DE102011015126A1

DE102011015126A1 - Flugzeugheckbereich mit einem in dem Flugzeugheckbereich installierten Kühlsystem

Info

Publication number: DE102011015126A1
Application number: DE102011015126A
Authority: DE
Inventors: Ralf-Henning Stolte; Udo Krause; Bruno Stefes; Dr. Müller Christian; Florian Eilken; Uwe Wollrab
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2011-03-25
Filing date: 2011-03-25
Publication date: 2012-09-27
Anticipated expiration: 2031-03-26
Also published as: DE102011015126B4; EP2688801A1; CN103492267A; US10316693B2; WO2012130418A1; EP2688801B1; CN103492267B; US20140023479A1

Abstract

Ein Flugzeugheckbereich (10) umfasst ein in dem Flugzeugheckbereich (10) installiertes Kühlsystem (12). Das Kühlsystem (12) umfasst einen Kühler (14), der einen Abschnitt einer Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) bildet und von Umgebungsluft durchströmbare Kühlmittelkanäle (20) umfasst, welche sich von einer ersten Oberfläche (22) des Kühlers (14) zu einer zweiten Oberfläche (24) des Kühlers (14) erstrecken. Ferner umfasst das Kühlsystem (12) ein Ventilatorsystem (28), das dazu eingerichtet ist, zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems (12) Umgebungsluft durch die Kühlmittelkanäle (20) des Kühlers (14) zu fördern, und eine in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildete erste Öffnung (34), durch die im Förderbetrieb des Ventilatorssystems (28) durch die Kühlmittelkanäle (20) des Kühlers (14) in einen Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) zugeführte Umgebungsluft in die Flugzeugumgebung zurückführbar ist.

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugzeugheckbereich mit einem in dem Flugzeugheckbereich installierten Kühlstem sowie ein Verfahren zum Betreiben eines in einem Flugzeugheckbereich installierten Kühlsystems.
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.
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 Klimaaggregate oder elektronische Steuerkomponenten des Flugzeugs.
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 Lufteinlass- und Luftauslassöffnungen 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.
Aus der WO 2010/105744 A2 ist ein zur Kühlung eines Brennstoffzellensystems geeignetes Flugzeugkühlsystem bekannt, das einen Kühler mit von Umgebungsluft durchströmbaren Kühlmittelkanälen umfasst. Die Kühlmittelkanäle sind in einem Matrixkörper des Kühlers ausgebildet, dessen Außenfläche im in einem Flugzeug montierten Zustand des Kühlers eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut bildet. Eine Innenfläche des Matrixkörpers bildet dagegen im in einem Flugzeug montierten Zustand des Kühlers eine Innenfläche der Flugzeugaußenhaut. Im Flugbetrieb eines mit dem Kühlsystem ausgestatteten Flugzeugs wird die Kühlmittelströmung durch die in dem Matrixkörper des Kühlers ausgebildeten Kühlmittelkanäle derart gesteuert, dass das Kühlmittel im Bereich der Außenfläche des Matrixkörpers in die in dem Matrixkörper ausgebildeten Kühlmittelkanäle eintritt, und im Bereich der Innenfläche des Matrixkörpers aus den in dem Matrixkörper ausgebildeten Kühlmittelkanälen austritt. Die Luftabfuhr der Kühlluft aus dem Flugzeug erfolgt durch eine im Bereich eines Heckspiegels des Flugzeugs ausgebildete Öffnung. Im Bodenbetrieb des Flugzeugs wird die Kühlmittelströmung dagegen derart gesteuert, dass die Kühlluftzufuhr durch die im Bereich des Heckspiegels des Flugzeugs ausgebildete Öffnung erfolgt. Anschließend werden die in dem Matrixkörper des Kühlers ausgebildeten Kühlmittelkanäle, von der Innenfläche des Matrixkörpers in Richtung der Außenfläche des Matrixkörpers von der Kühlluft durchströmt.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugzeugheckbereich bereitzustellen, in dem ein energieeffizient und geräuscharm betreibbares Flugzeugkühlsystem installiert ist, welches auch zur Abfuhr großer Wärmelasten von einer wärmeerzeugenden Einrichtung, beispielsweise einem Brennstoffzellensystem, an Bord des Flugzeugs geeignet ist. Ferner liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zum Betreiben eines derartigen, in einem Flugzeugheckbereich installierten Flugzeugkühlsystems anzugeben.
Diese Aufgabe wird durch einen Flugzeugheckbereich mit den Merkmalen des Anspruchs 1, und ein Verfahren zum Betreiben eines in einem Flugzeugheckbereich installierten Flugzeugkühlsystems mit den Merkmalen des Anspruchs 10 gelöst.
Ein erfindungsgemäßer Flugzeugheckbereich umfasst ein in dem Flugzeugheckbereich installiertes Kühlsystem mit einem Kühler, der einen Abschnitt einer Außenhaut des Flugzeugheckbereichs bildet. Vorzugsweise ist der Kühler in einem Unterschalenbereich des Flugzeugheckbereichs angeordnet, der im Betrieb des Flugzeugheckbereichs dem Boden zugewandt ist. Der Kühler weist eine Form, Größe sowie strukturelle Eigenschaften auf, die es ermöglichen, den Kühler als Flugzeugaußenhautabschnitt einzusetzen. Insbesondere besteht der Kühler aus einem Material, das den Einsatz des Kühlers als Flugzeugaußenhautabschnitt erlaubt. Beispielsweise kann ein Hauptkörper des Kühlers aus einem Metall oder einem Kunststoffmaterial, insbesondere einem faserverstärkten Kunststoffmaterial bestehen. Der Kühler ist vorzugsweise lösbar montiert, das heißt, der Kühler ist vorzugsweise derart an entsprechenden Trägerelementen, beispielsweise Komponenten der Flugzeugstruktur, und/oder an zu dem Kühler benachbarten Abschnitten der Flugzeugaußenhaut befestigt, dass der Kühler auf vergleichsweise einfache Art und Weise zumindest teilweise aus seiner Position gelöst werden kann. Dadurch können im Inneren des Flugzeugheckbereichs angeordnete Komponenten zum Austausch oder zu Wartungszwecken komfortabel zugänglich gemacht werden. Auf den Einbau einer zusätzlichen Zugangstür, die den Zugang in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs ermöglicht, kann dann verzichtet werden. Dies erlaubt die Realisierung zusätzlicher Gewichtseinsparungen.
Der Kühler umfasst von Umgebungsluft durchströmbare Kühlmittelkanäle, welche sich von einer ersten Oberfläche des Kühlers, die eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut bildet, zu einer zweiten Oberfläche des Kühlers, die eine Innenfläche der Flugzeugaußenhaut bildet, erstrecken. Der Kühler 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 der Kühler jedoch auch in Form eines Wärmeübertragers ausgebildet sein. In dem Kühler kann dann neben einer Mehrzahl von Kühlmittelkanälen auch eine Mehrzahl von Wärmeträgermedienkanälen ausgebildet sein, die im Betrieb des Kühlers 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, den Kühler 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 Kühlers Kühlenergie an ein Wärmeträgermedium abgeben und zusätzlich, vor oder nach dem Durchströmen des Kühlers, zur direkten Kühlung einer wärmeerzeugenden Komponente oder eines wärmeerzeugenden Systems an Bord des Flugzeugs genutzt werden.
Der Kühler kann ferner eine Mehrzahl von Rippen umfassen, die sich von der ersten Oberfläche des Kühlers erstrecken. Die Rippen sind vorzugsweise dazu eingerichtet, als Strömungsleitbleche zu wirken, d. h. eine die erste Kühleroberfläche beispielsweise im Flugbetrieb des Flugzeugs überströmende Luftströmung in einer gewünschten Richtung über die erste Kühleroberfläche zu leiten. Ein weiterer Vorteil der Ausgestaltung des Kühlers mit einer Mehrzahl von sich von der ersten Kühleroberfläche erstreckenden Rippen besteht darin, dass die Rippen den Kühler und insbesondere die erste Kühleroberfläche vor äußeren Einflüssen schützen. Um den durch die Rippen im Flugbetrieb des Flugzeugs verursachten Reibungswiderstand zu minimieren und eine gleichmäßige Überströmung der ersten Kühleroberfläche zu ermöglichen, sind die Rippen vorzugsweise im Wesentlichen parallel zu Strömungslinien einer die erste Oberfläche des Kühlers im Flugbetrieb des Flugzeugs überströmenden Luftströmung ausgerichtet. Ferner können die Rippen eine in Richtung der ersten Kühleroberfläche gekrümmte Kontur aufweisen. Die sich von der ersten Kühleroberfläche erstreckenden Rippen können aus dem gleichen Material wie der Hauptkörper der Kühlers, aber auch aus einem anderen Material bestehen. Beispielsweise können die Rippen aus einem Metall oder einem Kunststoffmaterial, vorzugsweise einem faserverstärkten Kunststoffmaterial gefertigt sein. Beispielsweise kann in dem erfindungsgemäßen Flugzeugheckbereich ein in der WO 2010/105744 A2 beschriebener Kühler zum Einsatz kommen.
Ferner umfasst der erfindungsgemäße Flugzeugheckbereich ein Ventilatorsystem, das dazu eingerichtet ist, zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems Umgebungsluft durch die Kühlmittelkanäle des Kühlers zu fördern. Der Betrieb des Ventilatorsystems kann mittels einer geeigneten Steuereinheit gesteuert werden. Die Steuereinheit kann dazu eingerichtet sein, das Ventilatorsystem derart zu steuern, dass das Ventilatorsystem insbesondere im Bodenbetrieb eines mit dem Flugzeugheckbereich ausgestatteten Flugzeugs Umgebungsluft durch die Kühlmittelkanäle des Kühlers fördert. Dadurch wird auch im Bodenbetrieb des Flugzeugs eine ordnungsgemäße Durchströmung der Kühlmittelkanäle des Kühlers und folglich eine ordnungsgemäße Funktion des Kühlsystems gewährleistet. Falls erforderlich, kann die Steuereinheit das Ventilatorsystem jedoch auch im Flugbetrieb des Flugzeugs so steuern, dass es Umgebungsluft durch die Kühlmittelkanäle des Kühlers fördert.
Schließlich umfasst der erfindungsgemäße Flugzeugheckbereich eine in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildete ersten Öffnung, durch die im Förderbetrieb des Ventilatorsystems durch die Kühlmittelkanäle des Kühlers in einen Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugeführte Umgebungsluft in die Flugzeugumgebung zurückführbar ist.
Der erfindungsgemäße Flugzeugheckbereich hat den Vorteil, dass der Kühler ein ohnehin in dem Flugzeugheckbereich vorhandenes Bauteil, nämlich einen Abschnitt der Flugzeugaußenhaut ersetzt. Der Kühler benötigt somit keinen bzw., je nach Dicke nur geringen zusätzlichen Einbauraum. Darüber hinaus verursacht der Kühler ein vergleichsweise geringes Mehrgewicht. Schließlich erlaubt der Kühler im Vergleich zu konventionellen Systemen eine Vervielfachung der von Kühlmittel durchströmbaren Fläche. Dadurch liefert der Kühler eine sehr hohe Kühlleistung und verursacht darüber hinaus nur sehr geringe Druckverluste. Der Kühler 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.
Vorzugsweise bildet der Kühler einen in einem ersten Abstand von einem Heckspiegel des Flugzeugheckbereichs angeordneten Abschnitt einer Außenhaut des Flugzeugheckbereichs. Beispielsweise kann der Abstand des Kühlers von dem Heckspiegel des Flugzeugheckbereichs so gewählt sein, dass der Kühler sicher außerhalb eines Abschnitts des Flugzeugheckbereichs liegt, der von einem Tailstrike (Bodenkontakt des Flugzeugheckbereichs beim Start des Flugzeugs) betroffen sein könnte. Das Ventilatorsystem ist vorzugsweise in einem zweiten Abstand von dem Heckspiegel des Flugzeugheckbereichs angeordnet, wobei der zweite Abstand geringer ist als der erste Abstand.
In einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugheckbereichs sind der Kühler und die in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildete erste Öffnung derart relativ zueinander positioniert, dass zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems Umgebungsluft differenzdruckgetrieben durch die erste Öffnung in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs zuführbar und durch die Kühlmittelkanäle des Kühlers in die Flugzeugumgebung zurückführbar ist. Mit anderen Worten, der Kühler ist vorzugsweise in einem Bereich der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs angeordnet, auf den im Flugbetrieb eines mit dem Flugzeugheckbereich ausgestatteten Flugzeugs ein geringerer Druck wirkt als auf die erste Öffnung. Beispielsweise kann die erste Öffnung in einem geringeren Abstand zum Heckspiegel des Flugzeugheckbereichs angeordnet sein als der Kühler. Bei einer derartigen Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Flugzeugheckbereichs können im Flugbetrieb des Flugzeugs ohnehin vorhandene Druckdifferenzen im Bereich der Flugzeugaußenhaut zur Förderung des Kühlmittels durch die Kühlmittelkanäle des Kühlers und schließlich durch die als Kühlmittelauslass wirkende erste Öffnung zurück in die Flugzeugumgebung genutzt werden. Das Ventilatorsystem kann dann zumindest in einigen Betriebsphasen des Flugzeugkühlsystems mit weniger Leistung betrieben und folglich ggf. weniger leistungsstark und damit kompakter und leichtgewichtiger ausgelegt werden. Zumindest ist es jedoch nicht erforderlich, das Ventilatorsystem stets im Bereich seines Leistungsmaximums zu betreiben, wodurch die Lebensdauer des Ventilatorsystems erhöht und seine Wartungsanfälligkeit verringert werden kann.
Das in den erfindungsgemäßen Flugzeugheckbereich integrierte Kühlsystem kann somit, beispielsweise unter der Steuerung der Steuereinheit des Ventilatorsystems, in verschiedenen Betriebsphasen in unterschiedlichen Betriebsarten betrieben werden. Zum Beispiel kann die Steuereinheit die Kühlmittelströmung durch einen entsprechenden Betrieb des Ventilatorsystems im Bodenbetrieb des Flugzeugs derart steuern, dass das Kühlmittel die Kühlmittelkanäle des Kühlers von außen nach innen durchströmt und schließlich über die erste Öffnung aus dem Innenraum des Flugzeugheckbereichs wieder in die Flugzeugumgebung zurückgeführt wird. Im Flugbetrieb des Flugzeugs kann die Kühlmittelströmung dagegen, beispielsweise durch eine entsprechende Positionierung des Kühlers und der ersten Öffnung, derart gesteuert werden, dass das Kühlmittel über die erste Öffnung in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugeführt wird und schließlich die Kühlmittelkanäle des Kühlers von innen nach außen durchströmt.
In der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs kann mindestens eine zweite Öffnung ausgebildet sein, durch die der Antriebseinrichtung zum Antreiben des Ventilatorsystems zur Kühlung Umgebungsluft zuführbar ist. Die zweite Öffnung ist vorzugsweise derart positioniert, dass durch die zweite Öffnung in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugeführte Umgebungsluft die Antriebseinrichtung zum Antreiben des Ventilatorsystems unmittelbar überströmt. Vorzugsweise ist die zweite Öffnung in einem geringeren Abstand von dem Heckspiegel des Flugzeugheckbereichs angeordnet als die erste Öffnung.
Im Bereich der ersten und/oder der zweiten in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten Öffnung kann eine Mehrzahl von sich im Wesentlichen parallel zueinander erstreckenden Lamellen vorgesehen sein. Die Lamellen können stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Schließstellung, in der sie eine geschlossene, nicht durchströmbare Fläche definieren, und mindestens einer Offenstellung, in der sie eine durch entsprechende Durchströmungsschlitze durchströmbare Fläche definieren, verstellbar sein. Durch entsprechende Steuerung der Stellung der Lamellen kann der über die erste und/oder die zweite in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten Öffnung in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugeführte Luftvolumenstrom flexibel in Abhängigkeit des Kühlluftbedarfs des Kühlsystems wie gewünscht gesteuert werden. Durch die flexible Einstellbarkeit der Stellung der Lamellen in Abhängigkeit des Kühlluftbedarfs des Kühlsystems wird ferner eine Optimierung des Luftwiderstands und folglich des Treibstoffverbrauchs des Flugzeugs ermöglicht, da die Stauwirkung der Lamellen im Flugbetrieb des Flugzeugs stets nur so hoch gewählt werden kann, wie es zur Realisierung des gewünschten Luftvolumenstroms in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs erforderlich ist.
Die Lamellen können im Bereich der ersten und/oder der zweiten in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten Öffnung in eine Außenhautkontur des Flugzeugheckbereichs integriert sein, so dass die erste und/oder die zweite Öffnung in Abhängigkeit ihrer Stellung unmittelbar verschließen ode freigeben. Alternativ dazu können die Lamellen jedoch auch in eine Klappe integriert sein, die ihrerseits stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Offenstellung, in der sie die erste und/oder die zweite in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildete Öffnung verschließt, und einer Offenstellung, in der sie die erste und/oder die zweite in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildete Öffnung freigibt, verstellbar ist. Eine derartige Konfiguration ermöglicht eine besonders flexible Steuerung des in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugeführten Luftvolumenstroms, da einerseits die Klappe selbst und andererseits die Lamellen zur Steuerung des Luftvolumenstroms in entsprechende Stellungen gebracht werden können. Eine Integration der Lamellen in eine Außenhautkontur des Flugzeugheckbereichs im Bereich der ersten und der zweiten in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten Öffnung möglich. Ferner können die Lamellen sowohl im Bereich der ersten als auch im Bereich der zweiten in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten Öffnung in eine Klappe integriert sein. Schließlich sind Konfigurationen denkbar, bei denen die Lamellen im Bereich einer Öffnung in eine Außenhautkontur des Flugzeugheckbereichs und im Bereich der anderen Öffnung in eine Klappe integriert sind.
Die Lamellen sind vorzugsweise wahlweise in eine erste Offenstellung oder eine zweite Offenstellung verstellbar. In der ersten Offenstellung der Lamellen kann eine Innenfläche der Lamellen, die in der Schließstellung der Lamellen einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugewandt ist, von einer die Außenhaut des Flugzeugheckbereichs im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung angeströmt werden. Dadurch können die Lamellen die Luft durch die erste und/oder die zweite Öffnung in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs lenken. In der zweiten Offenstellung der Lamellen kann dagegen eine Außenfläche der Lamellen, die in der Schließstellung der Lamellen von einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs abgewandt ist, von einer die Außenhaut des Flugzeugheckbereichs im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung angeströmt werden.
In ihrer ersten Offenstellung erzeugen die Lamellen einen hohen Staudruck in der die Außenhaut des Flugzeugheckbereichs im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung und ermöglichen folglich die Zufuhr eines großen Luftvolumenstroms in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs. Dies führt allerdings zu einer Erhöhung des Luftwiderstands und damit des Treibstoffverbrauchs des Flugzeugs. In der zweiten Offenstellung der Lamellen ist der von den Lamellen in der die Außenhaut des Flugzeugheckbereichs im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung erzeugte Staudruck und folglich der durch die Lamellen erzeugte Luftwiderstand dagegen deutlich geringer. Wenn nur wenig Luft in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugeführt werden soll oder wenn durch die von den Lamellen definierten Durchströmungsschlitze Luft aus dem Innenraum des Flugzeugheckbereichs in die Umgebung abgeführt werden soll, ist es daher sinnvoll, die Lamellen in ihrer zweiten Offenstellung zu positionieren, um den Luftwiderstand und damit den Treibstoffverbrauch des Flugzeugs nicht unnötig zu erhöhen.
Das Ventilatorsystem des erfindungsgemäßen Flugzeugheckbereichs kann zwei redundant betreibbare Axialventilatoren umfassen. Vorzugsweise umfasst das Ventilatorsystem jedoch einen Radialventilator. Unter einem Radialventilator wird hier ein Ventilator verstanden, der Luft in axialer Richtung, das heißt in einer Richtung parallel zur Rotationsachse des Ventilators ansaugt, um 90° umlenkt und schließlich in radialer Richtung abführt. Ein Radialventilator ermöglicht die Realisierung großer Druckerhöhungen und reagiert im Betrieb unempfindlich auf Schwankungen in der Strömung der dem Ventilator zugeführten Luft. Dadurch wird ein besonders effizienter Betrieb des Kühlsystems möglich. Gleichzeitig kann ggf. auf zusätzliche Ventilatoren verzichtet und folglich ein geräuscharmer Betrieb des Kühlsystems realisiert werden.
Die in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildete erste Öffnung ist relativ zu dem Radialventilator des Ventilatorsystems vorzugsweise radial positioniert. Dadurch kann im Betrieb des Radialventilators auf besonders effiziente und verlustarme Weise Kühlluft nach dem Durchströmen der Kühlmittelkanäle des Kühlers durch die erste Öffnung aus dem Innenraum des Flugzeugheckbereichs wieder in die Flugzeugumgebung zurückgeführt werden.
Eine Antriebseinrichtung zum Antreiben des Radialventilators kann sich von dem Radialventilator in Richtung des Heckspiegels des Flugzeugheckbereichs erstrecken. Die Antriebseinrichtung kann beispielsweise in Form eines Elektromotors oder dergleichen ausgebildet sein. Eine sich von dem Radialventilator in Richtung des Heckspiegels des Flugzeugheckbereichs erstreckende Antriebseinrichtung ist zu Wartungs- und Reparaturzwecken einfach und komfortabel zugänglich. Ferner kann die Antriebseinrichtung, bei Bedarf, rasch ausgetauscht werden.
Ein Treibstofftank eines Brennstoffzellensystems kann zwischen dem Kühler und dem Ventilatorsystemn positioniert sein. Der Treibstofftank kann beispielsweise dazu eingerichtet sein, Wasserstoff aufzunehmen. Ein zwischen dem Kühler und dem Ventilatorsystem positionierter Treibstofftank wird in allen Betriebsphasen des Kühlsystems von Kühlluft überströmt und folglich stets optimal belüftet. Dadurch wird die Sicherheit des Tanks erhöht.
Bei einem erfindungsgemäßen Verfahren zum Betreiben eines oben beschriebenen, in einem Flugzeugheckbereich installierten Kühlsystems mit einem Kühler, der einen Abschnitt einer Außenhaut des Flugzeugheckbereichs bildet und von Umgebungsluft durchströmbare Kühlmittelkanäle umfasst, welche sich von einer ersten Oberfläche des Kühlers zu einer zweiten Oberfläche des Kühlers erstrecken, einem Ventilatorsystem, und einer in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten ersten Öffnung fördert das Ventilatorsystem zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems Umgebungsluft durch die Kühlmittelkanäle des Kühlers in einen Innenraum des Flugzeugheckbereichs. Die im Förderbetrieb des Ventilatorsystems durch die Kühlmittelkanäle des Kühlers in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugeführte Umgebungsluft wird durch die in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildete erste Öffnung in die Flugzeugumgebung zurückgeführt.
Zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems kann Umgebungsluft differenzdruckgetrieben durch die erste Öffnung in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugeführt und durch die Kühlmittelkanäle des Kühlers in die Flugzeugumgebung zurückgeführt werden.
Einer Antriebseinrichtung zum Antreiben des Ventilatorsystems kann zur Kühlung durch mindestens eine zweite Öffnung, die in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildet ist, Umgebungsluft zugeführt werden.
Im Bereich der ersten und/oder der zweiten in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten Öffnung kann eine Mehrzahl von sich im Wesentlichen parallel zueinander erstreckenden Lamellen vorgesehen sein, wobei die Lamellen in Abhängigkeit des Betriebszustands des Kühlsystems stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Schließstellung, in der sie eine geschlossene Fläche definieren, und mindestens einer Offenstellung, in der sie eine durch entsprechende Durchströmungsschlitze durchströmbare Fläche definieren, verstellt werden.
Die Lamellen können im Bereich der ersten und/oder der zweiten in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten Öffnung in eine Außenhautkontur des Flugzeugheckbereichs integriert sein. Ferner können die Lamellen in eine Klappe integriert sein, die ihrerseits in Abhängigkeit des Betriebszustands des Kühlsystems stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Offenstellung, in der sie die erste und/oder die zweite in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildete Öffnung verschließt, und einer Offenstellung, in der sie die erste und/oder die zweite in der Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildete Öffnung freigibt, verstellt wird.
Die Lamellen können in Abhängigkeit des Betriebszustands des Kühlsystems wahlweise in eine erste Offenstellung oder eine zweite Offenstellung verstellt werden. In der ersten Offenstellung der Lamellen wird eine Innenfläche der Lamellen, die in der Schließstellung der Lamellen einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugewandt ist, von einer die Außenhaut des Flugzeugheckbereichs im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung angeströmt. In der zweiten Offenstellung der Lamellen wird dagegen eine Außenfläche der Lamellen, die in der Schließstellung der Lamellen von einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs abgewandt ist, von einer die Außenhaut des Flugzeugheckbereichs im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung angeströmt.
Ein Treibstofftank eines Brennstoffzellensystems, der zwischen dem Kühler und dem Radialventilator positioniert ist, kann zur Kühlung von in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs zugeführter Umgebungsluft überströmt werden.
Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nun anhand der beigefügten schematischen Zeichnungen näher erläutert, von denen
1a bis 1d eine Darstellung einer ersten Ausführungsform eines Flugzeugheckbereichs mit einem in dem Flugzeugheckbereich installierten Kühlsystem zeigen,
2 eine Detaildarstellung eines Kühlers des Kühlsystems zeigt,
3 eine dreidimensionale Explosionsansicht eines Radialventilators des Kühlsystems zeigt,
4a und 4b Detaildarstellungen einer in einer Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten ersten Öffnung zeigen, die durch eine konventionelle Verschlussklappe verschließbar ist,
5a und 5b Detaildarstellungen einer in einer Außenhaut des Flugzeugheckbereichs ausgebildeten ersten Öffnung zeigt, in deren Bereich eine Mehrzahl von Lamellen in eine Außenhautkontur des Flugzeugheckbereichs integriert ist,
6a und 6b eine Seitenansicht sowie eine Draufsicht einer zweiten Ausführungsform eines Flugzeugheckbereichs mit einem in dem Flugzeugheckbereich installierten Kühlsystem zeigen, und
7a und 7b eine Seitenansicht sowie eine Rückansicht einer dritten Ausführungsform eines Flugzeugheckbereichs mit einem in dem Flugzeugheckbereich installierten Kühlsystem zeigen.
In den 1a bis 1d ist eine erste Ausführunsform eines Flugzeugheckbereichs 10 gezeigt, in dem ein Kühlsystem 12 installiert ist. Ein Kühler 14 des Kühlsystems 12 bildet einen in einem ersten Abstand A1 von einem Heckspiegel 15 des Flugzeugheckbereichs 10 angeordneten Abschnitt einer Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10. Insbesondere ist der Abstand A1 des Kühlers 14 von dem Heckspiegel 15 des Flugzeugheckbereichs 10 so gewählt, dass der Kühler 14 sicher außerhalb eines Abschnitts des Flugzeugheckbereichs 10 liegt, der von einem Tailstrike betroffen sein könnte. Der Kühler 14 ist in einem Unterschalenbereich des Flugzeugheckbereichs 10 angeordnet, der im Betrieb des Flugzeugheckbereichs 10 dem Boden zugewandt ist.
Ein Hauptkörper des Kühlers 14 besteht aus einem Material, wie z. B. einem Metall 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 der Kühler 14 den aus seiner Positionierung im Bereich der Flugzeugaußenhaut resultierenden strukturellen Anforderungen gewachsen ist. Der Kühler 14 ist lösbar an entsprechenden Trägerelementen, beispielsweise Komponenten der Flugzeugstruktur, und/oder an zu dem Kühler 4 benachbarten Abschnitten der Flugzeugaußenhaut befestigt. Dadurch kann der Kühler 14 auf vergleichsweise einfache Art und Weise aus seiner Position gelöst werden und im Inneren des Flugzeugheckbereichs 10 angeordnete Komponenten zum Austausch oder zu Wartungszwecken komfortabel zugänglich machen.
Wie der Detaildarstellung des Kühlers 14 in 2 zu entnehmen ist, weist der Hauptkörper des Kühlers 14 eine Mehrzahl von Lamellen 18 auf. Die Lamellen 18 begrenzen eine Mehrzahl von Kühlmittelkanälen 20, die sich von einer ersten Oberfläche 22 des Kühlers 14 zu einer zweiten Oberfläche 24 des Kühlers 14 erstrecken. Die erste Kühleroberfläche 22 bildet somit eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut, wohingegen die zweite Kühleroberfläche 24 eine Innenfläche der Flugzeugaußenhaut bildet. Durch die in dem Kühler 14 ausgebildeten Kühlmittelkanäle 20 ist der Kühler 14 von Luft durchströmbar. Die die Kühlmittelkanäle 20 durchströmende Luft wird dazu verwendet, ein Brennstoffzellensystem an Bord des Flugzeugs mit Kühlenergie zu versorgen. Hierzu ist der Kühler 14 in Form eines Wärmeübertragers ausgebildet. Wenn die Kühlmittelkanäle 20 des Kühlers 14 von Kühlluft durchströmt werden, nimmt der Kühlenergieinhalt der Kühlluft durch Kühlenergietransfer auf die zu kühlende wärmeerzeugende Komponente stetig ab. Wie später noch näher erläutert werden wird, können die Kühlmittelkanäle 20 des Kühlers 14, wie in 2 gezeigt, von außen nach innen, d. h. von der ersten Kühleroberfläche 22 in Richtung der zweiten Kühleroberfläche 24 von Kühlluft durchströmt werden. Die Kühlluft kann jedoch auch von innen nach außen, d. h. von der zweiten Kühleroberfläche 24 in Richtung der ersten Kühleroberfläche 22 durch den Kühler 14 geleitet werden.
Die erste Kühleroberfläche 22, die eine Außenfläche der Flugzeugaußenhaut bildet, weist eine Struktur auf, die geeignet ist, im Flugbetrieb eines mit dem Flugzeugheckbereich 10 ausgestatteten Flugzeugs, wenn die erste Kühleroberfläche 22 von Luft überströmt wird, den Reibungswiderstand der ersten Kühleroberfläche 22 zu verringern. Beispielsweise können die in dem Hauptkörper des Kühlers 14 ausgebildeten Lamellen 18 im Bereich der ersten Kühleroberfläche 22 scharfkantige feine Rippe bilden, die im Wesentlichen parallel zu der die erste Kühleroberfläche 22 im Flugbetrieb eines mit dem Flugzeugheckbereich 10 ausgestatteten Flugzeugs überströmenden Luftströmung ausgerichtet sind. Durch eine derartige Ausgestaltung der ersten Kühleroberfläche 22 wird gewährleistet, dass der Reibungswiderstand des Flugzeugs durch die Integration des Kühlers 14 in die Flugzeugaußenhaut nicht erhöht wird, sondern sogar gesenkt werden kann. Dies ermöglicht die Realisierung von Treibstoffersparnissen.
Der Kühler 14 umfasst ferner eine Mehrzahl von Rippen 26, die sich von der ersten Oberfläche 22 des Kühlers 14 erstrecken. Die Rippen 26 fungieren als Strömungsleitbleche und sind im Wesentlichen parallel zu Strömungslinien einer die erste Kühleroberfläche 22 im Flugbetrieb eines mit dem Flugzeugheckbereich 10 ausgestatteten Flugzeugs umströmenden Luftströmung ausgerichtet. Darüber hinaus weisen die Rippen 26 eine in Richtung der ersten Kühleroberfläche 22 gekrümmte Kontur auf. Durch die Rippen 26 kann eine Luftströmung, die die erste Kühleroberfläche 22 im Flugbetrieb des Flugzeugs überströmt, wie gewünscht gesteuert werden. Ferner schützen die Rippen 26 den Kühler 14 und insbesondere die erste Kühleroberfläche 22 vor äußeren Einflüssen, wie z. B. Vogelschlag, Eisschlag, etc..
Ferner umfasst der Flugzeugheckbereich 10 ein Ventilatorsystem 28 mit einem Radialventilator, das in einem zweiten Abstand A2 von dem Heckspiegel 15 des Flugzeugheckbereichs 10 angeordnet. Der zweite Abstand A2 ist geringer als der erste Abstand A1, d. h. das Ventilatorsystem 28 ist näher an dem Heckspiegel 15 des Flugzeugheckbereichs 10 angeordnet als der Kühler 14. Der in 3 detailliert veranschaulichte Radialventilator saugt im Betrieb Luft in axialer Richtung, das heißt in einer Richtung parallel zur Rotationsachse R des Ventilators an, lenkt die Luft um 90° um und führt die Luft schließlich in radialer Richtung ab. Der Radialventilator ist mittels eines Halterahmens 30 (siehe 3) in dem Flugzeugheckbereich 10 montiert. Alternativ dazu kann der Halterahmen 30 auch eine gasdichte Wand sein. Eine in Form eines Elektromotors ausgebildete und von einer nicht veranschaulichten Steuereinheit gesteuerte Antriebseinrichtung 32 treibt das Ventilatorsystem 28 an. Die Antriebseinrichtung 32 zum Antreiben des Ventilatorsystems 28 erstreckt sich von dem Radialventilator in Richtung des Heckspiegels 15 des Flugzeugheckbereichs 10 und ist daher zu Wartungs- und Reparaturzwecken einfach und komfortabel zugänglich. Ferner kann die Antriebseinrichtung 32, bei Bedarf, rasch ausgetauscht werden.
Schließlich ist in der Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 eine erste Öffnung 34 ausgebildet. Die in der Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 ausgebildete erste Öffnung 34 ist relativ zu dem Radialventilator radial positioniert, d. h. im Wesentlichen in dem gleichen Abstand A2 von dem Heckspiegel 15 des Flugzeugheckbereichs 10 angeordnet wie der Radialventilator. Im Flugbetrieb eines mit dem Flugzeugheckbereich 10 ausgestatteten Flugzeugs wirkt auf den Abschnitt der Außenhaut 16, in dem die erste Öffnung 34 ausgebildet ist, ein höherer Druck als auf den durch den Kühler 14 gebildeten Abschnitt der Außenhaut 16. Dadurch kann im Flugbetrieb des Flugzeugs Umgebungsluft differenzdruckgetrieben durch die erste Öffnung 34 in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10 einströmen und durch die Kühlmittelkanäle 20 des Kühlers 14 in die Flugzeugumgebung zurückgeführt werden. Ein Betrieb des Ventilatorsystems 28 ist hierzu nicht erforderlich.
Im Bodenbetrieb des Flugzeugs treibt die Antriebseinrichtung 32 unter der Steuerung der Steuereinheit das Ventilatorsystem 28 an, so dass der Radialventilator Luft aus der Flugzeugumgebung durch die Kühlmittelkanäle 20 des Kühlers 14 in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10 saugt. Die Luftabfuhr aus dem Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10 erfolgt dann über die radial zu dem Radialventilator positionierte erste Öffnung 34. Sowohl im Flugbetrieb als auch im Bodenbetrieb eines mit dem Flugzeugheckbereich 10 ausgestatteten Flugzeugs wird die in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10 zugeführte Luft beim Durchströmen des Innenraums des Flugzeugheckbereichs 10 über einen Treibstofftank 36 des mittels des Kühlsystems 12 zu kühlenden Brennstoffzellensystems geleitet. Dadurch wird der zur Aufnahme von Wasserstoff geeignete und im Strömungsweg der Kühlluft zwischen dem Kühler 14 und dem Ventilatorsystem 28 angeordnete Tank 36 stets ausreichend belüftet.
In der Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 ist ferner eine zweite Öffnung 38 ausgebildet, durch die der Antriebseinrichtung 32 zum Antreiben des Ventilatorsystems 28 zur Kühlung Umgebungsluft zuführbar ist. Die zweite Öffnung 38 ist derart positioniert, dass durch die zweite Öffnung 38 in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10 zugeführte Umgebungsluft die Antriebseinrichtung 32 zum Antreiben des Ventilatorsystems 28 unmittelbar überströmt.
Die erste in der Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 ausgebildete Öffnung 34 kann durch eine in den 4a und 4b veranschaulichte konventionelle Verschlussklappe 40 verschließbar sein. Alternativ dazu kann die erste Öffnung 34 jedoch auch durch eine Mehrzahl von sich im Wesentlichen parallel zueinander erstreckenden, relativ zu der Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 verkippbaren Lamellen 42 verschließbar sein (siehe 5a und 5b). In der in 5a und 5b gezeigten Konfiguration sind die Lamellen 42 im Bereich der ersten Öffnung 34 in eine Außenhautkontur des Flugzeugheckbereichs 10 integriert und stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Schließstellung, in der sie eine geschlossene Fläche definieren und die erste Öffnung 34 verschließen, und zwei verschiedenen Offenstellungen, in denen sie eine durch entsprechende Durchströmungsschlitze 43 durchströmbare Fläche definieren, verstellbar.
In einer ersten Offenstellung der Lamellen 42 (siehe 5a) wird eine Innenfläche 42a der Lamellen 42, die in der Schließstellung der Lamellen 42 einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10 zugewandt ist, von einer die Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung L angeströmt. Dadurch lenken die Lamellen 42 die Luft durch die erste Öffnung 34 in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10. In einer zweiten Offenstellung der Lamellen 42 (siehe 5b) wird dagegen eine Außenfläche 42b der Lamellen 42, die in der Schließstellung der Lamellen 42 von einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10 abgewandt ist, von der die Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung L angeströmt.
In ihrer ersten Offenstellung erzeugen die Lamellen 42 einen hohen Staudruck in der die Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung L und ermöglichen folglich die Zufuhr eines großen Luftvolumenstroms in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10. Die Lamellen 42 können jeweils gleiche Formen aufweisen. In der Konfiguration gemäß den 5a und 5b nimmt die Erstreckung, d. h. die Fläche der Lamellen 42 in Richtung der Luftströmung L dagegen zu. Dadurch weisen auch Lamellen 42, die in der ersten Offenstellung der Lamellen 42 gemäß 5a in Richtung der Luftströmung L ”hinter” anderen Lamellen 42 angeordnet sind, noch eine anströmbare Fläche auf und können einen Staudruck in der Luftströmung L erzeugen. Wenn dagegen nur wenig Luft in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10 zugeführt werden soll oder wenn durch die von den Lamellen 42 definierten Durchströmungsschlitze 43 Luft aus dem Innenraum des Flugzeugheckbereichs 10 in die Umgebung abgeführt werden soll, ist es daher sinnvoll, die Lamellen 42 in ihrer zweiten Offenstellung zu positionieren, um den Luftwiderstand und damit den Treibstoffverbrauch des Flugzeugs nicht unnötig zu erhöhen.
Die zweite in der Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 ausgebildete Öffnung 38 kann ebenfalls durch eine konventionelle Verschlussklappe verschließbar sein. Alternativ dazu kann jedoch auch die zweite Öffnung 38 durch eine Mehrzahl von sich im Wesentlichen parallel zueinander erstreckenden, relativ zu der Außenhaut 16 des Flugzeugheckbereichs 10 verkippbaren Lamellen 42 verschließbar sein.
Eine in den 6a und 6b veranschaulichte zweite Ausführungsform eines Flugzeugheckbereichs 10 unterscheidet sich von der Anordnung gemäß den 1a bis 1d dadurch, dass das Ventilatorsystem 28 anstelle eines Radialventilators zwei oder mehr redundant arbeitende Axialventilatoren aufweist. Ferner ist die erste Öffnung 34 nicht im Bereich einer Unterschale, sondern im Bereich einer Oberschale des Flugzeugheckbereichs 10 positioniert. Im Bereich der ersten Öffnung 34 ist eine zwischen einer Schließstellung und einer Offenstellung verstellbare Klappe 44 angeordnet. In ihrer Schließstellung verschließt die Klappe 44 die erste Öffnung 34. In ihrer Offenstellung gibt die Klappe 44 dagegen die erste Öffnung 34 frei. In die Klappe 44 sind relativ zu einer Basisfläche der Klappe 44 verkippbaren Lamellen 42 integriert, die und stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Schließstellung, in der sie eine geschlossene Fläche definieren, und zwei verschiedenen Offenstellungen, in denen sie eine durch entsprechende Durchströmungsschlitze 43 durchströmbare Fläche definieren, verstellbar. Im Übrigen entsprechen der Aufbau und die Funktionsweise des in den 6a und 6b gezeigten Flugzeugheckbereichs 10 dem Aufbau und der Funktionsweise des Flugzeugheckbereichs 10 gemäß den 1a bis 1d.
Die 7a und 7b zeigen schließlich eine dritte Ausführungsform eines Flugzeugheckbereichs 10, bei der die zwei redundant arbeitende Axialventilatoren in einem Strömungsweg zwischen dem Kühler 14 und dem Heckspiegel 15 des Flugzeugheckbereichs 10 angeordnet sind, so dass die erste Öffnung 34 im Bereich des Heckspiegels 15 positioniert ist. Im Übrigen entsprechen der Aufbau und die Funktionsweise des in den 7a und 7b gezeigten Flugzeugheckbereichs 10 dem Aufbau und der Funktionsweise des Flugzeugheckbereichs 10 gemäß den 6a und 6b.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur

WO 2010/105744 A2 [0005, 0010]

Claims

Flugzeugheckbereich (10) mit einem in dem Flugzeugheckbereich (10) installierten Kühlsystem (12), wobei das Kühlsystem (12) umfasst: – einen Kühler (14), der einen Abschnitt einer Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) bildet und von Umgebungsluft durchströmbare Kühlmittelkanäle (20) umfasst, welche sich von einer ersten Oberfläche (22) des Kühlers (14) zu einer zweiten Oberfläche (24) des Kühlers (14) erstrecken, – ein Ventilatorsystem (28), das dazu eingerichtet ist, zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems (12) Umgebungsluft durch die Kühlmittelkanäle (20) des Kühlers (14) zu fördern, und – eine in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildete erste Öffnung (34), durch die im Förderbetrieb des Ventilatorsystems (28) durch die Kühlmittelkanäle (20) des Kühlers (14) in einen Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) zugeführte Umgebungsluft in die Flugzeugumgebung zurückführbar ist.
Flugzeugheckbereich nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Kühler (14) einen in einem ersten Abstand (A1) von einem Heckspiegel (15) des Flugzeugheckbereichs (10) angeordneten Abschnitt der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) bildet und das Ventilatorsystem (28) in einem zweiten Abstand (A2) von dem Heckspiegel (15) des Flugzeugheckbereichs (10) angeordnet ist, wobei der zweite Abstand (A2) geringer ist als der erste Abstand (A1).
Flugzeugheckbereich nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Kühler (14) und die in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildete erste Öffnung (34) derart relativ zueinander positioniert sind, dass zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems (12) Umgebungsluft differenzdruckgetrieben durch die erste Öffnung (34) in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) zuführbar und durch die Kühlmittelkanäle (20) des Kühlers (14) in die Flugzeugumgebung zurückführbar ist und/oder dass in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) mindestens eine zweite Öffnung (38) ausgebildet ist, durch die Umgebungsluft zur Kühlung einer Antriebseinrichtung (32) zum Antreiben des Ventilatorsystems (28) zuführbar ist.
Flugzeugheckbereich nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der ersten und/oder der zweiten in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildeten Öffnung (34, 38) eine Mehrzahl von sich im Wesentlichen parallel zueinander erstreckenden Lamellen (42) vorgesehen ist, wobei die Lamellen (42) stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Schließstellung, in der sie eine geschlossene Fläche definieren, und mindestens einer Offenstellung, in der sie eine durch entsprechende Durchströmungsschlitze (43) durchströmbare Fläche definieren, verstellbar sind.
Flugzeugheckbereich nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellen (42) im Bereich der ersten und/oder der zweiten in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildeten Öffnung (34, 38) in eine Außenhautkontur des Flugzeugheckbereichs (10) integriert sind und/oder dass die Lamellen (42) in eine Klappe (44) integriert sind, die ihrerseits stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Schließstellung, in der sie die erste und/oder die zweite in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildete Öffnung (34, 38) verschließt, und einer Offenstellung, in der sie die erste und/oder die zweite in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildete Öffnung (34, 38) freigibt, verstellbar ist.
Flugzeugheckbereich nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellen (42) wahlweise in eine erste Offenstellung oder eine zweite Offenstellung verstellbar sind, wobei in der ersten Offenstellung der Lamellen (42) eine Innenfläche (42a) der Lamellen (42), die in der Schließstellung der Lamellen (42) einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) zugewandt ist, von einer die Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung (L) anströmbar ist, und wobei in der zweiten Offenstellung der Lamellen (42) eine Außenfläche (42a) der Lamellen (42), die in der Schließstellung der Lamellen (42) von einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) abgewandt ist, von einer die Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung (L) anströmbar ist.
Flugzeugheckbereich nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Ventilatorsystem (28) einen Radialventilator umfasst.
Flugzeugheckbereich nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildete erste Öffnung (34) relativ zu dem Radialventilator des Ventilatorsystems (28) radial positioniert ist und/oder dass sich eine Antriebseinrichtung (32) zum Antreiben des Radialventilators von dem Radialventilator in Richtung des Heckspiegels (15) des Flugzeugheckbereichs (10) erstreckt.
Flugzeugheckbereich nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass ein Treibstofftank (36) eines Brennstoffzellensystems zwischen dem Kühler (14) und dem Ventilatorsystem (28) positioniert ist.
Verfahren zum Betreiben eines in einem Flugzeugheckbereich (10) installierten Kühlsystems (12) mit einem Kühler (14), der einen Abschnitt einer Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) bildet und von Umgebungsluft durchströmbare Kühlmittelkanäle (20) umfasst, welche sich von einer ersten Oberfläche (22) des Kühlers (14) zu einer zweiten Oberfläche (24) des Kühlers (14) erstrecken, einem Ventilatorsystem (28), und einer in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildeten ersten Öffnung (34), wobei bei dem Verfahren zum Betreiben des in dem Flugzeugheckbereich (10) installierten Kühlsystems (12) das Ventilatorsystem (28) zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems (12) Umgebungsluft durch die Kühlmittelkanäle (20) des Kühlers (14) in einen Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) fördert, und die im Förderbetrieb des Ventilatorsystems (28) durch die Kühlmittelkanäle (20) des Kühlers (14) in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) zugeführte Umgebungsluft durch die in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildete erste Öffnung (34) in die Flugzeugumgebung zurückgeführt wird.
Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest in bestimmten Betriebsphasen des Kühlsystems (12) Umgebungsluft differenzdruckgetrieben durch die erste Öffnung (34) in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) zugeführt und durch die Kühlmittelkanäle (20) des Kühlers (14) in die Flugzeugumgebung zurückgeführt wird und/oder, dass Umgebungsluft zur Kühlung einer Antriebseinrichtung (32) zum Antreiben des Ventilatorsystems (28) durch mindestens eine zweite Öffnung (38), die in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildet ist, zugeführt wird.
Verfahren nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der ersten und/oder der zweiten in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildeten Öffnung (34, 38) eine Mehrzahl von sich im Wesentlichen parallel zueinander erstreckenden Lamellen (42) vorgesehen ist, wobei die Lamellen (42) in Abhängigkeit des Betriebszustands des Kühlsystems (12) stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Schließstellung, in der sie eine geschlossene Fläche definieren, und mindestens einer Offenstellung, in der sie eine durch entsprechende Durchströmungsschlitze (43) durchströmbare Fläche definieren, verstellt werden.
Verfahren nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellen (42) im Bereich der ersten und/oder der zweiten in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildeten Öffnung (34, 38) in eine Außenhautkontur des Flugzeugheckbereichs (10) integriert sind und/oder dass die Lamellen (42) in eine Klappe (44) integriert sind, die ihrerseits in Abhängigkeit des Betriebszustands des Kühlsystems (12) stufenweise oder kontinuierlich zwischen einer Schließstellung, in der sie die erste und/oder die zweite in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildete Öffnung (34, 38) verschließt, und einer Offenstellung, in der sie die erste und/oder die zweite in der Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) ausgebildete Öffnung (34, 38) freigibt, verstellt wird.
Verfahren nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellen (42) in Abhängigkeit des Betriebszustands des Kühlsystems (12) wahlweise in eine erste Offenstellung oder eine zweite Offenstellung verstellt werden, wobei in der ersten Offenstellung der Lamellen (42) eine Innenfläche (42a) der Lamellen (42), die in der Schließstellung der Lamellen (42) einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) zugewandt ist, von einer die Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung (L) angeströmt wird, und wobei in der zweiten Offenstellung der Lamellen (42) eine Außenfläche (42b) der Lamellen (42), die in der Schließstellung der Lamellen (42) von einem Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) abgewandt ist, von einer die Außenhaut (16) des Flugzeugheckbereichs (10) im Flugbetrieb des Flugzeugs umströmenden Luftströmung (L) angeströmt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass ein Treibstofftank (36) eines Brennstoffzellensystems, der zwischen dem Kühler (14) und dem Ventilatorsystem (28) positioniert ist, zur Kühlung von in den Innenraum des Flugzeugheckbereichs (10) zugeführter Umgebungsluft überströmt wird.