CN101903245B - 具有飞机冷却系统的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机冷却系统(10)，其包括冷却元件(12)，该冷却元件(12)包括壳体(14)、形成在所述壳体(14)中的冷却空气入口(18)、以及设置在所述壳体(14)的侧表面(24，26，28，30)上且供被供应到所述冷却空气入口(18)的冷却空气流动通过的多个换热器(32，34，36，38)。冷却空气供应通道(40，40’)将形成在飞机尾段中的冷却空气供应口(44，44’)连接到所述冷却元件(12)的所述冷却空气入口(18)。冷却空气出口通道(46)将所述冷却元件(12)的所述换热器(32，34，36，38)连接到冷却空气排放口(50)。

Description

具有飞机冷却系统的飞机

技术领域

本发明涉及一种特别适合于冷却安装在飞机上的燃料电池系统的飞机冷却系统。 

背景技术

燃料电池系统可以低辐射、高效率地产生电流。由于这个原因，目前正致力于在各种移动应用(举例而言，例如汽车工程和航空学)中利用燃料电池系统来产生电能。例如，可以设想到在飞机中用燃料电池系统代替目前用于在飞机上供应电力并由主发动机或辅助发动机(APU)驱动的发电机。而且，燃料电池系统还可用于向飞机供应应急电力并代替一直用作应急电力系统的冲压空气涡轮(RAT)。 

除电能以外，燃料电池在运行期间还会产生热能，为了防止燃料电池过热，该热能必须借助于冷却系统从燃料电池中移除。因此，安装在飞机中、例如用于机上电力供应的燃料电池必须被设计成能够满足对电能的高度需求。然而，为产生电能而具有高容量的燃料电池也会产生大量热能，因此具有高冷却要求。此外，在飞机上还设有大量其他产生热且必须被冷却以确保运行的可靠模式的技术装置。这些技术装置例如包括飞机的空气调节单元或电子部件。 

发明内容

本发明的目的是提供一种具有紧凑结构的飞机冷却系统，其甚至能够在高环境温度下将高热负荷从飞机上的生热装置(例如燃料电池系统)中可靠、有效的移除。 

为了实现这个目的，一种根据本发明的飞机冷却系统包括冷却元件，所述冷却元件包括壳体、形成在所述壳体中的冷却空气入口、以及设置在所述壳体的侧表面上并供被供应通过所述冷却空气入口的冷却空气能够流动通过的多个换热器。所述冷却元件可包括例如大致正六面体形或立方形的壳体。于是，所述冷却空气入口可形成在例如所述壳体的一个侧表面上，换热器被布置在所述壳体的多个或全部其他侧表面上。 

与所述冷却元件的紧凑的单元体积相比，该冷却元件具有大换热面积并因此具有优良的冷却能力。另外，得益于所述冷却空气分布在大换热面积上，穿过所述冷却元件的冷却空气流的压力损失可以有利的方式保持较低。因此，根据本发明的飞机冷却系统可以非常有效的方式运行，并且能够从飞机上的生热装置中移除更高的热负荷。 

根据本发明的所述飞机冷却系统的冷却空气供应通道将形成在飞机尾段中的冷却空气供应口连接到所述冷却元件的所述冷却空气入口。这里，“飞机尾段”表示相对于所述飞机的机翼设置在尾侧的飞机区域。所述冷却空气供应通道可由管道界定。然而，如果给定了所述冷却元件和/或所述冷却元件的所述空气入口相对于所述冷却空气供应口的对应布置，也可以选择性地省去用于界定所述冷却空气供应通道的管道。 

当飞机处于飞行中时，通常相对较高的压力作用于所述飞机的机头段上。与此相反，低压通常沿飞机飞行时空气流动所围绕的机身轮廓形成。最后，比作用于所述飞机的所述机头段上的压力低但比沿空气流动所围绕的机身轮廓引起的低压高的压力作用于形成在所述飞机的尾段中的冷却空气供应口上。因此，所述冷却空气供应口的区域中的压力条件可以有利的方式被利用以将周围的空气传送通过所述冷却空气供应口和所述冷却空气供应通道而至所述冷却元件的所述冷却空气入口。同时，形成在所述飞机的尾段中的冷却空气供应口比位于所述飞机的在飞机飞行时暴露于较高压力的机头段中的冷却空气供应口更不易于结垢。另外，形成在所述飞机的所述尾段中的冷却空气供应口可仅引起轻微的附加气动阻力。 

最后，根据本发明的飞机冷却系统包括将所述冷却元件的所述换热器连 接到冷却空气排放口的冷却空气出口通道。因此，所述冷却空气出口通道用于将流动通过所述冷却元件的所述换热器之后已经变暖的冷却空气反馈回环境中。与所述冷却空气供应通道类似，所述冷却空气出口通道也可由管道界定。然而，如果给定了所述冷却元件在飞机中的对应布置，也可以选择性地省去用于界定所述冷却空气出口通道的管道。 

所述冷却空气出口通道优选地形成在当所述飞机飞行时比在该飞机飞行时作用于所述冷却空气供应口上的压力低的压力主导的区域。于是，作用于所述冷却空气供应口上的压力与主导在所述冷却空气排放口的所述区域中的压力之间的差可以有利的方式被利用，以将周围的空气供给通过所述冷却空气供应口和所述冷却空气供应通道而至所述冷却元件的所述冷却空气入口，并将已经流动通过所述冷却元件的所述换热器之后的冷却空气通过所述冷却空气出口通道和所述冷却空气排放口排放到环境中。因而，根据本发明的所述飞机冷却系统对用于驱动冷却空气供给装置的电能需求显著减少。 

所述冷却元件优选地包括设置在所述冷却空气入口的所述区域中的风扇。所述风扇可被配置为径流风扇、斜流风扇，或者在浅的冷却元件的情况下为横流风扇。作为轴流风扇的所述风扇的配置可进一步设想到。优选被配置为径流风扇的风扇用于将流动通过所述冷却空气供应通道的空气吸取到所述冷却元件的所述冷却空气入口，然后沿相对于所述径流风扇的旋转轴线的径向推动所述空气通过设置在所述冷却元件壳体的所述侧表面上的所述换热器。所述风扇可被配置为压缩机。借助于所述风扇，即使所述冷却空气供应口和所述冷却空气排放口的区域中的压力条件例如在所述飞机的地面运行期间不允许充足地传送冷却空气通过所述冷却元件，也可以保障冷却空气向所述冷却元件的所述冷却空气入口的适当的供应。 

在根据本发明的所述飞机冷却系统的所述冷却空气供应通道中可设置有另外的风扇。与所述冷却元件风扇类似，所述另外的风扇也可被配置为径流风扇、斜流风扇或横流风扇。作为轴流风扇的所述风扇的配置可进一步设想到。所述另外的风扇用于将冷却空气朝形成在所述冷却元件壳体中的所述 冷却空气入口的方向供给通过所述冷却空气供应通道。即使在所述冷却空气供应口和/或所述冷却空气排放口的区域中出现不利的压力条件的情况下，和/或在所述冷却元件风扇失效的情况下，所述另外的风扇仍保障高系统备用，这是因为该另外的风扇允许冷却空气向所述冷却元件的所述冷却空气入口的充足供应。因此，在所述飞机的所有运行状态下，即也在地面运行期间，所述飞机冷却系统的最佳性能得到保障。此外，例如在所述飞机的地面运行期间，可以使用所述另外的风扇代替所述冷却元件的风扇以供给冷却空气并因此选择性地减少噪音排放。 

根据本发明的所述飞机冷却系统的所述冷却空气供应口可设置在所述飞机的尾端面的区域中。当所述飞机飞行时，所述冷却空气在进入设置在飞机尾端面的区域中的冷却空气供应口之前沿与飞行方向相反的飞机轮廓方向流动。因此，设置在飞机尾端面的区域中的冷却空气供应口在所述飞机飞行时仅遭受很低的结冰风险。所述冷却空气排放口可设置在机身下部壳体的区域中。优选地，所述冷却空气排放口设置在所述机身下部壳体的接近冷却元件或至少在冷却元件附近的部分中。设置在飞机尾端面的区域中的冷却空气供应口和设置在机身下部壳体的区域中的冷却空气排放口使所述冷却空气供应口和所述冷却空气排放口之间的压力差能被最佳地利用。尤其是还保障优良的防结垢保护。 

在根据本发明的飞机冷却系统的结构的可替换形式中，所述冷却空气供应口可设置在飞机的方向舵单元或发动机挂架的区域中。例如，所述冷却空气供应口可设置在所述方向舵单元的前缘的区域中，或设置在发动机挂架的前缘的用于将发动机紧固到飞机尾段的机身的区域中。根据本发明的飞机冷却系统可以仅包括一个冷却空气供应口。然而，如果需要，也可以提供两个或更多个冷却空气供应口。例如，分别用于将发动机紧固到机身的两个发动机挂架可以分别被提供有冷却空气供应口。优选地，每个冷却空气供应口通过对应的冷却空气供应通道连接冷却元件的空气入口。 

所述冷却空气供应通道可被配置为冲压空气通道的形式。因而，所述冷 却空气供应口可被设计为例如NACA(美国国家航空咨询委员会)冷却空气供应口。被配置为冲压空气通道的所述冷却空气供应通道还可包括扩压器。当所述飞机飞行时，通过所述冷却空气供应口进入所述供应通道的冷却空气然后以在所述扩压器的区域中减小的流速流动通过所述冷却空气供应通道。因此，在所述扩压器中，压力的动压分量被部分地转变为静压，从而与环境压力相比，随着冲压压力的形成也会涉及静态的过压力。该冲压压力致使和/或帮助所述冷却空气朝所述冷却元件的方向和/或通过所述冷却元件的所述换热器的流动。 

为了控制通过所述冷却空气供应口的冷却空气流，所述冷却空气供应口可配备有被配置为例如襟翼形式的关闭元件。如果需要，所述关闭元件优选被设计为关闭所述冷却空气供应口或打开冷却空气供应口的期望的流动截面。优选地，所述关闭元件能无限调节所述冷却空气供应口的流动截面。采用类似的方式，所述冷却空气排放口可被提供有例如同样被配置为襟翼形式的关闭元件。与所述冷却空气供应口的关闭元件类似，如果需要，所述冷却空气排放口的所述关闭元件可被设计为关闭或者完全或部分地打开所述冷却空气排放口的流动截面。优选地，同样可以对所述冷却空气排放口的流动截面进行无限调节。通过所述关闭元件，可帮助在所述冷却空气供应口和所述冷却空气排放口的区域中调节期望的压力条件。 

所述冷却空气供应口可被配置为浅平的前部设置的戽斗式冷却空气供应口。如果所述冷却空气供应口设置在所述飞机方向舵单元的区域中或设置在所述飞机的发动机挂架的区域中，则这样设计的冷却空气供应口特别地有利。 

在所述冷却空气供应通道中可设置有冷却空气团流偏转装置。所述冷却空气团流偏转装置优选地被设计为在第一位置朝所述冷却元件的所述冷却空气入口的方向引导流动通过所述冷却空气供应通道的冷却空气团流。另一方面，在第二位置，所述冷却空气团流偏转装置被优选地设计为例如将流动通过所述冷却空气供应通道的冷却空气团流朝另外的备用冷却元件的方向引导 经过所述冷却元件。所述另外的备用冷却元件可与所述冷却元件具有相同的结构。例如，在根据本发明的飞机冷却系统的冷却元件失效的情况下，所述冷却空气团流偏转装置被设计为移动到其第二位置，以将流动通过所述冷却空气供应通道的冷却空气团流朝所述另外的备用冷却元件的方向引导，并因此确保根据本发明的飞机冷却系统即使在所述冷却元件失效的情况下仍适当的发挥功能。所述冷却空气团流偏转装置可借助电动马达在其第一位置和其第二位置之间移动。出于备用的原因，可被设置在例如共用的轴上的两个电动马达可被提供，以在需要时在其第一位置和其第二位置之间移动所述冷却空气团流偏转装置。 

根据本发明的飞机冷却系统可进一步包括利用在流动通过所述冷却元件的所述换热器之后的冷却空气中储存的热的装置。所述利用在流动通过所述冷却元件的所述换热器之后的冷却空气中储存的热的装置可为例如发动机预加热装置、燃料预加热装置或用于将水注入到飞机发动机中的装置。在流动通过所述冷却元件的所述换热器之后已经变暖的所述冷却空气可用于例如直接预加热设置在所述飞机的所述尾段中的发动机。可替换地，在所述发动机预加热装置中存储在所述冷却空气中的所述热可例如通过换热器仅仅被传送到另外的用于预加热所述发动机的介质。采用类似方式，在流动通过所述冷却元件的所述换热器之后已经变暖的所述冷却空气可用于直接预加热待被供应到所述飞机的所述发动机或供应到设在所述飞机上的燃料电池系统的燃料。然而，可替换地，在所述燃料预加热装置中存储在所述冷却空气中的所述热也可例如通过合适的换热器仅仅传送到另外的用于预加热燃料的介质。在用于加热待被注入到飞机发动机中的水的装置中，在流动通过所述冷却元件的所述换热器之后的所述冷却空气中储存的热可以有利的方式直接或间接地被利用，以预加热待被注入到所述发动机的水或保护所述水注入装置的输水管使之免于结冰。 

在根据本发明的飞机冷却系统的特别优选形式的结构中，所述冷却元件的至少一个换热器整体式形成到燃料电池系统的冷却回路中，即，用于从所 述燃料电池中移除在所述燃料电池运转期间产生的废热的冷却回路。由于具有高的冷却能力，根据本发明的所述飞机冷却系统能从所述燃料电池中可靠地移除在燃料电池运行期间产生的高热负荷。在这种情况下，所述冷却元件的所述换热器可采用备用装置的形式，以在即使所述冷却元件的一个或更多个换热器失效的情况下仍保障所述燃料电池系统的适当冷却。 

附加地或可替换地，进一步可以将所述冷却元件的一个或更多个换热器整体式形成到飞机空气调节系统的冷却回路、发动机冷却回路、用于水冷凝和水生成的冷却回路和/或用于冷却所述飞机上的电子部件的冷却回路中。因此，可主要例如用于将必需的冷却能量供应到所述飞机上的燃料电池系统的根据本发明的飞机冷却系统可以有利的方式与所述飞机上的其他冷却系统组合并因而还向其他消耗体提供冷却能力。 

原则上，所述冷却元件的所述换热器可以直接整体式形成到提供在飞机上的各个冷却系统的冷却回路中。然而，可替换地，将冷却能量传送到中间冷却器也是可以设想到的。出于安全原因，如果所述冷却元件的换热器没有直接整体式形成到提供在飞机上的冷却系统的冷却回路(例如油冷却回路)中，则中间冷却器的使用将具有特别的意义。特别是，如果所述冷却元件的所述换热器整体式形成到发动机冷却回路中，则线路布置必须使得在所有运行状态下适当的冷却功能得到保障，但例如由发动机部件或类似部件引起的所述线路的损坏除外。根据本发明的飞机冷却系统可以根据对其冷却能力的需求而设计并可依照模块化原则形成。另外，可以使所述系统对系统周边结构具有最佳的适应性。 

根据本发明的飞机冷却系统优选地进一步包括用于影响发动机挂架处的流动的装置。所述用于影响流动的装置可连接到所述冷却空气出口通道和/或所述冷却空气排放口。可替换地，所述用于影响流动的装置可直接连接到所述冷却元件的所述换热器，以接收从所述换热器出来的冷却空气并将该冷却空气供给到一个或更多个发动机挂架。得益于对发动机挂架区域中的流动的有目的的影响，可实现噪音排放的有利减小。 

附图说明

下面结合附属的概略图给出根据本发明的飞机冷却系统的三个优选实施例的详细描述： 

图1为飞机冷却系统的冷却元件的三维视图， 

图2为具有设置在飞机尾端面的区域中的冷却空气供应口的飞机冷却系统， 

图3为具有设置在飞机尾端面的区域中的冷却空气供应口并具有设置在冷却空气供应通道中的轴流风扇的飞机冷却系统， 

图4为具有设置在方向舵单元的区域中的冷却空气供应口的飞机冷却系统，以及 

图5为具有设置在发动机挂架的区域中的两个冷却空气供应口的飞机冷却系统。 

具体实施方式

图1示出适于使用在图2至图5所示的飞机冷却系统10中的冷却元件12。冷却元件12包括大致立方形的壳体14。冷却元件12的前侧表面16上设有冷却空气入口18。在冷却空气入口18的区域中设置有径流风扇20。径流风扇20用于朝冷却空气入口18的方向(如图1中的箭头P入所示)吸取冷却空气，然后相对于径流风扇20的旋转轴线22沿径向向外(如图1中的箭头P出所示)推动冷却空气。冷却元件12的邻接前侧表面16的侧表面24、26、28、30上分别设有换热器32、34、36、38。通过冷却空气入口18流入冷却元件12的壳体14中的冷却空气流动通过换热器32、34、36、38，并由此以相对较低的压力损失将冷却能量传递到流动通过所述换热器的冷却通道的待被冷却的介质。 

如图2至图5所揭示，飞机冷却系统10的冷却元件12设置在机身的尾段。当飞机冷却系统10用于冷却燃料电池系统(该燃料电池系统代替飞机的APU且未在附图中示出)时，冷却元件12的这种设置是有利的。在机身的 尾段中传统上用于容纳APU的安装空间可因而用作飞机冷却系统10的冷却元件12的安装空间。 

在图2所示的飞机冷却系统10中，冷却元件12的冷却空气入口18连接到被配置为冲压空气通道形式的冷却空气供应通道40。冷却空气供应通道40通到形成在飞机尾端面42的区域中的冷却空气供应口44。冷却空气供应口44上设有被配置为襟翼形式的关闭元件，该关闭元件用于关闭冷却空气供应口44或打开冷却空气供应口44的期望的流动可变截面。 

被供应通过冷却空气供应通道40而至冷却元件12的冷却空气在流动通过冷却元件12的换热器32、34、36、38之后被引导通过冷却空气出口通道46而至形成在机身下部壳体48中的冷却空气排放口50。与冷却空气供应口44类似，冷却空气排放口50上设有被配置为襟翼形式的关闭元件，该关闭元件用于关闭冷却空气排放口50或打开冷却空气排放口50的期望的流动可变截面。 

当飞机飞行时，作用于设置在该飞机的尾端面42的区域中的冷却空气供应口44上的压力高于作用于形成在机身下部壳体48中的冷却空气排放口50上的压力。该压力差可以有利的方式被利用以将冷却空气供给通过飞机冷却系统10的冷却元件12。在所述飞机的地面运行期间，冷却元件12的轴流风扇20确保将冷却空气适当地供应到冷却元件12。形成在飞机尾端面42的区域中的冷却空气供应口44比设置在所述飞机的机头段中的冷却空气供应口更不易于结垢。另外，由于冷却空气供应口44的区域中的流动情况，即由于冷却空气在进入冷却空气供应口44之前沿与飞行方向相反的方向流动，结冰的风险降低。最后，设置在飞机尾端面42的区域中的冷却空气供应口44可具有低附加气动阻力。 

如已经提到的，飞机冷却系统10用作设置在飞机上的燃料电池系统的冷却系统。冷却元件12的至少两个换热器32、34因而被整体式形成到冷却回路中以冷却燃料电池，其中换热器32、34作为备用冷却装置。因此，即使在一个换热器32、34失效的情况下，也可以通过另一换热器34、32保障所述燃料电池系统尤其是被提供在该燃料电池系统中的燃料电池的适当冷却。

冷却元件12的其余的换热器36、38被整体式形成到飞机空气调节系统的回路中和发动机冷却回路中。可替换地，换热器36、38可被整体式形成到用于冷却飞机上的电子部件的冷却回路中或任何其他被提供在飞机上的冷却回路中。由飞机冷却系统10产生的冷却能力可因此被供应到飞机上的多个消耗体。换热器36、38可被直接整体式形成到对应的冷却回路中。然而，如果需要出于安全原因或期望的其他原因，冷却元件12的换热器36、38还可以热耦接到中间冷却器，以通过该中间冷却器间接地将冷却能量传递到冷却回路。 

在冷却空气供应通道40中设置有冷却空气团流偏转装置(未在图2中示出)。在第一位置，电动马达操作的冷却空气团流偏转装置引导所述冷却空气朝冷却元件12的方向流动通过冷却空气供应通道40。另一方面，在第二位置，冷却空气团流偏转装置将冷却元件12与冷却空气供应通道40隔开并确保流动通过冷却空气供应通道40的冷却空气被引导到另外的备用冷却元件12(未在图2中示出)。因此，即使在冷却元件12失效的情况下，也可保障飞机冷却系统10的适当功能。 

流动通过冷却元件12的换热器32、34、36、38之后而变暖的冷却空气用于预加热设置在所述飞机的尾段中的两个发动机52、54(仅在图5中示出)并用于预加热待被提供到发动机52、54的燃料。因流动通过冷却元件12的换热器32、34、36、38而被加热的冷却空气还用在水注入装置中，从而预加热待被注入到发动机52、54中以减少排放的水，并防止该水注入装置的输水管结冰。 

图3中所示的飞机冷却系统10与出现于图2中的布置的区别在于冷却空气供应通道40中另外设置有轴流风扇56。轴流风扇56帮助冷却空气朝冷却元件12的冷却空气入口18的方向流动通过冷却空气供应通道40。因此，轴流风扇56提供关于冷却元件12的径流风扇20的特定备用，并且还确保在飞机地面运行期间当冷却空气供应口44与冷却空气排放口50之间没有压力 差可用于将冷却空气供给通过冷却元件12时有充足的冷却空气团流。在其他方面，图3所示的飞机冷却系统10的结构和运行模式对应于根据图2的布置的结构和运行模式。 

与图2和图3中所示的布置不同，在图4所示的飞机冷却系统10中，冷却空气供应口44设置在飞机方向舵单元58的前缘的区域中。冷却空气供应口44可以被配置为浅平的戽斗式冷却空气供应口的形式，或者可以采用全压和/或冲压空气入口的形式。另一方面，冷却空气排放口50位于飞机尾端面42的区域中。同样，采用这种布置，当飞机飞行时，作用于冷却空气供应口44上的压力与主导在冷却空气排放口50的区域中的压力之间的差可以用于将冷却空气团流供给通过冷却元件12。在其他方面，图4所示的飞机冷却系统10的结构和运行模式对应于图2和图3所示的布置的结构和运行模式。 

最后，图5中所示的飞机冷却系统10与根据图4的布置的区别在于飞机冷却系统10包括形成在承载发动机52、54的两个挂架60、62中的两个冷却空气供应口44、44’(代替设置在所述飞机的方向舵单元58的区域中的冷却空气供应口44)。冷却空气供应口44、44’通过两个冷却空气供应通道40、40’连接到冷却元件12的冷却空气入口18。如图4中所示的布置，冷却空气的排放通过形成在飞机尾端面42的区域中的冷却空气排放口50实现。这里，同样，当飞机飞行时，冷却空气供应口44、44’与冷却空气排放口50之间的压力差可以用于将冷却空气团流供给通过冷却元件12。一些排放的空气还可同时被用于例如通过空气排出影响在所述发动机承载器处的流动。 

Claims (10)

1.一种具有飞机冷却系统(10)的飞机，该飞机包括：

冷却元件(12)；

冷却空气供应通道(40)，将形成在所述飞机的尾端面(42)的区域中的冷却空气供应口(44)连接到所述冷却元件(12)的冷却空气入口(18)；以及

冷却空气出口通道(46)；

其特征在于：所述冷却元件(12)包括壳体(14)、形成在所述壳体(14)中的冷却空气入口(18)以及设置在所述壳体(14)的侧表面(24，26，28，30)上且供被供应通过所述冷却空气入口(18)的冷却空气能够流动通过的多个换热器(32，34，36，38)，并且，所述冷却空气出口通道(46)将所述冷却元件(12)的所述换热器(32、34、36、38)连接到设置在机身下部壳体(48)的区域中的冷却空气排放口(50)，当所述飞机飞行时，作用于所述冷却空气排放口(50)上的压力比作用于设置在所述飞机的所述尾端面(42)的区域中的所述冷却空气供应口(44)上的压力低。

2.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于：所述冷却元件(12)进一步包括设置在所述冷却空气入口(18)的区域中的风扇(20)。

3.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于：在所述冷却空气供应通道(40)中设置有另外的风扇(56)。

4.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于：所述冷却空气供应通道(40)被配置为冲压空气通道的形式。

5.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于：所述冷却空气供应口(44)被配置为戽斗式空气供应口的形式。

6.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于：在所述冷却空气供应通道(40)中设置有冷却空气团流偏转装置，所述冷却空气团流偏转装置被设计为：在第一位置，将流动通过所述冷却空气供应通道(40)的所述冷却空气团流朝所述冷却元件(12)的所述冷却空气入口(18)的方向引导，在第二位置，将流动通过所述冷却空气供应通道(40)的所述冷却空气团流引导经过所述冷却元件(12)。

7.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于：包括利用在流动通过所述冷却元件(12)的所述换热器(32、34、36、38)之后的所述冷却空气中储存的热的装置。

8.根据权利要求7所述的飞机，其特征在于：所述利用在流动通过所述冷却元件(12)的所述换热器(32、34、36、38)之后的所述冷却空气中储存的热的装置是发动机预加热装置、燃料预加热装置或用于加热待被注入到飞机发动机中的水的装置。

9.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于：所述冷却元件(12)的所述换热器(32、34、36、38)整体式形成到燃料电池系统的冷却回路、飞机空气调节系统的冷却回路、发动机冷却回路、用于水冷凝和水生成的冷却回路和/或用于冷却所述飞机上的电子部件的冷却回路中。

10.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于：包括连接到所述冷却空气出口通道(46)的用于影响发动机挂架(60、62)处的流动的装置。

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