DE102007019820A1

DE102007019820A1 - Kühlsystem durch Grenzschichtabsaugung

Info

Publication number: DE102007019820A1
Application number: DE102007019820A
Authority: DE
Inventors: Andreas Westenberger; Martin Arendt; Till Marquardt; Lars Frahm; Geza Schrauf
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2007-04-26
Filing date: 2007-04-26
Publication date: 2008-11-06
Anticipated expiration: 2027-04-27
Also published as: US8191834B2; DE102007019820B4; US20090014593A1

Abstract

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung umfasst ein Kühlsystem an Bord eines Flugzeugs eine Vorrichtung zur Absaugung einer Grenzschicht sowie einen Wärmetauscher, der von der abgesaugten Grenzschicht-Luft durchströmt wird. Auf diese Weise kann die Kühlung über einen Stauluftkanal reduziert oder je nach Flugphase ganz eingestellt werden. Dadurch kann sich der Luftwiderstand des Flugzeugs und damit auch der Treibstoffverbrauch reduzieren.

Description

Die Erfindung betrifft Kühlungen in Flugzeugen. Insbesondere betrifft die Erfindung ein Kühlsystem für ein Flugzeug, ein Flugzeug mit einem solchen Kühlsystem, die Verwendung eines Kühlsystems in einem Flugzeug und ein Verfahren zum Kühlen eines Mediums in einem Flugzeug.
Auf dem technischen Gebiet des Flugzeugbaus und allgemein des Luftfahrzeugbaus kann zur Reduzierung des aerodynamischen Reibungswiderstandes während des Fluges eine Absaugung der an aerodynamischen Oberflächenbereichen des Flugzeugs direkt entlangströmenden Luftschicht, der sog. Grenzschicht, erfolgen. Dieser Maßnahme liegt die strömungstechnische Gesetzmäßigkeit zugrunde, dass der aerodynamische Reibungswiderstand von laminaren Grenzschichtströmungen wesentlichen kleiner ist als der von turbulenten Grenzschichtströmungen. Daher kann der Reibungswiderstand eines Flugzeugs im Reiseflug reduziert werden, indem die Grenzschichtströmung an Flügel- und Leitwerksoberflächen zumindest teilweise laminar gehalten wird. Der abgesaugte Luftstrom aus der Grenzschicht kann in der Größenordnung von mehreren Kilogramm pro Sekunde liegen, je nachdem, welche und wie viele Flächen ausgewählt sind.
Es hat sich gezeigt, dass die Erzeugung von laminarer Strömung zu einer deutlichen Verringerung des Luftwiderstandes des Flugzeugs und damit zu einer Treibstoffeinsparung führen kann.
Die Kühlung im Flugzeug erfolgt heutzutage überwiegend durch Außenluft über einen Stauluftkanal, insbesondere für die Kühlung der Klimaanlage. Stauluftkanäle erzeugen durch ihre Öffnung einen zusätzlichen Luftwiderstand des Flugzeuges, welcher sich auf die Gesamtleistung des Flugzeugs hinsichtlich Treibstoffverbrauch und Fluggeschwindigkeit negativ auswirken kann.
In zukünftigen Flugzeugen kann durch den Einsatz von weiteren elektrischen Systemen auch von einer Erhöhung der erforderlichen Kühlleistung ausgegangen werden. Die Kühlleistung durch Stauluft kann aufgrund des daraus resultierenden zusätzlichen Luftwiderstands nicht beliebig erhöht werden.
Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine verbesserte Kühlung in einem Flugzeug anzugeben.
Die im Folgenden beschriebenen Ausführungsbeispiele des Kühlsystems betreffen auch das Flugzeug, die Verwendung des Kühlsystems und das Verfahren zum Kühlen gemäß der Erfindung.
Gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist ein Kühlsystem für ein Flugzeug angegeben, das Kühlsystem aufweisend eine Vorrichtung zur Absaugung einer Grenzschicht-Luft an einer strömungskritischen Oberfläche des Flugzeugs und einen Wärmetauscher zur Kühlung eines Mediums, wobei der Wärmetauscher von der abgesaugten Grenzschicht-Luft durchströmt wird und wobei die abgesaugte Grenzschicht-Luft als Kühlmittel für den Wärmetauscher dient bzw. verwendbar ist.
In anderen Worten wird ein Kühlsystem für ein Flugzeug bereitgestellt, welches als Kühlmittel oder Kühlmedium die in der Grenzschicht abgesaugte Außenluft verwendet, welche in Reiseflughöhe in etwa –40°C kalt sein kann. Die abgesaugte Grenzschicht-Luft muss somit nicht direkt nach außen abgegeben werden, sondern wird dem Wärmetauscher im Inneren des Flugzeugs zugeführt.
Auf diese Weise kann eine Kühlung über einen Stauluftkanal reduziert oder, je nach Flugphase, sogar ganz eingestellt werden. Dadurch können sich der Luftwiderstand des Flugzeugs und damit auch der Treibstoffverbrauch signifikant verringern.
Durch den hohen Luftmassenstrom der abgesaugten Grenzschicht ergeben sich große Kühlleistungen. Nach dem Wärmetauscher kann die nun aufgewärmte Luft wieder durch eine Öffnung nach außen abgegeben werden, wodurch eine leichte Schuberhöhung erzeugt werden kann.
Das Kühlsystem ist beispielsweise zur Kühlung einer Klimaanlage, welche Wärme abführen muss, zur Kühlung von Brennstoffzellensystemen, zur Kühlung von Generatoren, Stromwandlern, sowie Stromrichtern und sonstigen Systemen mit hohem Kühlbedarf einsetzbar.
Gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird das zu kühlende Medium direkt durch Anschluss an den Wärmetauscher abgekühlt. Alternativ kann das zu kühlende Medium vom Wärmetauscher indirekt (über einen Sekundärkühlkreislauf) gekühlt werden. Beispielsweise wird eine Brennstoffzelle direkt mit Wasser oder anderen Kühlmitteln gekühlt. Diese Kühlmittel können dann im Wärmetauscher von dem Sekundärkühlmedium (nämlich der abgesaugten Grenzschicht-Luft) gekühlt werden.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung weist die Vorrichtung zur Absaugung der Grenzschicht-Luft eine Saugvorrichtung, eine Pumpe oder einen Kompressor zum Absaugen der Grenzschicht-Luft auf.
Durch die Installation einer leistungsfähigen Saugeinrichtung, einer Pumpe oder eines Kompressors kann die Grenzschicht-Absaugleistung und somit letztendlich die Kühlleistung des Kühlsystems erhöht werden. Einer der Vorteile der Erfindung besteht darin, dass durch Erhöhung der Kühlleistung letztendlich die Flugeigenschaften des Flugzeugs verbessert werden können.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist weiterhin ein Bypasskanal zum Umgehen des Wärmetauschers vorgesehen.
Auf diese Weise kann die Grenzschichtabsaugungs-Rate erhöht werden, so dass dadurch die Kühlleistung erhöht wird. Ebenso kann dadurch die Kühlleistung gedrosselt werden, ohne dass die Grenzschichtabsaugungs-Rate vermindert werden muss.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung weist der Bypasskanal eine Bypass-Klappe auf, welche zum Regeln eines Luftstroms durch den Bypasskanal ausgeführt ist, wodurch die Kühlleistung des Kühlsystems regelbar ist.
Auf diese Weise ist eine schnelle, einfache und effektive Regelung der Kühlleistung möglich.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung weist das Kühlsystem weiterhin einen Stauluftkanal mit einem Regler und eine durch den Regler geregelten Stauluftkanal-Klappe auf, wobei der Regler und die Stauluftkanal-Klappe zur Regelung des Luftstroms durch den Stauluftkanal ausgeführt sind, und wobei der Luftstrom durch den Stauluftkanal als Kühlmittel für den Wärmetauscher einsetzbar ist.
Somit kann zusätzlich zur abgesaugten Grenzschicht-Luft Stauluft aus dem Stauluftkanal zur Kühlung des Mediums im Kühlsystem eingesetzt werden. Hierdurch kann die Kühlleistung kurzfristig und schnell auf einfache und effektive Weise erhöht werden.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung weist das Kühlsystem einen Ventilator im Stauluftkanal auf, der Stauluft ansaugen kann, wenn sich das Flugzeug beispielsweise am Boden befindet oder wenn aus anderen Gründen die Stauluft-Flussrate vergrößert werden soll.
Auf diese Weise ist ein weiterer Regelmechanismus vorgesehen, um die Kühlleistung zu variieren. Weiterhin kann eine Kühlung auch dann bereitgestellt werden, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet und somit kein ausreichender Fahrtwind zur Verfügung steht.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist das Kühlsystem zum Kühlen einer Klimaanlage des Flugzeugs ausgeführt. Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel kann das Kühlsystem zum Kühlen einer Brennstoffzelle oder eines Brennstoffzellensystems, eines Generators, eines Stromwandlers, eines Stromrichters oder anderer Systeme mit hohem Kühlbedarf ausgeführt sein.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist die Saugeinrichtung, die Pumpe oder der Kompressor zum Absaugen der Grenzschicht-Luft in einer Leitung nahe dem Bypass-Kanal angeordnet, so dass die Saugeinrichtung, die Pumpe oder der Kompressor auch zum Ansaugen der Stauluft einsetzbar ist.
Auf diese Weise kann ein zusätzlicher Kompressor oder Ventilator im Stauluftkanal eingespart werden.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist die Saugeinrichtung, die Pumpe oder der Kompressor in einer Leitung stromabwärts des Wärmetauschers angeordnet.
Somit kann die thermische Energie der Saugeinrichtung, der Pumpe oder des Kompressors erst hinter der Kühleinheit an den Luftstrom abgegeben werden. Hierdurch kann die Kühlleistung der Anordnung verbessert werden.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist ein Flugzeug angegeben, welches ein oben beschriebenes Kühlsystem aufweist.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist die Verwendung eines solchen Kühlsystems in einem Flugzeug angegeben.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist ein Verfahren zum Kühlen eines Mediums in einem Flugzeug angegeben, bei welchem eine Grenzschicht-Luft an einer strömungskritischen Oberfläche des Flugzeugs abgesaugt wird und ein Wärmetauscher mit der abgesaugten Grenzschicht-Luft zum Kühlen eines Mediums durchströmt wird, wobei die abgesaugte Grenzschicht-Luft als Kühlmittel für den Wärmetauscher verwendbar ist bzw. dient.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung weist das Verfahren die folgenden zusätzlichen Schritte auf: Umgehen des Wärmetauschers durch einen Bypasskanal und Regeln einer Kühlleistung des Kühlsystems durch Regeln eines Luftstroms durch den Bypasskanal.
Weitere Ausführungsbeispiele und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.
Im Folgenden werden mit Verweis auf die Figuren bevorzugte Ausführungsbeispiele der vorliegenden Erfindung beschrieben.
1 zeigt eine schematische Darstellung eines Flugzeugflügels mit Grenzschichtabsaugung gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.
2 zeigt eine schematische Darstellung eines Kühlsystems gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.
3 zeigt eine schematische Darstellung eines Kühlsystems gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.
4 zeigt eine schematische Darstellung eines Kühlsystems gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.
5 zeigt eine schematische Darstellung eines Flugzeugs mit einem Kühlsystem gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.
6 zeigt ein Flussdiagramm eines Verfahrens gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.
Die Darstellungen in den Figuren sind schematisch und nicht maßstäblich.
In der folgenden Figurenbeschreibung werden für die gleichen oder ähnlichen Elemente die gleichen Bezugsziffern verwendet.
1 zeigt eine schematische Darstellung eines Flugzeugflügels 100 mit Saugöffnungen 101 an einer strömungskritischen Oberfläche 120 des Flügels 100. Die Saugluftöffnungen 101 weisen beispielsweise einen Durchmesser im Mikrometerbereich auf und dienen dem Absaugen der Grenzschicht.
Es ist zu beachten, dass die Saugluftöffnungen 101 auch an anderen Bereichen der Tragfläche oder aber auch an Bereichen des Seiten- oder Höhenleitwerks angeordnet sein können.
2 zeigt eine schematische Darstellung eines Kühlsystems 200 gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung. Das Kühlsystem 200 weist im Wesentlichen eine Vorrichtung zur Absaugung einer Grenzschicht-Luft an einer strömungskritischen Oberfläche des Flugzeugs und einen Wärmetauscher 105 auf. Die Absaugvorrichtung umfasst einerseits die verschiedenen Saugluftöffnungen 101, die beispielsweise an der Oberfläche der Tragfläche angeordnet sind. Andererseits umfasst die Absaugvorrichtung aber auch ein Leitungssystem 114, 115, 116, eine Saugeinrichtung, Pumpe, Kompressor oder ähnliches 102 und einen Regler bzw. eine Regeleinheit 113.
Der Regler 113 dient beispielsweise der Steuerung oder Regelung der Stauluftkanal-Klappe 104 und der Bypass-Klappe 112 sowie der Saug- oder Pumpleistung der Vorrichtung 102 und der Saug- oder Pumpleistung des Ventilators bzw. der Pumpe 110. Die Kommunikationsverbindung zwischen dem Regler 113 und den zu steuernden/regelnden Einrichtungen des Kühlsystems sind in 2 nicht dargestellt.
In dem in 2 dargestellten Ausführungsbeispiel ist die Saugvorrichtung 102 im Luftkanal 115 angeordnet, welcher die abgesaugte Grenzschicht dem Stauluftkanal 116 zuführt.
Der Stauluftkanal 116 weist an seiner Öffnung eine Klappe 104 auf, über welche die Stauluftkanalöffnung 103 je nach Bedarf ganz oder teilweise geöffnet oder geschlossen werden kann. Hierfür ist die Klappe 104 mit der Regeleinheit 113 verbunden (nicht dargestellt in 2).
Die Stauluft 109 kann auch über den Ventilator oder die Pumpe 110 angesaugt werden, wenn sich das Flugzeug beispielsweise am Boden befindet oder zusätzliche Stauluft erforderlich ist, um die Kühlleistung zu erhöhen.
Hinter der Pumpe bzw. dem Ventilator 110 treffen der Stauluftkanal 116 und der Grenzschicht-Absaugkanal 115 aufeinander. Die darin transportierten Luftströmungen werden über die Leitung 114 dem Wärmetauscher 105 zugeführt. Zur Umgehung des Wärmetauschers 105 ist ein Bypasskanal 111 mit einer Bypass-Klappe 112 vorgesehen. Die Bypass-Klappe 112 ist mit der Steuer- oder Regeleinheit 113 verbunden und kann entsprechend eingestellt werden, so dass die erzeugte Kühlleistung der gewünschten Kühlleistung entspricht.
Je nach Einstellung der Bypass-Klappe 112 wird mehr oder weniger abgesaugte Luft (Kühlmedium) 108 an dem Wärmetauscher 105 vorbeigeführt.
Hinter dem Ausgang des Wärmetauschers 105 befindet sich eine weiterführende Leitung 117 mit einer Öffnung 106 zum Ablassen der aufgewärmten Kühlluft.
Weiterhin ist ein primärer oder sekundärer Kühlkreislauf mit einem abzukühlenden Medium 107 vorgesehen, welches durch den Wärmetauscher läuft und durch die Kühlluft gekühlt wird.
Da die Absaugung der Grenzschicht nicht in jeder Flugphase effizient ist, kann der Stauluftkanal 116 über den Regler 113 und die Stauluftkanal-Klappe 104 zugeschaltet werden, so dass über diesen Stauluftkanal 116 alternativ oder zusätzlich zur angesaugten Luft aus der Grenzschicht kühlende Außenluft zum Wärmetauscher 105 geführt werden kann. Am Boden kann diese Luft durch die Ansaugvorrichtung (Ventilator 110) im Stauluftkanal zum Wärmetauscher geführt werden. Weiterhin kann eine Mess-Steuer-Regelungs-Einheit, beispielsweise in Form der Regelung 113, vorgesehen sein, welche die benötigten Daten für das Kühlsystem 200 ermittelt. Bei diesen Messdaten kann es sich beispielsweise um die Temperatur oder den Volumenstrom in einer der Leitungen 114, 115, 116, 117 oder 111 handeln. Weiterhin kann die Regeleinheit 113 für die Saugvorrichtung der Grenzschicht, den Ventilator im Stauluftkanal, die Klappe für die Stauluft und für den Bypasskanal bzw. die Bypasskanal-Klappe 113 eingesetzt werden.
Beispielsweise sind hierfür Temperaturfühler vor dem Wärmetauscher 105 vorgesehen (siehe Bezugszeichen 118).
3 zeigt eine schematische Darstellung eines Kühlsystems 300 gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung, in welchem die Saugeinrichtung 102 in der Leitung 114 angeordnet ist (nämlich hinter dem Punkt, an welchem die Leitung 115 und 116 zusammentreffen). Auf diese Weise kann ein zusätzlicher Kompressor bzw. Ventilator 110 (siehe 2) eingespart werden, weil die Saugvorrichtung 102 sowohl die Grenzschicht-Luft als auch die Stauluft absaugen kann.
4 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel des Kühlsystems 400. In diesem Ausführungsbeispiel befindet sich die Saugvorrichtung 102 hinter dem Wärmetauscher 105 in der Leitung 117. Auf diese Weise kann die thermische Energie des Kompressors bzw. der Saugvorrichtung 102 erst hinter der Kühleinheit in die Kühlluft eingespeist werden. Dadurch kann die Kühlleistung des Kühlsystems 400 erhöht werden.
5 zeigt eine schematische Darstellung eines Flugzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung, in welchem ein Kühlsystem eingebaut ist. Das Flugzeug weist einen Rumpf 501 und ein Tragflächenpaar 502, sowie Höhenleitwerk 503 und Seitenleitwerk 504 auf. Das Kühlsystem 200 ist teilweise in den Rumpf 501 des Flugzeugs 500 eingebaut. Beispielsweise befindet sich der Wärmetauscher 105 im Rumpf des Flugzeugs. Der Wärmetauscher ist dann über ein Leitungssystem 505 mit den Saugluftöffnungen 101 in der strömungskritischen Oberfläche 120 der Tragfläche 502 verbunden. Auch kann ein Stauluftkanal vorgesehen sein (nicht dargestellt in 5).
6 zeigt ein Flussdiagramm eines Verfahrens gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung. In Schritt 1 wird eine Grenzschicht-Luft an einer strömungskritischen Oberfläche des Flugzeugs abgesaugt. In Schritt 2 wird ein Wärmetauscher mit der abgesaugten Grenzschicht-Luft zum Kühlen eines Mediums durchströmt. In Schritt 3 wird der Wärmetauscher zumindest teilweise durch einen Bypasskanal umgangen, wobei die Kühlleistung des Kühlsystems in Schritt 4 durch Regeln des Luftstroms durch den Bypasskanal eingestellt wird.
Ergänzend ist darauf hinzuweisen, dass „umfassend" und „aufweisend" keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „eine" oder „ein" keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.

Claims

Kühlsystem für ein Flugzeug, das Kühlsystem (100) aufweisend: eine Vorrichtung (101, 102) zur Absaugung einer Grenzschicht-Luft an einer strömungskritischen Oberfläche des Flugzeugs; einen Wärmetauscher (105) zur Kühlung eines Mediums; wobei der Wärmetauscher (105) von der abgesaugten Grenzschicht-Luft durchströmt wird; und wobei die abgesaugte Grenzschicht-Luft als Kühlmittel für den Wärmetauscher (105) verwendbar ist.
Kühlsystem nach Anspruch 1, wobei die Vorrichtung (101, 102) zur Absaugung der Grenzschicht-Luft ein Element ausgewählt aus der Gruppe bestehend aus Saugeinrichtung (102), Pumpe, und Kompressor zum Absaugen der Grenzschicht-Luft aufweist.
Kühlsystem nach Anspruch 1 oder 2, weiterhin aufweisend: einen Bypasskanal (111) zum Umgehen des Wärmetauschers (105).
Kühlsystem nach Anspruch 3, wobei der Bypasskanal (111) eine Bypass-Klappe (112) aufweist, welche zum Regeln eines Luftstroms durch den Bypasskanal ausgeführt ist, wodurch die Kühlleistung des Kühlsystems regelbar ist.
Kühlsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, weiterhin aufweisend: einen Stauluftkanal (109) mit einem Regler (113) und einer durch den Regler geregelten Stauluftkanal-Klappe (104); wobei der Regler und die Stauluftkanal-Klappe zur Regelung des Luftstroms durch den Stauluftkanal ausgeführt sind; und wobei der Luftstrom durch den Stauluftkanal als Kühlmittel für den Wärmetauscher (105) einsetzbar ist.
Kühlsystem nach Anspruch 5, weiterhin aufweisend: eine Ventilator (110) im Stauluftkanal (109) zum Ansaugen der Stauluft, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet.
Kühlsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, weiterhin aufweisend: eine Mess-Steuer-Regel-Einheit zum Ermitteln von Messdaten für das Kühlsystem und zur Regelung der Vorrichtung (101, 102) zur Absaugung der Grenzschicht-Luft, des Ventilators (110) im Stauluftkanal (109), der Stauluftkanal-Klappe (104) und der Bypasskanal-Klappe (112).
Kühlsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Kühlsystem zum Kühlen einer Klimaanlage des Flugzeugs ausgeführt ist.
Kühlsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Saugeinrichtung (102), die Pumpe (102) oder der Kompressor (102) zum Absaugen der Grenzschicht-Luft in einer Leitung (114) nahe dem Bypass-Kanal (110) angeordnet ist, so dass die Saugeinrichtung (102), die Pumpe oder der Kompressor auch zum Ansaugen der Stauluft einsetzbar ist.
Kühlsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 8, wobei die Saugeinrichtung (102), die Pumpe (102) oder der Kompressor (102) in einer Leitung (117) stromabwärts des Wärmetauschers (105) angeordnet ist.
Flugzeug, aufweisend ein Kühlsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 10.
Verwendung eines Kühlsystems nach einem der Ansprüche 1 bis 10 in einem Flugzeug.
Verfahren zum Kühlen eines Mediums in einem Flugzeug, das Verfahren aufweisend die Schritte: Absaugung einer Grenzschicht-Luft an einer strömungskritischen Oberfläche des Flugzeugs; Durchströmen eines Wärmetauschers (105) mit der abgesaugten Grenzschicht-Luft zum Kühlen eines Mediums; wobei die abgesaugte Grenzschicht-Luft als Kühlmittel für den Wärmetauscher (105) dient.
Verfahren nach Anspruch 13, weiterhin aufweisend die Schritte: Umgehen des Wärmetauschers (105) durch einen Bypasskanal (111); Regeln einer Kühlleistung des Kühlsystems durch Regeln eines Luftstroms durch den Bypasskanal.