DE102019122963A1

DE102019122963A1 - Flugzeugkabine und Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung

Info

Publication number: DE102019122963A1
Application number: DE102019122963.4A
Authority: DE
Inventors: Daniel Schmeling; Tobias Dehne; Pascal Lange; Andrey Shishkin; Axel Dannhauer; Johannes Bosbach; Ingo Gores
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV; Airbus Operations GmbH
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV; Airbus Operations GmbH
Priority date: 2019-08-27
Filing date: 2019-08-27
Publication date: 2021-03-04

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10), die zum Kühlen eines Innenraums (5) einer Flugzeugkabine (2) dient. Die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) weist eine Kühleinrichtung (25) auf, die beispielsweise von einem Wärmetauscher (16) gebildet sein kann, in welchem eine Kühlung eines Kühlmittels durch die Umgebung (8) erfolgt. Des Weiteren verfügt die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) über ein Kühlelement (17). Das Kühlelement (17) wird durch die Kühleinrichtung (25) gekühlt. Das Kühlelement (17) weist eine Kühlfläche (18) auf, über welche über eine Strahlung und/oder eine Konvektion eine Kühlung des Innenraums (5) der Flugzeugkabine (2) erfolgt.

Description

TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNG
Die Erfindung betrifft eine Flugzeugkabine und eine Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung.
In einer Flugzeugkabine erfolgt üblicherweise ein kontinuierlicher Luftaustausch, indem der Flugzeugkabine Zuluft zugeführt wird und gleichzeitig Abluft aus der Flugzeugkabine abgeführt wird. Hierbei ist der Gewährleistung eines ausreichenden Luftdrucks in der Flugzeugkabine und einer ausreichenden Sauerstoffzufuhr und Luftwechselrate Rechnung zu tragen. Des Weiteren muss eine Temperierung der Zuluft derart erfolgen, dass die Kabinenluft eine für die Besatzung und die Passagiere angenehme Temperatur aufweist.
STAND DER TECHNIK
Bei einer Belüftung von Flugzeugkabinen eines Single-Aisle Kurzstrecken-Flugzeugs oder eines Dual-Aisle Langstrecken-Flugzeugs findet üblicherweise eine sogenannte Mischbelüftung (engl. „mixing ventilation“) Verwendung. Bei einer derartigen Mischbelüftung wird über Zulufteinlässe Zuluft im oberen Bereich der Flugzeugkabine seitlich unterhalb der Gepäckfächer (engl. „lateral air outlet“) und über einen Einlass im Deckenbereich über dem Gang und oberhalb der Gepäckfächer (engl. „ceiling air outlet“) in die Flugzeugkabine eingebracht. Abluft verlässt die Flugzeugkabine wieder seitlich im Fußbereich über Abluftauslässe, die auch als „DADO-Panels“ bezeichnet werden.
Eine derartige Mischbelüftung hat insbesondere die folgenden Nachteile:

- Wird die Zuluft einer sogenannten Mischertonne entnommen, die sich im Laderaum des Flugzeugs befindet und in der den Triebwerken des Flugzeugs entnommene Luft als sogenannte Zapfluft über einen Wärmetauscher vortemperiert wird, muss die derart erzeugte Zuluft über Luftführungsleitungen und Steigleitungen aus der Mischertonne nach oben bis zu den Seiten- und den Deckenlufteinlässen geführt werden. Dies erhöht den erforderlichen Bauaufwand, Bauraum und das Gewicht des Flugzeugs (und damit den Treibstoffbedarf des Flugzeugs). Analoges gilt auch für Flugzeuge, die die Frischluft nicht im Triebwerk entnehmen (z.B. der „Dreamliner“). Bei diesen muss die Luft aufgrund des niedrigen Luftdrucks stark komprimiert werden, um den Druck auf lebensfähige und komfortable Bedingungen zu erhöhen. Dies erfordert bereits Energie und die Luft erwärmt sich dabei.
- Darüber hinaus ist die Wärmeausfuhreffizienz bei einer Mischbelüftung gering. Mit einer mittleren Flugzeugkabinenlufttemperatur T_cab, einer mittleren Temperatur der Zuluft T_in und einer mittleren Temperatur der Abluft T_out ergibt sich die Wärmeausfuhreffizienz HRE als $H R E = 0,5 \cdot \frac{T_{o u t} - T_{i n}}{T_{c a b} - T_{i n}} .$
Für eine Mischlüftung gilt HRE ≲ 0,5. Eine Wärmeabfuhr aus der Flugzeugkabine ist wichtig, weil die Kabinenluft (insbesondere durch Körperwärme von Passagieren) ständig aufgeheizt wird. Die geringe Wärmeausfuhreffizienz der Mischbelüftung führt dazu, dass eine Temperatur der Zuluft sehr niedrig, insbesondere im Bereich zwischen 13 °C und 15 °C, gewählt werden muss. Zum einen führt dies zu einer hohen Belastung für den Wärmetauscher, mittels dessen die mehrere hundert Grad Celsius heiße Zapfluft aus den Triebwerken heruntergekühlt werden muss, und einem hierdurch bedingten hohen Energiebedarf. Zum anderen wird das Zuführen sehr kalter Zuluft von den Passagieren als unangenehm empfunden.
- Von den Passagieren als unangenehm empfundene Zugluft kann dadurch entstehen, dass eine starke Durchmischung der Kabinenluft erzwungen werden muss, weil ein Zuführen kalter Zuluft im oberen Bereich und ein Abführen aufgeheizter Abluft im unteren Bereich dem physikalischen Verhalten der Kabinenluft widerspricht, nach dem die aufgeheizte Kabinenluft aufsteigt. Die starke Durchmischung wird durch hohe Luftgeschwindigkeiten der Zuluft aus den Seiten- und Deckenlufteinlässen bewirkt.
- Insbesondere in der Nähe der Seiten- und Deckenluftauslässe können sich auch dauerhaft sehr kalte Bereiche ergeben. Möglich ist auch, dass die Zuluft im Gangbereich nach unten strömt, sodass bei den Gang-Sitzplätzen niedrigere Temperaturen herrschen als bei den Fenster-Sitzplätzen. Bei den Dual Aisle-Konfigurationen mit einem mittleren Sitzblock und zwei Gängen trifft insbesondere die von beiden Seiten zugeführte Zuluft oberhalb des mittleren Sitzblocks aufeinander und strömt dort herab, sodass sich wiederum Bereiche ergeben, die als unangenehm kalt empfunden werden können.
- Es ergibt sich insgesamt eine starke Inhomogenität der Temperatur der Kabinenluft. Sowohl Zugluft als auch „Kälteinseln“ können für Passagiere unangenehm sein. Auch andere Bereiche, in denen infolge der Inhomogenität die Temperatur der Kabinenluft höher ist, können von den Passagieren als unangenehm empfunden werden.

Ein weiteres Belüftungskonzept, welches noch nicht in Flugzeugkabinen eingesetzt worden ist, sondern lediglich in Studien untersucht worden ist und in Patenten beschrieben worden ist, beruht auf einer bodenseitigen Quellbelüftung (engl. „cabin displacement ventilation“). Bei einer bodenseitigen Quellbelüftung wird Zuluft über Zulufteinlässe im Bereich des Bodens mit einem niedrigen Impuls in die Flugzeugkabine eingeleitet. Es bildet sich oberhalb des Bodens der Flugzeugkabine ein sogenannter „Frischluftsee“ aus. Durch die Wärmelasten in der Flugzeugkabine, insbesondere durch die Passagiere, wird die Kabinenluft lokal erwärmt und steigt auf. Durch thermische Konvektion steigt Kabinenluft aus dem Frischluftsee an die Stellen der Wärmelasten, wo die Kabinenluft die Wärme aufnimmt. Die derart erwärmte Kabinenluft verlässt dann die Flugzeugkabine im oberen Bereich wieder über Abluftauslässe, die auch als Absaugungen ausgeführt sein können.
Die bodenseitige Quellbelüftung hat gegenüber der Mischbelüftung ein großes Einsparpotential infolge des Entfalls der Steigleitungen, die bei der Mischbelüftung erforderlich sind, um die Zuluft zu den Zulufteinlässen im Bereich der Decke zu führen. Des Weiteren kann sich für eine bodenseitige Quellbelüftung eine sehr hohe Wärmeausfuhreffizienz ergeben, die bis zu 0,9 betragen kann. Es ergeben sich unter Umständen auch sehr niedrige Luftgeschwindigkeiten und eine sehr gute räumliche Temperaturhomogenität über die verschiedenen Sitzplätze in der Flugzeugkabine. Mögliche Nachteile einer bodenseitigen Quellbelüftung sind eine starke vertikale Temperaturschichtung und eine Instabilität bzgl. des komfortablen Bereiches und kleineren Schwankungen der Zuluftbedingungen (Volumenstrom, Temperatur).
Weitere Informationen zu einer bodenseitigen Quellbelüftung können den folgenden Literaturstellen entnommen werden:

- Müller D., Schmidt M., Müller B.: Application of a displacement ventilation system for air distribution in aircraft cabins. AST ZO11, 31. März - 1. April, Hamburg, Deutschland;
- Zhang T., Chen Q.: Novel air distribution systems for commercial aircraft cabins. Building and Environment42: 1675-1684 (2007);
- Yin S., Zhang T.: A new under-aisle displacement air distribution system for wide-body aircraft cabins. Building Simulation (2009) pp 1030-1036, Glasgow, Schottland;
- Bosbach J., Lange S., Dehne T., Lauenroth G., Hesselbach F., Allzeit M.: Alternative ventilaion concepts for aircraft cabins, CEAS Aeronautical Journal 4:3031-313 (2013);
- Maier J., Marggraf-Micheel C., Dehne T., Bosbach J.: Thermal comfort of different displacement ventilation systems in an aircraft passenger cabin. Building and Environment 111:256-264 (2017);
- Offenlegungsschrift DE 10 2007 049 926 A1 .

AUFGABE DER ERFINDUNG
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung, ein Gepäckfach und eine Flugzeugkabine vorzuschlagen, welche eine verbesserte Temperierung der Kabinenluft ermöglicht, wobei insbesondere

- Inhomogenitäten der Temperaturverteilung reduziert werden sollen,
- die Ausbildung von als unangenehm empfundener Zugluft reduziert werden soll,
- dem Energieaufwand Rechnung getragen werden soll und/oder
- der Bauaufwand, der erforderliche Bauraum und/oder das Gewicht sowie die Kosten reduziert werden sollen/soll.

LÖSUNG
Die Aufgabe der Erfindung wird erfindungsgemäß mit den Merkmalen der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Weitere bevorzugte erfindungsgemäße Ausgestaltungen sind den abhängigen Patentansprüchen zu entnehmen.
BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Der vorliegenden Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass die gemäß dem Stand der Technik bekannten Maßnahmen zur Beeinflussung der Temperatur der Kabinenluft in einer Flugzeugkabine (insbesondere die Wahl der Temperatur der Zuluft und/oder die Gestaltung der Strömungsverhältnisse der die temperierte Zuluft aufnehmenden Kabinenluft in der Flugzeugkabine, beispielsweise durch Einsatz der Mischbelüftung oder bodenseitigen Quellbelüftung oder durch Gestaltung der Strömungsgeschwindigkeiten und Vorgabe der Strömungsrichtungen) (allein) nicht ausreichend sind. Vielmehr schlägt die Erfindung erstmalig vor, dass (u. U. zusätzlich zu den zuvor erwähnten Maßnahmen) in einer Flugzeugkabine eine Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung Einsatz findet, mittels welcher ein Kühlen eines Innenraums einer Flugzeugkabine erfolgen kann. Die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung verfügt dabei über eine Kühleinrichtung, welche eine Kühlleistung erzeugt. Des Weiteren weist die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung ein Kühlelement auf. Dieses Kühlelement wird durch die Kühleinrichtung gekühlt. Das Kühlelement weist eine Kühlfläche auf, die den Innenraum der Flugzeugkabine begrenzt, so dass über die Kühlfläche der Innenraum gekühlt werden kann. Schließlich verfügt die erfindungsgemäße Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung über einen Verbindungsbereich. Über diesen Verbindungsbereich ist die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung mit einem Bauteil der Flugzeugkabine verbunden oder verbindbar. Hierbei kann die Verbindung darin bestehen, dass über den Verbindungsbereich die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung an dem Bauteil der Flugzeugkabine, beispielsweise einer Wandung, einem benachbarten Bauteil, einem Gepäckfach u. ä. gehalten ist. Alternativ oder kumulativ möglich ist, dass über den Verbindungsbereich die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung elektrisch mit einem benachbarten Bauteil verbunden ist (bspw. um elektrische Energie für die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung bereitzustellen und/oder ein Steuer- oder Regelsignal an die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung zu übertragen und/oder eine Betriebsgröße der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung an ein anderes Bauelement oder eine elektronische Steuereinheit zu übertragen). Alternativ oder kumulativ möglich ist, dass über den genannten Verbindungsbereich ein fluidisches Verbinden der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung mit einem Bauteil der Flugzeugkabine erfolgt, um ein Fluid wie beispielsweise ein Kühlmittel oder Zuluft von dem Bauteil zu der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (und/oder umgekehrt) zu übertragen.
Die erfindungsgemäße Wirkungsweise soll anhand des Folgenden, die Erfindung nicht beschränkenden Beispiels erläutert werden:

Wird bei einer bodenseitigen Quellbelüftung die aufsteigende Kabinenluft zunehmend erwärmt, bis diese zu dem Kopf eines Passagiers gelangt, kann gemäß dem Stand der Technik eine Vorgabe der Temperatur der Zuluft und deren Massenstrom derart erfolgen, dass (trotz der Erwärmung auf dem Weg der Kabinenluft zu dem Kopf) die Temperatur der Kabinenluft im Bereich des Kopfs des Passagiers eine von dem Passagier als angenehm empfundene Maximaltemperatur nicht überschreitet. Dies setzt dann aber zwingend eine niedrigere Temperatur im Bereich des Rumpfes, der Beine und der Füße des Passagiers und insbesondere im Bereich des Bodens der Flugzeugkabine (wo die Zulufteinlässe angeordnet sind und sich der Frischluftsee ausbildet) voraus, wobei diese niedrigere Temperatur von dem Passagier als unangenehm empfunden werden kann. Wird hingegen die Zuluft so temperiert, dass die Kabinenluft im Bereich des Bodens eine angenehme Temperatur hat, empfindet der Passagier u. U. die Temperatur der Kabinenluft im Bereich seines Kopfs als zu hoch. Dieses Dilemma ist gemäß dem Stand der Technik nicht oder nur beschränkt aufzulösen.
Erfindungsgemäß kann hingegen die Temperatur der Kabinenluft im Fußbereich so hoch gewählt werden, dass diese für den Passagier als angenehm empfunden wird. Der Erhöhung der Temperatur der Kabinenluft auf dem Weg zum Kopf des Passagiers oder auch einer zu hohen Temperatur im Bereich des Kopfs des Passagiers kann hingegen durch die erfindungsgemäße Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung zumindest teilweise entgegengewirkt werden, so dass der Anstieg der Temperatur der Kabinenluft vom Bereich des Bodens zu dem Bereich des Kopfes des Passagiers reduziert werden kann.

Im Rahmen der Erfindung kann aber mittels der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung nicht nur ein Abkühlen der Kabinenluft derart erfolgen, dass die Temperatur der Kabinenluft reduziert ist, wenn diese mit dem Passagier in Wechselwirkung tritt. Alternativ oder kumulativ möglich ist, dass die Kühlfläche des Kühlelements über eine Abstrahlung von Kälte bei dem Passagier (für das zuvor angeführte Beispiel im Bereich des Kopfs) einen Kühleffekt herbeiführt, so dass sich für den Passagier eine angenehme „gefühlte Temperatur“ ergibt, die sich aus der Überlagerung der Beaufschlagung mit der an sich zu warmen Kabinenluft und dem Kühleffekt infolge der Strahlung der Kühlfläche ergibt. Die unterschiedlichen genannten Effekte werden im Folgenden einerseits als „Kühlung über Konvektion“ (also eine Kühlung durch eine Beaufschlagung des Passagiers mit der stromaufwärts durch die Kühlfläche gekühlten, strömenden Kabinenluft) und andererseits als „Kühlung über Strahlung“ bezeichnet. Vorteilhaft ist unter Umständen bei einer Kühlung über Strahlung, dass diese nicht oder weniger abhängig ist von der Umströmung der Kühlfläche durch die Kabinenluft und dem weiteren Weg der gekühlten Kabinenluft stromabwärts der Kühlfläche, sondern die räumliche Verteilung des Kühleffekts durch die Kühlung durch Strahlung von dem Abstand und der Ausrichtung der Kühlfläche abhängig ist und somit einfach konstruktiv vorgegeben werden kann.
Mittels der erfindungsgemäßen Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung wird vorzugsweise der Innenraum der Flugzeugkabine lediglich lokal oder regional in einem Teilvolumen abgekühlt in unmittelbarer Umgebung der Kühlfläche. Als lokales oder regionales Abkühlen soll hier ein Abkühlen um mindestens 1°C, 2°C oder 5°C in einem Abstand von 0,2 m, 0,5 m, 1,0 m oder 1,5 m von der Kühlfläche verstanden werden, was durch Vergleich der sich ergebenden Temperaturen mit und ohne Einsatz der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung ermittelt werden kann.
Mittels des erfindungsgemäßen lokalen oder regionalen Abkühlens der Kabinenluft sind auch zusätzliche Steuerung- oder Regelungsmöglichkeiten für eine Temperaturverteilung der Kabinenluft bereitgestellt, die es bspw. ermöglichen, eine Anpassung an spezielle Betriebssituationen vorzunehmen. Diese unterschiedlichen Betriebssituationen können beispielsweise eine hohe Umgebungstemperatur auf dem Rollfeld („Hot Day on Ground“), unterschiedliche, beispielsweise unvollständige und/oder ungleichmäßige Besetzungen der Sitze durch Passagiere oder unterschiedliche Flughöhen oder unterschiedliche Bedingungen bei Steigflug und/oder Sinkflug sein. Auch möglich ist, dass die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung die Kabinenluft während des Zusteigens von Passagieren zu dem Flugzeug kühlt, wodurch eine auftretende starke Beanspruchung der Belüftung oder eine plötzlich in Anspruch genommene starke Kühlleistung nach dem Zusteigen der Passagiere vermieden werden kann.
Soll im Rahmen der Erfindung das Verhältnis der durch die Kühlfläche der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung herbeigeführten Kühlung durch Konvektion einerseits und Kühlung durch Strahlung andererseits beeinflusst werden, kann das Ausmaß der Kühlung durch Konvektion (neben der Wahl der Form und Größe der Kühlfläche und der Kühlleistung des Kühlelements) durch die Gestaltung der Strömungsverhältnisse (insbesondere der Strömungsgeschwindigkeit und/oder der Strömungsrichtung der Kabinenluft im Bereich des Kühlfläche und im Bereich des Auftreffens der gekühlten Kabinenluft auf den Passagier) beeinflusst werden.
Für einen Vorschlag der Erfindung sind an der Kühlfläche besondere Maßnahmen getroffen, um die Kühlung durch Strahlung zu erhöhen. Beispielsweise kann für das Kühlelement oder die Kühlfläche ein Material mit einem thermischen Emissionsgrad für Wellenlängen größer 5 µm von mindestens 0,8 (insbesondere mindestens 0,9) gewählt werden oder der Emissionsgrad der Kühlfläche wird erhöht, indem die Kühlfläche von einer Beschichtung oder einem Lack auf einem Grundkörper des Kühlelements ausgebildet wird, wobei die Beschichtung oder der Lack einen Emissionsgrad aufweist, der für Wellenlängen größer 5 µm größer als 0,8 (insbesondere größer als 0,9) ist und größer ist als der Emissionsgrad des Grundkörpers. Vorzugsweise besteht das Kühlelement oder die Beschichtung oder der Lack aus einem hellen oder dunklen Nichtmetall. Helle und dunkle Nichtmetalle unterscheiden sich bzgl. ihres Emissionsverhaltens bei längeren Wellenlängen kaum. Möglich ist auch, dass das Kühlelement oder die Beschichtung oder der Lack zumindest teilweise aus einem Kunststoff oder Gummi besteht.
Besondere Sorgfalt kann beispielsweise bei hinterseitiger Kühlung der Kühlfläche dafür aufgewendet werden, dass der Kühlstrom durch das Material groß genug ist, um die an der Kühlfläche abgegebene Kälte ersetzen zu können. Als Maß hierfür dient die Biot-Zahl, welche ein Verhältnis des Wärmeübergangskoeffizienten der Kabinenluft multipliziert mit der Schichtdicke der Kühlfläche und der Wärmeleitfähigkeit der Kühlfläche definiert. Die Biot-Zahl wird im Rahmen der Erfindung kleiner als 1 gewählt, damit ausreichend Kälte von dem die Kälte abgebenden Kühlkanal zu der Kühlfläche geleitet werden kann und gewährleisten werden kann, dass die Temperatur der Kühlfläche sich nicht infolge der Strahlung und der Konvektion ändert.
Da Kunststoffe typischerweise eine Wärmeleitfähigkeit von 0,2W/(mK) aufweisen und beispielsweise eine Wandstärke von ca. 3 mm für das Kühlelement eingesetzt werden kann, wird im Rahmen der Erfindung beispielsweise ein Wärmeübergangskoeffizient von mehr als 65 W/K gewählt. Dieser Wärmeübergangskoeffizient liegt deutlich über typischen Werten in Innenräumen, in denen der konvektive Wärmeübergangskoeffizient im Bereich von 8 W/K liegen kann.
Für die konstruktive Ausgestaltung der Kühleinrichtung gibt es im Rahmen der Erfindung vielfältige Möglichkeiten. Für eine Variante der Erfindung ist die Kühleinrichtung eine thermoelektrische Kühleinrichtung, die dann integral mit dem Kühlelement ausgebildet sein kann. Hierbei handelt es sich insbesondere um ein Peltier-Element, welches auch als PeltierKühler (engl. „thermoelectric cooler“ oder abgekürzt TEC) bezeichnet wird.
Für eine andere Variante weist die Kühleinrichtung einen Kühlmittelfluss auf, in welchem ein Kühlmittel gekühlt wird und das Kühlmittel das Kühlelement beaufschlagt. Diese Beaufschlagung kann ein Hinterströmen, Durchströmen und/oder Überströmen des Kühlelements sein. Durch die Beaufschlagung des Kühlelements gibt das Kühlmittel die Kälte an das Kühlelement ab, welches dann (mittels Strahlung und/oder Konvektion) die weitere Kühlung in dem Innenraum der Flugzeugkabine gewährleistet.
Im Rahmen der Erfindung ist möglich, dass der Kühlmittelfluss in einem oder mehreren unter Umständen verzweigten Pfaden von einer Quelle des Kühlmittels über die Kühleinrichtung zu dem Kühlelement und dann zu einer Senke des Kühlmittels führt. Für einen Vorschlag der Erfindung ist der Kühlmittelfluss ein Kühlmittelkreislauf. Dies umfasst die Nutzung

- eines geschlossenen Kühlmittelkreislaufs, in welchem dasselbe Kühlmittel zirkuliert, ohne dass weiteres Kühlmittel zugeführt wird und Kühlmittel aus dem Kühlmittelkreislauf austreten kann, oder
- eines (teilweise, temporär oder permanent) offenen Kühlmittelkreislauf, in welchem Kühlmittel zirkuliert, während gleichzeitig weiteres Kühlmittel zugeführt wird und ein Teil des Kühlmittels abgeführt wird.

Im Rahmen der Erfindung kann ein beliebiges Kühlmittel (Kühlflüssigkeit oder ein kühlendes Gas) Einsatz finden. Für einen Vorschlag der Erfindung findet als Kühlmittel Luft Einsatz. Hierbei kann es sich beispielsweise um der Flugzeugkabine entnommene Kabinenluft handeln. Alternativ oder zusätzlich möglich ist, dass es sich bei dem Kühlmittel um dem Belüftungssystem entnommene oder von diesem abgezweigte (Zu-) Luft oder Luft aus der Umgebung oder Atmosphäre handelt. Ist der Kühlmittelkreislauf geschlossen, kann auch Luft (oder eine andere Flüssigkeit oder ein Gas) einmalig in den Kühlmittelkreislauf eingefüllt werden.
Möglich ist, dass die Kühleinrichtung eine Pumpe, einen Ventilator, einen Wärmetauscher, einen Diffusor, eine Düse, einen Verdichter, einen Kondensator, ein Expansionselement und/oder einen Verdampfer aufweist, wobei die vorgenannten Bauelemente in grundsätzlich an sich bekannter Weise in der Kühleinrichtung zur Herbeiführung der angestrebten Kühlwirkung verwendet werden.
Für einen besonderen Vorschlag der Erfindung wird ausgenutzt, dass an einem Flugzeug ohnehin eine Kältequelle vorhanden ist, die in der niedrigen Temperatur der das Flugzeug umgebenden Atmosphäre (je nach Flughöhe) besteht. Auf Grundlage dieser Erkenntnis schlägt die Erfindung vor, dass die Kühleinrichtung einen Wärmetauscher aufweist, welcher mit der Außenfläche der Flugzeugkabine gebildet ist. Wird somit das Kühlmittel so dicht an die Außenfläche der Flugzeugkabine geführt, dass das Kühlmittel Wärme über die Außenfläche an die Atmosphäre abgeben kann, kann eine Kühlung des Kühlmittels ohne zusätzlichen Energieaufwand erfolgen. Hierbei kann das Kühlmittel entlang der Außenhaut, beispielsweise innerhalb einer die Außenhaut bildenden Wandung, geführt sein, wobei das Kühlmittel beispielsweise geradlinig, kurvenförmig oder mäanderförmig in Längsrichtung des Flugzeugs und/oder in Umfangsrichtung eines Querschnitts durch die Flugzeugkabine entlang der Wandung der Flugzeugkabine strömen kann.
Grundsätzlich möglich ist im Rahmen der Erfindung, dass das Kühlmittel des Kühlmittelflusses oder Kühlmittelkreislaufs in einem gesonderten Leitungssystem strömt. Für einen erfindungsgemäßen Vorschlag ist ein Strömungskanal, eine Führungsfläche oder eine Begrenzungsfläche für das Kühlmittel des Kühlmittelflusses oder Kühlmittelkreislaufs von einer Wandung der Flugzeugkabine bereitgestellt, wodurch sich eine besonders kompakte Ausgestaltung ergibt und unter Umständen zusätzliche Bauelemente und zusätzlicher Bauraum für den Strömungskanal, die Führungsfläche oder die Begrenzungsfläche entbehrlich sind. Hierbei erfolgt über einen Strömungskanal eine Führung des Kühlmittels in einem randgeschlossenen Querschnitt, während eine Führungsfläche oder eine Begrenzungsfläche das strömende Kühlmittel nicht über den gesamten Randbereich des Strömungsquerschnitts führt, sondern lediglich über einen Teilrandbereich des Strömungsquerschnitts.
Möglich ist im Rahmen der Erfindung auch, dass ein Strömungskanal, eine Führungsfläche oder eine Begrenzungsfläche für das strömende Kühlmittel des Kühlmittelflusses oder des Kühlmittelkreislaufs von einer Wandung eines Gepäckfachs bereitgestellt ist. Somit kann zumindest teilweise die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung in das Gepäckfach integriert werden, womit eine multifunktionale Nutzung des Gepäckfachs erfolgen kann und eine Reduzierung des Bauaufwands und des erforderlichen Bauraums erfolgen kann. Von besonderem Vorteil ist diese Ausgestaltung, wenn das Gepäckfach auch das Kühlelement aufweist oder ausbildet, wobei dann auch die Kühlfläche im Außenbereich des Gepäckfachs angeordnet sein kann. In diesem Fall kann die Kühlfläche eng benachbart dem Kopf eines Passagiers angeordnet sein, womit dann gezielt eine Kühlung mittels Konvektion und/oder Strahlung für den Kopf des Passagiers herbeigeführt werden kann.
Eine Integration des Strömungskanals, der Führungsfläche oder der Begrenzungsfläche kann in eine beliebige Wandung des Gepäckfachs erfolgen. Die Erfindung schlägt beispielsweise vor, dass die Wandung des Gepäckfachs, welche den Strömungskanal, die Führungsfläche oder die Begrenzungsfläche für das Kühlmittel des Kühlmittelflusses oder Kühlmittelkreislaufs bereitstellt, ein Boden des Gepäckfachs (bei dem es sich auch um einen verschwenkbaren Boden des Gepäckfachs handeln kann, der zum Öffnen und Schließen des Gepäckfachs verschwenkt wird und auf welchen Gepäck aufgelegt werden kann) ist.
Grundsätzlich kann in einem Querschnitt der Wandung der Flugzeugkabine oder das Gepäckfachs eine Führung des Fluids in eine Strömungsrichtung erfolgen, so dass hier lediglich ein Kühlmittelkanal angeordnet ist. Eine besonders kompakte Ausgestaltung kann sich aber ergeben, wenn gemäß einem weiteren Vorschlag der Erfindung in einem Querschnitt der Wandung der Flugzeugkabine oder des Gepäckfachs zwei Kühlmittelkanäle (unter Umständen eng benachbart) nebeneinander angeordnet sind. Hierbei ist ein Kühlmittelkanal auf der dem Innenraum der Flugzeugkabine zugewandten Seite angeordnet, wobei in diesem Kühlmittelkanal das gekühlte Kühlmittel geführt wird, welches mit der Durchströmung des Kühlmittelkanals die Kälte an die Umgebung der Wandung abgibt oder über den Kühlmittelkanal zu dem Kühlelement geführt wird. Bei dem anderen Kühlmittelkanal handelt es sich um einen rückführenden Kühlmittelkanal, mittels dessen das Kühlmittel, welches die Kälte bereits bestimmungsgemäß abgegeben hat, wieder zu der Kühleinrichtung zurückgeführt wird. Dieser rückführende Kühlmittelkanal ist dann auf der dem Innenraum der Flugzeugkabine abgewandten Seite angeordnet.
Im Rahmen der Erfindung kann auf vielfältige Weisen die Integration eines Kühlmittelkanals in eine Wandung der Flugzeugkabine oder des Gepäckfachs erfolgen. So kann beispielsweise ein Kühlmittelkanal zwischen einzelnen Schichten eines Sandwich-Bauteils, welches Teil der Wandung ist oder die Wandung bildet, ausgebildet werden. Möglich ist auch, dass der Kühlmittelkanal als eine Bohrung der Wandung ausgebildet ist oder als eine nach oben verschlossene nutartige Ausfräsung einer Schicht der Wandung ausgebildet ist. Für einen Vorschlag der Erfindung weist die Wandung eine poröse Platte auf, wobei der Kühlmittelkanal dann mit den Poren der porösen Platte gebildet ist, die von dem Kühlmittel durchströmt werden.
Gemäß einem weiteren Vorschlag der Erfindung erfolgt zumindest teilweise eine Bereitstellung der Kühlleistung für das Kühlelement durch ein Belüftungssystem oder ein fluidisches Kühlsystem, indem der Kühlmittelfluss oder Kühlmittelkreislauf an ein Belüftungssystem des Flugzeugs oder ein fluidisches Kühlsystem oder eine Klimatisierung des Flugzeugs angeschlossen ist. Möglich ist hierbei, dass der Kühlmittelfluss Kühlluft des Belüftungssystems oder des fluidischen Kühlsystems des Flugzeugs als Kühlmittelquelle nutzt. Alternativ oder zusätzlich möglich ist, dass nach der Abgabe über das Kühlelement erwärmtes Kühlmittel an das Belüftungssystem oder das fluidische Kühlsystem des Flugzeugs abgegeben wird.
Ein besonderer Aspekt der Erfindung widmet sich der Ausgestaltung der Steuer- oder Regeleinheit der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (und der zugeordneten Steuerlogik). Für einige Ausführungsformen der Erfindung hat es sich als vorteilhaft erwiesen, wenn die Steuer- oder Regeleinheit eine Temperatur der Kühlfläche zwischen 13 °C und 17 °C aussteuert oder ausregelt. Eine derartige Temperatur der Kühlfläche hat sich als besonders angenehm für die Passagiere herausgestellt. Unter Umständen kann mit der Wahl einer derartigen Temperatur der Kühlfläche auch vermieden werden, dass es im Bereich der Kühlfläche zu einer Kondensation von in der Kabinenluft enthaltener Feuchtigkeit kommt. Beispielsweise kann die Temperatur der Kühlfläche auf eine Temperatur zwischen 13 °C und 16 °C, zwischen 14 °C und 17 °C, zwischen 14 °C und 16 °C oder zwischen 14,5 °C und 15,5 °C oder in einem Bereich von 15 °C ± 1 °C oder 15 °C ± 0,5 °C geregelt werden.
Alternativ oder zusätzlich erfolgt eine Steuerung oder Regelung der Temperatur der Kühlfläche durch die Steuer- oder Regeleinheit (und der zugeordneten Steuerlogik) derart, dass die Temperatur der Kühlfläche um 6 Kelvin bis 9 Kelvin geringer ist als die Temperatur der durch einen Zulufteinlass der Flugzeugkabine dem Innenraum zugeführte Zuluft eines Belüftungssystems. Beispielsweise kann die Temperatur um 6 Kelvin bis 8 Kelvin, um 7 Kelvin bis 9 Kelvin oder um 7 Kelvin bis 8 Kelvin geringer sein als die Temperatur der Zuluft.
Eine weitere Lösung der der Erfindung zugrunde liegenden Aufgabe stellt ein Flugzeugkabine-Gepäckfach mit einer Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung, wie diese zuvor erläutert worden ist, dar. Ein derartiges modulartiges Gepäckfach kann von einem Hersteller, unter Umständen in großen Stückzahlen, hergestellt werden und von dem Hersteller des Flugzeugs in einen Rumpfkörper der Flugzeugkabine eingebaut werden, womit auf einfache Weise einerseits das Gepäckfach und andererseits die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung bereitgestellt werden können. Möglich ist auch, dass ein derartiges, modulartiges Gepäckfach genutzt wird für eine Nachrüstung eines herkömmlichen Flugzeugs durch Austausch eines herkömmlichen Gepäckfachs durch ein erfindungsgemäßes Gepäckfach, welches dann die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung aufweist.
Eine weitere Lösung der der Erfindung zugrunde liegenden Aufgabe stellt eine Flugzeugkabine mit einer Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung der zuvor erläuterten Art dar.
Möglich ist, dass in einer derartigen Flugzeugkabine ein Belüftungssystem vorhanden ist. In diesem Fall kann ein Zulufteinlass für Zuluft im Bereich des Bodens der Flugzeugkabine angeordnet sein. Hingegen ist ein Abluftauslass für Abluft im Bereich der Seite und/oder Decke der Flugzeugkabine angeordnet. Somit findet für diese Ausgestaltung die erfindungsgemäße Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung Einsatz in Verbindung mit der eingangs erläuterten bodenseitigen Quellbelüftung.
Vorzugsweise verfügt das Belüftungssystem über eine Belüftungs-Temperiereinrichtung. Die Belüftungs-Temperiereinrichtung steuert oder regelt die Temperatur der Zuluft bspw. derart, dass diese im Bereich des Zulufteinlasses in die Flugzeugkabine eine Temperatur zwischen 20 °C und 24 °C aufweist. Beispielsweise kann die Zuluft eine Temperatur zwischen 21 °C und 23 °C, zwischen 22 °C und 23 °C oder zwischen 22 °C und 24 °C aufweisen oder in einem Bereich von 21,5 °C ± 0,5 °C, 21,5 °C ± 1 °C, 22,5 °C ± 0,5 °C oder 22,5 °C ± 1 °C liegen. Damit ist im Eintrittsbereich in die Flugzeugkabine die Temperatur der Zuluft höher als dies gemäß dem Stand der Technik der Fall ist, was die positive Auswirkung hat, dass von den Passagieren die Temperatur der Kabinenluft im Bereich des Bodens oder Frischluftsees nicht als unangenehm empfunden wird.
Grundsätzlich kann mittels der erfindungsgemäßen Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung eine Kühlung an einer beliebigen Stelle und insbesondere Höhe in der Flugzeugkabine erfolgen, wobei diese Kühlung lediglich lokal oder regional in einem Teilvolumen oder einer Teilhöhe der Flugzeugkabine (vorzugsweise im Umgebungsbereich des Kopfes eines Passagiers) erfolgt. Für einen Vorschlag der Erfindung ist die Kühlfläche des Kühlelements in einer Höhe angeordnet, die der mittleren Kopfhöhe sitzender Passagiere entspricht. Hierbei kann sich die Kühlfläche auch in Höhenrichtung erstrecken, so dass diese einen gewissen Höhenbereich abdecken kann. Im Rahmen der Erfindung kann die Kühlfläche in der mittleren Kopfhöhe der Passagiere oder darüber angeordnet sein. Hierbei bezeichnet eine „mittlere Kopfhöhe“ einen gemittelten Kopfhöhenbereich für eine Durchschnittsbevölkerung. Die mittlere Kopfhöhe sitzender Passagiere kann beispielsweise 1,20m bis - 1,30 m betragen, womit die Kühlfläche in einer Höhe im Bereich von 1,20m oder 1,30 m bis zur vollen Kabinenhöhe angeordnet sein kann.
Die Aufteilung der über die Kühlfläche abgegebenen Kühlleistung auf die Kühlung mittels Konvektion einerseits und die Kühlung mittels Strahlung andererseits kann im Rahmen der Erfindung beliebig sein. Für eine erfindungsgemäße Auslegung wird von der über die Kühlfläche abgegebenen Kühlleistung mindestens 30% (vorzugsweise mindestens 40%, mindestens 50% oder mindestens 60%) über Strahlung abgegeben.
Gemäß einem weiteren Vorschlag der Erfindung ist der Kühlmittelkreislauf der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung zu dem Innenraum der Flugzeugkabine offen. Dies kann einerseits erfolgen, damit eine unmittelbare Durchmischung des Kühlmittels des Kühlmittelkreislaufs (in diesem Fall Luft) mit der Kabinenluft erfolgt, womit dann die Kühlung mittels Konvektion erfolgt. Möglich ist aber auch, dass das Kühlmittel in dem Innenraum entlang einer Kühlfläche in einer die Kühlfläche umgebenen Grenzschicht strömt, womit das Kühlmittel die Kühlfläche abkühlt. Es kann dann auch zumindest teilweise eine Abgabe der Kühlleistung über Strahlung von der Kühlfläche zu dem Passagier erfolgen. Vorzugsweise ist hierbei die Kühlfläche in Strömungsrichtung des Kühlmittels und entlang der Grenzschicht konvex ausgebildet, womit ein so genannter Coandä-Effekt genutzt werden kann, der eine Tendenz eines strömenden Fluids beschreibt, an der konvexen Oberfläche der Kühlfläche in der Grenzschicht „entlangzulaufen“ anstatt sich von dieser zu lösen.
Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen. Die in der Beschreibung genannten Vorteile von Merkmalen und von Kombinationen mehrerer Merkmale sind lediglich beispielhaft und können alternativ oder kumulativ zur Wirkung kommen, ohne dass die Vorteile zwingend von erfindungsgemäßen Ausführungsformen erzielt werden müssen.
Hinsichtlich des Offenbarungsgehalts - nicht des Schutzbereichs - der ursprünglichen Anmeldungsunterlagen und des Patents gilt Folgendes: Weitere Merkmale sind den Zeichnungen - insbesondere den dargestellten Geometrien und den relativen Abmessungen mehrerer Bauteile zueinander sowie deren relativer Anordnung und Wirkverbindung - zu entnehmen. Die Kombination von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche ist ebenfalls abweichend von den gewählten Rückbeziehungen der Patentansprüche möglich und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in separaten Zeichnungen dargestellt sind oder bei deren Beschreibung genannt werden. Diese Merkmale können auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden. Ebenso können in den Patentansprüchen aufgeführte Merkmale für weitere Ausführungsformen der Erfindung entfallen, was aber nicht für die unabhängigen Patentansprüche des erteilten Patents gilt.
Die in den Patentansprüchen und der Beschreibung genannten Merkmale sind bezüglich ihrer Anzahl so zu verstehen, dass genau diese Anzahl oder eine größere Anzahl als die genannte Anzahl vorhanden ist, ohne dass es einer expliziten Verwendung des Adverbs „mindestens“ bedarf. Wenn also beispielsweise von einem Wärmetauscher oder einem Zulufteinlass die Rede ist, ist dies so zu verstehen, dass genau ein Wärmetauscher oder genau ein Zulufteinlass, zwei Wärmetauscher oder zwei Zulufteinlässe oder mehr Wärmetauscher oder mehr Zulufteinlässe vorhanden sind. Diese Merkmale können durch andere Merkmale ergänzt werden oder die einzigen Merkmale sein, aus denen das jeweilige Erzeugnis besteht.
Die in den Patentansprüchen enthaltenen Bezugszeichen stellen keine Beschränkung des Umfangs der durch die Patentansprüche geschützten Gegenstände dar. Sie dienen lediglich dem Zweck, die Patentansprüche leichter verständlich zu machen.
Figurenliste
Im Folgenden wird die Erfindung anhand in den Figuren dargestellter bevorzugter Ausführungsbeispiele weiter erläutert und beschrieben.

1 bis 3 zeigen schematische Teilquerschnitte durch eine Flugzeugkabine im Bereich eines Gepäckfachs mit unterschiedlichen Ausführungsformen einer Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung.
4 zeigt schematisch ein Verfahren zum Betrieb einer Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung.
5 zeigt eine Temperaturschichtung in einer Flugzeugkabine mit einer bodenseitigen Quellbelüftung ohne Einsatz einer Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung.
6 zeigt eine Temperaturschichtung in einer Flugzeugkabine mit einer bodenseitigen Quellbelüftung mit Einsatz einer Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung.

FIGURENBESCHREIBUNG
1 zeigt ein Flugzeug 1 mit einem Teilquerschnitt durch eine Flugzeugkabine 2 im Bereich eines Gepäckfachs 3 und der umgebenden (Außen-)Wandung 4 des Flugzeugs 1. Die Flugzeugkabine 2 verfügt über einen Innenraum 5, in welchem die Passagiere sitzen und in welchem sich auch die Besatzung befindet.
Das Gepäckfach 3 weist einen Innenraum 6 auf. Der Innenraum 6 ist nach unten durch einen Boden 7 sowie gegenüber der Umgebung 7 oder Atmosphäre 8 durch die Wandung 4 begrenzt, während der Innenraum 6 nach oben durch eine Decke begrenzt sein kann. Auf den Boden 7 kann in dem Gepäckfach 3 Gepäck aufgestellt sein, welches dann während des Fluges in dem Gepäckfach 3 bevorratet ist. Der Boden 7 verfügt über eine Außenfläche 9, deren Flächennormale in Richtung einer Sitzreihe der Flugzeugkabine 2 und mindestens eines in der Sitzreihe sitzenden Passagiers orientiert ist.
Im Bereich des Gepäckfachs 3 befindet sich eine Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung 10. In der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung 10 erfolgt die Förderung eines Kühlmittels in einem Kühlmittelfluss 11, bei dem es sich in 1 um einen geschlossenen Kühlmittelkreislauf 12 handelt. In dem Kühlmittelkreislauf 12 sind eine Pumpe oder ein Ventilator 13, ein Wärmetauscher 14, eine Rückführleitung 15 und ein Wärmetauscher 16 in dieser Reihenfolge hintereinander unter Bildung des geschlossenen Kühlmittelkreislaufs 12 angeordnet.
Der Wärmetauscher 14 ist in das Gepäckfach 3, hier in den Boden 7, integriert, womit der Wärmetauscher 14 ein Kühlelement 17 bildet. In dem Wärmetauscher 16 gibt das Kühlmittel Kälte an den Boden 7, hier vorzugsweise auf der die Außenfläche 9 bildenden Seite, ab, so dass die Außenfläche 9 eine Kühlfläche 18 des Kühlelements 17 bildet. Das durch die Abgabe der Kälte erwärmte Kühlmittel wird dann über die Rückführleitung 15 dem Wärmetauscher 16 zugeführt. Der Wärmetauscher 16 ist in die Wandung 4 integriert. In dem Wärmetauscher 16 nimmt das Kühlmittel über eine Außenfläche 19 der Wandung 4 Kälte aus der Umgebung oder Atmosphäre 8 auf.
Vorzugsweise ist die Pumpe oder der Ventilator 13 ebenfalls in die Wandung 4 integriert, was beispielsweise erfolgen kann im Übergangsbereich des Bodens 7 in die Wandung 4.
Der Wärmetauscher 14 kann über einen Strömungskanal 20 verfügen, in dem das Kühlmittel entlang des Bodens 7 geführt ist. Hierbei kann sich der Strömungskanal 20 in einer Querebene der Flugzeugkabine 2 erstrecken. Möglich ist auch, dass sich der Strömungskanal 20 mäanderförmig oder hin- und hergehend oder in Schleifen entlang des Bodens 7 erstreckt. Auch die Rückfuhrleitung 15 ist mit einem Strömungskanal 21 gebildet. Hierbei kann sich der Strömungskanal 21 entlang einer Querwandung des Gepäckfachs 3, die den Innenraum 6 des Gepäckfachs 3 in Längsrichtung des Flugzeugs 1 begrenzt, erstrecken. Erstreckt sich hingegen der Strömungskanal 20 von dem Boden 7 bis zu einer Decke, kann sich der Strömungskanal 21 auch zumindest teilweise innerhalb der Decke bis zu der Wandung 4 erstrecken.
Die Strömungskanäle des Kühlmittelflusses 11 können als Rohr- oder Schlauchleitungen ausgebildet sein, die innen in den Bauelemente (wie der Boden 7, die Decke oder die Wandung 4) verlegt sein können oder außen an diesen gehalten sein können. So kann beispielsweise eine Rohrleitung oder Schlauchleitung zwischen Deckschichten der Bauelemente angeordnet sein. Möglich ist auch, dass ein Strömungskanal 20, 21 als Bohrung eines Bauelements wie der Wandung 4, der Decke oder einer beliebigen Wandung 22 des Gepäckfachs 3 ausgebildet ist. Des Weiteren möglich ist, dass ein Strömungskanal 20, 21 als Nut einer Schicht oder Lage einer Wandung 4 des Flugzeugs 1, einer Wandung 22 des Gepäckfachs 3 oder des Bodens 7 ausgebildet ist, wobei die Nut dann zur Bildung eines im Querschnitt geschlossenen Strömungskanals nach oben mit einem Verschlusselement oder einer anderen Lage oder einer anderen Schicht verschlossen ist. Schließlich ist auch möglich, dass eine Wandung 4, 22 oder der Boden 7 (beispielsweise im Bereich einer mittlere Schicht oder Lage) porös ausgebildet ist und die Poren des Materials den dann verzweigten Strömungskanal bilden. Unter Umständen kann als poröses Material für die Ausbildung der Strömungskanäle auch ein poröses Dämmmaterial dienen, welches dann multifunktional eingesetzt ist, da dies einerseits die erforderliche Dämmwirkung erzielt und andererseits zur Bildung des Strömungskanals dient.
Gemäß 1 ist ein Strömungskanal 23 im Bereich des Wärmetauschers 16 von einer porösen Schicht oder Lage 24 der Wandung 4 gebildet (ohne dass dieses zwingend der Fall ist).
Bei dem eingesetzten Kühlmittel kann es sich um ein Fluid, also ein Gas oder eine Flüssigkeit, handeln, wobei es sich vorzugsweise bei dem Kühlmittel um Luft handelt.
Für das in 1 dargestellte Ausführungsbeispiel ist die Strömung des Kühlmittelflusses 11 in dem Boden 7 von der Wandung 4 nach innen orientiert. Es ist aber auch durchaus eine umgekehrte Strömungsrichtung möglich.
Für das Ausführungsbeispiel gemäß 1 ist mit dem Wärmetauscher 16 eine Kühleinrichtung 25 gebildet, im Bereich welcher Kühlleistung zur Verfügung gestellt wird.
Für das Ausführungsbeispiel gemäß 1 ist die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung 10 über einen Verbindungsbereich 26 an dem Flugzeug 1 gehalten, was hier durch die Integration in das Flugzeug-Gepäck 3, die Wandung 4 und den Boden 7 erfolgt.
Möglich ist, dass der den Wärmetauscher 14 bildende Boden 7 des Gepäckfachs 3 ein fester Boden ist und auch kein Strömungskanal des Kühlmittelkreislaufs 12 in eine Klappe des Gepäckfachs 3, welche geöffnet und geschlossen werden kann, integriert ist. Ebenfalls möglich ist aber auch, dass ein Strömungskanal oder der den Wärmetauscher 14 bildende Strömungskanal 20 in einen verschwenkbaren Boden 7 des Gepäckfachs 3 integriert ist. In diesem Fall ist über grundsätzlich bekannte fluiddichte Drehverbindungen dafür Sorge zu tragen, dass aus dem verschwenkbaren Boden oder der verschwenkbaren Klappe das Kühlmittel abgeführt und dieser zugeführt werden kann.
Gemäß 1 ist die Kühlfläche 18 in einer Höhe 27 über einem Boden 28 der Flugzeugkabine 2 angeordnet. Hierbei ist die Höhe 27 so gewählt, dass sich die Kühlfläche 18 oberhalb und/oder seitlich von einem Kopf eines Passagiers befindet. Ist die Kühlfläche 18 oberhalb des Kopfs angeordnet, befindet sich diese beispielsweise im Bereich von 10 cm bis 50 cm oder 15 cm bis 40 cm oder 15 cm bis 30 cm oberhalb des Kopfs eines Passagiers, der eine Körpergröße von 2 m hat und auf dem Sitz unter der Kühlfläche 18 sitzt. Ist hingegen die Kühlfläche 18 seitlich von einem Kopf eines Passagiers angeordnet, ist die vertikale Erstreckung der Kühlfläche 18 vorzugsweise so gewählt, dass eine Höhe 27 der Mitte der Kühlfläche 18 der durchschnittlichen Höhe 50 der Mitte eines Kopfs eines Passagiers, wenn dieser neben der Kühlfläche 18 auf einem Sitz sitzt, entspricht. Die vertikale Erstreckung der Kühlfläche 18 kann dann so gewählt werden, dass diese bei einem Passagier mit einer üblichen Körpergröße oder für ein vorgegebenes Maß einer Standardabweichung der Körpergröße neben dem Kopf angeordnet ist.
Für das Ausführungsbeispiel gemäß 1 kann die Wandung 4 eine Außenhaut 29 sowie eine Innenverkleidung 30 aufweisen, wobei in diesem Fall der Strömungskanal 23 oder der Wärmetauscher 16 zwischen der Außenhaut 29 und der Innenverkleidung 30 angeordnet sein kann.
In dem das Kühlelement 17 bildenden Wärmetauscher 14 weist das zwischen der Kühlfläche 18 und dem Strömungskanal 20 angeordnete Material vorzugsweise eine hohe Wärmeleitfähigkeit auf.
Die poröse Lage oder Schicht 24, welche den Strömungskanal 23 und/oder den Wärmetauscher 16 bildet, kann eine Wabenplatte, ein offenporiger Schaum wie beispielsweise ein Polyurethanschaum oder eine Sandwichplatte mit Luftführungskanälen, beispielsweise aus Metall, sein.
Die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung 10 kann zur Gewährleistung des Kühleffekts gesteuert oder geregelt werden, indem mittels einer Steuer- oder Regeleinheit 31 eine Steuerung der Förderleistung des Ventilators oder der Pumpe 13 erfolgt. Für das dargestellte Ausführungsbeispiel ist die Steuer- oder Regeleinheit 31 in die Wandung 4 integriert. Die Steuer- oder Regeleinheit 31 kann über ein Bedienelement des Passagiers wie ein Drehknopf oder ein Schalter gesteuert werden, womit dem Passagier die Möglichkeit gegeben wird, auf die Kühlleistung Einfluss zu nehmen. Möglich ist auch, dass der Steuer- oder Regeleinheit 31 das Signal eines Temperatursensors (der bspw. im Bereich des Kühlelements 17, in dem Innenraum 5 oder im Bereich der Kopfstütze des Sitzes oder im Bereich eines Zulufteinlasses für Zuluft angeordnet ist) zugeführt wird, anhand dessen dann eine Regelung der Förderleistung der Pumpe oder des Ventilators 13 durch die Steuer- oder Regeleinheit 31 erfolgen kann. Alternativ oder zusätzlich möglich ist, dass die Steuer- oder Regeleinheit 31 an ein zentrales Bordnetz oder ein Bussystem des Flugzeugs angeschlossen ist mit einer dann zentralen Steuerung oder Regelung der Förderleistung der Pumpe oder des Ventilators 13. Hierbei kann die Steuerung oder Regelung für unterschiedliche Sitze und/oder Sitzreihen gleich oder individuell erfolgen.
Für das Ausführungsbeispiel gemäß 2 gilt bis auf Weiteres das zu 1 Gesagte entsprechend.
Gemäß 2 befindet sich die Kühleinrichtung 25 nicht im Bereich des Gepäckfachs 3. Vielmehr ist die Kühleinrichtung 25 dezentral angeordnet und in 2 nicht dargestellt. In diesem Fall kann die Kühleinrichtung 25 von einer zentralen Belüftung oder Klimatisierung, von welcher ein Teilluftstrom durch den Strömungskanal 20 und den Wärmetauscher 14 und das damit gebildete Kühlelement 17 geleitet wird, gebildet sein. In diesem Fall erstreckt sich eine Steigleitung 32 in dem dargestellten Querschnitt entlang der Wandung 4. In einem unteren Bereich der Wandung 4 oder im Bereich eines Bodens 28 kann dann eine zentrale Versorgungsleitung angeordnet sein, die sich in Längsrichtung des Flugzeugs 1 erstrecken kann und von welcher unterschiedliche Flugzeugkabinen-Kühleinrichtungen 10a, 10b, ... unterschiedlicher Sitzreihen oder Sitzreihengruppen versorgende Steigleitungen 32a, 32b, ... abzweigen.
Stromabwärts des Kühlelements 17 kann das Kühlmittel in eine beispielsweise deckenseitige zentrale Rückführleitung einmünden. Handelt es sich bei dem Kühlmittel um Luft, kann das Kühlmittel stromabwärts des Kühlelements 17 auch an beliebiger Stelle in den Innenraum 5 der Flugzeugkabine 2 strömen. Möglich ist hierbei, dass der Kühlmittelfluss 11 ein geschlossener Kühlmittelkreislauf 12 ist oder auch ein offener Kühlmittelkreislauf ist, bei welchem beispielsweise über eine Mischertonne neue Luft zugeführt wird. Möglich ist auch, dass im Bereich der Steigleitung 32 infolge der Nähe zu der Außenfläche 19 der Wandung 4 eine alleinige oder ergänzende Kühlung des Kühlmittels durch die Umgebung oder Atmosphäre 8 erfolgt.
Die in 3 dargestellte Ausführungsform entspricht grundsätzlich der Ausführungsform gemäß 1. Allerdings ist hier die Reihenfolge der Pumpe oder des Ventilators 13 und des Wärmetauschers 16 vertauscht. Während grundsätzlich möglich ist, dass auch hier der Wärmetauscher 16 entsprechend 1 von der Wandung 4 und dem Wärmeübergang über die Außenhaut 29 gebildet ist, kann abweichend gemäß 3 aber auch ein anderweitiger Wärmetauscher 16, insbesondere ein ein Peltier-Element aufweisender Wärmetauscher, Einsatz finden.
Gemäß 3 kann der Kühlmittelkreislauf 12 vollständig in das Gepäckfach 3 integriert sein, beispielsweise in einen dann dickeren Boden 7 des Gepäckfachs 3.
Anders als in 1 ist gemäß 3 das Kühlelement 17 ausgebildet: Hier strömt das Kühlmittel in dem Kühlelement 17 nicht in einem Strömungskanal 20, dessen Querschnitt randgeschlossen ist. Vielmehr bildet das Kühlelement 17 mit der Kühlfläche 18 lediglich eine Führungsfläche 34 oder Begrenzungsfläche 35 für den Kühlmittelfluss 11. Über eine Austrittsöffnung 36 tritt das Kühlmittel aus dem Gepäckfach 3 aus. Durch die Ausrichtung der Austrittsöffnung 36 und etwaige Führungseinrichtungen erfolgt der Austritt des Kühlmittels dabei derart, dass das Kühlmittel entlang der Kühlfläche 18 strömt, wobei das strömende Kühlmittel eine Grenzschicht 37 bildet. An dem stromabwärtigen Ende der Kühlfläche 18 tritt das Kühlmittel dann über eine Eintrittsöffnung 38 wieder in einen Strömungskanal des Gepäckfachs 3 ein. Es können (beispielsweise in Längsrichtung oder Querrichtung verteilt) mehrere Eintritts- und Austrittsöffnungen 36, 38 vorgesehen sein und/oder die Eintritts- und/oder Austrittsöffnungen 36, 38 schlitzartig ausgebildet sein. Vorzugsweise ist hierbei die Kühlfläche 18 in Strömungsrichtung des Kühlmittels und entlang der Grenzschicht 37 konvex ausgebildet, womit der Coandä-Effekt genutzt werden kann, der eine Tendenz eines strömenden Fluids beschreibt, an der konvexen Oberfläche der Kühlfläche 18 in der Grenzschicht 37 „entlangzulaufen“ anstatt sich von dieser zu lösen.
In der Grenzschicht 37 erfolgt eine Übertragung der Kälte an das Kühlelement 17 über die Kühlfläche 18. Die Kühlfläche 18 kann somit Kälte über Strahlung abgeben. Möglich ist aber alternativ oder kumulativ auch, dass in der Grenzschicht 37 eine Durchmischung des Kühlmittels mit der Kabinenluft erfolgt, so dass auch eine konvektive Kühlung erfolgen kann.
1 bis 3 zeigen beispielhafte Ausführungsformen der Erfindung. Weitere, von der Erfindung umfasste Ausführungsformen ergeben sich durch eine Kombination unterschiedlicher Aspekte der Ausführungsformen gemäß 1 bis 3 miteinander. Beispielsweise können die Ausführungsbeispiele gemäß 1 und 2 ein Kühlelement 17 gemäß 3 aufweisen.
4 zeigt ein schematisches Ablaufdiagramm für eine Steuerung oder Regelung der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung 10.
In einem Verfahrensschritt 39 wird die Flugzeugkabine 2 durch ein Belüftungssystem 40 belüftet, indem beispielsweise Zuluft 41 im Bereich des Bodens 28 über einen Zulufteinlass 42 der Flugzeugkabine 2 zugeführt wird und Abluft 43 über einen Abluftauslass 44 aus der Flugzeugkabine 2 strömt auf (vgl. 5 und 6). Hierbei wird in einem gleichzeitig durchgeführten Verfahrensschritt 45 die Zuluft 41 durch eine Belüftungs-Temperiereinrichtung 52 entsprechend den Anforderungen temperiert. In einem Verfahrensschritt 46 erfolgt eine Kühlung mittels der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung 10 bei entsprechender Steuerung durch die Steuer- oder Regeleinheit 31. Hierbei kann in dem Verfahrensschritt 46 eine konvektive Kühlung erfolgen, indem die Kabinenluft entlang der Kühlfläche 18 gemäß 1 bis 3 strömt oder sich die Kabinenluft mit dem Kühlmittel im Bereich der Grenzschicht 37 gemäß 3 durchmischt. Alternativ oder kumulativ kann die Kühlung dadurch erfolgen, dass die Kühlfläche 18 gemäß 1 bis 3 zu einer Kühlung durch Strahlung führt.
In einem optionalen Verfahrensschritt 47 kann eine Temperatur der Kabinenluft gemessen werden. Um lediglich einige die Erfindung nicht beschränkende Beispiele zu nennen, kann die Temperatur an einem Ort der Flugzeugkabine 2, beispielsweise in einer bestimmten Höhe der Flugzeugkabine 2 oder in einer mittleren Kopfhöhe sitzender Passagiere, gemessen werden. Es ist aber auch möglich, dass mehrere Temperaturen an mehreren Orten oder in mehreren Höhen gemessen werden. Die mindestens eine derart gemessene Temperatur wird dann in dem Verfahrensschritt 47 für eine Regelung der Temperierung der Zuluft in dem Verfahrensschritt 45 und/oder für eine Regelung der Erzeugung und Abgabe der Kälte durch die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung 10 in dem Verfahrensschritt 46 genutzt. Hierbei kann durch die Regelung und den Einsatz der erfindungsgemäßen Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung 10 eine individuelle Regelung der Temperaturen der Kabinenluft einerseits im Fußbereich und andererseits im Kopfbereich des Passagiers erfolgen.
5 zeigt in einem Querschnitt durch das Flugzeug 1 die Temperaturschichtung in der Flugzeugkabine 2. Dargestellt ist hier auch das Belüftungssystem 40, wobei Zulufteinlässe 42a, 42b, 42c, 42d, 42e lediglich schematisch im Bereich des Bodens 28 der Flugzeugkabine 2 dargestellt sind. Auch die im Seitenbereich und/oder Deckenbereich angeordneten Abluftauslässe 44a, 44b, 44c, 44d, 44e sind lediglich schematisch dargestellt.
Die Zulufteinlässe 42 sind mit einer zentralen, in Richtung der Längsrichtung des Flugzeugs 1 verlaufenden Zuluftleitung 48 und der Belüftungs-Temperiereinrichtung 52 verbunden. Entsprechend sind die Abluftauslässe 44, über welche die Abluft 43 aus dem Innenraum 5 der Flugzeugkabine 2 austritt, mit einer zentralen, in Längsrichtung des Flugzeugs 1 verlaufenden Abluftleitung 49 verbunden. Durch die Belüftungs-Temperiereinrichtung 52 erfolgt eine Temperierung der aus den Zulufteinlässen 42 austretenden Zuluft 41, eine Steuerung der Strömungsgeschwindigkeit und des Volumenstroms der Zuluft 41 und die etwaige Beimengung von Frischluft zu der Zuluft 41. Die Temperatur der Zuluft 41 im Bereich der Zulufteinlässe 42 kann beispielsweise eine Temperatur von 21,5 °C aufweisen. Zu erkennen ist in 5, dass sich eine Temperaturschichtung mit großen Inhomogenitäten ergibt. Die Temperatur im Bereich des Bodens 28 oder eines Frischluftsees liegt dabei zwischen 21 und 24 °C. Hingegen liegt die Temperatur in der Höhe 50, die der für unterschiedliche Größen der Passagiere gemittelten Kopfhöhe entspricht, bei 29 °C oder mehr. Eine Temperatur der Kabinenluft im Bereich von 25 °C bis 29 °C im Bereich des Kopfs wird in der Regel als unangenehm empfunden, was insbesondere gilt, wenn zusätzlich die Temperatur im Bereich des Bodens 28 um mehr als 5 K kleiner ist. Die in 5 dargestellte Temperaturschichtung wird somit seitens der Passagiere als unangenehm empfunden.
In 6 findet dasselbe Belüftungssystem 40 Einsatz, wie dieses in 5 dargestellt ist. Zur Vereinfachung der Darstellung ist das Belüftungssystem 40 aber in 6 nicht dargestellt. In 6 sind in dem Flugzeug 1 Flugzeugkabinen-Kühleinrichtungen 10a, 10b, 10c eingesetzt, welche jeweils grundsätzlich entsprechend den Ausführungsbeispielen gemäß 1 bis 3 ausgebildet sein können, hier aber lediglich schematisch dargestellt sind. Für das Ausführungsbeispiel gemäß 6 beträgt die Temperatur der Zuluft 41 bei Austritt aus den Zulufteinlässen 42 22,5 °C. Ergänzend erfolgt die Erbringung der Kälteleistung durch die Fahrzeugkabinen-Kühleinrichtungen 10a, 10b, 10c. Dabei erfolgt insbesondere eine Kühlung der Kabinenluft im Kopfbereich der Passagiere und/oder oberhalb desselben. Zu erkennen ist aus einem Vergleich der 5 und 6, dass infolge der Wirkung der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtungen 10a, 10b, 10c eine Temperaturschichtung resultiert, bei welchen die Inhomogenitäten und die Temperaturdifferenzen reduziert sind. Ein Aufheizen der Kabinenluft im Kopfbereich der Passagiere ist dabei weniger ausgeprägt. Vorzugsweise beträgt die Temperatur im Kopfbereich der Passagiere lediglich 26 bis 29 °C, wobei die Temperatur dann mit zunehmender Entfernung von dem Kopf schneller abnimmt als ohne den Betrieb der Flugzeugkabine-Kühleinrichtungen 10a, 10b, 10c. Insbesondere sind die Temperaturen im mittleren Kopfbereich der Passagiere kleiner, obwohl aufgrund der erhöhten Temperatur der Zuluft 41 die Temperatur im Bereich des Bodens 28 höher ist als in 5. Somit ergibt sich eine kleinere Temperaturdifferenz zwischen der Kabinenluft im Bereich des Kopf des Passagiers und im Bereich des Bodens, was von den Passagieren als angenehmer empfunden wird.
In dem vorliegenden Anmeldungstext wird eine Übertragung der Kälte beschrieben. Diese Beschreibung ist an sich physikalisch nicht zutreffend, da tatsächlich nur eine Übertragung von Wärme bzw. ein Temperaturausgleich zwischen einer Wärmequelle und einer Wärmesenke erfolgt. Dennoch ist aber diese Art der Beschreibung zwecks Vereinfachung der Beschreibung gewählt worden.
Bezugszeichenliste

1: Flugzeug
2: Flugzeugkabine
3: Gepäckfach
4: Wandung
5: Innenraum Flugzeugkabine
6: Innenraum Gepäckfach
7: Boden Gepäckfach
8: Umgebung, Atmosphäre
9: Außenfläche
10: Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung
11: Kühlmittelfluss
12: Kühlmittelkreislauf
13: Ventilator, Pumpe
14: Wärmetauscher
15: Rückführleitung
16: Wärmetauscher
17: Kühlelement
18: Kühlfläche
19: Außenfläche
20: Strömungskanal
21: Strömungskanal
22: Wandung
23: Strömungskanal
24: poröse Lage, Schicht
25: Kühleinrichtung
26: Verbindungsbereich
27: Höhe
28: Boden der Flugzeugkabine
29: Außenhaut
30: Innenverkleidung
31: Steuer- oder Regeleinheit
32: Steigleitung
33: Peltier-Element
34: Führungsfläche
35: Begrenzungsfläche
36: Austrittsöffnung
37: Grenzschicht
38: Eintrittsöffnung
39: Verfahrensschritt
40: Belüftungssystem
41: Zuluft
42: Zulufteinlass
43: Abluft
44: Abluftauslass
45: Verfahrensschritt
46: Verfahrensschritt
47: Verfahrensschritt
48: Zuluftleitung
49: Abluftleitung
50: Höhe
51: Temperatur
52: Belüftungs-Temperiereinrichtung

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

DE 102007049926 A1 [0007]

Claims

Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) zum Kühlen eines Innenraums (5) einer Flugzeugkabine (2) mit a) einer Kühleinrichtung (25), b) einem Kühlelement (17), welches durch die Kühleinrichtung (25) gekühlt wird und eine Kühlfläche (18) aufweist, die für eine Begrenzung des Innenraums (5) der Flugzeugkabine (2) bestimmt ist, und c) einem Verbindungsbereich (26), über welchen die Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) mit einem Bauteil der Flugzeugkabine (2) verbunden oder verbindbar ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass a) die Kühlfläche (18) einen thermischen Emissionsgrad für Wellenlängen größer 5 µm aufweist, der zumindest 0,8 beträgt, und/oder b) das Kühlelement (17) eine Biot-Zahl aufweist, die kleiner als1,0 ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühleinrichtung (25) eine thermoelektrische Kühleinrichtung ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühleinrichtung (25) einen Kühlmittelfluss (11) aufweist und Kühlmittel des Kühlmittelflusses (11) das Kühlelement (17) beaufschlagt.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Kühlmittelfluss (11) ein Kühlmittelkreislauf (12) ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlmittel Luft ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühleinrichtung (25) a) eine Pumpe oder einen Ventilator (13) und/oder b) einen Wärmetauscher (14; 16) und/oder c) einen Diffusor und/oder d) eine Düse und/oder e) einen Verdichter und/oder f) einen Kondensator und/oder g) ein Expansionselement und/oder h) einen Verdampfer aufweist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühleinrichtung (25) einen Wärmetauscher (16) aufweist, welcher mit der Außenfläche (19) der Flugzeugkabine (2) gebildet ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach einem der Ansprüche 4 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass ein Strömungskanal (23), eine Führungsfläche (34) oder eine Begrenzungsfläche (35) für das Kühlmittel des Kühlmittelflusses (11) von einer Wandung (4) der Flugzeugkabine (2) bereitgestellt oder in diese integriert ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach einem der Ansprüche 4 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass ein Strömungskanal (20, 21), eine Führungsfläche (34) oder eine Begrenzungsfläche (35) für das Kühlmittel des Kühlmittelflusses (11) von einer Wandung (22) eines Gepäckfachs (3) bereitgestellt oder in diese integriert ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Wandung (22) des Gepäckfachs (3), welche den Strömungskanal (20), die Führungsfläche (34) oder die Begrenzungsfläche (35) für das Kühlmittel des Kühlmittelflusses (11) bereitstellt, ein Boden (7) oder eine Klappe des Gepäckfachs (3) ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, dass eine Wandung (22) des Gepäckfachs (3), welche einen Wärmetauscher (14) des Kühlelements (17) bildet, eine Wandung, ein Boden (7) oder eine Klappe des Gepäckfachs (3) ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Kühlmittelfluss (11) an ein Belüftungssystem (40) oder ein fluidisches Kühlsystem des Flugzeugs (1) angeschlossen ist.
Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuer- oder Regeleinheit (31) vorhanden ist, die a) eine Temperatur der Kühlfläche (18) zwischen 13 °C und 17 °C aussteuert oder ausregelt und/oder b) eine Temperatur der Kühlfläche (18) aussteuert oder ausregelt, die um 6 K bis 9 K geringer ist als die Temperatur der durch einen Zulufteinlass (42) der Flugzeugkabine (2) dem Innenraum (5) der Flugzeugkabine (2) zugeführte Zuluft (41) eines Belüftungssystems (40) und/oder c) eine Temperatur der Kühlfläche (18) oberhalb des lokalen Taupunktes aussteuert oder ausregelt.
Gepäckfach (3) mit einer Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
Flugzeugkabine (2) mit einer Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) nach einem der Ansprüche 1 bis 14.
Flugzeugkabine (2) nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass ein Belüftungssystem (40) vorhanden ist, welches a) einen im Bereich des Bodens (28) der Flugzeugkabine (2) angeordneten Zulufteinlass (42) und b) einen im Bereich der Seite und/oder der Decke der Flugzeugkabine (2) angeordneten Abluftauslass (44) aufweist.
Flugzeugkabine (2) nach Anspruch 16 oder 17, dadurch gekennzeichnet, dass eine Belüftungs-Temperiereinrichtung (52) vorhanden ist, welche die durch den Zulufteinlass (42) der Flugzeugkabine (2) dem Innenraum (5) zugeführte Zuluft (41) auf eine Temperatur zwischen 20°C und 24°C steuert oder regelt.
Flugzeugkabine (2) nach einem der Ansprüche 16 bis 18, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlfläche (18) in der mittleren Kopfhöhe sitzender Passagier oder darüber angeordnet ist.
Flugzeugkabine (2) nach einem der Ansprüche 16 bis 19, dadurch gekennzeichnet, dass von der über die Kühlfläche (18) abgegebenen Kühlleistung zu mindestens 30 % über Strahlung abgegeben wird.
Flugzeugkabine (2) nach einem der Ansprüche 16 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass der Kühlmittelkreislauf (12) zu dem Innenraum (5) der Flugzeugkabine (2) offen ist.
Flugzeugkabine (2) nach einem der Ansprüche 16 bis 21, dadurch gekennzeichnet, eine Steuer- oder Regeleinheit der Flugzeugkabinen-Kühleinrichtung (10) Steuerlogik aufweist, die bei der Regelung der Temperatur der Kühlfläche (18) a) eine Umgebungstemperatur auf dem Rollfeld und/oder b) unterschiedliche Besetzungen der Sitze durch Passagiere und/oder c) unterschiedliche Flughöhen und/oder d) unterschiedliche Bedingungen bei Steigflug und/oder Sinkflug und/oder e) eine Öffnung und Schließung der Außentüren des Flugzeugs berücksichtigt.