CN102143887B - 用于飞机的蒙皮的热交换器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于飞机的蒙皮(4)的热交换器(70)，它包括至少一个用于冷却剂的输入管道(80)，至少一个用于冷却剂的输出管道(82)，和至少一束由冷却剂穿流的冷却剂通道(76)，其中，在固定在蒙皮上的热交换器中用于散热到飞机的周围的冷却剂通道至少局部地直接定位在飞机的蒙皮上。因此得出一个相对扁平和更有效的热交换器，其不依赖于附加的主动的冷却装置，并且它的面积根据需要导散的热量来确定尺寸。此外，为了提高散热，所述热交换器可具有空气环流的冷却肋(86)。此外，本发明涉及用于具有至少一个这种类型的热交换器的飞机的冷却系统、这样的热交换器的应用和具有至少一个这样的热交换器的飞机。
Description
相关申请
本发明要求在2008年7月31日提交的美国临时专利申请No.61/137,472的优先权，和在2008年7月31日提交的德国专利申请No.102008035823.1的优先权，其内容在此以参引的方式并入本文。
技术领域
本发明涉及一种用于飞机的蒙皮的热交换器、一种用于飞机的冷却系统、一种用于飞机蒙皮的热交换器的应用以及一种具有至少一个用于蒙皮的热交换器的飞机。
背景技术
在现代的客机中存在各种各样需要进行冷却的构件。例如具有供冷或制冷的空调系统，以便为机上乘客提供尽可能大的热的舒适性，反之，例如一组电子仪器和装置生成废热，所述废热必需被送出飞机。由于在飞机中集成越来越多的电子仪器，所以安装更多的冷却系统，该冷却系统使用用于热传递的液态的冷却剂。这种类型的冷却系统适于排出相对大的热量，这些热量实际上不能在飞机中积累。此外，特别是由于较高的电力需求同样不利的是，借助于制冷机通过主动的冷却排出这样大的热量。
在工业中，如在汽车行业、设备制造和电子工业中，存在用于仪器和其它装置的冷却的热传递的大量各种各样的技术解决方案和结构。已知的是，在飞机中使用换热器，所述换热器通过蒙皮把它的热量散出到飞机的周围。这例如在EP0655593A1中说明的，但是，如那里所说明的热交换器应用在用于食品的主动的冷却系统中，在此，为了支持其它的降温，还可附加使用蒙皮换热器。由于客机的不同的操作腹板件，例如在强烈变化的环境温度中，公开的蒙皮换热器只用于在相对于周围空气在较高的温度差时常规的主动的冷却系统的附加支持。
发明内容
本发明的目的是，提供一种用于飞机的蒙皮的热交换器，所述热交换器适于将飞机内部的仪器和装置的相对大的热量散出到周围空气中，而不必在后台通过真空或蒸发器冷却单元依赖于主动的冷却装置。此外，本发明的目的是，建议一个用于飞机的冷却系统，在此，可以尽可能有效地通过用于飞机的蒙皮的热交换器将热量散出到飞机的周围。
该目的通过用于飞机蒙皮的热交换器得以解决，其具有用于冷却剂的至少一个输入管道和至少一个输出管道和至少一束由冷却剂穿流的冷却剂通道，其中，用于在固定在蒙皮上的热交换器中将热量散出到飞机周围的所述冷却剂通道至少局部直接定位在飞机的蒙皮上。
根据本发明的热交换器为此设计，在与飞机蒙皮的直接接触中通过一组冷却剂通道尽可能有效地传递热量。优选热量尽可能无接触阻力地传递到蒙皮上，这同样意味着，冷却剂通道不一定必需具有封闭的表面，而是也可能到蒙皮开放。在此有利的是，热流体直接与蒙皮接触。相应地要求，冷却剂通道至少局部直接在飞机的蒙皮上，以至于它应这样设置在一个固定面上或设置在热交换器的固定蒙皮上的那一侧上，即通过在蒙皮上固定热交换器得以实现冷却剂通道和蒙皮之间的直接接触。
通过热交换器需要的面积相应的确定尺寸也能够在冷却介质和周围空气之间的相对微小的温度差时导散较大的热量，这通过特别是扁平的结构得以实现。根据需要，可运行空气-空气热交换器或者液体-空气热交换器以及气冷的冷凝器。根据本发明的热交换器的有益的和一体化的要求，针对飞机的实际情况和特殊要求量身定制，以使得对于最优的飞机操作重要的性能参数尽可能少得被影响。详细的这些性能参数特别是一个尽可能小(附加的)的空气阻力，一个更小的电流消耗，一个较小的负载以及较小的结构空间需求。对此，用于热交换器的结构空间的预定不是必需的。因此冷却剂通道的长度也可最小化，以至于管道和冷却剂的负载能够减少。这将由此解决，即冷却剂，此外不仅限于液态的冷却剂，直接被导到飞机的蒙皮下，并且例如集成在蒙皮的内侧上时，只得出较小的径向延伸，在飞机的内部不妨碍其它的组件。最小的电流消耗由用于输送冷却剂通过根据本发明的热交换器的电动泵形成，但是，它比电动冷却系统的电流消耗明显更小。
在飞行操作期间，冷却效果通过在蒙皮上流动的周围空气实现。由于这个原因，根据本发明的热交换器优选适用于电子应急系统的冷却，例如作为应急能源系统的具有相对较大量的废热的燃料电池。在地面上减少到外界空气的散热，以至于在无风时作为不利的情况在自由对流的部分上减少散热。在燃料电池中的废热例如为90度时，并且地面的最高外界温度约为50度时，在所给出的温度差中通过足够大的热交换器面积达到足够的冷却效果。
在该位置上指出，即冷却剂通道不一定彼此分离且必需具有封闭的壁面。冷却剂通道既可以通过单独的分离的管道线路或者诸如此类的构造提供，也可以通过腹板形的几何边界和设置在其上的薄片和朝向外壳开放的区域以及相应于此的必要的密封装置。在最后的情况中能够绝对有意义的是，单独的冷却剂通道彼此相连，并且不彻底分离，并且彼此无关地引导冷却剂。
此外，根据本发明的热交换器的一个特别有利的实施形式具有用于容纳冷却剂通道的外壳。但是，这里外壳不意味着封闭的箱状物体，而是倒不如说是多个冷却剂通道以框架类型的空间结合，其可通过盖和诸如此类的构造封闭。
原则上这种类型的、封闭的热交换器可具有板形结构，所述板型结构类似于或者相等于板式换热器的结构。下面单独的热交换器也被称为“板”。在此，一个板通常由两个外表面组成，其中一个外表面指向机身中心，并且另一个外表面向外指向飞机周围。热流体流到板中，并且通过板元件的至少一个外表面冷却。板元件在外部具有相应的表面结构，其导致良好的热传导。这里存在大量可能性，可安装用于改进热交换器的结构或肋。所述结构可通过冲制、变形或深冲、铣削生成。在一个挤塑板中，结构可与生产中相似地安装，包括冷却通道。在板元件内部，热流体引导通过通道、小管道或者诸如此类的构造，以便热量尽可能均匀地分布在表面上。冷却剂通道也可水平地、蛇形或者螺旋形设置。板元件也可由两个板半组成，所述板半随后通过粘贴、焊接、熔焊例如滚缝焊相互连接。所述板也能够热结合，例如通过在单片材料中的熔结。生成目标明确的涡流的肋能够因此更容易地引入。
特别优选的是，根据本发明的热交换器齐平地安装在位于内部的机身结构中，以至于所述机身结构必需在该区域中更改或中断。由于这个原因有利的是，当外壳至少局部地构成承载的机身结构时。因此已有的机身结构能够通过热交换器的外壳补充，以至于机身结构的机械性能保持不变。
特别优选的是，所述外壳具有腹板和至少一个盖。腹板在这里理解为扁平的构件，其由蒙皮延伸通过冷却剂通道，并且能够共同由一个盖覆盖。外壳的机械坚固性通过所述腹板得以提高，并且一体化变得更加容易。
在根据本发明的热交换器的一个特别优选的实施形式中，在所述盖和所述冷却剂通道之间存在间隙，为了空气穿流，该间隙具有至少一个入气口和至少一个出气口。因此，冷却剂通道的散热能够继续提升，因为穿流的空气吸收冷却剂通道在表面上的热量，所述热量不与蒙皮接触。因此能够提供一个更有效的冷却系统。
此外优选的是，当根据本发明的热交换器在冷却剂通道之间设有冷却肋时，冷却剂通道同样能够在其碰触冷却肋的位置上散热，以至于可散出的热量的继续提升通过热交换器进行。
在根据本发明的热交换器的另一优选的实施形式中，所述腹板和/或冷却肋具有涡边和/或槽，它们适用于空气形成涡流。由于该原因，这是有利的，因为通过动荡地流动可实现更好的热传导。
在根据本发明的热交换器的一个优选的实施形式中，冷却剂通道设置在蒙皮的内侧上。这导致，使得不生成额外的空气阻力，并且用于冷却剂的输入管道和输出管道能特别轻易地集成。但是，在该实施形式中取消在冷却剂通道上流过的外界空气的直接接触。
在根据本发明的热交换器的另一优选的实施形式中，所述冷却剂通道设置在蒙皮的外侧上。这构造为，使得额外的空气阻力通过设置在外面的热交换器尽可能小，尽管如此能够保障冷却剂通道的良好环流。在前段中提及的腹板和冷却肋对这个实施形式也是可能的，它们然后构造为，使得额外的空气阻力同样被最小化。通过根据本发明的冷却系统的实施形式，可散出的热量明显提升。
冷却剂通道至少局部实施为具有基本上圆形或者有角的横截面的管道，其由于容易制造是有利的。此外对此应注意的是，管道的直径或净宽应选择尽可能小，以便减轻负载，因为，当加压相等时，具有相对小的横截面的管道比具有较大横截面的管道需要的壁厚明显更小。具有小的管道横截面的多个管道扩大了表面，并且以这种方式提供如散热的更高的潜能。但是，同时应注意，冷却剂通道的横截面不构造为扁平的，使得在更高的冷却管压力中得出提高的拱形倾斜。
具有有角的横截面的冷却剂通道可在根据本发明的热交换器的一个有利的变体中提供一种夹芯板芯，其能实现大量具有相对较薄的壁面的单独的通道。
在根据本发明的热交换器的一个有利的改进构造中，冷却剂通道实施为在吸热的板和压力板和/或飞机的蒙皮之间的间隙。这通过根据本发明的热交换器简化和改进了冷却，因为使用在飞机的周围或客舱中的空气是特别简单的。本发明不限于使用单独的板，更确切地说也可以使用具有位于其间的空隙或者诸如此类的构造的一叠较大的板，以便继续提高冷却效率。
此外有利的是，当在飞机的蒙皮中至少一个槽为了实现飞机周围的气流设置到至少一个间隙中。冷空气的吸收因此实际上能够是无限的。也可以这样设置且流体力学地配置多个槽，热交换器的目标明确的限定区域由定量的冷空气流环流。
此外有利的是，在或者从至少一个间隙中设置用于输送空气的风扇，以至于冷却还能变得更强。
此外，为了生成自由的对流有意义的是，在飞机蒙皮中设置两个在垂直的方向上间隔的槽。在较冷的环境和较小的热负荷时，可不需附加的能源需求就已经达到足够的冷却。
最终有意义的是，为了减少气体动力学的流动损失，平行于飞行方向设有至少一个槽。
此外，本发明通过具有至少一个封闭的冷却剂循环和至少一个根据本发明的热交换器的冷却系统得以解决。最终，该目的通过使用如上述标准所述的根据本发明的热交换器和具有至少一个根据本发明的热交换器的飞机得以满足。
附图说明
本发明的其它特征、优点和应用可能性在所述实施例和附图的下述说明中给出。在此，构成所有已说明的和/或图示出的特征本身，并且本发明的对象的任意组合也独立于它们的在具体实施方式及其相互关系中的合并。此外，在附图中对相同或类似的对象有相同的附图标记。
图1a到1d示出关于在飞机的蒙皮上的热交换器的结构的简化示意图；
图2a到2f示出热交换器的可能的变体；
图3示出一个附加的空气穿流的热交换器的示意图；
图4a和4b示出在已装配状态中一个附加的空气穿流的热交换器的示意图；
图5a+5b示出附加的空气穿流的热交换器的另两个实施例；
图6示出在飞机中根据本发明的冷却系统的一个总示意图；
图7a和7b示出具有彼此交替的冷却剂通道和空气通道的三明治形热交换器的示意图；
图8示出飞机的蒙皮的一个剖面，包括用于吸收周围空气的槽。
图9在一个剖视图中示出一个热交换器的实施例；
图10在一个剖视图中示出一个热交换器的实施例；
图11在一个剖视图中示出一个热交换器的实施例；
图12在一个剖视图中示出一个热交换器的实施例；
具体实施方式
在图1中一般示出，热交换器2如何能够设置在飞机的蒙皮4上。在那里热交换器2设置在飞机的内侧6上。反之，在图1b中热交换器2定位在飞机的外侧8上。在这些不同的装配位置中需要注意，在热交换器2上产生不同的机械要求。如热交换器2设置在飞机的内侧6上，那么热交换器2必须在特殊的情况下被对齐以便吸收机身结构负载。在相对大面积的热交换器2中，鉴于较大的热量在没有主动的冷却单元的情况下是可实现的，在一些地方为了将热交换器2齐平地安装在蒙皮4上，必须更改或中断在那里已有的具有隔框、纵梁和其它的加固构件的机身结构。由于这个原因，要求通过热交换器2机械地关闭所述空隙。相应地，所述热交换器2应该具有外壳或者诸如此类的构造，其配置成完全吸收本地产生的负载。
更改结构正好对于导散较大的热量可以是有意义的。这样可以使例如整个机身部分7的下部径向缩短10mm到25mm(径向凹部9)，如在图1d中所示。然后，径向凹部9由10mm到25mm厚的热交换器11填满，以至于合成的飞机轮廓保持不变，并且不产生气体动力学的流动损失。在此，承载的结构和飞机的蒙皮直到凹部保持不变。为了维护和修理目的，蒙皮热交换器能够构造为可简单取下。也可设想在确定的情况中在没有热交换器的情况下飞行，因为在该方案中轮廓过渡的突变是不必要的。
但是，对于图1b中的根据本发明的热交换器2得出如空气阻力的最小化的必要性，因为在相对较高的约为0.8Ma的巡航速度中，飞机的横截面上微小的改变已经能够导致可察觉的推进燃料的额外消耗。由于这个原因，用于图1b中的装配位置的根据本发明的热交换器2应该设计成气体动力学平滑。在图1b中可见的边应通过相应的覆盖物气体动力学地变平滑。如在图1b中示出的结构首先适用于改装现存的飞机或者适用于改装测试机。
在图1c中示出一个实施为冷却剂管道的冷却剂通道10，其齐平地设置在蒙皮4上。通过在冷却剂通道10和蒙皮4之间的接触，可在冷却剂通道10和飞机蒙皮4之间发生热传导。
在图2a中示出根据本发明的热交换器12的第一实施例。根据本发明的热交换器12具有支承板14，在该支承板上定位一组实施为冷却剂管道的冷却剂通道16。在冷却剂通道16之间存在腹板18，盖20支承在所述腹板上。盖20除了它作为机械构件来吸收机身结构负载的功能以外，还用作所谓的“压力板”与腹板18结合，然后，这特别是要求，当在根据本发明的热交换器12的下方存在穿过飞机蒙皮的开口时。由于在飞行期间在飞机周围和机舱之间强大的压力差，如果没有适宜的作为压力板的盖20，空气总是从机舱流出到周围。为了完成该目的可能的是，在所述盖20和所述腹板18之间给出足够尺寸的机械连接以及足够的密封。
为了使支承板固定在蒙皮上，在以成束方式设置的冷却剂通道16中在有些地方省去或省略各个冷却剂通道16，例如通过附图标记22示出的。在那里可以进行螺栓连接或者铆接或者其它适宜的固定。
在所示出的示例中，冷却剂通道16具有基本上是圆形的横截面，这导致，冷却剂通道16可设计一个相对较小的壁厚，因为在圆形横截面中不产生例如在有角的横截面中产生的膨胀。力求使用尽可能大量的冷却剂通道16，但是所述通道具有相对较小的横截面。因此，可继续减少冷却剂通道16的壁厚，并且可减少根据本发明的热交换器12的径向延伸。然后，冷却剂通道16的数量取决于必要的冷却剂质量流。现实表明，管道横截面位于毫米的区域中，例如大约在2mm和10mm之间。
在图2b中示出根据本发明的热交换器24的第二实施例，在此，大量有角的冷却剂通道26定位在支承板28上。不要选择太大的冷却剂通道26的净宽，因为通过压力负载由于抽吸到冷却剂通道26中的冷却剂可能产生膨胀。在所述实施例中应相应地致力于，选择相对多的冷却剂通道26的数量，因此壁厚可设计为相对较低。在该实施例中，在冷却剂通道26之间也可能存在用于在飞机蒙皮上固定支承板28的空隙30。
图2c示出图2b中的根据本发明的热交换器24的一个变体，其附加地配备了冷却肋32，这些冷却肋设置在冷却剂通道26之间。
在图2d中示出相似于图2c的冷却剂通道34的结构，在此，在两个相邻的冷却剂通道34之间至少局部地设置冷却肋36。
在图2e中介绍了通过夹芯板或者夹芯面板实现根据本发明的热交换器38。夹芯面板40位于支承板42上，并且由压力板44覆盖。在夹芯面板40中存在较大的相对多的壁面46，所述壁面构成各个冷却剂通道48。
最终，图2f示出空气通道45和53以及冷却剂通道(热流体)47可简单实现的构造。所述通道可由波纹板49和邻接地设置的盖板51制成。这三个板51例如可由0.25mm厚的钢箔制成，并且焊接或熔焊(例如滚缝焊)。同样可设想为以铝、钛或者甚至塑料制成。在空气通道45中可设置由约为0.05mm厚的板制成的冷却肋或旋涡体53，它用于形成空气的涡流以便提高热传导。在这里适于例如具有凸出的钢箔截面的U形钢箔部分。
图3示出根据本发明的热交换器50的一个特殊的实施例，在此，上述实施例的优点相互结合。因此根据本发明的热交换器50具有多个冷却剂通道52，在这些冷却剂通道之间定位各个冷却肋54。在图3中示出的情况中，每三个冷却剂通道52构成一组，这些组由腹板56相互分隔。所述腹板56的尺寸确定为，使得在所述冷却剂通道52和盖58之间存在间隙60。所述盖58与腹板56和支承板62共同构成外壳，其中，支承板62也可以是飞机的蒙皮。在图3中示范性示出，空气如何能够通过根据本发明的热交换器50流动通过冷却剂通道52。空气通过入气口64到达热交换器50的内部，并且环流所述腹板56，所述腹板具有用于形成迷宫式流动通道的错位的开口66。空气最终从出气口68中流出，例如到飞机的周围。气流逐段地沿与冷却剂(同向流)相同的方向或者沿相反方向(逆流)或者从同向流通过附加的侧向流动组件转到逆流中流动。通过根据本发明的热交换器50的这个所示出的结构，冷却效果通过在所述冷却剂通道52和蒙皮或支承板62之间的热传导，以及通过沿着冷却剂通道52和沿着冷却肋54的气流进行。为了加强冷却效应，可设置例如具有涡边和/或开口的肋，通过该肋流过的空气形成涡流，漩涡的、动荡的流动具有一个热传导系数，以至于散热在该区域中能够得以提升。
在图4a中示出的根据本发明的热交换器70具有入气口72和出气口74，空气可通过它们从飞机周围流入。空气流过冷却剂通道76，并且通过出气口74离开机身。为了提高效率可使用风扇78，所述风扇特别有利的是，当飞机在地面上，并且没有气流笼罩时。冷却剂通过输入管道80进到冷却剂通道76中，并且通过输出管道82离开所述冷却剂通道。冷却剂的流动例如沿着与气流相反的方向(逆流)进行，但是，所述的根据本发明的热交换器不限于此，而是如果要求或者希望，在该实施例中也可以设置相同的流动方向。由于需要在飞机的蒙皮4中的开口72和74，根据本发明的热交换器70具有压力板84。因此可避免，空气从机舱中流出到飞机周围。
最终，在图4中，在根据本发明的热交换器70的俯视图中示出，如何能够优化热传导。对此，冷却肋86位于各个冷却剂通道88之间，并且由从出气口72中流过的空气环流。即使穿流的空气形成的涡流用于提高热传导也是有意义的，并且前面已经说明，能够通过涡边或者开口进行。
最终，图5a示出根据本发明的热交换器90的另一实施例，在此，存在多个实施为翅片管的冷却剂通道92，它们通过从入气口94流入的空气以交叉流动的方式环流。所述的流入的空气在环流冷却剂通道92后通过出气口96离开根据本发明的热交换器90。如在上面已经声明的，这里也可以在出气口96的附近为了提高冷却效率设置风扇98。在图5a中，在冷却剂通道92之间存在纵向加固构件100，其也作为“纵梁”已知，并且用于机身的纵向加固。由于其多数在飞机的蒙皮4中在入气口94上，在该实施例中也要求，压力板102阻止空气从机舱中流出到周围。
最终在图5b中介绍热交换器104的另一示例，在此，冷却剂通道106以安装在飞机的蒙皮中的翅片式冷却器108的方式由空气穿流。根据需要，翅片式冷却器108通过附加的风扇110支持。
在根据本发明的冷却系统中特别有利的是，按照图6的样本，以液体/液体的结构类型进行集中式热交换器112的一体化，其中，后者适于，从一个或多个热源114中吸收热量，并且在一个或多个热交换器116上均匀地散热。这个结构类型是非常有效的，因为即使热源具有非常不同的废热量和具有高或低的废热温度，它的热量也能够以集中式热交换器112中已有的液体量导散。因此，要为此留意，使得多个在飞机中已有的热交换器116也能够均匀地充分利用。所以取消对于产生特别高的热量的仪器各设置一个特有的热交换器的必要性。
在下列附图中示出对于在飞机中根据本发明的热交换器的一体化的示例，其全部按照上述原则构造。
图7a示出另一热交换器118的示意图，在此，交替用于加热的流体的通道120和用于冷流体的通道122。在此，有利的构造可基本相应于图2中的热交换器38的结构。当在用于冷流体的通道中引导空气时，附加的冷却肋的一体化也是有意义的。此外热量通过外分界面导散。该热交换器的宽度可位于10到25mm的区域中。
图7b示出另一热交换器124，在此，并排设置多个形成空隙128的板126。在每个板126中或在每个板126上例如在通道中引导热流体。为了热传导，可沿着各板126的侧面上流动，优选为，使得每个板126配备有接触的冷的和加热的流体，其中，冷流体和加热的流体可具有相反的流动方向。下面由于简化的原因示出如图7b的总是只具有一个板126的热交换器，其中这不应被理解为限制。
图8用于解释以下剖视图。示出飞机的蒙皮130的一部分，两个彼此平行地设置的空气槽132和134位于其上，它们沿着飞机的飞行方向136延伸。槽132和134纯示例地略低于窗口138，并且能够一样好地设置在飞机的其它部位上。所述槽132和134优选只有几毫米宽，例如15mm。飞机的气体动力学的流动损失由于槽沿着机身的纵向对齐小到可忽略不计。
图9示出在后方通风的板126的径向分界面140和142上由自由对流导致的气流，其齐平地与蒙皮4对齐，并且在它的上侧和底侧上通过所述槽132和134与外壳分离。在具有分界面142的板126的朝向机身的一侧上存在间隙128。在飞行中，热量通过反正已有的空气的蒙皮摩擦导散。在地面上，冷却通过在分界面140和142上的自由对流进行。所述间隙128可为了支持自由对流具有至少10mm的深度，其中板126例如可具有5mm的宽度。通过所示的结构构成的热交换器144由压力板146对飞机内部气密地关闭。
但是，通过自由对流的散热是非常有限的。在较冷的部位上和当需要导散的热负荷较小时，这种形式的冷却也许足够。但是，更高的冷却效应可通过强迫对流得以实现。为此，图10示出热交换器144的更改的结构，其通过用于空气在空隙128之中运动的风扇148，其支持特别是在地面操作中的冷却装置。对冷却装置的运行必要的电力可通过燃料电池或通过地面供电装置施加。如果使用根据本发明的热交换器用于冷却燃料电池时，那么燃料电池是特别优选的。
在强迫对流中，所述间隙128也可根据空气道的长度小于10mm。风扇128的构造既可实现通风，也可实现排气。通过热交换器150的已示出的实施例，此外，在与蒙皮4齐平地对齐的分界面140上实现在飞行中的冷却和在地面上的自由对流。
图11示出在具有单独的间隙134的热交换器152上的在分界面140和142上的强迫气流。在此，仅通过风扇148实现冷却。在飞行中，在未运行的风扇148中，空气可通过间隙154和156运动，所述间隙位于板126和蒙皮4或压力板146之间，当在间隙134上的压力超过在出气口158上的压力时。如希望应在地面上通风，那么入气口158必须设置在间隙134的上方。通过根据本发明的热交换器152达到很高的冷却效果，并且因此特别适于地面操作。
最终在图12中示出根据本发明的热交换器的另一实施例，其在蒙皮4中具有单独的槽134。该实施例的特点在于，当风扇148运行时，在隔框164的内侧162上实现最大可能的冷却。所述热交换器不是必须集成在隔框164的外侧上，它也可以集成在飞机中隔框164的内侧162上或隔框164之间。
此外也可设想为，使热交换器160集成在客舱的底板中。以便因此同时加热在很大的飞行高度中降温的区域(位于机舱下方的行李舱和诸如此类的构造)。以这种方式开辟了较大的面积，对结构空间的影响不大。前提是在加压区域中的通过压力板146的相应的稳定性和密封性。在此，不要求可能导致隔框或诸如此类构造的重构的飞机的结构的修改。
图7a到12的实施例指出，外壳理解为中心到各热交换器的空间边界，以至于该外壳例如由蒙皮和压力板以及其它用于制造密封性所必需的元件制成。此外，该实施例还具有至少部分的承载功能。当然也可以所有间隙设有冷却肋和诸如此类的构造，以便进一步改进冷却装置。
所有实施例适于，设置在机身的隔框和纵梁之间自由的外壳范围上。同样的也可设想为，隔框的外直径改变为，使得能够在飞机的隔框外侧和蒙皮之间设置热交换器。
补充指出，“包括”不排除其它元件或步骤，并且“一个”不排除多个。此外指出，参考上述实施例之一的特征或步骤也可与其它上述实施例的其它特征或步骤结合应用。附图标记不被视为限制。
附体标记清单
2 热交换器
4 蒙皮
6 内侧
7 机身部分
8 外侧
9 径向凹部
10 冷却剂通道
11 热交换器
12 热交换器
14 支承板
16 冷却剂通道
18 腹板
20 盖
22 用于固定热交换器的空隙
24 热交换器
26 冷却剂通道
28 支承板
30 用于固定热交换器的空隙
32 冷却肋
34 冷却剂通道
36 冷却肋
38 热交换器
40 夹芯面板
42 支承板
43 热交换器
44 压力板
45 空气通道
46 壁面
47 冷却剂通道
48 冷却剂通道
49 波纹板
50 热交换器
51 盖板
52 冷却剂通道
53 冷却肋或漩涡体
54 冷却肋
56 腹板
58 盖
60 间隙
62 支承板
64 入气口
66 开口
68 出气口
70 热交换器
72 入气口
74 出气口
76 冷却剂通道
78 风扇
80 输入管道
82 输出管道
84 压力板
86 冷却肋
88 冷却剂通道
90 热交换器
92 冷却剂通道
94 入气口
96 出气口
98 风扇
100 纵梁
102 压力板
104 热交换器
106 冷却剂通道
108 翅片式冷却器
110 风扇
112 集中式热交换器
114 热源
116 热交换器
118 热交换器
120 通道
122 通道
124 热交换器
126 板
128 间隙
130 蒙皮
132 槽
134 槽
136 飞行方向
138 窗
140 分界面
142 分界面
146 压力板
148 风扇
150 热交换器
152 热交换器
154 间隙
156 间隙
158 出气口
160 热交换器
162 隔框内侧
164 隔框
Claims (18)
1.用于飞机的蒙皮的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，具有
-至少一个用于冷却剂的输入管道(80)，
-至少一个用于冷却剂的输出管道(82)，
-至少一束由冷却剂穿流的冷却剂通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、92、106、120)，和
-在冷却剂通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、92、106、120)和压力板(146)和用于容纳冷却剂通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、92、106、120)的外壳的盖(20、58)之间的至少一个间隙(60、128、154、156)，所述外壳具有腹板(18、56)，所述间隙为了穿流空气具有至少一个入气口(64、72、94)和至少一个出气口(68、78、96)，
其中，在固定在飞机的蒙皮(4)上的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)中，用于将热量散出到飞机的周围的所述的冷却剂通道(10、16、26、34、48、52、76、88、92、106)至少局部地直接定位在飞机的蒙皮(4)上。
2.如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，其中，所述外壳至少局部构成承载的机身结构。
3.如权利要求1或2所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，其中，在所述冷却剂通道(10、16、26、34、48、52、76、88、92、106，120)之间设置一个或多个冷却肋(32、36、54、86)。
4.如权利要求3所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，其中，所述腹板(18、56)和/或冷却肋(32、36、53、54、86)具有涡边和/或开口以便使流过的空气形成涡流。
5.如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，其中，所述冷却剂通道(10、16、26、34、48、52、76、88、92、106，120)设置在所述蒙皮(4)的内侧(6)上。
6.如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116)，其中，所述冷却剂通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、92、106，120)设置在所述蒙皮(4)的外侧(8)上。
7.如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，其中，所述冷却剂通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、92、106，120)至少局部实施为具有圆形的横截面或有角的横截面的管道。
8.如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，其中，在一个夹芯板芯(40)中提供所述冷却剂通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、92、106，120)。
9.如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，此外在飞机的蒙皮(4)中具有至少一个槽(134、132)以便实现气流从飞机的周围进入至少一个间隙(128、154、156)。
10.如权利要求9所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，此外具有风扇(148)以便空气输送到至少一个间隙(128、154、156)中或从至少一个间隙(128、154、156)中输送出。
11.如权利要求9所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，在飞机的蒙皮(4)中具有两个在垂直方向上间隔的槽(134、132)以便生成对流。
12.如权利要求9所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)，其中，至少一个槽(134、132)平行于飞行方向(130)分布。
13.用于飞机的冷却系统，具有至少一个封闭的冷却剂循环，并且具有如权利要求1所述的至少一个热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)。
14.如权利要求13所述的冷却系统，此外具有集中式热交换器(112)，以便吸收一个或多个热源(114)中的热量，并且在多个如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)上散热。
15.如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)在飞机中的应用。
16.用于在飞机中制造冷却系统的方法，其中，将如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)固定在飞机的蒙皮上。
17.具有至少一个如权利要求1所述的热交换器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)的飞机。
18.如权利要求17所述的飞机，其中，所述间隙形成在所述冷却剂通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、92、106、120)和用于容纳所述冷却剂通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、92、106、120)的外壳的盖(20、58)之间，所述外壳具有腹板(18、56)，所述间隙为了穿流空气具有至少一个入气口(64、72、94)和至少一个出气口(68、78、96)。
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