DE102016125656A1

DE102016125656A1 - Kühlsystem für ein Luftfahrzeug und Kühlverfahren

Info

Publication number: DE102016125656A1
Application number: DE102016125656.0A
Authority: DE
Inventors: Jürgen Steinwandel; Michael Hofmann; Michael Judas
Original assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2016-12-23
Filing date: 2016-12-23
Publication date: 2018-06-28
Anticipated expiration: 2036-12-24
Also published as: DE102016125656B4

Abstract

Ein Kühlsystem (30) zum Kühlen einer Komponente (32) eines Luftfahrzeugs (10), das wahlweise in einem Schwebemodus oder in einem Flugmodus betreibbar ist, umfasst eine zum Tauschen von von der Komponente (32) erzeugten Wärme mit der Umgebung des Luftfahrzeugs (10) ausgebildete Wärmetauscheinrichtung (34), die in eine Außenflächenkomponente (38) des Luftfahrzeugs (10) derart integrierbar ausgebildet ist, dass die Wärmetauscheinrichtung (34) sowohl im Schwebemodus als auch im Flugmodus von einem zum Erzeugen von Auftrieb und/oder Schub ausgebildeten Massenstrom anströmbar ist, um Wärme von der Wärmetauscheinrichtung (34) abzuführen.

Description

Die Erfindung betrifft ein Kühlsystem, insbesondere zum Kühlen einer Komponente eines Luftfahrzeugs. Ferner betrifft die Erfindung ein solches Luftfahrzeug und ein Kühlverfahren.
Turbinen, wie sie in größeren Fluggeräten heute überwiegend verwendet werden, sind quasi selbstkühlend, das heißt die zugeführte Verbrennungs- beziehungsweise Schubluft dient gleichzeitig der Kühlung. Mit dem Übergang auf elektrische oder hybridelektrische Flugantriebe ist nunmehr auch die in den einzelnen Komponenten anfallende Verlustwärme abzuführen.
Da bei im Inneren verbauten Antriebsmaschinen - seien es nun Verbrennungskraftmaschinen oder elektrische Maschinen und leistungselektronische Komponenten - unter Umständen eine direkte Kühlung durch vorbeistreichende Luft aus unterschiedlichen Gründen nicht zielführend sein kann, wird die Kühlung über ein dafür vorgesehenes Kühlsystem realisiert, welches die Abwärme aus dem Inneren nach außen bringt, wo sie an die Umgebung abgegeben wird.
Prinzipiell lassen sich Flugzeuge einteilen in Starrflügler und Drehflügler.
Je nach Bauart des Fluggerätes muss nun die Übergabestelle der Wärme an die Umgebung gestaltet werden. Bei Starrflüglern, die auf klassische Weise ihren Auftrieb über Tragflächen erzeugen, kann davon ausgegangen werden, dass im Betrieb eine Mindest-Vorwärtsbewegung relativ zur umgebenden Luft gegeben ist (Flugmodus), also der „Fahrtwind“ zur Kühlung verwendet werden kann. Die Kühlluft kann zum Beispiel durch sogenannte NACA-Öffnungen strömungsgünstig an der Außenhülle abgenommen und einem Kühler zugeführt werden.
Anders verhält es sich bei Drehflüglern, die durchaus in der Luft stehen können, ohne dass eine Mindest-Vorwärtsbewegung und eine damit verbundene Anströmung vorhanden sind (Schwebemodus). Teilweise wird hier der Rotorabwind zur Durchströmung der Kühler beziehungsweise Wärmetauscher genutzt oder es werden von dafür vorgesehenen Gebläsen zwangsdurchströmte Kühler verwendet.
Einen Zwitter aus den beiden beschriebenen Fluggeräten stellt eine Gruppe von Fluggeräten dar, die sowohl in der Luft stehen und auch so starten und landen können (VTOL - vertical take off and landing) als auch im Streckenflug Tragflächen nutzen (auch: hybrides Luftfahrzeug). Die Bell/Boeing V-22 Osprey und der Airbus QuadCruiser seien als technisch unterschiedliche Vertreter dieser Gruppe genannt. Ein weiteres Beispiel ist aus US 4 828 203 A bekannt.
Für Starrflügler wurde beispielsweise in US 2016 / 0 288 912 A1 ein staudruckbasiertes System vorgeschlagen. Auch auf dem Gebiet persönlicher Fluggeräte wurden Kühlsysteme, wie aus WO 2009 / 157 780 A1 bekannt, entwickelt.
US 6 575 402 B1 offenbart ebenfalls ein Kühlsystem für ein hybrides Luftfahrzeug.
Es ist Aufgabe der Erfindung, die Kühlung eines (hybriden) Luftfahrzeugs zu verbessern.
Die Aufgabe wird durch den Gegenstand des unabhängigen Anspruchs 1 gelöst. Ein Luftfahrzeug sowie ein Kühlverfahren sind Gegenstand der weiteren unabhängigen Ansprüche. Vorteilhafte Ausgestaltungen dieser Aspekte sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.
Die Erfindung schafft ein Kühlsystem zum Kühlen einer Komponente eines Luftfahrzeugs, das wahlweise in einem Schwebemodus oder in einem Flugmodus betreibbar ist, wobei das Kühlsystem eine zum Tauschen von von der Komponente erzeugten Wärme mit der Umgebung des Luftfahrzeugs ausgebildete Wärmetauscheinrichtung umfasst, die in eine Außenflächenkomponente des Luftfahrzeugs derart integrierbar ausgebildet ist, dass die Wärmetauscheinrichtung sowohl im Schwebemodus als auch im Flugmodus von einem zum Erzeugen von Auftrieb und/oder Schub, insbesondere für den Vortrieb, ausgebildeten Massenstrom anströmbar ist, um Wärme von der Wärmetauscheinrichtung abzuführen. Die Außenflächenkomponente ist beispielsweise ein Flügel, insbesondere Tragflügel, eine Tragfläche, eine Auftriebshilfe, ein Ausleger, ein Boom oder ein Außenverkleidungsteil.
Es ist bevorzugt, dass das Kühlsystem derart ausgebildet ist, dass die Wärmetauscheinrichtung von einem Massenstrom anströmbar ist, der in Abhängigkeit von dem Betriebsmodus von einer zum Erzeugen von Schub für den Vortrieb des Luftfahrzeugs ausgebildeten Schuberzeugungseinrichtung stromabwärts davon oder von einer zum Erzeugen von Auftrieb ausgebildeten aerodynamischen Fläche, insbesondere einer Tragfläche, eines Tragflügels und/oder einer Auftriebshilfe, erzeugbar ist.
Es ist bevorzugt, dass bei Betrieb im Schwebemodus die Wärmetauscheinrichtung von dem Massenstrom, der von der Schuberzeugungseinrichtung erzeugbar ist, stromabwärts der Schuberzeugungsrichtung anströmbar ist.
Es ist bevorzugt, dass bei Betrieb im Flugmodus die Wärmetauscheinrichtung durch den Massenstrom, der von der aerodynamischen Fläche erzeugbar ist, anströmbar ist.
Es ist bevorzugt, dass bei Betrieb im Flugmodus die Wärmetauscheinrichtung durch den Massenstrom durchströmbar ist, der aufgrund eines Druckunterschiedes zwischen der einen Seite und der anderen Seite eines Tragflügels des Luftfahrzeugs erzeugbar ist.
Es ist bevorzugt, dass die Wärmetauscheinrichtung einen Einlass zum Einlassen des Massenstroms in die Wärmetauscheinrichtung aufweist. Es ist bevorzugt, dass die Wärmetauscheinrichtung einen Auslass zum Auslassen des Massenstroms aus der Wärmetauscheinrichtung aufweist.
Es ist bevorzugt, dass der Einlass und der Auslass auf einander gegenüberliegenden Seiten der aerodynamischen Fläche vorgesehen sind. Es ist bevorzugt, dass der Einlass auf der einen Seite, beispielsweise der Unterseite oder der Oberseite, der aerodynamischen Fläche vorgesehen ist. Es ist bevorzugt, dass der Auslass auf der anderen Seite, beispielsweise der Oberseite oder der Unterseite, der aerodynamischen Fläche vorgesehen ist.
Vorzugsweise umfasst das Kühlsystem eine Leiteinrichtung, die zum Leiten des Massenstroms zu und/oder von der Wärmetauscheinrichtung ausgebildet ist. Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung an dem Einlass und/oder dem Auslass angeordnet ist.
Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung verstellbar ausgebildet ist, um den Massenstrom in Abhängigkeit von dem Betriebsmodus zu leiten. Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung verstellbar ausgebildet ist, um den Massenstrom, insbesondere möglichst laminar und/oder möglichst wenig turbulent, in die Wärmetauscheinrichtung beziehungsweise in den Einlass ein zu leiten. Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung verstellbar ausgebildet ist, um den Massenstrom, insbesondere möglichst laminar und/oder möglichst wenig turbulent, aus der Wärmetauscheinrichtung beziehungsweise aus dem Auslass aus zu leiten.
Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung derart verstellbar ausgebildet ist, dass im Flugmodus der Massenstrom von der einen Seite der Wärmetauscheinrichtung durch die Wärmetauscheinrichtung hindurch zu der anderen Seite der Wärmetauscheinrichtung leitbar ist.
Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung derart verstellbar ausgebildet ist, dass im Flugmodus der Massenstrom aufgrund eines Staudrucks entgegen des von der aerodynamischen Fläche erzeugten Druckunterschiedes von der einen Seite der Wärmetauscheinrichtung durch die Wärmetauscheinrichtung hindurch zu der anderen Seite der Wärmetauscheinrichtung leitbar ist.
Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung derart verstellbar ausgebildet ist, dass im Schwebemodus der Massenstrom mit einem Minimum an Turbulenzen in die Wärmetauscheinrichtung einleitbar ist.
Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung derart verstellbar ausgebildet ist, dass bei Nichtbenutzung der Wärmetauscheinrichtung die Leiteinrichtung eine aerodynamisch minimal störende oder eine aerodynamisch nicht-störende Oberfläche bildet.
Vorzugsweise umfasst das Kühlsystem eine Wärmetransporteinrichtung, die zum Transportieren der von der Komponente erzeugten Wärme von der Komponente zu der Wärmetauscheinrichtung ausgebildet ist.
Die Erfindung schafft ein Luftfahrzeug mit einem bevorzugten Kühlsystem und einer zu kühlenden Komponente, wobei das Luftfahrzeug wahlweise in einem Schwebemodus oder in einem Flugmodus betreibbar ist, wobei das Kühlsystem eine zum Tauschen von von der Komponente erzeugten Wärme mit der Umgebung des Luftfahrzeugs ausgebildete Wärmetauscheinrichtung umfasst, die in eine Außenflächenkomponente des Luftfahrzeugs derart integriert ist, dass die Wärmetauscheinrichtung sowohl im Schwebemodus als auch im Flugmodus von einem zum Erzeugen von Auftrieb und/oder Vortrieb ausgebildeten Massenstrom anströmbar ist, um Wärme von der Wärmetauscheinrichtung abzuführen.
Die Erfindung schafft ferner ein Kühlverfahren zum Kühlen einer Komponente eines Luftfahrzeugs, das wahlweise in einem Schwebemodus oder in einem Flugmodus betreibbar ist, wobei eine zum Tauschen von von der Komponente erzeugten Wärme mit der Umgebung des Luftfahrzeugs ausgebildete Wärmetauscheinrichtung, die in eine Außenflächenkomponente des Luftfahrzeugs integriert ist, sowohl im Schwebemodus als auch im Flugmodus von einem zum Erzeugen von Auftrieb und/oder Schub ausgebildeten Massenstrom angeströmt wird, um Wärme von der Wärmetauscheinrichtung abzuführen.
Es ist bevorzugt, dass die Wärmetauscheinrichtung von einem Massenstrom angeströmt wird, der in Abhängigkeit von dem Betriebsmodus von einer zum Erzeugen von Schub für den Vortrieb des Luftfahrzeugs ausgebildeten Schuberzeugungseinrichtung stromabwärts davon oder von einer zum Erzeugen von Auftrieb ausgebildeten aerodynamischen Fläche erzeugt wird.
Es ist bevorzugt, dass im Schwebemodus die Wärmetauscheinrichtung von dem Massenstrom, der von der Schuberzeugungseinrichtung erzeugt wird, stromabwärts der Schuberzeugungsrichtung angeströmt wird. Es ist bevorzugt, dass im Flugmodus die Wärmetauscheinrichtung durch den Massenstrom angeströmt wird, der von der aerodynamischen Fläche erzeugt wird.
Es ist bevorzugt, dass im Flugmodus die Wärmetauscheinrichtung durch den Massenstrom durchströmt wird, der aufgrund eines Druckunterschiedes zwischen der einen Seite und der anderen Seite eines Tragflügels des Luftfahrzeugs erzeugt wird.
Es ist bevorzugt, dass der Massenstrom durch einen Einlass in die Wärmetauscheinrichtung einströmt. Es ist bevorzugt, dass der Massenstrom durch einen Auslass aus der Wärmetauscheinrichtung ausströmt.
Es ist bevorzugt, dass der Massenstrom durch eine Leiteinrichtung zu der Wärmetauscheinrichtung geleitet wird. Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung verstellt wird, um den Massenstrom in Abhängigkeit von dem Betriebsmodus, insbesondere zu der Wärmetauscheinrichtung beziehungsweise zu dem Einlass, zu leiten.
Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung derart verstellt wird, dass im Flugmodus der Massenstrom von der einen Seite der Wärmetauscheinrichtung durch die Wärmetauscheinrichtung hindurch zu der anderen Seite der Wärmetauscheinrichtung geleitet wird.
Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung derart verstellt wird, dass im Schwebemodus der Massenstrom mit einem Minimum an Turbulenzen in die Wärmetauscheinrichtung eingeleitet wird.
Es ist bevorzugt, dass die Leiteinrichtung derart verstellt wird, dass bei Nichtbenutzung der Wärmetauscheinrichtung die Leiteinrichtung eine aerodynamisch minimal störende oder eine aerodynamisch nicht-störende Oberfläche bildet.
Es ist bevorzugt, dass bei dem Kühlverfahren die von der Komponente erzeugte Wärme, insbesondere mittels einer Wärmetransporteinrichtung, zu der Wärmetauscheinrichtung transportiert wird.
Mit den hierin offenbarten Merkmalen können insbesondere die nachfolgenden Vorteile verwirklicht werden. Das Fluggerät beziehungsweise Luftfahrzeug verfügt typischerweise sowohl über einen oder mehrere Hubrotoren, die einen Schub in vertikaler Richtung erzeugen, als auch über Tragflächen, die bei Vorwärtsflug aerodynamischen Auftrieb erzeugen. Grundgedanke der vorliegenden Erfindung ist nun, das Kühlsystem so auszubilden, dass sowohl im Vorwärtsflug als auch im Schwebeflug derselbe Wärmetauscher angeströmt wird. Damit kann ein zusätzlicher Zwangslüfter entfallen. Auch der Einfluss des Kühlsystems auf den jeweils aktuellen Flugzustand ist gering. Wird der Kühler in einem Bereich der Tragflächen, in einem Boom oder einer anderen geeigneten Außenfläche integriert, welcher im Schwebebetrieb von den Hubrotoren überstrichen wird, kann eine zufriedenstellen Kühlleistung ohne Zusatzlüfter erreicht werden. Zudem trägt im Bereich der Tragflächen beziehungsweise des Booms der Abwind der Hubrotoren kaum zum Gesamtauftrieb bei.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden anhand der nachfolgend aufgeführten Zeichnungen näher erläutert. Darin zeigt:

1 ein Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs mit Kühlsystem im Schwebemodus;
2 eine vergrößerte Ansicht des Bereichs A aus 1;
3 das Kühlsystem aus 1 im Schwebemodus;
4 das Kühlsystem aus 1 im Flugmodus;
5 ein Ausführungsbeispiel eines Kühlsystems;
6 das Kühlsystem aus 5 im Schwebemodus;
7 das Kühlsystem aus 5 im Flugmodus; und
8 das Kühlsystem aus 5 bei Nichtbenutzung.

Es wird nachfolgend auf 1 bis 4 Bezug genommen, die schematisch ein Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 10 zeigen. Das Luftfahrzeug 10 ist ein VTOL-Luftfahrzeug mit der Fähigkeit senkrecht zu starten und zu laden. Das Luftfahrzeug 10 ist ein Hybrid aus einem Starrflügler und einem Drehflügler. Das Luftfahrzeug umfasst einen Rumpf 12, in dem beispielsweise das Cockpit, Passagiersitze oder Ladefläche untergebracht sind.
Ferner umfasst das Luftfahrzeug 10 einen Tragflügel 14, der an dem Rumpf 12 angebracht ist. An dem Tragflügel 14 kann eine Schuberzeugungseinrichtung 16 für das Erzeugen von Schub vorgesehen sein, um beispielsweise Auftrieb oder Vortrieb für das Luftfahrzeug 10 zu erzeugen. Der Tragflügel 14 fungiert hier gleichzeitig als Ausleger bzw. Boom 13 für die Schuberzeugungseinrichtung 16.
Die Schuberzeugungseinrichtung 16 ist beispielsweise an dem Tragflügel 14 fest montiert und wirkt vertikal. In diesem Fall kann der Vortrieb des Luftfahrzeugs durch eine weitere Schuberzeugungseinrichtung 17 für horizontalen Schub, z. B. am Heck, erfolgen. Alternativ kann die Schuberzeugungseinrichtung 16 schwenkbar ausgebildet sein, um einen allmählichen Übergang von Auftriebserzeugung in Vortriebserzeugung zu ermöglichen. Die Schuberzeugungseinrichtung 16 umfasst ferner ein Antriebsmittel 18, beispielsweise einen Verbrennungskraftmotor 20 oder einen Elektromotor 22. Das Antriebsmittel 18 ist zum Antreiben eine Rotorelements 24 an dieses angeschlossen. Das Rotorelement 24 überstreicht bei seiner Drehung einen Rotorbereich 26. Abgesehen von Randeffekten erzeugt das Rotorelement 24 und damit die Schuberzeugungseinrichtung 16 einen Massenstrom 28 bzw. Abwind lediglich innerhalb des Rotorbereichs 26.
Das Luftfahrzeug 10 umfasst ferner ein Kühlsystem 30 zum Kühlen einer Komponente 32 des Luftfahrzeugs 10. Im vorliegenden Beispiel ist das Antriebsmittel 18 diese Komponente 32. Es sollte beachtet werden, dass das Kühlsystem 30 auch bei anderen Komponenten, die eine Wärmequelle sind, wie etwa Leistungselektronik, verwendet werden kann.
Vorliegend umfasst das Kühlsystem 30 eine Wärmetauscheinrichtung 34 zum Tauschen von Wärme, die von der Komponente 32 erzeugt wird, mit der Umgebung des Luftfahrzeugs 10. Die Wärmetauscheinrichtung 34 kann über eine Wärmetransporteinrichtung 36 mit der Komponente 32 thermisch gekoppelt sein, um die Wärme zunächst von der Komponente 32 weg und hin zu der Wärmetauscheinrichtung 34 zu transportieren. Dies kann etwa durch an sich bekannte Wärmetransporteinrichtungen erfolgen.
Die Wärmetauscheinrichtung 34 ist auf einer Außenflächenkomponente 38, wie den Boom 13 oder den Tragflügel 14, angeordnet oder darin integriert. Hier ist die Wärmetauscheinrichtung 34 auf dem Tragflügel 14 angeordnet oder in den Tragflügel 14 integriert. Die Anordnung kann auch durch Integration der Wärmetauscheinrichtung 34 in ein Außenverkleidungsteil 15 und anschließendes Montieren des Außenverkleidungsteils 15 an einem (nicht näher dargestellten) Grundkörper erfolgen, um die Außenflächenkomponente 38 zu bilden.
Die Wärmetauscheinrichtung 34 ist ferner so an dem Tragflügel 14 vorgesehen, dass der von der Schuberzeugungseinrichtung 16 erzeugte Massenstrom 28 die Wärmetauscheinrichtung 34 anströmt, und zwar sowohl im Schwebemodus als auch im Flugmodus des Luftfahrzeugs 10. Insbesondere ist die Wärmetauscheinrichtung 34 innerhalb einer vertikalen Verlängerung des Rotorbereichs 26 vorgesehen, so dass der Massenstrom 28 die Wärmetauscheinrichtung 34 anströmen kann.
Die Wärmetauscheinrichtung 34 umfasst einen Wärmetauscher 40, der vorzugsweise innerhalb des Tragflügels 14 angeordnet ist. Der Wärmetauscher 40 ist über einen Einlass 42 und einen Auslass 44 mit der Umgebung des Luftfahrzeugs 10 fluidverbunden. Der Einlass 42 und der Auslass 44 sind bevorzugt als NACA-Öffnungen ausgelegt. Ferner ist der Wärmetauscher 40 beispielsweise über die Wärmetransporteinrichtung 36 mit der Komponente 32 thermisch gekoppelt.
Nachfolgend wird anhand der 3 und 4 die Funktionsweise des Kühlsystems 30 näher erläutert. Es sollte beachtet werden, dass, wenngleich die Funktionsweise anhand definierter Flugzustände des Luftfahrzeugs 10 erläutert wird, ein allmählicher Übergang zwischen den Flugzuständen möglich ist, so dass auch eine Mischung aus beiden Flugzuständen, insbesondere hinsichtlich der Strömungsverhältnisse, vorliegen kann.
In 1 und 2 befindet sich das Luftfahrzeug 10 im Schwebemodus. Wie dargestellt, erzeugt die Schuberzeugungseinrichtung 16 den Massenstrom 28 im Wesentlichen innerhalb des in Vertikalrichtung verlängerten Rotorbereichs 26. Der Massenstrom 28 trifft auf die Oberfläche der Außenflächenkomponente 38 und auf die Wärmetauscheinrichtung 34. Die Wärmetauscheinrichtung 34 ist dabei stromabwärts von der Schuberzeugungseinrichtung 16 angeordnet. Die Wärmetauscheinrichtung 34 wird also von demjenigen Massenstrom 28 stromabwärts angeströmt, der von der Schuberzeugungsrichtung 16 erzeugt wird. Es ist auch denkbar, dass die Wärmetauscheinrichtung 34 stromaufwärts vorgesehen ist, wenngleich damit Effizienzeinbußen einhergehen können, die allerdings hinnehmbar sind.
Genauer strömt der von der Schuberzeugungseinrichtung 16 erzeugte Massenstrom 28 zunächst zu dem Einlass 42. Der Einlass 42 ist beispielsweise so ausgestaltet, dass ein Massenstrom 28 mit einer Hauptrichtungskomponente in Vertikalrichtung nahezu laminar in die Wärmetauscheinrichtung 34 einströmen kann. Wie in 3 erkennbar, kann der Einlass 42 in Strömungsrichtung des Massenstroms 28 sich verjüngend ausgebildet sein, um die Strömungsgeschwindigkeit zu erhöhen.
Der Massenstrom 28 wärmt sich beim Vorbeiströmen an dem Wärmetauscher 40 auf und wird anschließend über den Auslass 44 wieder ausgelassen. Der Auslass 44 ist bevorzugt so eingerichtet, dass ein nahezu laminarer Übergang des aus der Wärmetauscheinrichtung 34 austretenden Massenstromes 28 in die Umgebung erreicht werden kann. Der Auslass 44 kann zudem, wie in 3 dargestellt, in Strömungsrichtung des Massenstromes 28 sich erweitern. Dabei wird der Massenstrom 28 wieder verlangsamt.
Im Schwebemodus wird daher die Wärmetauscheinrichtung 34 von einem Massenstrom 28 angeströmt und durchströmt, wobei der Massenstrom 28 von der Schuberzeugungseinrichtung 16 erzeugt wird.
In 4 befindet sich das Luftfahrzeug 10 im Flugmodus. In diesem Flugzustand, kann die Schuberzeugungseinrichtung 16 je nach ihrer Ausgestaltung wahlweise Schub für den Auftrieb und/oder Vortrieb des Luftfahrzeugs 10 erzeugen. Falls die Schuberzeugungseinrichtung 16 lediglich Auftrieb erzeugt, ist insbesondere eine weitere Schuberzeugungseinrichtung 17 (1) zum Erzeugen des Vortriebs vorgesehen. Der Tragflügel 14 wird aufgrund des Vortriebs von vorne durch eine Strömung 46 angeströmt. Der Tragflügel 14 erzeugt aufgrund seines aerodynamischen Profils als aerodynamische Fläche 48 einen dynamischen Druckunterschied zwischen der Oberseite 50 und der Unterseite 52. Strömt die Strömung 46 nun in den Bereich des Auslasses 44, so strömt die Strömung 46 aufgrund des dynamischen Druckunterschiedes teilweise die Wärmetauscheinrichtung 34 an. Somit erzeugt die aerodynamische Fläche 48 aufgrund des dynamischen Druckunterschiedes zwischen ihrer Oberseite 50 und ihrer Unterseite 52 einen Massenstrom 54. In diesem Beispiel ist der Massenstrom 54 im Flugmodus dem Massenstrom 28 im Schwebemodus im Wesentlichen entgegengesetzt. Mit anderen Worten strömt der Massenstrom 54 von dem Auslass 44 über den Wärmetauscher 34 zu dem Einlass 42.
Es wird nachfolgend auf 5 bis 7 Bezug genommen, die ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Kühlsystems 60 zeigen. Das Ausführungsbeispiel wird wegen der besseren Übersicht nur insoweit erläutert, als es sich von dem vorhergehenden Ausführungsbeispiel unterscheidet.
Das Kühlsystem 60 umfasst zusätzlich wahlweise eine Leiteinrichtung 62 zum Leiten eines Massenstroms. Die Leiteinrichtung 62 weist beispielsweise eine Mehrzahl von Lamellen 64 auf, die schwenkbar ausgebildet sind, so dass die Leiteinrichtung 62 verstellbar ausgebildet ist. Die Mehrzahl von Lamellen 62 kann in zwei Richtungen schwenkbar ausgebildet sein.
Die Leiteinrichtung 62 kann an der Wärmetauscheinrichtung 34 angeordnet sein, insbesondere um Massenströme zu leiten, die in die Wärmetauscheinrichtung 34 einströmen, durch die Wärmetauscheinrichtung 34 durchströmen beziehungsweise aus der Wärmetauscheinrichtung 34 ausströmen. Vorzugsweise kann die Mehrzahl von Lamellen 64 je nach Anwendung an dem Einlass 42 und/oder dem Auslass 44 vorgesehen sein.
Wie in 5 dargestellt, ist die Leiteinrichtung 62 derart eingestellt, dass der von der Schuberzeugungseinrichtung 16 erzeugte Massenstrom 28 im Wesentlichen laminar beziehungsweise ideal in die Wärmetauscheinrichtung 34 einströmt. Insbesondere sind dabei die Lamellen 64 im Wesentlichen parallel zu der Hauptrichtungskomponente des Massenstroms 28 ausgerichtet, also beispielsweise vertikal.
Wie in 6 gezeigt kann beim allmählichen Übergang von dem Schwebemodus in den Flugmodus die Leiteinrichtung 62 verstellt werden. Beim Übergang in den Flugmodus wird die Strömung 46 aufgrund der steigenden Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 10 immer stärker. Die Lamellen 64 können hierfür derart geschwenkt werden, dass aufgrund des an der Leiteinrichtung 62 erzeugten Staudrucks ein Massenstrom 66 erzeugt wird, der die Wärmetauscheinrichtung 34 durchströmt. Im Unterschied zu dem Kühlsystem 30 ist im vorliegenden Beispiel die Strömungsrichtung des Massenstroms 28 und des Massenstroms 66 im Wesentlichen gleich.
In 7 ist ein Zustand dargestellt, in dem das Kühlsystem 60 außer Betrieb ist beziehungsweise die Wärmetauscheinrichtung 34 momentan nicht benötigt wird. Es sollte beachtet werden, dass in 7 die Lamellen 64 lediglich zu Darstellungszwecken leicht verkippt gezeichnet sind, damit die Lamellen 64 erkennbar sind. Die Leiteinrichtung 62 wird so eingestellt, dass ein Anströmen der Wärmetauscheinrichtung 34 nicht möglich ist. Die Leitreinrichtung 62 ist in diesem Zustand bevorzugt so ausgebildet, dass kaum/keine Turbulenzen entstehen. Beispielsweise können die Lamellen 64 so geschwenkt werden, dass sich eine aerodynamisch glatte Oberfläche ergibt, die optimal in die Außenflächenkomponente, beispielsweise den Tragflügel 14 eingepasst ist.
Es wird so ein Kühlsystem für VTOL-Luftfahrzeuge geschaffen, das sowohl im Flugmodus als auch im Schwebemodus die Durchströmung desselben Wärmetauschers ohne einen zusätzlichen, angetriebenen Ventilator ermöglicht, so dass eine sichere Kühlung mit minimalem Aufwand realisiert werden kann.
Turbinen, wie sie in größeren Fluggeräten heute überwiegend verwendet werden, sind quasi selbstkühlend, d. h. die zugeführte Verbrennungs- bzw. Schubluft dient gleichzeitig der Kühlung. Mit dem Übergang auf elektrische oder hybridelektrische Flugantriebe stellt sich nun die Aufgabe, die in den einzelnen Komponenten anfallende Verlustwärme abzuführen.
Da bei im Innern verbauten Antriebsmaschinen - seien es nun Verbrennungskraftmaschinen oder elektrische Maschinen und leistungselektronische Komponenten - unter Umständen eine direkte Kühlung durch vorbeistreichende Luft aus unterschiedlichen Gründen nicht zielführend sein kann, wird die Kühlung über ein dafür vorgesehenes Kühlsystem realisiert, welches die Abwärme aus dem Innern nach außen bringen kann, wo sie an die Umgebung abgegeben wird.
Prinzipiell lassen sich Flugzeuge in zwei Gruppen einteilen: Starrflügler und Drehflügler.
Je nach Bauart des Fluggerätes muss nun die Übergabestelle der Wärme an die Umgebung gestaltet werden. Bei Starrflüglern, welche auf klassische Weise ihren Auftrieb über Tragflächen erzeugen, kann davon ausgegangen werden, dass im Betrieb eine Mindest-Vorwärtsbewegung relativ zur umgebenden Luft gegeben ist, also der „Fahrtwind“ zur Kühlung verwendet werden kann. Die Kühlluft kann z. B. durch sogenannte NACA-Öffnungen strömungsgünstig an der Außenhülle abgenommen und einem Kühler zugeführt werden.
Anders verhält es sich bei Drehflüglern, welche durchaus in der Luft stehen können, ohne dass eine Mindest-Vorwärtsbewegung und eine damit verbundener Anströmung vorhanden ist. Teilweise wird hier der Rotorabwind zur Durchströmung der Kühler genutzt oder es werden von dafür vorgesehenen Gebläsen zwangsdurchströmte Kühler verwendet.
Einen Zwitter aus den beiden beschriebenen Fluggeräten stellt eine Gruppe von Fluggeräten dar, die sowohl in der Luft stehen und auch so starten und landen können (VTOL - vertical take off and landing) als auch im Streckenflug Tragflächen nutzen. Die Bell/Boeing V-22 Osprey und der Airbus QuadCruiser seien als technisch unterschiedliche Vertreter dieser Gruppe genannt.
Für die technische Realisierung eines Kühlsystems für Fluggeräte der letzten Gruppe soll ein Vorschlag gemacht werden, welcher in beiden Betriebsmodi die Durchströmung desselben Kühlers bzw. Wärmetauschers ohne einen zusätzlichen, angetriebenen Ventilator ermöglicht, so dass eine sichere Kühlung mit minimalem Aufwand realisiert.
Das Fluggerät verfügt typischerweise sowohl über einen oder mehrere Hubrotoren, die einen Schub in vertikaler Richtung erzeugen, als auch über Tragflächen, die bei Vorwärtsflug aerodynamischen Auftrieb erzeugen.
Grundgedanke der vorliegenden Erfindung ist nun, den Kühler so anzuordnen, dass dieser sowohl im Vorwärtsflug als auch im Schwebeflug angeströmt wird, ohne dass ein zusätzlicher Zwangslüfter erforderlich ist und mit geringem Einfluss auf den jeweils aktuellen Flugzustand.
Hierzu wird der Kühler bevorzugt in einem Bereich der Tragflächen, in einem Boom oder einer anderen geeigneten Außenfläche integriert, welcher im Schwebebetrieb von den Hubrotoren überstrichen wird. In diesem Bereich trägt der Abwind der Hubrotoren nicht zum Gesamtauftrieb bei.
Eine mögliche Positionierung des Kühlers innerhalb der Tragfläche oder eines Booms kann 2 entnommen werden.
3 zeigt die Durchströmung des Kühlers während des Schwebebetriebs durch den Abwind des Hubrotors. Ebenso wäre bei einem unter der Tragfläche, dem Boom oder der geeigneten Außenfläche angeordneten Hubrotor ein Ansaugen der Luft durch den Kühler denkbar, wegen der dann ungünstigeren aerodynamischen Verhältnisse aber vermutlich weniger leistungsfähig.
4 zeigt die Durchströmung des Kühlers während des Vorwärtsfluges durch den vom Druckunterschied zwischen Flügelober- und -unterseite bewirkten Luftstrom.
Im Folgenden wird der Kühler um verstellbare Lamellen zur Luftführung ergänzt. Diese können auf der Oberseite, der Unterseite oder auf beiden Seiten vorhanden sein.
5 zeigt die Kühlerdurchströmung im Schwebebetrieb durch den Abwind eines Hubrotors mit parallel zum Luftstrom ausgerichteten Lamellen.
6 zeigt die Kühlerdurchströmung im Vorwärtsflug, bei der der Luftstrom von den gegen die Strömung auf der Flügeloberseite gestellten Lamellen durch den Kühler geleitet wird. Eine vergleichbare Lamellenanordnung wäre auch auf der Unterseite möglich, um die Abluft des Kühlers in die Strömung unterhalb des Tragflügels einzuleiten, ist im Bild aber nicht dargestellt.
7 zeigt den Tragflügel bei nicht benötigtem Kühler und geschlossenen Lamellen, so dass das Flügelprofil nur minimal bis gar nicht gestört wird und ein strömungsgünstiger Vorwärtsflug möglich ist.
(Die geschlossenen Lamellen sind im Bild zur Verdeutlichung etwas abgehoben dargestellt. In Realität wird man versuchen, diese möglichst ohne hervorstehende Kanten zu fertigen.)
Grundideen sind insbesondere, dass

• in einen Tragflügel oder einen Boom oder in ein Verkleidungsteil ein Kühler integriert ist, der sowohl im Schwebebetrieb als auch im Vorwärtsflug genutzt wird;
• in einen Tragflügel oder einen Boom / in ein Verkleidungsteil ein Kühler integriert ist, der im Schwebebetrieb von dem Abwind mindestens eines Hubrotors oder von der Ansaugluft mindestens eines Hubrotors durchströmt wird;
• in einen Tragflügel ein Kühler integriert ist, der im Vorwärtsflug durch den aufgrund der unterschiedlichen Strömungsverhältnisse auf der Ober- und der Unterseite des Flügels entstehenden Druckunterschied durchströmt wird;
• in einen Tragflügel oder einen Boom / in ein Verkleidungsteil ein Kühler integriert ist, der mit verstellbaren Lamellen am Einlass, am Auslass oder an Ein- und Auslass ausgerüstet ist;
• in einen Tragflügel oder einen Boom / in ein Verkleidungsteil ein Kühler integriert ist, mit verstellbaren Lamellen am Einlass, am Auslass oder an Ein- und Auslass, welche im Vorwärtsflug so gestellt werden, dass sie Luft von einer Seite des Kühlers zur anderen Seite leiten;
• in einen Tragflügel oder einen Boom / in ein Verkleidungsteil ein Kühler integriert ist, mit verstellbaren Lamellen am Einlass, am Auslass oder an Ein- und Auslass, welche im Schwebeflug so gestellt werden, dass sie Luft von mindestens einem Hubrotor möglichst ideal durch den Kühler leiten; und/oder
• in einen Tragflügel oder einen Boom / in ein Verkleidungsteil ein Kühler integriert ist, mit verstellbaren Lamellen am Einlass, am Auslass oder an Ein- und Auslass, die bei Nichtbenutzung des Kühlers geschlossen werden können und im geschlossenen Zustand die strömungsgünstige Geometrie nicht bis nur minimal stören;

Bezugszeichenliste

10: Luftfahrzeug
12: Rumpf
13: Boom (Außenflächenkomponente)
14: Tragflügel (Außenflächenkomponente)
15: Außenverkleidungsteil (Außenflächenkomponente)
16, 17: Schuberzeugungseinrichtung
18: Antriebsmittel
20: Verbrennungskraftmotor
22: Elektromotor
24: Rotorelement
26: Rotorbereich
28: Massenstrom
30: Kühlsystem
32: Komponente
34: Wärmetauscheinrichtung
36: Wärmetransporteinrichtung
38: Außenflächenkomponente
40: Wärmetauscher
42: Einlass
44: Auslass
46: Strömung
48: aerodynamische Fläche
50: Oberseite
52: Unterseite
54: Massenstrom
60: Kühlsystem
62: Leiteinrichtung
64: Lamelle
66: Massenstrom

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
Zitierte Patentliteratur

US 4828203 A [0007]
US 6575402 B1 [0009]

Claims

Kühlsystem (30, 60) zum Kühlen einer Komponente (32) eines Luftfahrzeugs (10), das wahlweise in einem Schwebemodus oder in einem Flugmodus betreibbar ist, wobei das Kühlsystem (30, 60) eine zum Tauschen von von der Komponente (32) erzeugten Wärme mit der Umgebung des Luftfahrzeugs (10) ausgebildete Wärmetauscheinrichtung (34) umfasst, die in eine Außenflächenkomponente (38) des Luftfahrzeugs (10) derart integrierbar ausgebildet ist, dass die Wärmetauscheinrichtung (34) sowohl im Schwebemodus als auch im Flugmodus von einem zum Erzeugen von Auftrieb und/oder Schub ausgebildeten Massenstrom (28, 54, 66) anströmbar ist, um Wärme von der Wärmetauscheinrichtung (34) abzuführen.
Kühlsystem (30, 60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlsystem (30, 60) derart ausgebildet ist, dass die Wärmetauscheinrichtung (34) von einem Massenstrom (28, 54, 66) anströmbar ist, der in Abhängigkeit von dem Betriebsmodus von einer zum Erzeugen von Schub für den Vortrieb des Luftfahrzeugs (10) ausgebildeten Schuberzeugungseinrichtung (16) stromabwärts davon oder von einer zum Erzeugen von Auftrieb ausgebildeten aerodynamischen Fläche (48) erzeugbar ist.
Kühlsystem (30, 60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass bei Betrieb im Schwebemodus die Wärmetauscheinrichtung (34) von dem Massenstrom (28), der von der Schuberzeugungseinrichtung (16) erzeugbar ist, stromabwärts der Schuberzeugungsrichtung (16) anströmbar ist.
Kühlsystem (30, 60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass bei Betrieb im Flugmodus die Wärmetauscheinrichtung (34) durch den Massenstrom (54, 66), der von der aerodynamischen Fläche (48) erzeugbar ist, anströmbar ist.
Kühlsystem (30, 60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass bei Betrieb im Flugmodus die Wärmetauscheinrichtung (34) durch den Massenstrom (54, 66) durchströmbar ist, der aufgrund eines Druckunterschiedes zwischen der einen Seite (50) und der anderen Seite (52) eines Tragflügels (14) des Luftfahrzeugs erzeugbar ist.
Kühlsystem (30, 60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Wärmetauscheinrichtung (34) einen Einlass (42) zum Einlassen des Massenstroms (28, 54, 66) in die Wärmetauscheinrichtung (34) und/oder einen Auslass (44) zum Auslassen des Massenstroms (28, 54, 66) aus der Wärmetauscheinrichtung (34) aufweist, wobei insbesondere der Einlass (42) auf der einen Seite (50) der aerodynamischen Fläche (48) und/oder der Auslass (44) auf der anderen Seite (52) der aerodynamischen Fläche (48) vorgesehen ist.
Kühlsystem (60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine Leiteinrichtung (62), die zum Leiten des Massenstroms (28, 66) zu der Wärmetauscheinrichtung (34) ausgebildet ist, wobei vorzugsweise die Leiteinrichtung (62) an dem Einlass (42) und/oder dem Auslass (44) angeordnet ist.
Kühlsystem (60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Leiteinrichtung (62) verstellbar ausgebildet ist, um den Massenstrom (28, 66) in Abhängigkeit von dem Betriebsmodus zu der Wärmetauscheinrichtung (34) zu leiten.
Kühlsystem (60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Leiteinrichtung (62) derart verstellbar ausgebildet ist, dass im Flugmodus der Massenstrom (66) von der einen Seite der Wärmetauscheinrichtung (34) durch die Wärmetauscheinrichtung (34) hindurch zu der anderen Seite der Wärmetauscheinrichtung (34) leitbar ist.
Kühlsystem (60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Leiteinrichtung (62) derart verstellbar ausgebildet ist, dass im Schwebemodus der Massenstrom (28) mit einem Minimum an Turbulenzen in die Wärmetauscheinrichtung (34) einleitbar ist.
Kühlsystem (60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Leiteinrichtung (62) derart verstellbar ausgebildet ist, dass bei Nichtbenutzung der Wärmetauscheinrichtung (34) die Leiteinrichtung (62) eine aerodynamisch minimal störende oder eine aerodynamisch nicht-störende Oberfläche bildet.
Luftfahrzeug (10) mit einem Kühlsystem (30, 60) nach einem der vorhergehenden Ansprüche und einer zu kühlenden Komponente (32), wobei das Luftfahrzeug (10) wahlweise in einem Schwebemodus oder in einem Flugmodus betreibbar ist, wobei das Kühlsystem (30, 60) eine zum Tauschen von von der Komponente (32) erzeugten Wärme mit der Umgebung des Luftfahrzeugs (10) ausgebildete Wärmetauscheinrichtung (34) umfasst, die in eine Außenflächenkomponente (38) des Luftfahrzeugs (10) derart integriert ist, dass die Wärmetauscheinrichtung (34) sowohl im Schwebemodus als auch im Flugmodus von einem zum Erzeugen von Auftrieb und/oder Vortrieb ausgebildeten Massenstrom (28, 54, 66) anströmbar ist, um Wärme von der Wärmetauscheinrichtung (34) abzuführen.
Kühlverfahren zum Kühlen einer Komponente (32) eines Luftfahrzeugs (10), das wahlweise in einem Schwebemodus oder in einem Flugmodus betreibbar ist, wobei eine zum Tauschen von von der Komponente (32) erzeugten Wärme mit der Umgebung des Luftfahrzeugs (10) ausgebildete Wärmetauscheinrichtung (34), die in eine Außenflächenkomponente (38) des Luftfahrzeugs (10) integriert ist, sowohl im Schwebemodus als auch im Flugmodus von einem zum Erzeugen von Auftrieb und/oder Schub ausgebildeten Massenstrom (28, 54, 66) angeströmt wird, um Wärme von der Wärmetauscheinrichtung (34) abzuführen.
Kühlverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Wärmetauscheinrichtung (34) von einem Massenstrom (28, 54, 66) angeströmt wird, der in Abhängigkeit von dem Betriebsmodus von einer zum Erzeugen von Schub ausgebildeten Schuberzeugungseinrichtung (16) stromabwärts davon oder von einer zum Erzeugen von Auftrieb ausgebildeten aerodynamischen Fläche (48) erzeugt wird.
Kühlverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei im Schwebemodus die Wärmetauscheinrichtung (34) von dem Massenstrom (28, 66), der von der Schuberzeugungseinrichtung (16) erzeugt wird, stromabwärts der Schuberzeugungsrichtung (16) angeströmt wird und/oder wobei im Flugmodus die Wärmetauscheinrichtung (34) durch den Massenstrom (54) angeströmt wird, der von der aerodynamischen Fläche (48) erzeugt wird.