双面胶带子层。

因此，固定也被优化。

例如，所述双面胶带围绕导热材料子层布置。

所述导热材料子层可以包括GAP PAD 3000S。

所述双面胶带子层和所述导热材料子层例如具有相同的厚度。

例如，所述双面胶带子层和所述导热材料子层集成在同一独立界面元件中。该元件例如是补片或是从卷状物上切下的细带。

本发明的第二方面涉及一种包括根据第一方面的***的飞行器。

例如，在飞行器的结构元件当中选择出所述至少一热源。

又例如，***对至少一传感器供电。

本发明的第三方面涉及一种对飞行器中的电气装置供电的供电方法，所述供电方法包括以下步骤：

－在飞行器中选择至少一热源，

－使根据第一方面的***的转换单元的至少一交换表面与所选择的所述至少一热源热接触，以及

－将所述***连接到所述电气装置。

例如，在飞行器的结构元件当中选择出所述至少一热源。

又例如，选择所述至少一热源以优化***的转换单元内的温差。

根据本发明的第二和第三方面的对象至少提供与根据第一方面的***所提供的优点相同的优点。

附图说明

通过阅读下文作为非限定实例进行的详细说明并参照附图，本发明的其它特征和优点将得到体现，附图中：

－图1示意性地示出了根据实施方式的***；

－图2示出了根据实施方式的***的安装实例；

－图3示出了根据实施方式的***在飞行器中的安装区域；

－图4、图5a和图5b示出了能量转换***的实施方式；

－图6示意性地示出了根据实施方式的热-电转换单元的总工作原理；

-图7、图8a和图8b示出了根据实施方式的热-电转换单元；

-图9是根据实施方式的方法的步骤的流程图；以及

-图10a到图10d示出了根据实施方式的安装界面。

具体实施方式

在下文中，对一种转换***进行描述，该转换***允许将在如飞行器的运载工具中(通常以热量的形式损耗而未被使用)的可用热能转换成电能。然而，本发明并不局限于在运载工具或飞行器中的使用。

所述***包括能量转换单元，该能量转换单元例如是一个或多个热-电发生器。该转换单元与例如包括相变材料的热惯性单元联接。

如此产生的电能例如被用于对传感器供电。然而，本发明可以用于对其它类型的电气装置供电。

如下文所述的***可以例如代替传统发电源或作为传统发电源的补充而被安装。

图1示意性地示出了根据实施方式的***。

***100被布置在(可以是高温的也可以是低温的)热源101上。例如，该热源是飞行器的元件的表面。参照图3给出了这种元件的实例。

为了使***与热量源界接，***包括界面层102。该界面层允许保证热流在***和热源之间的良好传递。该界面层例如是载有导热微粒且具有较小热阻的胶合剂或热膏体。这种界面允许简单且快速的安装而不对热源造成损坏。

界面层一方面与热量源热接触、另一方面与***的热交换表面热接触。该交换表面是能量转换单元103的被构造用于将热能转换成电能的交换表面。例如，该能量转换单元包括如参照图7、图8a和图8b所描述的热-电发生器阵列。

热惯性单元104被布置成与转换单元103热接触。例如，热惯性单元104包括包含相变材料的容器。

相变材料是利用根据其所经受的温度而发生相变(气态/液态/固态)的性质的材料。这些相变是升华(从固态过渡到气态)、熔化(从固态过渡到液态)和汽化(从液态过渡到气态)。

相变伴随有对最终相和初始相这两相之间的焓差的吸收(或排放)。因此，相变材料具有允许使加热或冷却减慢的热惯性。

可用的相变材料例如是水，金属/合金(镓、共晶体Bi-Pb-Sn-Cd或其它)、水合盐、有机材料(聚乙二醇或其他有机材料)、石蜡。

石蜡由直链饱和烃形成的线型分子构成，其化学式是C_nH_2n+2类化学式。根据分子的长度，当n约在20到40之间时，石蜡可处于固态(其则呈固体石蜡的形式，而当n约在8到19之间时，石蜡处于液态)。

根据化学成分，固体石蜡的熔点(Tf)通常约在45℃到70℃之间。然而，某些固体石蜡的熔点超过该温度，例如，含有高分子量的化合物(具有异链烷烃分支的烃和环烷烃)的“微晶”类固体石蜡，的熔点约为90℃。固体石蜡的比热(Cp)约为2100J.kg^-1.K^-1到2900J.kg^-1.K^-1，其熔化焓(ΔHf)约为200kJ.kg^-1到220kJ.kg^-1。

因此，固体石蜡(C₂₅H₅₂)构成适于形成热惯性单元(例如用于储存热量)的材料。

因此，更普遍地，转换单元允许利用其与热源的交换表面和其与热惯性单元104热接触的表面之间的温差产生电势差。热惯性单元104能将转换单元在与热源的交换表面和与单元104的交换表面之间的热平衡恢复进程减慢。因此，温差在更长的时间中得到保持，这允许更长时间地产生电势差，因此产生更多的电能。参照图6，对这种能量转换的原理进行更为详细的描述。

转换单元103被连接到用于管理所产生的电能的管理模块105。该模块被构造用于使所产生的电能与应进行的使用相适应。

管理模块105包括采集及调节单元106。

该采集及调节单元例如允许进行阻抗匹配。实际上，转换单元103的输出阻抗应在阻抗上相匹配，使得电流/电压对与待供电的负载以尽可能高的效率相兼容。

采集及调节单元106另外可以包括“增压”电路(或并联斩波器)以提高转换单元103的输出电压。

管理模块105另外可以包括电能储能单元107，例如用于提供缓冲能量储备，以应对热源处可用热能的可能波动。例如，可用热能可以根据飞行器的飞行阶段发生改变。储能单元107例如包括超级电容或薄膜电池(英文为“Thin Film Batteries”)。

管理模块105还可以包括调整单元108，以使所输送的电压等级与被供电的电气装置109(例如传感器)相适应。

为了减少由管理模块的组成元件所引起的损耗，可以在低功率消耗的组成元件族当中选择这些组成元件。此外，为了减小管理模块的尺寸，这些组成元件可以被布置在同一电路中。

参照图2，示出了如上文所述的***的安装实例。

图2表示飞行器的局部剖视图。可以看到飞行器机身的部分200、内蒙皮的相应部分201、以及一排座位202。

假定传感器203被布置在飞行器的机身上。例如，传感器是用于测量飞行时机身的变形的应变仪。传感器203通过(如上文所述的)管理模块204由能量转换***205供电。

正如可以看到的，源于传感器及其电源的体积被减小。其不需要独立的电池或复杂的电缆布线。此外，这种安装是完全独立的，并且不需要与遍布在飞行器中的供电电缆有特别的连接。

所描述的能量转换***可以安装在飞行器的多个其它区域中。参照图3示出了这种区域。

可以有利地使用的飞行器区域是其中存在明显温差的区域。这允许优化(例如通过如参照图6所描述的使赛贝克效应最大化)由转换单元所产生的电能。

所使用的区域例如是低温区域，如机身的外部结构300、机翼301、活动表面或其它。可以列举：框架、桁梁、加强筋或其它。

所使用的区域还例如是高温区域，如发动机区域302、在机翼与发动机的界接处的支柱区域303。例如，在预冷却器区域(英文术语为“pre-coolers”)中，可以观测到大约150℃的温度。还可以列举：被称为APU(英文“Auxiliary Power Unit”的首字母缩写)的辅助动力发动机区域304；位于未加压区域的空气调节器区域305(被称为“pack(压缩空气循环组件)”的区域)(尽管存在通风，但该区域的温度仍可以达到70℃到80℃)；内部温度约为200℃、甚至局部达到260℃的在发动机上的加压热空气口306(英文术语为“bleed(排气)”线路)；配备有加热除冰***的进气区域；允许在飞行器中进行配电的主配电箱307(主配电箱通过焦耳效应发热)；电流电压的电转换器；位于起落架上的制动器308(尤其在RTO(中断起飞)的情况下可以观察到高达400℃的制动器温度，其中RTO是英文“Rejected Take-off”的首字母缩写)；在其中安装有可以通过焦耳效应变热的电路以及含有极热空气的排气管的机翼前缘309(这些区域的温度可达到90℃)。还可以列举：在不存在通风的情况下温度可以达到约110℃的机翼处电动液压致动器的局部区域310；不同***(例如液压泵、热机、或其它)的控制器位于其中的区域311；某些襟翼导轨的罩壳区域(用于液压装置的热交换器可以位于该区域，在某些液压变化条件下温度可以达到80℃)；在其中安装有为保证乘客的舒适性通过绝热隔音隔离的灯头(灯头通过焦耳效应发热)的位于机舱行李架上方的区域312(英文中被称为“crown”的区域)(在高温天气，该区域的温度可以达到60℃)。还可以列举：燃料电池(PEMFC(质子交换膜燃料电池)、SOFC(固态氧化物燃料电池)、或其它燃料电池)、或甚至其它区域。

参照图4，对转换***的一实施方式进行描述。

转换单元400抵靠飞行器的壁部401布置。因此，转换单元400通过其交换表面与此处由壁部401构成的热源热接触。热惯性单元402抵靠与其热接触的转换单元布置。因此，温差在相当长的时间得到保持以产生电能。为了保护***，保护外壳403包围转换单元和热惯性单元。

转换***通过用于管理所产生的电能的管理模块(未示出)对电气装置(未示出)供电。

参照图5a，对转换***的另一实施方式进行描述。

将热能转换成电能的转换单元500通过两个不同的热交换表面热连接到两个热惯性单元501和502。例如是导热棒的热连接元件503将热惯性单元501连接到构成第一热源的壁部504。另一热连接元件505将热惯性单元502连接到构成第二热源的另一壁部506。

连接元件的使用允许连接相远离的两个热源，但这两个热源的相应温度提供较大的温度梯度，从而允许通过转换单元500产生更大的电能。

图5a的***包括两个连接元件。然而，可以仅设置一个连接元件。此外，即使在使用两个连接元件的情况下，也不是必须借助两个热惯性单元。可以考虑使一个连接元件与一个热惯性单元相关联而另一个连接元件不与热惯性单元相关联。

参照图5b，对上述实施方式的变型进行描述。

该附图仍包含与图5a的***共同的元件。因此，图5b的元件500、503、504、505和506与图5a的元件500、503、504、505和506是相同的。

在图5b的变型中，热惯性单元507和508同时与转换单元500、热源以及连接元件热接触。因此，例如，热惯性单元508包围连接元件505，并且还一方面与转换单元500热接触、另一方面与热源506热接触。对于热惯性单元507，其包围连接元件503，并且还一方面与转换单元500热接触、另一方面与热源504热接触。

与图5a的***一样，图5b的***包括两个连接元件，然而，可以仅设置一个连接元件。此外，即使在使用两个连接元件的情况下，也不是必须借助两个热惯性单元。可以使一个连接元件与一个热惯性单元相关联，而另一个连接元件不与热惯性单元相关联。

下文中，将对根据实施方式的热-电转换单元进行描述。

这种单元可以例如基于“赛贝克(Seebeck)”效应。根据该效应，可以基于施加在灵敏材料制成的元件上的温差产生电。

当温差被施加在该元件上时，这导致贯穿材料存在费米(Fermi)能的差异，因而产生电势差，该电势差通过电荷的扩散产生电流。通过声子实现材料中的导热性。

根据图6可以示意性地示出热-电转换单元(或热-电发生器)的总工作原理。

由双向箭头600表示的温差ΔT被施加到在表面602和表面603这两个表面之间的平行六面体形的条块601上。假定表面602是“低温”表面而表面603是“高温”表面。这些表面之所以被称为“低温”表面和“高温”表面是因为施加在(低温)表面602上的温度小于施加在(高温)表面603上的温度。因此，由箭头604表示的热流穿过该条块。通过赛贝克效应，在表面602和表面603之间产生由双向箭头605表示的电势差ΔV。

电势差可以表示为ΔV＝S.ΔT，其中，S是形成条块601的材料的赛贝克系数。

由对其施加有温差的条块而如此形成的热-电发生器的功率(P)则可以写作：P＝(2.S.ΔV)²/(4.RTEG)，其中，RTEG是条块的热阻。

热阻可以写作：RTEG＝2.n.ρ.(L₀/A₀)，其中，n是形成发生器的元件的数目(这里n＝1)，ρ是元件的电阻率、L₀是元件的长度，A₀是元件的横截面面积。

通过图7示出了热-电发生器的一实际实施方式。

图7的热-电发生器700基于以下原理。在高温源和低温源(未示出)之间放置一正(P)掺杂的半导体元件701和另一负(N)掺杂的半导体元件702。半导体元件例如基于碲化铋(Bi₂Te₃)并置于陶瓷板上(其它材料也是可能的，尤其是：SiGe、TAGS、FeSi₂、Zn₄Sb₃、CeFe₃CoSb₁₂、Ba₈Ga_xGe_46-x、NaCO₂O₄、Bi₂Te₃Sb₂Te₃、SiSiGe、B₄CB₃C)。

这些源之所以被称为“高温”源和“低温”源是因为高温源的温度高于低温源的温度。低温源与分别连接半导体元件702和701的发生器的表面704和705热接触。高温源与连接到半导体元件701和702的表面703热接触。

通过赛贝克效应，通过电子和“空穴”的热扩散产生电流。因此，表面704构成发生器的正极端子，表面705构成发生器的负极端子。

可以以电串联及热并联的方式连接热-电发生器。图8a示出了组件800。该组件包括五个发生器801、802、803、804和805。该组件可以包括其它数目的发生器。组件800的发生器的结构与参照图7所描述的结构相同。

因此，发生器801的(连接到P掺杂的半导体元件的)负极端子被连接到发生器802的(连接到N掺杂的半导体元件的)正极端子。发生器802的负极端子被连接到发生器803的正极端子。发生器803的负极端子被连接到发生器804的正极端子。发生器804的负极端子被连接到发生器805的正极端子。

因此，发生器801的正极端子形成组件的正极端子，发生器805的负极端子形成组件的负极端子。

每个发生器的正极端子和负极端子与同一高温源热接触。在每个发生器中，使N掺杂的半导体元件和P掺杂的半导体元件连接的表面与同一低温源热接触。

为了如上所述以电串联的方式连接发生器，可以例如使用银胶。

其它组件也是可能的。例如，如图8b所示，可以以并联的方式结合如参照图8a所述的子组件。

图8b的组件包括五个具有参照图8a所描述的结构的子组件806、807、808、809和810。其它数目的子组件也是可能的。

子组件的正极端子相互连接。子组件的负极端子相互连接。例如，形成子组件的所有热-电发生器的端子与同一高温源热接触。形成子组件的热-电发生器的使N掺杂的半导体元件和P掺杂的半导体元件这两个元件连接的表面可以例如与同一低温源热接触。

当安装根据实施方式的能量转换***时，所选择的结构可以或者是集中的(一个转换***对多个电气装置供电)或者是分散的(每个电气装置由相应一个转换***供电)。尤其可以根据所需功率、重量、可用容积、故障蔓延、***分离方面的限制进行结构的选择，以符合安全性要求、可靠性要求、可用性要求或其它要求。

还可以根据每个待供电的电气装置的需要选择这样或那样的结构。

包括如上所述的发生器组件的热-电转换单元可以测量数平方毫米的范围。

可以按照参照图9的流程图所描述的方法进行根据实施方式的***的安装，以对飞行器中的电气装置供电。

在第一步骤900中，选择一热源，以在能量转换***中产生温度梯度。该热源可以是飞行器的结构元件。可以在参照图3所描述的热源当中选择该热源。例如，该热源是温度较高的源(发动机区域或其它)或温度较低的源(飞行器蒙皮或其它)。

在步骤901中，使所选择的热源与能量转换单元的交换表面热接触。例如，使该热源与如上所述的一组热-电发生器的表面接触。这种接触可以例如通过如参照图5a和图5b所描述的热连接元件进行、或通过使用改善热接触的热膏体进行。

可以使用如参照图4所描述的***那样的使用单一热源的***。因而通过热源温度与***所在的环境温度之间的温差产生电能。

可选择地，在步骤902中可以选择另一热源。这例如涉及选择温度与在步骤900中所选择的热源的温度明显不同的热源。因此，可以优化***的转换单元内的温差。可以根据在飞行器中的位置和待供电的装置选择第二热源。较大的温差可以允许产生更多的能量。因此，可以对更大能耗的电气装置供电。

在步骤903中，将在步骤902中所选择的第二热源连接到转换单元的另一交换表面。

在步骤904中，例如通过胶合剂或临时固定部件，来固定***。可替代地，***可以简单地布置在靠近待供电的装置的盒子中。

随后，在步骤905中，将***电连接到待供电的电气装置。

根据实施方式的***可以安装在飞行器机身的内壁上。因而，可以考虑多种限制。

***的装配(和拆卸)应是快速的。因此，简单的装配(和拆卸)原理是优选的，特别是在安装用于为进行非常短暂的测试行动的飞行测试用飞行器的简单仪表的***的背景下。

***的装配(和拆卸)应是可靠的。特别是装配原理应与飞行器的振动环境相兼容。实际上应避免***从壁部脱离。

此外，***的装配原理不应损伤在其上安装有该***的壁部。

除了这些装配限制外，如说明书中上文所阐释的，应使热阻最小化，以优化***的可用输出功率。

图10a是对根据实施方式的***的固定的总体说明。转换***1000通过固定界面件1002固定到飞行器机身的内壁1001上。

在图10a的装配中，总热阻是机身的热阻、固定界面件的热阻和转换***的热阻之和。

界面件可以如图10b所示包括两个材料层的叠置体。界面件可以允许固定单个***或固定其它任何数目的***。

第一材料层1005包括飞行器上的金属装配板(例如，AU4G类板)。

第二层被布置在内壁1001和第一层1005之间。选择第二层以获得就固定和导热率(例如3W.m^-1.K^-1)而言的良好折中。因此，第二层使固定界面件的热阻和整体的热阻最小化。第二层例如具有70mm×50mm的尺寸。

例如，第二层本身包括一个双材料层1003和1004。

材料子层1004例如具有以下物理性质：2700kg/m³到3700kg/m³的密度、0.15MPa到0.21MPa的杨氏模数、500J.kg^-1.K^-1到1500J.kg^-1.K^-1的热容、在223K到463K的范围内的温度范围、10⁸Ω.m到10⁹Ω.m的电阻率以及大于2800V AC的介电击穿电压。GAP PAD3000S是符合上述性质的材料的一个实例。

材料子层1003例如围绕材料子层1004布置。材料子层1003允许相对飞行器环境保证安装的速度和可靠性。材料子层1003例如是双面胶带。该胶带的厚度例如与材料子层1004的厚度相同。该胶带例如具有5mm的宽度。

图10c是已安装的***的侧俯视图。在该视图中，未出现材料子层1004，这是因为材料子层1004被材料子层1003围住。

相反，在图10d的仰视图中可看到材料子层1004。

根据这两个视图，可以看到材料子层1003被布置在转换***的周廓上，从而使周廓内的表面是自由的，以接纳子层1004。通常，子层1003围绕子层1004布置。这两个子层具有相同的厚度，当***被安装在壁部上时，子层1004与壁部热接触，子层1003也与壁部相接触，以允许进行固定。

两个材料子层可以集成在备好待用的同一补片中，以允许更为容易的装配。该补片例如与飞行器中所使用的转换***的尺寸相适应。

补片可以具有卷状物的形式，使得使用者可以将其展开以切下待粘贴在转换***上以继而将转换***固定在壁部上的带有导热材料的黏性细带。

参照附图，在该详细的说明书中已对本发明进行了描述和说明。然而，本发明并不局限于所示出的实施方式。通过阅读本说明书和附图，本领域技术人员可以推断并实施其它变型、实施方式和特征组合。

为了满足特定的需要，本领域技术人员可以对本发明进行修改或调整。

在权利要求中，术语“包括”并不排除其它元件或其它步骤。不定冠词“一(个)”并不排除复数。可以使用单一处理器或多个其它单元以实施本发明。可以对所示出的和/或所要求的不同特征有利地加以组合。这些不同的特征在说明书中或在不同的从属权利要求中的存在实际上并不排除将它们加以组合的可能性。附图标记不应被理解为对本发明的范围的限制。

Claims

1.一种能量转换***(100，205)，所述能量转换***包括：

－转换单元(103，400，500，600，700，800)，所述转换单元用于将热能转换成电能，所述转换单元包括用于与至少一个外部热源(101，200，401，504，506)进行热能交换的至少一个热交换表面(703，704，705)，以及

－热惯性单元(104，402，501，502，507，508)，所述热惯性单元被构造用于与所述转换单元配合，以在进行热能交换时使所述转换单元恢复到热平衡的进程减慢。

2.根据权利要求1所述的能量转换***，其中，所述热惯性单元包括相变材料。

3.根据前述权利要求中任一项所述的能量转换***，其中，所述转换单元包括基于半导体的电路。

4.根据前述权利要求中任一项所述的能量转换***，其中，所述能量转换***被保护外壳(403)隔离，所述至少一个热交换表面保持自由以进行热交换。

5.根据前述权利要求中任一项所述的能量转换***，其中，所述能量转换***另外包括储能单元(107)，所述储能单元用于至少部分地储存所转换的电能。

6.根据前述权利要求中任一项所述的能量转换***，其中，所述能量转换***包括至少一个与转换单元的第一热交换表面热接触的第一热连接元件(503)，所述第一热连接元件被构造用于引导第一外部热源(504)与所述第一热交换表面之间的热传递。

7.根据权利要求6所述的能量转换***，其中，所述能量转换***包括至少一个与转换单元的第二热交换表面热接触的第二热连接元件(505)，所述第二热连接元件被构造用于引导第二外部热源(506)与所述第二热交换表面之间的热传递。

8.根据前述权利要求中任一项所述的能量转换***，其中，所述至少一个热交换表面至少部分地被与所述至少一个外部热源进行热传导的界面层覆盖。

9.根据权利要求8所述的能量转换***，其中，所述界面层包括双面胶带子层(1003)。

10.根据权利要求9所述的能量转换***，其中，双面胶带围绕导热材料子层(1004)布置。

11.根据权利要求10所述的能量转换***，其中，所述双面胶带子层和所述导热材料子层具有同一厚度。

12.根据权利要求10和11中任一项所述的能量转换***，其中，所述双面胶子层和所述导热材料子层集成在同一独立界面元件中。

13.一种飞行器，所述飞行器包括根据前述权利要求中任一项所述的能量转换***。

14.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述至少一个外部热源从飞行器的结构元件中选择出。

15.根据权利要求13和14中任一项所述的飞行器，其中，所述能量转换***对至少一个传感器供电。

16.一种对飞行器中的电气装置供电的供电方法，所述供电方法包括以下步骤：

－在飞行器中选择(900，902)至少一个热源，

－使根据权利要求1到8中任一项所述的能量转换***的转换单元的至少一个热交换表面与所选择的所述至少一个热源热接触(901，903)，以及

－将所述能量转换***连接(905)到所述电气装置。

17.根据权利要求16所述的供电方法，其中，从飞行器的结构元件中选择出所述至少一个热源。

18.根据权利要求16和17中任一项所述的供电方法，其中，选择所述至少一个热源以优化所述能量转换***的转换单元内的温差。