JP6909012B2 - 航空宇宙ビークルのための構造的に一体化された熱管理システム - Google Patents

Description

本開示は、概して、航空宇宙ビークル機内に搭載された、電気機械式アクチュエータのような電動のサブシステム及びコンポーネントによって生成される熱を、除去するためのシステムに関する。より具体的には、本開示は、航空宇宙ビークルのための、構造的に一体化された熱管理システムに関する。

アビオニクス機器、電動サブシステム、電気作動システム（ＥＡＳ：electric actuation system）などを、商業用又は軍事用の航空宇宙ビークルに搭載して使用することが増えるにつれて、これらの電気コンポーネントによって生成される熱負荷に対する、より効果的な熱管理が望まれている。例えば、油圧作動式の制御システムに代わり、ＥＡＳを備える航空宇宙ビークルが、より一般的になってきている。しかしながら、ＥＡＳを備える航空宇宙ビークルは、エルロン、フラップ、及びその他のコンポーネント用の、よりたくさんのアクチュエータを含むことが多く、これらは、油圧アクチュエータよりも多くの熱を発生させる。また、油圧作動システムは、関連するアクチュエータから、油圧流体を介して自然に熱を伝達するが、ＥＡＳは、通常、そのような熱伝達システムを含まない。

現在の航空宇宙ビークルにおける熱管理の手法のいくつかは、その実現にあたり、コストの増加や、全体のコンポーネントの性能低下、効率の低下、及び／又は重量の増加の可能性を伴う。軽量化を目的として、航空機の構成部材や航空機外板に、熱伝導性の炭素繊維複合材料や他の熱伝導性の非金属材料を用いる最近の傾向も、航空宇宙ビークルにおける熱負荷の効果的な管理を困難にしている。一般的な複合材料の多くは、アルミニウムなどの金属よりも熱伝導率が低く、従って、より軽量ではあるが、金属ほど効率的に熱を逃がさない。また、ある種の軍事用航空宇宙ビークルでは、ステルス性（stealth）又はその他の検出回避特性を高めるため、貫通箇所を最小限に抑えた滑らかな外面を維持することが望まれている。このことによって、熱負荷を管理するための設計の自由度がさらに少なくなる場合がある。

また、ＥＡＳのような電気コンポーネントの効果的な熱管理は、例えば放熱能力が限られているために、航空機の電動化促進（ＭＥＡ：More Electric Aircraft）にとって最大の課題の１つとなっている。同様に、より薄い断面の翼を使用する、将来のＭＥＡ航空機にとっても、重量、サイズ、及び放熱の要件が、さらに困難な課題となるであろう。従って、耐荷重性アクチュエータ、新たな冷却技術、及び、高性能材料を、新しいパッケージング構想と組み合わせてなる、作動システムと熱管理とを構造的に一体化させた手法が望まれている。

ほとんどの既存のシステムにおいて、ＥＡＳ及びその他の電気モータは、液冷式あるいは十分な金属を用いる設計とすることによって、動作中に発生した過剰な熱に対する放熱能力を高めている。現在ＭＥＡに適用しているシステムは、構造的に一体化されておらず、熱を流体／空気中に放出する別体の冷却ループを用いるか、電気モータや他の様々なコンポーネントを超過設計にして、その放熱能力を高めているかのいずれかである。分散配置されたコンポーネントで発生した熱負荷を、中央に配置した冷却材ループを用いて処理する構成は、システムを複雑にするばかりでなく、保守性並びに付随する重量及び体積についての不利益を伴う。

従って、航空宇宙ビークル機内に搭載された電気コンポーネントによって生成される熱負荷を制御するための、改善された冷却システムが必要とされている。既存のシステムには、他の欠点が存在する可能性もある。

従って、開示の実施例は、上述した需要及び欠点に対処するものである。開示の実施例は、航空宇宙ビークルの構造体を、放熱システムの一部として利用する、構造的に一体化された熱管理システムを含む。当該システムにおいては、航空宇宙ビークルの構造要素が、サーマルバス（thermal bus）として機能し、熱を発生させる電気コンポーネントと熱的に連結されており、これによって、これらのコンポーネントからの熱が、ビークル自体の構造体によって、当該コンポーネントから、ビークルのより低温の面に逃がされる。様々な実施例において、この熱を発生させる電気コンポーネントは、サーマルボス（thermal boss）によって、前記構造要素に直接機械的に取り付けられており、当該サーマルボスは、電気コンポーネントから前記構造要素に熱を伝える熱伝導性の要素を構成している。他の実施例において、航空宇宙ビークルの前記構造要素は、熱伝導性の部分又は層を含み、これらは、特に、熱を発生させる電気コンポーネントから、構造要素を介して、熱エネルギーを逃がすように構成されている。

開示の実施例は、サーマルバスを含む航空宇宙ビークルを含む。サーマルバスは、前記航空宇宙ビークルの構造要素を含む。航空宇宙ビークルは、サーマルアクティブ要素をさらに含み、これは、サーマルアクティブ要素から前記サーマルバスに熱を放散するために、前記サーマルバスと熱的につながっている。

さらなる開示の実施例では、前記構造要素は、航空機翼のスパー又は航空機翼のリブであり、前記サーマルアクティブ要素は、航空機翼と協働する電気装置である。さらなる実施例において、前記電気装置は、ＥＡＳ及び関連する制御エレクトロニクス機器を含む。いくつかの実施例において、前記電気装置は、前記構造要素に取り付けられたサーマルボスによって支持されるとともにこれと熱的につながっている。いくつかの実施例において、前記電気装置は、前記電気装置の内部から外部ケーシングに熱を伝えるための熱伝導性要素を含む。

開示の実施例は、熱伝達を促進するために前記構造要素と前記サーマルアクティブ要素との間に配置されたサーマルボスをさらに含む。いくつかの実施例において、放熱要素が前記サーマルバスと熱的につながっている。さらなる実施例において、前記放熱要素は、伝熱要素と、前記伝熱要素に取り付けられたヒートスプレッダと、に伝熱結合している。さらなる実施例において、前記伝熱要素は、水分蒸散クーラー、熱伝導性ヒドロゲル材、１つ又は複数のサーマルストラップ、複合材、熱分解グラファイト材、及び、グラファイトフォームのうちの少なくとも１つを含みうる。

さらに、航空宇宙ビークルの冷却方法が開示される。当該方法の実施例は、サーマルアクティブ要素（例えばＥＡＳ１６）を構造要素（例えば、サーマルバス２０‐これは、翼スパー、翼リブ又は他の構造要素でありうる‐）に取り付けることと、前記サーマルアクティブ要素から、前記構造要素を介して、放熱要素に熱を伝達することと、前記熱を放熱すること（９２０）と、を含む。いくつかの実施例において、前記放熱ステップは、前記構造要素から伝達された熱を、周囲環境に放射することをさらに含む。さらなる実施例において、前記周囲環境は、周囲空気、又は、航空宇宙ビークル内の冷却用構造体を含みうる。

他の開示の実施例は、航空宇宙ビークルの構造要素に取り付けられた熱伝導性ボスと、前記熱伝導性ボスに取り付けられたサーマルアクティブ要素（例えばＥＡＳ１６）と、前記熱伝導性ボスと熱的につながっている熱伝送要素と、を含む、航空宇宙ビークルのための熱管理システムを含む。

いくつかの実施例において、熱管理システムは、前記熱伝送要素と熱的につながっている放熱要素をさらに含む。開示の実施例は、前記放熱要素と熱的につながった状態で周囲空気に曝露されている航空宇宙ビークル面をさらに含みうる。さらなる開示の実施例において、前記放熱要素は、樹脂層と、一方向カーボンナノチューブと、をさらに含む。いくつかの実施例において、前記放熱要素は、感温性ヒドロゲル層と、ヒートスプレッダと、を介して翼面に熱を伝達する。

熱管理システムの他の開示の実施例は、前記サーマルアクティブ要素と熱的につながっているマイクロチャネルアセンブリをさらに含みうる。いくつかの実施例において、前記マイクロチャネルアセンブリは、例えば、傾斜状のマイクロチャネルアセンブリ、Ｓ字チャネルアセンブリ、又は波状フィンである。

開示の実施例による、航空宇宙ビークルのための、構造的に一体化された熱管理システム１０の等角図である。 本開示による構造的に一体化された熱管理システム１０の分解拡大図である。 本開示による構造的に一体化された熱管理システム１０の別の実施例の拡大等角図であり、明確化のためにいくつかの要素を省略した図である。 図３の実施例の拡大等角背面図であり、明確化のためにいくつかの要素を省略した図である。 本開示による翼面１４での放熱の実施例を示す概略図である。 本開示による構造的に一体化された熱管理システム１０におけるいくつかの要素の断面図である。 本開示によるマイクロチャネルアセンブリ１６６の例の概略図である。 本開示による熱管理方法の実施例のフローチャートである。

本開示には、様々な改変及び代替の形態を適用することができるが、具体的な実施例を、図の例を用いて示しており、以下に具体的に説明する。ただし、本開示は、以下に開示する特定の形態に限定されることを意図したものではない。むしろ、添付の特許請求の範囲によって規定される本発明の精神及び範囲内に入るすべての改変、均等物、及び代替例をカバーすることを意図している。

以下の記載においては、構造的に一体化された熱管理システム１０を、１つの航空宇宙ビークルに関連させて説明している。ただし、本明細書に開示の熱管理システム１０は、概して、航空機、宇宙船、及び衛星を含む航空宇宙用車両を含む様々な航空宇宙ビークルに適用可能であり、特定のビークルにおける使用に限定されない。また、本システム１０に関連付けられる、熱を発生させる電気装置の一例として、ＥＡＳ１６について説明しているが、当該システム１０は、関連するＥＡＳ１６の制御電子機器、電動のサブシステム、コンピュータ、アビオニクス機器などの他の熱発生装置にも、同様に適用可能である。

図１は、開示の実施例による、航空宇宙ビークルのための、構造的に一体化された熱管理システム１０の一部を示す等角図である。いくつかの実施例において、構造的に一体化された熱管理システム１０は、航空宇宙ビークルの翼１２を含む。周知のように、航空宇宙ビークルは、翼１２に加えて、昇降及び制御のための他の空力的構造体を含み、これには、例えばラダー、エルロン、フラップ、昇降舵など（図１では省略）がある。翼１２、ラダー、エルロン、フラップ、及び、その他の空力的構造体は、周知のように、可動部分を含んでいる。大型の航空宇宙ビークルでは、これらの可動操縦面は、比較的大きな力を要するため、通常、油圧システムによって、操縦桿やラダーペダルのような制御装置へのパイロットの入力に応じて、駆動される。油圧アクチュエータは、航空機全体の可動操縦面に連結されており、航空機のコックピットに設けられた制御装置へのパイロットの入力に応じて動作する。

近年、電気制御され且つ電気的に作動する航空宇宙ビークルに対する関心が高まってきている。その理由としては、一般的にＥＡＳ１６が油圧システムに比べて低重量であることや、従来の機械制御に比べてコンピュータによるビークルの制御が多く使用されていることがある。ＥＡＳ１６は、電気信号に直接応答して動作するため、油圧式又はその他の純粋に機械式のシステムよりも、コンピュータ化された電子制御システムに統合させやすい。

図１に示すように、翼１２は、翼面１４を含む。翼面１４は、例えば、熱伝導性の外板を含み、これは、特に、熱を反射又は伝達する、複合材外板層を介して熱を伝達する、ヒートスプレッダ（heat spreader）として作用する、翼１０の内部から外部周囲空気に熱
を伝達する、蒸発冷却に用いる、などの役割を行う。例えば、翼面１４は、翼面１４の少なくとも一部に塗布された熱伝導性塗料、カーボンナノ材料注入樹脂、熱伝導性のグラファイトフォーム（foam）、銅、銀、又はその他の金属製の外板、感温性ヒドロゲルなどを含む。

図１に示すように、構造的に一体化された熱管理システム１０は、例えば、１つ又は複数のＥＡＳ１６をさらに含む。図１では、ＥＡＳ１６を電気機械式ロータリアクチュエータとして示しているが、本開示はこれに限定されるものではなく、ＥＡＳ１６は、リニアアクチュエータ、電気モータ、パワーエレクトロニクス機器、モータコントローラ、又はその他の熱発生源であってもよい。

図示のように、各ＥＡＳ１６は、サーマルボス１８に取り付けることができる。サーマルボス１８は、ＥＡＳ１６からサーマルバス２０に熱を伝達するとともに、ＥＡＳ１６を翼１２の適所に固定することができる、任意の適当な態様であってよい。サーマルボス１８は、ＥＡＳ１６との熱伝達を最も効率よく行える形状としてもよい。例えば、ＥＡＳ１６の外面が略円筒状である場合、サーマルボス１８を、これと相補的な湾曲形状とすることによって、ＥＡＳ１６とサーマルボス１８とが十分に接触して、ＥＡＳ１６で発生した熱を効率的に伝えることができる。また、他の形状も、可能である。

サーマルボス１８は、例えば、任意の適当な材料から形成することができる。サーマルボス１８は、例えば、動作中にＥＡＳ１６を確実に固定する十分な耐久性を有するとともに、ＥＡＳ１６から熱を逃がすのに十分な熱伝導性を有する材料から形成することができる。サーマルボス１８の材料の例としては、限定するものではないが、金属、非金属、熱分解性グラファイトのブロック、グラファイトフォーム、熱分解グラファイトのストリップ又はストラップ、銅のブロック、ストリップ又はストラップ、感温性ヒドロゲル、相転移材料、熱伝導性エポキシ、熱伝導性ポリマー、熱伝導性ペーストなどが挙げられる。

図示のように、システム１０は、例えば、サーマルバス２０を含む。サーマルバス２０は、航空宇宙ビークルの構成部品である。例えば、図１に示すように、サーマルバス２０は、翼スパー、翼リブ２２（図２に示す）、又は、翼１２の他の構成部品である。サーマルバス２０は、熱伝導性であり、金属、非金属、熱分解グラファイトのストリップ又はストラップ、銅のストリップ又はストラップ、銀のストリップ又はストラップ、グラフェン、カーボンナノチューブのストラップ又はストリップなどを含みうる。いくつかの実施例において、サーマルバス２０は、翼スパーの１つ又は複数の部分を含みうる。例えば、上スパーキャップ２０４、下スパーキャップ２０２、又は、スパーウェブ２０１（図２に詳しく図示）は、熱伝導性の要素を含んでおり、翼スパー又はリブの他の部分は、これとは異なる熱伝導性を有していてもよい。

サーマルバス２０は、例えば、ＥＡＳ１６で発生し、サーマルボス１８に伝達された熱を、適当な放熱位置に伝達する。例えば、熱伝導性の翼面１４を用いた場合、サーマルバス２０は、ＥＡＳ１６からの熱を翼面１４に伝達し、この翼面において、翼面１４の周囲の空気との熱交換が行われる。後に詳述するように、システム１０の他の実施例は、放熱要素２６（図３に示す）に熱を伝える熱伝送要素２４（図３に示す）、翼面１４に熱を伝える熱伝送要素２４、又はこれらの組み合わせを含む。また、他の実施例も可能である。

図２は、本開示による構造的に一体化された熱管理システム１０の分解拡大図である。図示のように、ＥＡＳ１６は、例えば、サーマルボス１８に取り付けられた電動ロータリアクチュエータ１６１を含み、適当なキャップ留め具１６３によって適所に保持された外部ケーシング又はサーマルキャップ１６２によって、覆われている。サーマルキャップ１６２は、特に、ＥＡＳ１６において発生した熱をサーマルボス１８に伝えるために用いることができる。サーマルキャップ１６２は、金属、非金属、熱分解グラファイトのストリップ又はストラップ、銅のストリップ又はストラップ、感温性ヒドロゲル、相転移材料、熱伝導性エポキシ、熱伝導性ポリマー、熱伝導性ペーストなどを含みうる。

図２に示すように、翼スパーによって構成されるサーマルバス２０は、上述したように、例えば、スパーウェブ２０１、下スパーキャップ２０２、及び、上スパーキャップ２０４をさらに含み、これらの其々が所望の熱伝導性を有する。

図２においては、翼リブ２２が見えるよう、翼面１４の上部を省略している。図示のように、サーマルバス２０は、１つ又は複数のショルダー、リップ又はフランジ２０６を含み、これらは、特に、熱接触を促進するとともに、適当な留め具１８１を用いてサーマルバス２０に取り付けられたサーマルボス１８の支持を補助するためのものである。

図３は、本開示による構造的に一体化された熱管理システム１０の別の実施例の拡大等角図であり、明確化のためにいくつかの要素を省略した図である。本実施例の図に示すように、熱伝送要素２４を用いることによって、ＥＡＳ１６からの熱を、所望の位置に誘導することができる。熱伝送要素２４は、例えば、放熱要素２６に熱を伝えることができる。いくつかの実施例において、熱伝送要素２４及び放熱要素２６は、金属、非金属、熱分解グラファイトのストリップ又はストラップ、銅の外板、ストリップ又はストラップ、銀の外板、ストリップ又はストラップ、グラフェン、カーボンナノチューブのストラップ又はストリップなどを含みうる。

図４は、図３の実施例の拡大等角背面図であり、明確化のためにいくつかの要素を省略した図である。図示のように、熱伝送要素２４は、熱伝導性の界面ジョイント２８を介して、サーマルボス１８に連結することができる。いくつかの実施例において、界面ジョイント２８は、熱伝導性のポリマー、ペースト、エポキシや、これらの組み合わせを用いた機械的なもの（すなわち、接合（butt）、そぎ継ぎ（scarf）、又はその他のジョイントのような接触式のもの）であってもよい。

いくつかの実施例において、放熱要素２６は、ＥＡＳ１６からの熱を、翼面１４を介して放散する。熱伝導性の接着剤、ポリマー、エポキシ、又はこれらの均等物を、放熱要素２６と翼面１４との間に用いてもよい。

図５及び図６は、本開示による翼面１４での放熱構造の実施例を示す概略図である。図５に示すように、ＥＡＳ１６において発生した熱は、サーマルボス１８を介して熱伝送要素２４に伝達され、次に放熱要素２６に伝達される。樹脂層３０は、熱拡散要素として機能することができ、一方向カーボンナノチューブ３２によって補強されている。当該カーボンナノチューブは、伝熱要素として機能し、熱が翼面１４（図５では省略）の厚さ方向に伝わった後に翼面１４に広がることを可能にし、これにより、伝熱効率を向上させる。

図６に示すように、別の実施例は、１つ又は複数の感温性ヒドロゲル層３４と接触する放熱要素２６を含み、感温性ヒドロゲル層は、伝熱要素として機能し、ＥＡＳ１６から翼面１４に熱を伝える。いくつかの実施例は、ヒドロゲル層３４を介しての翼面１４への熱伝達を最も効率良くするため、熱伝導性のヒートスプレッダ３６をさらに含む。ヒートスプレッダ３６は、銅‐グラフェン複合材料などを含みうる。いくつかの実施例において、ヒドロゲル層３４は、専用のパネルを介して、翼面１４上に「汗をかく（sweat）」ことができ、このようにして、蒸発によって放熱率を高めることができる。ヒドロゲル層３４は、低温では水分を吸収して補充することができる。

図７は、本開示による構造的に一体化された熱管理システム１０（図７では符号で示さず）におけるいくつかの要素の断面図である。図示のように、例えば、システム１０は、サーマルボス１８とサーマルキャップ１６２との間に、熱伝導性の界面材１６４を含みうる。界面材１６４は、金属、非金属、熱分解グラファイトのストリップ又はストラップ、銅の外板、ストリップ又はストラップ、銀の外板、ストリップ又はストラップ、グラフェン、カーボンナノチューブのストラップ又はストリップ、エポキシ、樹脂、ポリマー、などを含む構成とすることができ、ＥＡＳ１６からの熱伝達を最適化するように構成することができる。

図示のように、ＥＡＳ１６は、電動ロータリアクチュエータ１６１を含む。当該アクチュエータは、モータを含み、当該モータは、アクチュエータ１６１の一部（例えばモータの固定子）に一体形成されたマイクロチャネルアセンブリ１６６を有している。マイクロチャネルアセンブリ１６６によって、放熱のための二次流路が形成され、これによって、メインの経路内の熱境界層が周期的に攪乱され、より良好な流体の混合が生じる。これにより、電気モータ及びアクチュエータ１６１内のより良好な冷却効果、及び、より低い壁面温度が実現される。

図８は、本開示によるマイクロチャネルアセンブリ１６６の例の概略図である。図示のように、マイクロチャネルアセンブリ１６６は、様々なマイクロ／ミニチャネルによる熱拡散の構成を含みうる。例えば、マイクロチャネルアセンブリ１６６は、傾斜状のマイクロチャネル１６６ａ、Ｓ字チャネル１６６ｂ、波状フィン１６６ｃ、又はこれらの組み合わせによって構成することができる。

図９は、本開示による熱管理方法の実施例のフローチャートである。図示のように、そして上述の開示からわかるように、ステップ９００において、サーマルアクティブ要素（例えばＥＡＳ１６）が、航空宇宙ビークルの構造要素（例えば、翼スパー、翼リブ又は他の構造要素でありうるサーマルバス２０）に取り付けられる。ステップ９１０において、サーマルアクティブ要素で発生した熱が、サーマルアクティブ要素から構造要素に逃がされる。ステップ９２０において、サーマルアクティブ要素から逃された熱が、放熱される。上述のように、放熱は、放熱面を周囲空気又は航空宇宙ビークル内の冷却用構造体に曝露することによって行うことができる。当該冷却用構造体は、サーマルアクティブ要素よりも低温の構造体を含みうる。

様々な実施例を図示及び説明したが、本開示は、これらに限定されるものではなく、当業者に明らかなすべての改変及び変形例を含むものと理解されたい。

Claims (20)

1. サーマルバス、サーマルボス、サーマルアクティブ要素、及び放熱要素を含む航空宇宙ビークルであって、
   前記サーマルボスは、前記サーマルバスに取り付けられている一方、前記サーマルバスは、前記航空宇宙ビークルの翼のスパー又はリブの少なくとも一部を含み、
   前記サーマルアクティブ要素は、前記サーマルボスに支持されているとともに、前記サーマルアクティブ要素から前記サーマルバスに熱を放散するために前記サーマルバスと熱的につながっており、
   前記放熱要素は、前記サーマルバスと熱的につながっているとともに、感温性ヒドロゲル層及びヒートスプレッダを介して翼面に熱を伝達する、航空宇宙ビークル。
2. 前記航空宇宙ビークルの翼のスパー又はリブの少なくとも一部は、航空機翼の一部であり、前記サーマルアクティブ要素は、前記航空機翼と協働する電気装置である、請求項１に記載の航空宇宙ビークル。
3. 前記電気装置は、電気作動システム（ＥＡＳ：electric actuation system）及び関連する制御エレクトロニクス機器を含む、請求項２に記載の航空宇宙ビークル。
4. 前記ヒートスプレッダは、銅-グラフェン複合材料を含む、請求項２又は３に記載の航空宇宙ビークル。
5. 前記電気装置は、前記電気装置の内部から外部ケーシングに熱を伝えるための熱伝導性要素を含む、請求項２に記載の航空宇宙ビークル。
6. 前記感温性ヒドロゲル層は、前記航空機翼のパネルと電熱接触している、請求項２に記載の航空宇宙ビークル。
7. 翼のスパー又はリブに連結されたサーマルボスにサーマルアクティブ要素を取り付けることと、
   前記サーマルアクティブ要素から、前記翼のスパー又はリブの少なくとも一部を介して、放熱要素に熱を伝達して放熱することと、を含み、
   前記放熱要素は、感温性ヒドロゲル層及びヒートスプレッダを介して翼面に熱を伝達する、航空宇宙ビークルの冷却方法。
8. 前記放熱ステップは、前記翼のスパー又はリブの少なくとも一部から伝達された熱を、周囲環境に放射することをさらに含む、請求項７に記載の方法。
9. 前記周囲環境は、周囲空気を含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記周囲環境は、冷却用構造体を含む、請求項８に記載の方法。
11. 前記航空宇宙ビークルの翼のスパー又はリブの少なくとも一部は、航空機翼の一部であり、前記サーマルアクティブ要素は、前記航空機翼と協働する電気装置である、請求項７〜１０のいずれかに記載の方法。
12. 前記電気装置は、電気作動システム（ＥＡＳ：electric actuation system）及び関連する制御エレクトロニクス機器を含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記ヒートスプレッダは、銅-グラフェン複合材料を含む、請求項７〜１２のいずれかに記載の方法。
14. 航空宇宙ビークルの翼のスパー又はリブに取り付けられた熱伝導性のサーマルボスと、
    前記サーマルボスに取り付けられたサーマルアクティブ要素と、
    前記熱伝導性のサーマルボスと熱的につながっている熱伝送要素と、
    前記熱伝送要素と熱的につながっている放熱要素と、を含み、
    前記放熱要素は、感温性ヒドロゲル層及びヒートスプレッダを介して翼面に熱を伝達する、航空宇宙ビークルのための熱管理システム。
15. 前記航空宇宙ビークルの翼のスパー又はリブの少なくとも一部は、航空機翼の一部であり、前記サーマルアクティブ要素は、前記航空機翼と協働する電気装置である、請求項１４に記載の熱管理システム。
16. 前記放熱要素と熱的につながった状態で周囲空気に曝露されている航空宇宙ビークル面をさらに含む、請求項１４又は１５に記載の熱管理システム。
17. 前記電気装置は、電気作動システム（ＥＡＳ：electric actuation system）及び関連する制御エレクトロニクス機器を含む、請求項１５又は１６に記載の熱管理システム。
18. 前記電気装置は、電気作動システム（ＥＡＳ：electric actuation system）及び関連する制御エレクトロニクス機器を含む、請求項１５又は１６に記載の熱管理システム。
19. 前記サーマルアクティブ要素と熱的につながっているマイクロチャネルアセンブリをさらに含む、請求項１４〜１８のいずれかに記載の熱管理システム。
20. 前記マイクロチャネルアセンブリは、傾斜状のマイクロチャネルアセンブリ、Ｓ字チャネルアセンブリ、又は波状フィンのうちの少なくとも１つを含む、請求項１９に記載の熱管理システム。

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