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Die Erfindung betrifft ein mit einer Kühlvorrichtung zum Kühlen von wärmeerzeugenden Einrichtungen an Bord eines Flugzeugs ausgestattetes Flugzeugkühlsystem, das beispielsweise zur Kühlung eines an Bord eines Flugzeugs eingesetzten Brennstoffzellensystems geeignet ist, sowie ein Verfahren zum Betreiben eines derartigen Flugzeugkühlsystems.
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Brennstoffzellensysteme ermöglichen es, emissionsarm und mit einem hohen Wirkungsgrad elektrischen Strom zu erzeugen. Daher gibt es gegenwärtig Bestrebungen, Brennstoffzellensysteme in verschiedenen mobilen Anwendungen, wie z. B. in der Automobiltechnik oder in der Luftfahrt, zur Erzeugung elektrischer Energie heranzuziehen. Beispielsweise ist es denkbar, in einem Flugzeug die derzeit zur Bordstromversorgung eingesetzten, von den Haupttriebwerken oder dem Hilfstriebwerk (Auxiliary Power Unit, APU) angetriebenen Generatoren durch ein Brennstoffzellensystem zu ersetzen. Darüber hinaus könnte ein Brennstoffzellensystem auch zur Notstromversorgung des Flugzeugs verwendet werden und die bisher als Notstromaggregat eingesetzte Ram Air Turbine (RAT) ersetzen.
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Neben elektrischer Energie erzeugt eine Brennstoffzelle im Betrieb thermische Energie, die mit Hilfe eines Kühlsystems von der Brennstoffzelle abgeführt werden muss, um eine Überhitzung der Brennstoffzelle zu verhindern. Ein in einem Flugzeug, beispielsweise zur Bordstromversorgung, eingesetztes Brennstoffzellensystem muss so ausgelegt sein, dass es dazu in der Lage ist, einen hohen Bedarf an elektrischer Energie zu decken. Eine hinsichtlich der Erzeugung elektrischer Energie leistungsstarke Brennstoffzelle generiert jedoch auch eine große Menge thermischer Energie und hat daher einen hohen Kühlbedarf. Darüber hinaus ist an Bord eines Flugzeugs eine Vielzahl weiterer technischer Einrichtungen vorgesehen, die Wärme erzeugen und die zur Gewährleistung einer sicheren Funktionsweise gekühlt werden müssen. Zu diesen technischen Einrichtungen gehören beispielsweise die Klimaaggregate oder die elektronischen Steuerkomponenten des Flugzeugs.
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Gegenwärtig eingesetzte Flugzeugkühlsysteme umfassen üblicherweise im Bereich der Flugzeugaußenhaut vorgesehene Lufteinlassöffnungen, die beispielsweise als Staulufteinlässe ausgebildet sein können und dazu dienen, Umgebungsluft als Kühlmittel in das Flugzeugkühlsystem zu fördern. Durch die Aufnahme von Wärme von zu kühlenden Einrichtungen an Bord des Flugzeugs erwärmte Kühlluft wird in der Regel durch ebenfalls im Bereich der Flugzeugaußenhaut vorgesehene Luftauslassöffnungen in die Umgebung zurückgeführt. Die in der Flugzeugaußenhaut ausgebildeten Staulufteinlass- und Stauluftauslassöffnungen erhöhen jedoch den Luftwiderstand und damit den Treibstoffverbrauch des Flugzeugs. Darüber hinaus weisen über Staulufteinlässe mit Kühlluft versorgte Flugzeugkühlsysteme hohe Druckverluste, eine unter anderem durch den maximalen Zuluftvolumenstrom durch die Staulufteinlässe begrenzte Kühlleistung sowie ein relativ hohes Gewicht auf.
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Aus der
DE 350 142 A ist ein in den Flugzeugrumpf eingebauter Kühler zum Belüften eines Propellerantriebsmotors bekannt. Der Kühler umfasst zwei Kühlblöcke, die beiderseits des Motors angeordnet sind und den Motor umgebende Wandungen eines Rumpfvorderteils des Flugzeugs bilden. Die Kühlerblöcke sind gitterartig ausgebildet und lassen zum Motor hin einen Freiraum, in den Fahrtwind und Propellerwind zum Kühlen des Motors eindringen können. Die erwärmte Kühlluft aus dem Freiraum strömt quer durch die Kühlblöcke hindurch nach außen und fließt längs des Flugzeugrumpfs ab.
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Aus der
DE 301 680 A ist ein Tragflächenkühler für Flugzeugmotoren mit einem Kühlkörper bekannt, der von mehreren Reihen schräg stehender Verkantrohre gebildet wird. Zwischenräume zwischen den Vierkantrohren werden von Kühlwasser durchströmt. Während des Fluges tritt Fahrtwind in einer Tragflächenunterseite zugewandte erste Rohröffnungen ein und kühlt beim Durchströmen der Rohre durch Wärmeübertrag das Kühlwasser, um schließlich durch einer Tragflächenoberseite zugewandte zweite Rohröffnungen wieder in die Flugzeugumgebung auszutreten.
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Die
AT 104447 B beschreibt eine Kühleranlage für Luftfahrzeuge mit zwei in einer Rumpfquerebene angeordneten, zwecks Regulierung der Kühlfläche schwenkbaren Stirnkühlern. Die Stirnkühler stellen Wärmetauscher dar, die dazu ausgebildet sind, sie durchströmendes Motorkühlwasser durch Wärmeübertrag auf den die Stirnkühler umströmenden Fahrtwind zu kühlen.
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Aus der
DE 654 694 A ist eine Einrichtung zum Kühlen von Luftfahrzeugmotoren bekannt, die einen an einer Unterseite eines Flugzeugrumpfes angeordneten Luftführungskanal mit einem luftdurchströmbaren Rückkühler für Motorenkühlwasser umfasst. Im Flug wird der Luftführungskanal und damit der im Inneren des Kanals vorgesehene Wasserrückkühler von Umgebungsluft durchströmt, so dass in dem Wasserrückkühler geführtes Motorenkühlwasser durch Wärmeübertrag auf den Luftstrom gekühlt wird.
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Die
US 4,203,566 A beschreibt eine in einer Flugzeugaußenhaut angeordnete Vorrichtung zur Regelung der Zufuhr eines Luftvolumenstroms zu einem im Flugzeuginneren angeordneten Wärmetauscher. Die Vorrichtung umfasst relativ zur Flugzeugaußenhaut schwenkbar gelagerte Lamellen. Wenn sich die Lamellen in ihrer Offenstellung befinden, leiten sie dem Wärmetauscher Umgebungsluft zu. Wenn sie sich dagegen in ihrer Schließstellung befinden, schotten sie den Wärmetauscher von der Flugzeugumgebung und damit von der Umgebungsluft ab.
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Die
DE 37 09 924 A1 beschreibt eine Kühlanordnung zur Versorgung eines Hubschraubermotors mit Kühlluft. An den Seitenwänden des Hubschraubers sind Lufteinlassöffnungen vorgesehen, die mit Gittern ausgestattet sind. Durch die Lufteinlassöffnungen in das Hubschrauberinnere einströmende Umgebungsluft gelangt durch Führungskanäle zu in diesen Führungskanälen eingesetzten Kühlern. Nach Abgabe ihrer Kühlenergie an die Kühler gelangt die nun erwärmte Luft durch einen Auslasskanal, der in eine Austrittsöffnung an der Unterseite der Hubschrauberkabine mündet, zurück in die Flugzeugumgebung.
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Aus der
DE 733 564 A ist eine Kühleranordnung für ein Flugzeug bekannt, bei der durch zwei an der Stirnfläche einer luftumströmten Leitwerkfläche vorgesehene Lufteinlassöffnungen Umgebungsluft in das Flugzeug eintritt. Nach dem Eintreten in den Flugzeuginnenraum wird die Umgebungsluft um 180° umgelenkt und in einer der Flugrichtung entgesetzten Richtung einem Motorkühler zugeleitet. In einem Bereich des Flugzeugs, in dem im Flug ein Unterdruck herrscht, tritt die erwärmte Luft schließlich wieder in die Flugzeugumgebung aus.
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Die
DE 602 19 939 T2 beschreibt ein passives Kühlsystem für eine Hilfsaggregateinheit in einem Flugzeug, welches in einem Heckkonus des Flugzeugs angeordnet ist. Das Kühlsystem umfasst eine in einer Flugzeugaußenoberfläche vorgesehene Wärmetauscheröffnung, durch die einem Wärmetauscher Kühlluft aus der Flugzeugumgebung zuführbar ist. Nach Überströmen des Wärmetauschers wird die erwärmte Kühlluft einem Abgasrohr, in welches ein Abgasejektor mündet, zugeleitet und tritt schließlich zusammen mit dem Abgas durch eine Heckabgasöffnung in die Flugzeugumgebung aus.
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Die
DE 10 2006 020 508 A1 beschreibt eine Wärmeübertragungseinrichtung zum Kühlen eines Brennstoffzellensystems, welches elektrische Energie zum Antrieb eines Luftfahrzeugs bereitstellt. Die Wärmeübertragungseinrichtung umfasst einen Metallschaumkern, der die Form eines Hohlzylinders aufweist und an seiner Außenoberfläche sowie seiner Innenfläche mit fluiddichten Wandungen versehen ist, die Wärmeübertragungsflächen bilden. Eine äußere Wandung steht in thermischem Kontakt mit einer luftumströmten Außenhülle des Luftfahrzeugs. Der Metallschaumkern wird von einem Kühlmedium durchströmt, welches durch Abwärme des Brennstoffzellensystems erwärmt wird. Durch Wärmeübertrag von dem erwärmten Kühlmedium über die innere Wandung auf ein den Innenraum des hohlzylindrischen Metallschaumkerns durchströmendes Antriebsstrahlmedium wird das Kühlmedium gekühlt und die Geschwindigkeit des Antriebsstrahlmediums erhöht.
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Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Flugzeugkühlstem mit einer kompakten Kühlvorrichtung bereitzustellen, das eine leichtgewichtige Gestaltung sowie einen energieeffizienten Betrieb des auch zur Abfuhr großer Wärmelasten von einer wärmeerzeugenden Einrichtung, beispielsweise einem Brennstoffzellensystem, an Bord eines Flugzeugs vorgesehenen Flugzeugkühlsystems ermöglicht. Ferner liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zum Betreiben eines derartigen Flugzeugkühlsystems anzugeben.
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Diese Aufgabe wird durch ein Flugzeugkühlsystem mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugkühlsystems mit den Merkmalen des Anspruchs 18 gelöst.
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Ein erfindungsgemäßes Flugzeugkühlsystem weist eine Kühlvorrichtung auf, die einen Grundkörper umfasst, in dem eine Mehrzahl von Kühlmittelkanälen ausgebildet ist, die sich von einer ersten Oberfläche des Grundkörpers zu einer zweiten Oberfläche des Grundkörpers erstrecken, so dass der Grundkörper von einem Kühlmittel durchströmbar ist. Die erste Oberfläche des Grundkörpers liegt vorzugsweise der zweiten Oberfläche des Grundkörpers gegenüber. Beispielsweise kann die erste Oberfläche des Grundkörpers eine Außenfläche des Grundkörpers bilden, während die zweite Oberfläche des Grundkörpers eine Innenfläche des Grundkörpers bilden kann. Die Kühlmittelkanäle können jede beliebige Form aufweisen. Wesentlich ist lediglich, dass sie eine Kühlmittelströmung durch den Grundkörper ermöglichen. Grundsätzlich kann der Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems so gestaltet sein, dass er von einem beliebigen Kühlmittel durchströmbar ist. Vorzugsweise kommt die Kühlvorrichtung jedoch in einem Flugzeugkühlsystem zum Einsatz, in dem Luft, vorzugsweise Umgebungsluft, als Kühlmittel verwendet wird. Der Grundkörper und insbesondere die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle sind daher vorzugsweise so gestaltet, dass der Grundkörper ungehindert von Luft durchströmbar ist.
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Der Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems kann lediglich mit Kühlmittelkanälen versehen sein, durch die ein Kühlmittel einer wärmeerzeugenden Einrichtung an Bord des Flugzeugs zur direkten Kühlung zugeführt werden kann. Alternativ dazu kann die Kühlvorrichtung jedoch auch in Form eines Wärmeübertragers ausgebildet sein. In dem Grundkörper kann dann neben einer Mehrzahl von Kühlmittelkanälen auch eine Mehrzahl von Wärmeträgermedienkanälen ausgebildet sein, die im Betrieb der Kühlvorrichtung von einem zu kühlenden Wärmeträgermedium durchströmt werden können. Wenn Kühlmittel durch die Kühlmittelkanäle geführt wird, kann die in dem Kühlmittel enthaltene Kühlenergie auf das zu kühlende Wärmeträgermedium übertragen und das Wärmeträgermedium dadurch gekühlt werden. Schließlich ist es denkbar, die Kuhlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems sowohl als Wärmeübertrager als auch zur Zufuhr von Kühlmittel zur direkten Kühlung einer wärmeerzeugenden Einrichtung an Bord des Flugzeugs zu nutzen. Das Kühlmittel kann dann beim Durchströmen des Grundkörpers Kühlenergie an ein Wärmeträgermedium abgeben und zusätzlich, vor oder nach dem Durchströmen des Grundkörpers, zur direkten Kühlung einer wärmeerzeugenden Komponente oder eines wärmeerzeugenden Systems an Bord des Flugzeugs genutzt werden.
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Der Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems ist dazu eingerichtet, einen Abschnitt einer Flugzeugaußenhaut zu bilden. Mit anderen Worten, der Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems weist eine Form, Größe sowie strukturelle Eigenschaften auf, die es ermöglichen, den Grundkörper als Flugzeugaußenhautabschnitt einzusetzen. Ferner besteht der Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems aus einem Material, das den Einsatz des Grundkörpers als Flugzeugaußenhautabschnitt erlaubt. Beispielsweise kann der Grundkörper aus einem Metall oder einem Kunststoffmaterial, insbesondere einem faserverstärkten Kunststoffmaterial bestehen.
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Die Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems hat den Vorteil, dass der Grundkörper ein ohnehin an Bord des Flugzeugs vorhandenes Bauteil, nämlich einen Abschnitt der Flugzeugaußenhaut ersetzt. Der Grundkörper der Kühlvorrichtung benötigt somit keinen bzw., je nach Dicke des Grundkörpers, nur geringen zusätzlichen Einbauraum. Darüber hinaus verursacht die Kühlvorrichtung ein vergleichsweise geringes Mehrgewicht. Schließlich erlaubt die Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems im Vergleich zu konventionellen Systemen eine Vervielfachung der von Kühlmittel durchströmbaren Fläche. Dadurch liefert die Kühlvorrichtung eine sehr hohe Kühlleistung und verursacht darüber hinaus nur sehr geringe Druckverluste. Das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem kann daher in besonders vorteilhafter Weise an Bord eines Flugzeugs dazu verwendet werden, hocheffizient große Wärmelasten von einer wärmeerzeugenden Einrichtung, wie z. B. einem Brennstoffzellensystem abzuführen.
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Grundsätzlich kann das erfindungsgemäße Kühlsystem mit lediglich einer Kühlvorrichtung ausgestattet sein, die an einer gewünschten Position des Flugzeugrumpfs angeordnet sein kann. Das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem kann jedoch auch mit einer Mehrzahl von Kühlvorrichtungen versehen sein. Beispielsweise kann das Flugzeugkühlsystem mindestens ein im Bereich des Hecks des Flugzeugs angeordnete Kühlvorrichtung sowie mindestens ein im Bereich der Belly Fairing des Flugzeugs angeordnete Kühlvorrichtung umfassen. Das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem kann dazu eingerichtet sein, eine bestimmte wärmeerzeugende Komponente oder ein bestimmtes wärmeerzeugendes System an Bord des Flugzeugs mit Kühlenergie zu versorgen. Falls gewünscht, kann das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem jedoch auch so ausgelegt sein, dass es als zentrales Kühlsystem des Flugzeugs dienen kann.
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Das erfindungsgemäße Kühlsystem ist mit einer Kühlvorrichtung ausgestattet, die leichtgewichtig gestaltbar ist und keinen oder nur wenig Einbauraum an Bord des Flugzeugs beansprucht. Ferner kann bei dem erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystem zumindest teilweise auf Leitungen sowie Montagekomponenten verzichtet werden. Das Flugzeugkühlsystem kann somit insgesamt leichtgewichtig und kompakt gestaltet werden. Darüber hinaus zeichnet sich das erfindungsgemäße Kühlsystem aufgrund der großen durchströmbaren Fläche der Kühlvorrichtung durch eine Hohe Kühlleistung aus. Ferner ermöglichen die geringen Druckverluste beim Durchströmen der Kühlvorrichtung einen besonders energieeffizienten Betrieb des System. Die Kühlvorrichtungen des erfindungsgemäßen Kühlsystems sind insbesondere bei einer geeigneten Anordnung beispielsweise im Bereich des Hecks oder der Belly Fairing des Flugzeugs nur wenig verschmutzungsanfällig, so dass das System insgesamt nur geringen Wartungsaufwand erfordert. Im Übrigen ist die Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Kühlsystems bei der Montage sowie bei der Durchführung von Wartungsarbeiten einfach zugänglich.
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Vorzugsweise umfasst der Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems eine Mehrzahl von Lamellen, die die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle begrenzen. Ein mit einer Lamellenstruktur versehener Grundkörper ist ungehindert und mit besonders geringen Druckverlusten von einem Kühlmittel, insbesondere Luft durchströmbar. Die in dem Grundkörper ausgebildete Lamellenstruktur kann an die Anordnung der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems in der Außenhaut des Flugzeugs angepasst sein. Beispielsweise kann die Lamellenstruktur so geformt sein, dass sie in Abhängigkeit der beispielsweise im Flugbetrieb des Flugzeugs vorherrschenden Luftströmung im Bereich der Kühlvorrichtung eine optimierte Durchströmung des Grundkörpers ermöglicht. Die Lamellenstruktur des Grundkörpers kann durch einzelne miteinander verbundene plättchenförmige Lamellen realisiert werden. Alternativ dazu ist es jedoch auch denkbar, den Grundkörper aus einem schaumartigen Material herzustellen, das die geforderten Durchströmungseigenschaften aufweist.
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Die erste Oberfläche des Grundkörpers, ist vorzugsweise dazu eingerichtet, im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden und weist vorzugsweise eine Struktur auf, die geeignet ist, im Flugbetrieb des Flugzeugs, wenn die erste Grundkörperoberfläche von Luft überströmt wird, den Reibungswiderstand der ersten Grundkörperoberfläche zu verringern. Wenn der Grundkörper eine Lamellenstruktur aufweist, können die Lamellen beispielsweise im Bereich der ersten Grundkärperoberfläche scharfkantige feine Rillen bilden, die parallel zu Strömungslinien der die erste Grundkörperoberfläche im Flugbetrieb des Flugzeugs überströmenden Luftströmung ausgerichtet sind. Eine derartige Oberflächenstruktur bewirkt einen sogenannten ”Haihauteffekt”, d. h. sie bewirkt eine Verringerung des Reibungswiderstands der ersten Grundkörperoberfläche. Der Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems kann folglich nicht nur so gestaltet werden, dass er im Vergleich zu einer ”glatten” Flugzeugaußenhaut keinen erhöhten Reibungswiderstand und damit einen erhöhten Treibstoffverbrauch des Flugzeugs zur Folge hat, sondern kann sogar mit Oberflächeneigenschaften versehen werden, die eine reibungswiderstandsvermindernde Wirkung des Grundkörpers ermöglichen.
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Der Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystmes kann in Richtung der Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle mehrschichtig aufgebaut sein. Beispielsweise kann der Grundkörper einen an die erste Grundkörperoberfläche angrenzenden äußeren Abschnitt, einen an die zweite Grundkörperoberfläche angrenzenden inneren Abschnitt sowie einen zwischen dem äußeren und dem inneren Abschnitt angeordneten mittleren Abschnitt umfassen. Die verschiedenen Abschnitte des Grundkörpers können, falls gewünscht oder erforderlich, mit unterschiedlich gestalteten Kühlmittelkanälen und/oder unterschiedlich gestalteten Wärmeträgermedienkanälen versehen sein, so dass sie unterschiedliche Durchströmungseigenschaften aufweisen. Es ist jedoch auch denkbar, den Grundkörper zwar mehrschichtig, d. h. mit mehreren von einem Kühlmittel und/oder einem Wärmeträgermedium durchströmbaren Abschnitten aufzubauen, diese Abschnitte aber mit gleichen Kühlmittelkanalstrukturen und/oder Wärmeträgermedienkanalstrukturen zu versehen. Der Grundkörper weist dann trotz seines mehrschichtigen Aufbaus in allen Abschnitten gleiche Durchströmungseigenschaften auf.
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Die verschiedenen Abschnitte des Grundkörpers können dazu dienen, verschiedene wärmeerzeugende Einrichtungen an Bord des Flugzeugs mit Kühlenergie zu versorgen. Vorzugsweise ist derjenige Abschnitt des Grundkörpers, der im Betrieb der Kühlvorrichtung als erster Abschnitt von dem Kühlmittel durchströmt wird, einer wärmeerzeugenden Einrichtung an Bord des Flugzeugs zugeordnet, die einen vergleichsweise hohen Kühlleistungsbedarf hat. Abschnitte des Grundkörpers, die im Betrieb der Kühlvorrichtung von Kühlmittel durchströmt werden, das bereits durch andere Abschnitte des Grundkörpers geleitet wurde und dabei Kühlenergie abgegeben hat, sind dagegen vorzugsweise wärmeerzeugenden Einrichtungen an Bord des Flugzeugs zugeordnet, die einen geringeren Kühlleistungsbedarf haben, d. h. auch durch Kühlmittel ausreichend gekühlt werden können, das bereits einen Teil seiner Kühlenergie abgegeben hat.
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Grundsätzlich kann die Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems so gestaltet sein, dass sein Grundkörper jeden beliebigen Abschnitt der Flugzeugaußenhaut bilden kann. Hierzu ist es lediglich erforderlich, den Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems mit den Konturen und Krümmungsradien zu versehen, die notwendig sind, um den Grundkörper an die Rumpfgeometrie des Flugzeugs anzupassen. Vorzugsweise ist der Grundkörper der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems jedoch dazu eingerichtet, einen im Bereich eines Hecks oder einer Belly Fairing des Flugzeugs angeordneten Flugzeugaußenhautabschnitt zu bilden. Wenn der Grundkörper der Kühlvorrichtung im Bereich des Hecks oder der Belly Fairing des Flugzeugs positioniert ist, ist er verhältnismäßig gut vor äußeren Einflüssen, wie z. B. Vogelschlag, Eisschlag oder Beschädigungen durch Triebwerksteile oder andere Objekte geschützt. Darüber hinaus kann eine im Bereich des Hecks oder der Belly Fairing des Flugzeugs angeordnete Kühlvorrichtung in besonders vorteilhafter Weise dazu genutzt werden, in diesen Bereichen des Flugzeugs angeordnete wärmeerzeugende Komponenten mit Kühlenergie zu versorgen, da in diesem Fall auf aufwändige und schwergewichtige Leitungssysteme zumindest weitgehend verzichtet werden kann. Darüber hinaus stellen sich im Flugbetrieb des Flugzeugs im Bereich des Hecks und der Belly Fairing Druckverhältnisse ein, die die Durchströmung der in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle erleichtern.
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In einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems kann der Grundkörper der Kühlvorrichtung dazu eingerichtet sein, einen zu einem Heckspiegel benachbarten Flugzeugaußenhautabschnitt zu bilden. Beispielsweise kann der Grundkörper so geformt und dimensioniert sein, dass der gesamte zu dem Heckspiegel benachbarte Flugzeugaußenhautabschnitt durch den Grundkörper gebildet wird. Der Grundkörper weist dann vorzugsweise die Form eines Hohlkegelstumpfs auf. Falls gewünscht oder erforderlich, kann der Grundkörper jedoch auch so geformt sein, dass er dazu eingerichtet ist, lediglich einen Teilbereich des zu dem Heckspiegel des Flugzeugs benachbarten Flugzeugaußenhautabschnitts zu bilden. Vorzugsweise weist der Grundkörper eine derartige Form und Größe auf, dass er dazu geeignet ist, einen unteren oder einen oberen Bereich des zu dem Heckspiegel benachbarten Flugzeugaußenhautabschnitts zu bilden. Der Grundkörper kann dann beispielsweise die Form eines halben Hohlkegelstumpfs aufweisen.
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Die Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems umfasst eine Mehrzahl von Rippen, die sich von der ersten Oberfläche des Grundkörpers erstrecken, welche dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden. Die Rippen sind dazu eingerichtet, als Strömungsleitbleche zu wirken, d. h. eine die erste Grundkörperoberfläche beispielsweise im Flugbetrieb des Flugzeugs überströmende Luftströmung in einer gewünschten Richtung über die erste Grundkörperoberfläche zu leiten. Die Anordnung von Rippen auf der ersten Grundkörperoberfläche ist insbesondere dann sinnvoll, wenn die Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems, wie später noch näher erläutert werden wird, zumindest in bestimmten Betriebsphasen in einem Umströmungsbetrieb betrieben werden soll, bei dem das Kühlmittel nicht durch die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle geleitet, sondern über die erste Grundkörperoberfläche geführt wird. Ein weiterer Vorteil der Ausgestaltung der Kühlvorrichtung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems mit einer Mehrzahl von sich von der ersten Grundkörperoberfläche erstreckenden Rippen besteht darin, dass die Rippen den Grundkörper und insbesondere die erste Grundkörperoberfläche vor äußeren Einflüssen schützen.
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Um den durch die Rippen im Flugbetrieb des Flugzeugs verursachten Reibungswiderstand zu minimieren und eine gleichmäßige Überströmung der ersten Grundkörperoberfläche zu ermöglichen, sind die Rippen im Wesentlichen parallel zu Strömungslinien einer die erste Oberfläche des Grundkörpers im Flugbetrieb des Flugzeugs überströmenden Luftströmung ausgerichtet. Alternativ oder zusätzlich dazu können die Rippen eine in Richtung der ersten Grundkörperoberfläche gekrümmte Kontur aufweisen. Die sich von der ersten Grundkörperoberfläche erstreckenden Rippen können aus dem gleichen Material wie der Grundkörper, aber auch aus einem anderen Material bestehen. Beispielsweise können die Rippen aus einem Metall oder einem Kunststoffmaterial, vorzugsweise einem faserverstärkten Kunststoffmaterial gefertigt sein.
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Das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem umfasst vorzugsweise eine Steuereinheit, die dazu eingerichtet ist, die Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems derart zu steuern, dass das Kühlmittel im Bereich der ersten Oberfläche des Grundkörpers, die dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden, in die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle eintritt, und im Bereich der zweiten Oberfläche des Grundkörpers, die dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung eine Innenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden, aus den in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanälen austritt. Mit anderen Worten, die Steuereinheit steuert die Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle derart, dass das Kühlmittel, vorzugsweise Umgebungsluft, durch die in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle aus der Flugzeugumgebung in einen Innenraum eines Flugzeugrumpfs gefördert wird, d. h. der Grundkörper der Kühlvorrichtung von außen nach innen von dem Kühlmittel durchströmt wird.
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Das Kühlmittel kann seine Kühlenergie beim Durchströmen der in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle an ein Wärmeträgermedium abgeben, das ebenfalls in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildete Wärmeträgermedienkanäle durchströmt. Alternativ oder zusätzlich dazu kann das die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle durchströmende Kühlmittel auch im Innenraum des Flugzeugrumpfs zur direkten Kühlung einer wärmeerzeugenden Komponente oder eines wärmeerzeugenden Systems genutzt werden. Zur Steuerung der Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle kann die Steuereinheit beispielsweise den Betrieb einer Fördereinrichtung, wie z. B. eines Gebläses entsprechend steuern.
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Das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem umfasst vorzugsweise ferner eine den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende Öffnung, die dazu eingerichtet ist, in den Betriebsphasen des Kühlsystems, in denen der Grundkörper der Kühlvorrichtung von der ersten Grundkörperoberfläche in Richtung der zweiten Grundkörperoberfläche von dem Kühlmittel durchströmt wird, als Kühlmittelauslass zu wirken, durch den das Kühlmittel nach dem Durchströmen des Grundkörpers in die Flugzeugumgebung zurückführbar ist. Die beispielsweise in der Flugzeugaußenhaut vorgesehene Öffnung kann einen variablen Strömungsquerschnitt aufweisen und/oder, beispielsweise mittels einer Klappe, verschließbar sein. Die Steuereinheit, die dazu dient, die Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle, beispielsweise durch eine entsprechende Steuerung einer Fördereinrichtung, zu steuern, kann auch dazu herangezogen werden, den variablen Strömungsquerschnitt der Öffnung und/oder eine Position einer Klappe zum Verschließen der Öffnung zu steuern. Falls gewünscht oder erforderlich, kann jedoch auch eine separate Steuereinheit zur Steuerung des variablen Strömungsquerschnitts der Öffnung und/oder der Verschlussklappe eingesetzt werden. Falls gewünscht, kann die Öffnung in einem Bereich der Flugzeugaußenhaut angeordnet sein, der es ermöglicht, dass die Kühlmittelströmung nach dem Durchströmen des Grundkörpers der Kühlvorrichtung und vor der Rückführung in die Flugzeugumgebung noch zur direkten Kühlung einer wärmeerzeugenden Einrichtung an Bord des Flugzeugs genutzt werden kann.
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Ein besonders energieeffizienter Betrieb des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems ist dann möglich, wenn die den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende und als Kühlmittelauslass wirkende Öffnung in einem Bereich der Flugzeugaußenhaut angeordnet ist, auf den im Flugbetrieb des Flugzeugs ein geringerer Druck wirkt als auf den durch den Grundkörper der Kühlvorrichtung gebildeten Flugzeugaußenhautabschnitt. Bei einer derartigen Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems können im Flugbetrieb des Flugzeugs ohnehin vorhandene Druckdifferenzen im Bereich der Flugzeugaußenhaut zur Förderung des Kühlmittels durch den Grundkörper der Kühlvorrichtung und schließlich durch die als Kühlmittelauslass wirkende Öffnung zurück in die Flugzeugumgebung genutzt werden. Eine beispielsweise in Form eines Gebläses oder dergleichen ausgebildete Fördereinrichtung des Flugzeugkühlsystems kann dann zumindest in einigen Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems mit weniger Leistung betrieben werden. Die Fördereinrichtung kann dann unter Umständen weniger leistungsstark und damit kompakter und leichtgewichtiger ausgelegt werden. Zumindest ist es jedoch nicht erforderlich, die Fördereinrichtung stets im Bereich ihres Leistungsmaximums zu betreiben, wodurch die Lebensdauer der Fördereinrichtung erhöht und ihre Wartungsanfälligkeit verringert werden kann.
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Die den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende und als Kühlmittelauslass wirkende Öffnung kann im Bereich eines Heckspiegels des Flugzeugs, im Bereich einer von einem Heck des Flugzeugs abgewandten Kante eines Flugzeugseitenleitwerks und/oder im Bereich einer Belly Fairing des Flugzeugs angeordnet sein. Es versteht sich, dass die Anordnung der Öffnung vorzugsweise an die Anordnung der Kühlvorrichtung im Rumpf des Flugzeugs angepasst ist. Beispielsweise bietet sich die Anordnung der Öffnung im Bereich des Heckspiegels oder der vom Heck des Flugzeugs abgewandten Kante des Flugzeugseitenwerks dann an, wenn der Grundkörper der Kühlvorrichtung dazu eingerichtet ist, einen im Bereich des Hecks angeordneten Flugzeugaußenhautabschnitt zu bilden. Eine im Bereich der Belly Fairing des Flugzeugs angeordneter Öffnung ist insbesondere im Zusammenwirken mit einer Kühlvorrichtung vorteilhaft, deren Grundkörper dazu eingerichtet ist, einen im Bereich der Belly Fairing liegenden Flugzeugaußenhautabschnitt zu bilden.
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Das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem kann ferner eine Steuereinheit umfassen, die dazu eingerichtet ist, die Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper des Kühlers ausgebildeten Kühlmittelkanäle zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems derart zu steuern, dass das Kühlmittel im Bereich der zweiten Oberfläche des Grundkörpers, die dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Zustand des Kühlers eine Innenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden, in die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle eintritt, und im Bereich der ersten Oberfläche des Grundkörpers, die dazu eingerichtet ist im in einem Flugzeug montierten Zustand des Kühlers eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden, aus den in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanälen austritt. Mit anderen Worten, die Steuereinheit ist dazu eingerichtet, die Kühlmittelströmung derart zu steuern, dass das Kühlmittel den Grundkörper von innen nach außen, d. h. vom Innenraum des Flugzeugrumpfs in Richtung der Flugzeugumgebung durchströmt. Zur Steuerung der Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper des Kühlers ausgebildeten Kühlmittelkanäle kann die Steuereinheit beispielsweise den Betrieb einer Fördereinrichtung des Flugzeugkühlsystems, wie z. B. eines Gebläses oder dergleichen entsprechend steuern.
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Grundsätzlich kann das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem eine Steuereinheit umfassen, die lediglich dazu in der Lage ist, die Kühlmittelströmung in einer Richtung durch die in dem Matrixkörper des Kühlers ausgebildeten Kühlmittelkanäle zu steuern. Vorzugsweise umfasst das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem jedoch eine Steuereinheit die dazu in der Lage ist, die Kühlmittelströmung in verschiedenen Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems in verschiedenen Richtungen durch die in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle zu steuern. Beispielsweise kann das Flugzeugkühlsystem dann im Bodenbetrieb und im Flugbetrieb des Flugzeugs in unterschiedlichen Betriebsarten betrieben werden. Zum Beispiel kann die Steuereinheit die Kühlmittelströmung im Bodenbetrieb des Flugzeugs derart steuern, dass das Kühlmittel den Grundkörper der Kühlvorrichtung von außen nach innen durchströmt. Im Flugbetrieb des Flugzeugs kann die Steuereinheit die Kühlmittelströmung dagegen derart steuern, dass das Kühlmittel den Grundkörper der Kühlvorrichtung von innen nach außen durchströmt. Alternativ dazu kann im Bodenbetrieb des Flugzeugs auch eine Durchströmung des Grundkörpers von innen nach außen und im Flugbetrieb des Flugzeugs eine Durchströmung des Grundkörpers von außen nach innen vorgesehen werden.
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Das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem kann ferner eine den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende Öffnung umfassen, die dazu eingerichtet ist, in den Betriebsphasen des Kühlsystems, in denen der Grundkörper des Kühlers von der zweiten Grundkörperoberfläche in Richtung der ersten Grundkörperoberfläche von dem Kühlmittel durchströmt wird, als Kühlmitteleinlass zu wirken, durch den das Kühlmittel vor dem Durchströmen des Grundkörpers aus der Flugzeugumgebung entnehmbar ist. Die beispielsweise in der Flugzeugaußenhaut vorgesehene Öffnung kann einen variablen Strömungsquerschnitt aufweisen und/oder, beispielsweise mittels einer Klappe, verschließbar sein. Die Steuereinheit, die dazu dient, die Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper des Kühlers ausgebildeten Kühlmittelkanäle, beispielsweise durch eine entsprechende Steuerung einer Fördereinrichtung, zu steuern, kann auch dazu herangezogen werden, den variablen Strömungsquerschnitt der Öffnung und/oder eine Position einer Klappe zum Verschließen der Öffnung zu steuern. Falls gewünscht oder erforderlich, kann jedoch auch eine separate Steuereinheit zur Steuerung des variablen Strömungsquerschnitts der Öffnung und/oder der Verschlussklappe eingesetzt werden. Falls gewünscht, kann die Öffnung in einem Bereich der Flugzeugaußenhaut angeordnet sein, der es ermöglicht, dass die Kühlmittelströmung vor dem Durchströmen des Grundkörpers des Kühlers zur direkten Kühlung einer wärmeerzeugenden Einrichtung an Bord des Flugzeugs genutzt werden kann. Falls gewünscht, kann die den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende und als Kühlmitteleinlass wirkende Öffnung in Form eines oberfächenbündigen frontal angeordneten Scoop-Lufteinlasses ausgestaltet sein.
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Ein besonders energieeffizienter Betrieb des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems ist dann möglich, wenn die den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende und als Kühlmitteleinlass wirkende Öffnung in einem Bereich der Flugzeugaußenhaut angeordnet ist, auf den im Flugbetrieb des Flugzeugs ein höherer Druck wirkt als auf den durch den Grundkörper des Kühlers gebildeten Flugzeugaußenhautabschnitt. Bei einer derartigen Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems können im Flugbetrieb des Flugzeugs ohnehin vorhandene Druckdifferenzen im Bereich der Flugzeugaußenhaut zur Förderung des Kühlmittels durch die als Kühlmitteleinlass wirkende Öffnung in den Innenraum des Flugzeugrumpfs und anschließend durch den Grundkörper des Kühlers zurück in die Flugzeugumgebung genutzt werden. Eine beispielsweise in Form eines Gebläses oder dergleichen ausgebildete Fördereinrichtung des Flugzeugkühlsystems kann dann zumindest in einigen Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems mit weniger Leistung betrieben werden. Die Fördereinrichtung kann dann unter Umständen weniger leistungsstark und damit kompakter und leichtgewichtiger ausgelegt werden. Zumindest ist es jedoch nicht erforderlich, die Fördereinrichtung stets im Bereich ihres Leistungsmaximums zu betreiben, wodurch die Lebensdauer der Fördereinrichtung erhöht und ihre Wartungsanfälligkeit verringert werden kann.
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Die den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende und als Kühlmitteleinlass wirkende Öffnung kann im Bereich eines Heckspiegels des Flugzeugs, im Bereich einer von einem Heck des Flugzeugs abgewandten Kante eines Flugzeugseitenleitwerks und/oder im Bereich einer Belly Fairing des Flugzeugs angeordnet sein. Es versteht sich, dass die Anordnung der Öffnung vorzugsweise an die Anordnung des Kühlers im Rumpf des Flugzeugs angepasst ist. Beispielsweise bietet sich die Anordnung der Öffnung im Bereich des Heckspiegels oder der vom Heck des Flugzeugs abgewandten Kante des Flugzeugseitenwerks dann an, wenn der Grundkörper des Kühlers dazu eingerichtet ist, einen im Bereich des Hecks angeordneten Flugzeugaußenhautabschnitt zu bilden. Eine im Bereich der Belly Fairing des Flugzeugs angeordneter Öffnung ist insbesondere im Zusammenwirken mit einem Kühler vorteilhaft, dessen Grundkörper dazu eingerichtet ist, einen im Bereich der Belly Fairing liegenden Flugzeugaußenhautabschnitt zu bilden.
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Grundsätzlich ist es möglich, das Flugzeugkühlsystem mit mehreren den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende Öffnungen zu versehen, die entweder als nur Kühlmittelauslass oder als nur Kühlmitteleinlass wirken können. Vorzugsweise weist das Flugzeugkühlsystem zur Minimierung des durch das Kühlsystem im Flugbetrieb des Flugzeugs verursachten Luftwiderstands jedoch nur eine den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende Öffnung auf, die je nach Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems als Kühlmittelauslass oder als Kühlmitteleinlass wirkt.
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Die Steuereinheit des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems kann ferner dazu eingerichtet sein, durch eine entsprechende Steuerung der Position eines beispielsweise in Form einer Klappe ausgebildeten Steuerelements, das einen Strömungsquerschnitt einer den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindenden Öffnung festlegt, einen die Öffnung durchströmenden Kühlmittelvolumenstrom zu steuern. Durch die Steuerung des Kühlmittelvolumenstrom durch die Öffnung kann z. B. die von dem Flugzeugkühlsystem gelieferte Kühlleistung beeinflusst werden. Ferner kann die Steuereinheit dazu eingerichtet sein, durch eine entsprechende Steuerung der Position der den Strömungsquerschnitt der Öffnung steuernden Klappe den im Flugbetrieb des Flugzeugs durch die Klappe verursachten Luftwiderstand zu steuern. Beispielsweise kann die Steuereinheit die Klappe in eine entsprechende Öffnungsposition steuern, wenn es gewünscht ist, die Klappe als zusätzliche Airbrake zu nutzen.
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Das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem umfasst vorzugsweise ferner eine Steuereinheit, die dazu eingerichtet ist, die Kühlmittelströmung derart zu steuern, dass zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems die erste Oberfläche des Grundkörpers, die dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung eine Außenfläche des Flugzeugaußenhaut zu bilden, von dem Kühlmittel überströmt wird. Mit anderen Worten, die Steuereinheit steuert die Kühlmittelströmung derart, dass im Wesentlichen keine Durchströmung der in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle stattfindet, sondern stattdessen das Kühlmittel über die erste Oberfläche des Grundkörpers geführt wird. Die Steuereinheit kann eine separate Steuereinheit sein. Vorzugsweise umfasst das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem jedoch eine Steuereinheit, die dazu in der Lage ist, das Flugzeugkühlsystem sowohl in einem Durchströmungsbetrieb, d. h. einem Betriebszustand, bei dem der Grundkörper der Kühlvorrichtung von Kühlmittel durchströmt wird, als auch im Überströmbetrieb, d. h. einem Betriebszustand, bei dem die erste Oberfläche des Grundkörpers von dem Kühlmittel überströmt wird, zu steuern.
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Um das erfindungsgemäße Flugzeugkühlsystem in den Überströmungsbetrieb zu steuern, ist die Steuereinheit vorzugsweise dazu eingerichtet, in den Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems, in denen die erste Grundkörperoberfläche von dem Kühlmittel überströmt wird, eine den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende Öffnung zu verschließen, die in Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems, in denen der Grundkörper der Kühlvorrichtung von dem Kühlmittel durchströmt wird, dazu dient, als Kühlmittelauslass oder als Kühlmitteleinlass zu wirken. Mit anderen Worten, die Steuereinheit steuert beispielsweise eine die Öffnung verschließende Klappe in ihre geschlossene Position.
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Ferner kann die Steuereinheit dazu eingerichtet sein, in den Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems, in denen die erste Grundkörperoberfläche von dem Kühlmittel überströmt wird, eine Fördereinrichtung auszuschalten, die in Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems, in denen der Grundkörper von dem Kühlmittel durchströmt wird, dazu dient, Kühlmittel durch die in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle zu fördern. Mit anderen Worten, im Überströmbetrieb des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems schaltet die Steuereinheit die Fördereinrichtung zur Förderung von Kühlmittel durch die in dem Matrixköper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle aus.
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Durch das Schließen der den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindenden Öffnung und das Ausschalten der Fördereinrichtung wird bewirkt, dass zumindest eine überwiegende Menge des Kühlmittels lediglich die erste Grundkörperoberfläche überströmt und nicht länger in die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle eintritt. Ein Betreiben des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems im Überströmbetrieb bietet sich insbesondere im Flugbetrieb des Flugzeugs an. Im Bodenbetrieb des Flugzeugs wird das Flugzeugkühlsystem dagegen vorzugsweise im Durchströmungsbetrieb betrieben. Im Überströmungsbetrieb des erfindungsgemäßen Flugzeugkühlsystems wird die Strömung des Kühlmittels über die erste Grundkörperoberfläche vorzugsweise durch eine Mehrzahl von Rippen gesteuert, die sich von der ersten Grundkörperoberfläche erstrecken und vorzugsweise im Wesentlichen parallel zu Strömungslinien der die erste Grundkörperoberfläche im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung ausgerichtet sind.
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Bei einem erfindungsgemäßen Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugkühlsystems wird ein Grundkörper einer Kühlvorrichtung, in dem eine Mehrzahl von Kühlmittelkanälen ausgebildet ist, die sich von einer ersten Oberfläche des Grundkörpers zu einer zweiten Oberfläche des Grundkörpers erstrecken, und der dazu eingerichtet ist, einen Abschnitt einer Flugzeugaußenhaut zu bilden, zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems von einem Kühlmittel durchströmt.
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Die Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle kann derart gesteuert werden, dass das Kühlmittel zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems im Bereich der ersten Oberfläche des Grundkörpers, die dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden, in die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle eintritt, und im Bereich der zweiten Oberfläche des Grundkörpers, die dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung eine Innenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden, aus den in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanälen austritt. Mit anderen Worten, die Kühlmittelströmung durch den Grundkörper kann derart gesteuert werden, dass das Kühlmittel den Grundkörper von außen nach innen durchströmt.
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Vorzugsweise wird die Kühlmittelströmung nach dem Durchströmen des Grundkörpers der Kühlvorrichtung durch eine einen Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende und als Kühlmittelauslass wirkende Öffnung in die Flugzeugumgebung zurückgeführt.
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Auf die den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende und als Kühlmittelauslass wirkende Öffnung wirkt im Flugbetrieb des Flugzeugs vorzugsweise ein geringerer Druck als auf den durch den Grundkörper der Kühlvorrichtung gebildeten Flugzeugaußenhautabschnitt.
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Die Kühlmittelströmung durch die in dem Grundkörper des Kühlers ausgebildeten Kühlmittelkanäle kann auch derart gesteuert werden, dass das Kühlmittel zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems im Bereich der zweiten Oberfläche des Grundkörpers, die dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Zustand des Kühlers eine Innenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden, in die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle eintritt, und im Bereich einer ersten Oberfläche des Grundkörpers, die dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Zustand des Kühlers eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden, aus den in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanälen austritt. Mit anderen Worten, die Kühlmittelströmung kann derart gesteuert werden, dass das Kühlmittel den Grundkörper von innen nach außen durchströmt.
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Vor dem Durchströmen des Grundkörpers des Kühlers kann die Kühlmittelströmung durch eine einen Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende und als Kühlmitteleinlass wirkende Öffnung aus der Flugzeugumgebung entnommen werden.
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Durch eine entsprechende Steuerung der Position einer Klappe, die einen Strömungsquerschnitt der den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindenden und als Kühlmitteleinlass wirkenden Öffnung festlegt, kann ein die Öffnung durchströmender Kühlmittelvolumenstrom und/oder ein im Flugbetrieb des Flugzeugs durch die Klappe verursachter Luftwiderstand wie gewünscht gesteuert werden.
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Zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems wird die erste Oberfläche des Matrixköpers, die dazu eingerichtet ist, im in einem Flugzeug montierten Flugzeug der Kühlvorrichtung eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut zu bilden, von dem Kühlmittel überströmt. Mit anderen Worten, in bestimmten Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems wird das Kühlmittel nicht durch die in dem Grundkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle geleitet, sondern über die erste Grundkörperoberfläche geführt. Eine derartige Steuerung der Kühlmittelströmung bietet sich insbesondere im Flugbetrieb des Flugzeugs an.
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In den Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems, in denen die erste Grundkörperoberfläche von dem Kühlmittel überströmt wird, wird vorzugsweise eine den Innenraum des Flugzeugrumpfs mit der Flugzeugumgebung verbindende Öffnung verschlossen, die in Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems, in denen der Grundkörper der Kühlvorrichtung von dem Kühlmittel durchströmt wird als Kühlmittelauslass oder als Kühlmitteleinlass wirkt.
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Ferner ist in Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems, in denen die erste Grundkörperoberfläche von dem Kühlmittel überströmt wird, vorzugsweise eine Fördereinrichtung ausgeschaltet, die in Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems, in denen der Grundkörper der Kühlvorrichtung von dem Kühlmittel durchströmt wird, dazu dient, Kühlmittel durch die in dem Grundkörper der Kühlvorrichtung ausgebildeten Kühlmittelkanäle zu fördern.
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In den Betriebsphasen des Kühlsystems, in denen die erste Grundkörperoberfläche von dem Kühlmittel überströmt wird, wird die Kühlmittelströmung über die erste Grundkörperoberfläche durch eine Mehrzahl von Rippen gesteuert, die sich von der ersten Grundkörperoberfläche vorzugsweise parallel zu Strömungslinien einer die erste Grundkörperoberfläche im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung erstrecken. Alternativ oder zusätzlich dazu können die Rippen eine in Richtung der ersten Oberfläche des Grundkörpers gekrümmte Kontur aufweisen.
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Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nun anhand der beigefügten schematischen Zeichnungen näher erläutert, von denen
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1 eine Darstellung eines ersten Ausführungsbeispiels einer zur Verwendung in einem Flugzeugkühlsystem geeigneten Kühlvorrichtung zeigt,
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2 eine Querschnittsansicht der Kühlvorrichtung gemäß 1 zeigt,
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3 die Kühlvorrichtung gemäß 1 im in einem Flugzeug montierten Zustand zeigt,
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4 eine Darstellung eines zweiten Ausführungsbeispiels einer zum Einsatz in einem Flugzeugkühlsystem geeigneten Kühlvorrichtung zeigt,
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5 eine Querschnittsansicht der Kühlvorrichtung gemäß 4 zeigt,
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6 eine Querschnittsansicht eines dritten Ausführungsbeispiels einer zum Einsatz in einem Flugzeugkühlsystem geeigneten Kühlvorrichtung zeigt,
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7 eine Seitenansicht eines Flugzeugs zeigt, das mit einem Flugzeugkühlsystem mit einer Mehrzahl von Kühlvorrichtungen ausgestattet ist,
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8 eine Ansicht der Rumpfunterseite des Flugzeugs gemäß 7 zeigt,
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9 ein erstes Ausführungsbeispiel eines Flugzeugkühlsystems zeigt, das in einem ersten Betriebszustand betrieben wird,
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10 das Flugzeugkühlsystem gemäß 9 zeigt, das in einem zweiten Betriebszustand betrieben wird,
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11 ein zweites Ausführungsbeispiel eines Flugzeugkühlsystems zeigt, das in einem ersten Betriebszustand betrieben wird,
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12 das Flugzeugkühlsystem gemäß 11 zeigt, das in einem zweiten Betriebszustand betrieben wird,
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13 ein drittes Ausführungsbeispiel eines Flugzeugkühlsystems zeigt, das in einem ersten Betriebszustand betrieben wird,
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14 eine Detailansicht des Flugzeugkühlsystems gemäß 13 zeigt,
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15 das Flugzeugkühlsystem gemäß 13 zeigt, das in einem zweiten Betriebszustand betrieben wird, und
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16 eine Detailansicht des Flugzeugkühlsystems gemäß 15 zeigt.
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In den 1 bis 3 ist ein erstes Ausführungsbeispiel für eine Kühlvorrichtung 10 veranschaulicht, die zum Einsatz in einem Flugzeugkühlsystem 100 (siehe 7 bis 13 und 15) geeignet ist. Die in den 1 bis 3 gezeigte Kühlvorrichtung 10 umfasst einen Grundkörper 12, der eine Mehrzahl von in den 1 und 3 schematisch dargestellten Lamellen 14 umfasst. Die Lamellen 14 begrenzen eine Mehrzahl von Kühlmittelkanälen 16, die sich von einer ersten Oberfläche 18 des Grundkörpers 12 zu einer zweiten Oberfläche 20 des Grundkörpers 12 (siehe 2) erstrecken.
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Der Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 ist hohlkegelstumpfförmig ausgebildet und, wie insbesondere in 3 zu erkennen ist, dazu eingerichtet, einen zu einem Heckspiegel 22 eines Flugzeugs benachbarten Bereich einer Flugzeugaußenhaut zu bilden. Mit anderen Worten, der Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 ersetzt in dem zu dem Heckspiegel 22 benachbarten Bereich des Flugzeugs die in den übrigen Bereichen des Flugzeugs vorhandene Flugzeugaußenhaut. Die erste Grundkörperoberfläche 18 bildet somit im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung 10 eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut, wohingegen die zweite Grundkörperoberfläche 20 im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung 10 eine Innenfläche der Flugzeugaußenhaut bildet. Der Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 besteht aus einem Material, wie z. B. einem Metal oder einem Kunststoffmaterial, insbesondere einem faserverstärkten Kunststoffmaterial, dessen mechanische Eigenschaften an die Anforderungen angepasst sind, die an einen Flugzeugaußenhautabschnitt gestellt werden. Dadurch wird sichergestellt, dass die Kühlvorrichtung 10 den aus seiner Positionierung im Bereich der Flugzeugaußenhaut resultierenden strukturellen Anforderungen gewachsen ist.
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Durch die in dem Grundkörper 12 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16 ist der Grundkörper 12 von Luft durchströmbar. Die die in dem Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16 durchströmende Luft kann in dem Flugzeugkühlsystem 100 dazu verwendet werden, eine wärmeerzeugende Einrichtung an Bord des Flugzeugs mit Kühlenergie zu versorgen. Die durch die Kühlmittelkanäle 16 geförderte Luft kann direkt oder indirekt zur Kühlung einer wärmeerzeugenden Komponente oder eines wärmeerzeugenden Systems an Bord des Flugzeugs genutzt werden. Beispielsweise kann aus der Flugzeugumgebung durch die in dem Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16 in einen Innenraum des Flugzeugrumpfs zugeführte Luft unmittelbar dazu genutzt werden, eine in dem Innenraum des Flugzeugrumpfs angeordnete wärmeerzeugende Komponente zu umströmen und dabei Kühlenergie an die wärmeerzeugende Komponente abzugeben. Eine optimale Nutzung der in der Umgebungsluft enthaltenen Kühlenergie ist jedoch dann möglich, wenn der Grundkörper 12, wie insbesondere in 2 veranschaulicht ist, in Form eines mehrschichtig aufgebauten Wärmeübertragers ausgebildet ist.
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In 2 ist zu erkennen, dass der Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 eine zu der ersten Grundkörperoberfläche 18 benachbarte erste Wärmeübertragerschicht 24, eine zu der zweiten Grundkörperoberfläche 20 benachbarte zweite Wärmeübertragerschicht 26 sowie eine zwischen der ersten Wärmeübertragerschicht 24 und der zweiten Wärmeübertragerschicht 26 angeordnete dritte Wärmeübertragerschicht 28 umfasst. Die drei Wärmeübertragerschichten 24, 26, 28 sind jeweils mit Wärmeträgermedienkanälen ausgebildet, die von einem zu kühlenden Wärmeträgermedium durchströmt werden. Die Wärmeübertragerschichten 24, 26, 28 sind verschiedenen wärmeerzeugenden Systemen an Bord des Flugzeugs zugeordnet, d. h. sie dienen dazu, diesen wärmeerzeugenden Systemen Kühlenergie zuzuführen.
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Wenn der Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10, wie in 1 angedeutet, von außen nach innen, d. h. von der ersten Grundkörperoberfläche 18 in Richtung der zweiten Grundkörperoberfläche 20 von Kühlluft durchströmt wird, nimmt der Kühlenergieinhalt der Kühlluft beim Durchströmen des Grundkörpers 12 durch Kühlenergietransfer auf die erste Wärmeübertragerschicht 24, die dritte Wärmeübertragerschicht 28 und schließlich die zweite Wärmeübertragerschicht 26 stetig ab. Eine optimale Ausnutzung der in der Kühlluft enthaltenen Kühlenergie ist daher dann gewährleistet, wenn die erste Wärmeübertragerschicht 24 dazu genutzt wird, ein wärmeerzeugendes System mit einem hohen Kühlleistungsbedarf zu kühlen. Die dritte Wärmeübertragerschicht 28 und schließlich die zweite Wärmeübertragerschicht 26 werden dagegen sinnvollerweise dazu verwendet, wärmeerzeugende Systeme mit einem geringeren Kühlleistungsbedarf mit der in der Kühlluft nach dem Durchströmen der ersten Wärmeübertragerschicht 24 verbliebenen Kühlenergie zu versorgen.
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Wie später noch näher erläutert werden wird, ist es jedoch auch denkbar, die Kühlluft von innen nach außen, d. h. von der zweiten Grundkörperoberfläche 20 in Richtung der ersten Grundkörperoberfläche 18 durch den Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung zu leiten. In einem derartigen Fall wird sinnvollerweise die zweite Wärmeübertragerschicht 26 zur Kühlung eines wärmeerzeugenden Systems mit hohem Kühlleistungsbedarf genutzt. Die dritte Wärmeübertragerschicht 28 und die erste Wärmeüber-tragerschicht 24 werden dagegen dann sinnvollerweise dazu eingesetzt, wärmeerzeugende Systeme mit einem geringeren Kühlleistungsbedarf mit der in der Kühlluft nach dem Durchströmen der zweiten Wärmeübertragerschicht 26 verbliebenen Kühlenergie zu versorgen.
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Ferner kann die Zufuhr von Kühlluft in die verschiedenen Wärmeübertragerschichten 24, 26, 28 durch sogenannte Shutter gesteuert werden. Wenn ein einer Wärmeübertragerschicht 24, 26, 28 zugeordnetes wärmeerzeugendes System einen hohen Kühlleistungsbedarf hat, kann durch eine entsprechende Steuerung der Shutterpositionen eine ausreichende Kühlluftzufuhr in diese Wärmeübertragerschicht 24, 26, 28 gewährleistet werden. Ebenso kann durch eine entsprechende Steuerung der Shutterpositionen die Zufuhr von Kühlluft in eine Wärmeübertragerschicht 24, 26, 28 verringert oder sogar unterbunden werden, wenn ein der Wärmeübertragerschicht 24, 26, 28 zugeordnetes wärmeerzeugendes System einen lediglich geringen oder keinen Kühlleistungsbedarf hat. Dies ermöglicht eine besonders effektive und effiziente Nutzung der zur Verfügung stehenden Kühlluft.
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Es versteht sich, dass die den Grundkörper 12 durchströmende Kühlluft auch dann, wenn der Grundkörper 12 in Form eines Wärmeübertragers ausgebildet ist, zusätzlich zur direkten Kühlung einer im Innenraum des Flugzeugrumpfs angeordneten wärmeerzeugenden Komponente genutzt werden kann. Beispielsweise kann die Kühlluft die wärmeerzeugende Komponente nach dem Durchströmen des Grundkörpers 12 oder vor dem Durchströmen des Grundkörpers 12 umströmen.
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Die erste Grundkörperoberfläche 18, die im in einem Flugzeug montierten Zustand der Kühlvorrichtung 10 eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut bildet, weist eine Struktur auf, die geeignet ist, im Flugbetrieb des Flugzeugs, wenn die erste Grundkörperoberfläche 18 von Luft überströmt wird, den Reibungswiderstand der ersten Grundkörperoberfläche 18 zu verringern. Beispielsweise können die in den Grundkörper 12 ausgebildeten Lamellen 14 im Bereich der ersten Grundkörperoberfläche 18 scharfkantige feine Rippe bilden, die im Wesentlichen parallel zu der die erste Grundkörperoberfläche 18 im Flugbetrieb des Flugzeugs überströmenden Luftströmung ausgerichtet sind. Durch eine derartige Ausgestaltung der ersten Grundkörperoberfläche 18 wird gewährleistet, dass der Reibungswiderstand des Flugzeugs durch die Integration der Kühlvorrichtung 10 in die Flugzeugaußenhaut nicht erhöht wird, sondern sogar gesenkt werden kann. Dies ermöglicht die Realisierung von Treibstoffersparnissen.
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In den 4 und 5 ist ein zweites Ausführungsbelspiel einer Kühlvorrichtung 10 gezeigt, die sich von dem in den 1 bis 3 veranschaulichten Kühler 10 dadurch unterscheidet, dass sie lediglich die Form eines halben Hohlkegelstumpfs einnimmt. Der Grundkörper 12 der in den 4 und 5 gezeigten Kühlvorrichtung 10 ist insbesondere dazu eingerichtet, einen unteren Bereich eines zu einem Heckspiegel 22 eines Flugzeugs benachbarten Flugzeugaußenhautabschnitt zu bilden. Im Übrigen entspricht der Aufbau und die Funktionsweise der in den 4 und 5 veranschaulichten Kühlvorrichtung 10 dem Aufbau und der Funktionsweise der in den 1 bis 3 gezeigten Kühlvorrichtung 10.
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In 6 ist ein drittes Ausführungsbeispiel einer zur Verwendung in einem Flugzeugkühlsystem 100 geeigneten Kühlvorrichtung 10 veranschaulicht. Die Kühlvorrichtung 10 gemäß 6 zeichnet sich dadurch aus, dass sich eine Mehrzahl von Rippen 30 von der ersten Oberfläche 18 des Grundkörpers 12 erstreckt. Wie später noch näher erläutert werden wird, fungieren die Rippen 30 als Strömungsleitbleche und sind im Wesentlichen parallel zu Strömungslinien einer die erste Grundkörperoberfläche 18 im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung ausgerichtet. Darüber hinaus weisen die Rippen 30 eine in Richtung der ersten Grundkörperoberfläche 18 gekrümmte Kontur auf (siehe hierzu auch 14 und 16). Durch die Rippen 30 kann eine Luftströmung, die die erste Grundkörperoberfläche 18 im Flugbetrieb des Flugzeugs überströmt, wie gewünscht gesteuert werden. Ferner schützen die Rippen 30 den Grundkörper 12 und insbesondere die erste Grundkörperoberfläche 18 vor äußeren Einflüssen, wie z. B. Vogelschlag, Eisschlag, etc..
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Alle in den 1 bis 6 gezeigten Kühlvorrichtungen 10 können, bei Bedarf Abschnitte aufweisen, die nicht von Luft durchströmbar sind, d. h. z. B. keine Lamellenstruktur aufweisen oder mit einer Abdeckung versehen sind. Diese Abschnitte können beispielsweise in Bereichen der Kühlvorrichtungen 10 vorgesehen sein, die insbesondere im Flugbetrieb des Flugzeugs starken mechanischen Belastungen ausgesetzt sind oder aufgrund ihrer Position besonders gefährdet für äußere Einflüsse sind.
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In den 7 und 8 sind bevorzugte Positionen veranschaulicht, in denen Kühlvorrichtungen 10 eines Flugzeugkühlsystems 100 im Bereich einer Flugzeugaußenhaut angeordnet sein können. Beispielsweise kann/können eine oder mehrere Kühlvorrichtungen 10 im Bereich eines Hecks des Flugzeugs, beispielsweise benachbart zu dem Heckspiegel 22 des Flugzeugs positioniert sein. Ferner ist es denkbar, eine oder mehrere Kühlvorrichtungen 10 im Bereich der Belly Fairing des Flugzeugs anzuordnen. Schließlich kann/können eine oder mehrere Kühlvorrichtungen 10 auch im Bereich der Flügel des Flugzeugs positioniert werden. Eine derartige Anordnung der Kühlvorrichtung ermöglicht eine tangentiale Luftausblasung. Je nach Bedarf kann das Flugzeugkühlsystem 100 lediglich eine Kühlvorrichtung 10, aber auch mehrere Kühlvorrichtungen 10 umfassen. Grundsätzlich können die Kühlvorrichtungen 10 in beliebigen Bereichen des Flugzeugs angeordnet sein. Vorzugsweise ersetzen die Kühlvorrichtungen 10 jedoch Abschnitte der Flugzeugaußenhaut, die verhältnismäßig gut vor äußeren Einflüssen, wie z. B. Vogelschlag, Eisschlag oder, im Fall von Triebwerksdefekten, aus dem Triebwerk gelösten Triebwerkskomponenten geschützt sind. Vor diesem Hintergrund ist die Anordnung der Kühlvorrichtungen 10 im Bereich des Flugzeughecks oder im Bereich der Belly Fairing des Flugzeugs vorteilhaft.
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In den 9 und 10 ist ein Flugzeugkühlsystem 100 in verschiedenen Betriebsphasen veranschaulicht, das mit einer benachbart zu einem Heckspiegel 22 des Flugzeugs angeordneten, hohlkegelstumpfförmigen Kühlvorrichtung 10, wie sie in den 1 bis 3 veranschaulicht ist, ausgestattet ist. Es versteht sich, dass das Flugzeugkühlsystem 100 statt mit einer in den 1 bis 3 veranschaulichten Kühlvorrichtung 10 auch mit einer in Form eines halben Hohlkegelstumpfs ausgebildeten Kühlvorrichtung 10 ausgestattet werden könnte, wie sie in den 4 und 5 gezeigt ist. Das Kühlsystem 100 umfasst neben der Kühlvorrichtung 10 eine in Form eines Gebläses ausgebildete Fördereinrichtung 32. Die Fördereinrichtung 32 kann beispielsweise in einem zu dem Heckspiegel 22 benachbarten Bereich des Flugzeugrumpfs angeordnet sein. Der Betrieb der Fördereinrichtung 32 wird von einer elektronischen Steuereinheit 34 gesteuert.
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In dem in 9 veranschaulichten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 steuert die elektronische Steuereinheit 34 die Fördereinrichtung 32 derart, dass Luft aus der Flugzeugumgebung durch die in dem Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16 von der ersten Grundkörperoberfläche 18 in Richtung der zweiten Grundkörperoberfläche 20, d. h. von außen nach innen durch die in dem Grundkörper 12 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16 gefördert wird. Beim Durchströmen der Kühlmittelkanäle 16 gibt die Umgebungsluft Kühlenergie ab. Nach dem Durchströmen des Grundkörpers 12 der Kühlvorrichtung 10 kann die durch den Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 in einen Innenraum des Flugzeugrumpf geleitete Kühlluft noch zur direkten Kühlung einer im Innenraum des Flugzeugrumpfs angeordneten wärmeerzeugenden Komponente genutzt werden. Schließlich wird die Luft durch eine im Bereich des Heckspiegels 22 vorgesehenen Öffnung 36 in die Flugzeugumgebung zurückgeführt. Die Öffnung 36 wirkt somit als Kühlmittelauslass. Die Öffnung 36 weist einen mittels einer nicht veranschaulichten Klappe variierbaren Strömungsquerschnitt auf. Die Position der den Strömungsquerschnitt der Öffnung 36 festlegenden Klappe wird, ebenso wie die Fördereinrichtung 32 von der elektronischen Steuereinheit 34 gesteuert.
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Eine Luftabfuhr durch eine im Bereich des Flugzeugheckspiegels 22 angeordnete Öffnung 36 verursacht im Flugbetrieb des Flugzeugs lediglich einen verhältnismäßig geringen zusätzlichen Luftwiderstand. Falls gewünscht oder erforderlich kann der Heckspiegelbereich des Flugzeugsrumpfs auch nicht, wie in den 9 und 10 gezeigt, im Wesentlichen senkrecht zu einer Längsachse L des Flugzeugs, sondern in einem Winkel relativ zur Längsachse L des Flugzeugs ausgerichtet sein. Dadurch kann auf einfache Art und Weise der maximale Strömungsquerschnitt einer im Bereich des Heckspiegels 22 angeordneten Öffnung 36 vergrößert werden.
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Ferner kann im Flugbetrieb des Flugzeugs durch die Luftzufuhr in den Innenraum des Flugzeugrumpfs durch die in dem Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16 eine sich im Flugbetrieb des Flugzeugs über der ersten Grundkörperoberfläche 18 ausbildende Grenzschicht ”abgesaugt” werden. Dadurch kann die Bildung zusätzlicher Luftwirbel im Bereich der ersten Grundkörperoberfläche 18 vermieden und folglich die aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeugs verbessert werden. Darüber hinaus kann durch die Luftabfuhr durch die im Bereich des Heckspiegels 22 angeordnete Öffnung 36 zusätzlicher Schub erzeugt werden, der im Flugbetrieb des Flugzeugs in vorteilhafter Weise genutzt werden kann.
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In dem in 10 gezeigten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 wird die Fördereinrichtung 32 von der elektronischen Steuereinheit 34 derart gesteuert, dass Luft aus der Flugzeugumgebung durch die im Bereich des Flugzeugheckspiegels 22 angeordnete Öffnung 36 in den Innenraum des Flugzeugrumpfs gesaugt wird. Mit anderen Worten, die im Bereich des Flugzeugheckspiegels 22 vorgesehene, in den Innenraum des Flugzeugrumpfs mündende Öffnung 36 wird in dem in 9 veranschaulichten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 als Kühlmittelauslass genutzt, während sie in dem in 10 gezeigten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 als Kühlmitteleinlass dient. Die in den Innenraum des Flugzeugrumpfs geleitete Kühlluftströmung wird im Innenraum des Flugzeugrumpfs zunächst zur direkten Kühlung einer wärmeerzeugenden Komponente genutzt. Anschließend wird die Kühlluft durch die in dem Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16 geleitet, wobei die Kühlluft den Grundkörper 12 von der zweiten Grundkörperoberfläche 20 in Richtung der ersten Grundkörperoberfläche 18, d. h. von innen nach außen durchströmt. Beim Durchströmen der in dem Grundkörper 12 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16 gibt die Kühlluft Kühlenergie ab.
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Auf die im Bereich des Flugzeugheckspiegels 22 angeordneten Öffnung 36 wirkt im Flugbetrieb des Flugzeugs ein höherer Druck als auf den Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10. Die sich im Flugbetrieb aufbauende Druckdifferenz zwischen der als Lufteinlass wirkenden Öffnung und der ersten Grundkörperoberfläche 18 kann somit in vorteilhafterweise dazu genutzt werden, die Kühlluftförderung durch die Öffnung und den Grundkörper 12 zu unterstützen.
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Wie bereits im Zusammenhang mit 9 erläutert, kann der Strömungsquerschnitt der Öffnung 36, die in dem in 9 gezeigten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 als Luftauslass und in dem in 10 gezeigten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 als Lufteinlass genutzt wird, mittels einer Klappe gesteuert werden. In dem in 10 gezeigten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 kann durch eine entsprechende Steuerung der Klappenposition durch die elektronische Steuereinheit 34 ebenso wie durch eine entsprechende Steuerung der Fördereinrichtung 32 der in den Innenraum des Flugzeugrumpfs und schließlich durch den Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung geförderte Kühlluftmassenstrom wie gewünscht gesteuert werden.
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Falls gewünscht kann das Flugzeugkühlsystem 100 sowohl im Bodenbetrieb als auch im Flugbetrieb des Flugzeugs in dem in 9 veranschaulichten Betriebszustand betrieben werden. In ähnlicher Weise kann das Flugzeugkühlsystem 100, falls gewünscht, sowohl im Flugbetrieb als auch im Bodenbetrieb des Flugzeugs in dem in 10 gezeigten Betriebszustand betrieben werden. Die elektronische Steuereinheit 34 kann das Flugzeugkühlsystem jedoch auch so steuern, dass es im Bodenbetrieb, wie in 9 gezeigt, im Flugbetrieb jedoch wie in 10 veranschaulicht, betrieben wird. Schließlich ist es denkbar, das Flugzeugkühlsystem 100 mittels der elektronischen Steuereinheit 34 so zu steuern, dass es im Flugbetrieb wie in 9 gezeigt, betrieben wird, während es im Bodenbetrieb des Flugzeugs wie in 10 veranschaulicht betrieben wird.
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Das in den 11 und 12 veranschaulichte Flugzeugkühlsystem 100 unterscheidet sich von der Anordnung gemäß den 9 und 10 dadurch, dass eine in den Innenraum des Flugzeugrumpfs führende Öffnung 36 nicht im Bereich des Flugzeugheckspiegels 22, sondern im Bereich einer von dem Heck des Flugzeugs abgewandten Vorderkante 40 eines Flugzeugseitenleitwerks 42 angeordnet ist. In dem in 11 veranschaulichten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 wird die Fördereinrichtung 32 von der elektronischen Steuereinheit 34 derart gesteuert, dass Luft aus der Flugzeugumgebung den Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 von der ersten Grundkörperoberfläche 18 in Richtung der zweiten Grundkörperoberfläche 20, d. h. von außen nach innen durchströmt. Die Luftabfuhr aus dem Innenraum des Flugzeugrumpfs erfolgt in diesem Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 durch die dann als Luftauslass fungierende Öffnung 36 im Bereich der Vorderkante 40 des Flugzeugseitenleitwerks 42.
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Im Gegensatz dazu dient die im Bereich der Vorderkante 40 des Flugzeugseitenleitwerks 42 vorgesehene Öffnung 36 in dem in 12 gezeigten Betriebszustand des Kühlsystems 100 als Lufteinlass. Die Luftabfuhr aus dem Innenraum des Flugzeugrumpfs erfolgt durch die in dem Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16. Mit anderen Worten, der Grundkörper 12 der Kühlvorrichtung 10 wird von der zweiten Grundkörperoberfläche 20 in Richtung der ersten Grundkörperoberfläche 18, d. h. von innen nach außen durchströmt.
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Die im Bereich der Vorderkante 40 des Flugzeugseitenleitwerks 42 vorgesehene Öffnung 36, die je nach Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 als Luftauslass oder als Lufteinlass fungiert, ist in Form eines Scoop-Einlasses ausgebildet und weist einen mittels einer nicht veranschaulichten Klappe variierbaren Strömungsquerschnitt auf. Der Kühlluftmassenstrom durch die Öffnung 36 kann somit von der elektronischen Steuereinheit 34 durch eine entsprechende Steuerung der Klappenposition wie gewünscht eingestellt werden. Ferner kann die Position der den Strömungsquerschnitt der im Bereich der Vorderkante 40 des Flugzeugseitenleitwerks 42 vorgesehenen Öffnung 36 einstellenden Klappe von der elektronischen Steuereinheit 34 im Flugbetrieb des Flugzeugs so gesteuert werden, dass die Klappe einen gewünschten Luftwiderstand verursacht. Die Klappe kann somit, falls gewünscht, als zusätzliche Airbrake eingesetzt werden.
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Grundsätzlich kann das Flugzeugkühlsystem 100 sowohl im Flugbetrieb als auch im Bodenbetrieb des Flugzeugs wie in 11 veranschaulicht oder wie in 12 gezeigt betrieben werden. Es ist jedoch auch denkbar, das Flugzeugkühlsystem 100 im Bodenbetrieb des Flugzeugs in dem in 11 veranschaulichten Betriebszustand und dem Flugbetrieb des Flugzeugs in dem in 12 gezeigten Betriebszustand zu betrieben. Schließlich ist es möglich, das Flugzeugkühlsystem 100 im Flugbetrieb des Flugzeugs, wie in 11 gezeigt, und im Bodenbetrieb des Flugzeugs wie in 12 gezeigt zu betreiben.
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In den 13 bis 16 ist schließlich ein drittes Ausführungsbeispiel eines Flugzeugkühlsystems 100 veranschaulicht. Das Flugzeugkühlsystem 100 umfasst zwei benachbart zu einem Flugzeugheckspiegel 22 angeordnete und in 6 gezeigte Kühlvorrichtungen 10. In dem in den 13 und 14 veranschaulichten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 steuert eine elektronische Steuereinheit 34 eine Fördereinheit 32 des Kühlsystems 100 derart, dass Luft aus der Flugzeugumgebung durch die in dem Grundkörper 12 der Kühlvorrichtungen 10 ausgebildete Kühlmittelkanäle 16 in einen Innenraum des Flugzeugrumpfs gesaugt wird. Nach dem Durchströmen des Grundkörpers 12 der Kühlvorrichtungen 10 wird die Luft zur direkten Kühlung einer wärmeerzeugenden Komponente an Bord des Flugzeugs genutzt und schließlich über eine im Bereich des Flugzeugheckspiegels 22 vorgesehenen Öffnung 36 wieder in die Flugzeugumgebung zurückgeführt. Zu diesem Zweck steuert die elektronische Steuereinheit 34 eine in den Figuren nicht veranschaulichte Klappe zur Festlegung des Strömungsquerschnitts der Öffnung 36 in eine geöffnete Stellung.
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Im Gegensatz dazu schaltet die elektronische Steuereinheit 34 in dem in den 15 und 16 gezeigten Betriebszustand des Flugzeugkühlsystems 100 die Fördereinrichtung 32 aus. Ferner steuert die elektronische Steuereinheit 34 die die Öffnung 36 verschließende Klappe in eine geschlossene Position. Dadurch wird bewirkt, dass die Umgebungsluft die erste Grundkörperoberfläche 18, die eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut bildet, überströmt, aber im Wesentlichen keine Durchströmung der in dem Grundkörper 12 der Kühlvorrichtungen 10 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 16 stattfindet. Die Überströmung der ersten Grundkörperoberfläche 18 wird jeweils durch die sich von der ersten Grundkörperoberfläche 18 erstreckenden Rippen 30 gesteuert. Darüber hinaus schützen die Rippen 30 den Grundkörper 12 der Kühlvorrichtungen 10 vor äußeren Einflüssen.
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Das in den 13 bis 16 gezeigte Flugzeugkühlsystem 100 wird im Bodenbetrieb des Flugzeugs in dem in den 13 und 14 gezeigten Betriebszustand betrieben. Im Flugbetrieb des Flugzeugs wird das Flugzeugkühlsystem 100 dagegen in dem in den 15 und 16 gezeigten Überströmbetrieb betrieben.
