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Gebiet der Technik
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Die
Erfindung bezieht sich auf ein Kühlsystem
eines Fluids eines Luftfahrzeugs, insbesondere eines Hydraulikfluids,
das an Bord dieses Luftfahrzeugs zirkuliert, wobei das Hydraulikfluid
dazu bestimmt ist, einen oder mehrere hydraulische Betätiger zu
speisen. Die Erfindung bezieht sich auch auf ein Luftfahrzeug, das
mit einem solchen Fluid-Kühlsystem
eines Fluides, insbesondere eines Hydraulikfluids, das an Bord dieses
Luftfahrzeugs zirkuliert, ausgerüstet
ist.
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Stand der Technik
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In
einem Luftfahrzeug sind allgemein ein oder mehrere Hydraulikfluidkreisläufe anzutreffen, die
zur Speisung eines oder mehrerer hydraulische Betätiger vorgesehen
sind, beispielsweise von Hydraulikmotoren oder einer Servosteuerung
oder von Kolben etc.. In der folgenden Beschreibung wird ein solcher
hydraulische Betätiger,
der mit Hydraulikfluid gespeist wird oder der von einem Hydraulikfluid
kommende Energie "verbraucht" als "verbrauchende Einrichtung" oder einfach als "Verbraucher" bezeichnet.
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Die 1 stellt
einen herkömmlichen
Hydraulikfluidkreislauf dar, der durch die Bezugsziffer 2 bezeichnet
ist. Er umfasst auf an sich bekannte Weise einen Hydraulikfluidbehälter 10,
einen oder mehrere Hydraulikpumpen 12, sowie Durchgänge 14, 16, 18, 20.
Im folgenden wird kurz das Funktionsprinzip eines solchen Kreislaufs
für einen
besonderen Fall in Erinnerung gerufen, bei dem der Kreislauf einen
einzelnen Verbraucher 22 speist, wobei selbstverständlich ein
mehrere Verbraucher 22 versorgender Kreislauf gemäß einem
analogen Prinzip funktioniert. Die Hydraulikpumpe 12 ist
eine Hochdruckpumpe, die Hydraulikfluid von einem Reservoir 10 über einen ersten Durchgang,
der als Fluidansaugdurchgang 14 bezeichnet wird, pumpt
oder ansaugt. Das Hydraulikfluid wird anschließend unter hohem Druck einem Verbraucher 22 über einen
zweiten, sogenannten Fluidzuführdurchgang 16 zugeführt. Der
Energieverbrauch von dem Verbraucher 22 ergibt eine Verringerung
des Hydraulikfluiddrucks, der am Ausgang des Verbrauchers in einem
dritten, als Fluidrückführdurchgang 18 bezeichneten
Durchgang, über
den es zu dem Hydraulikfluidbehälter 10 zurückgeführt wird, einen
niedrigen Druck aufweist.
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Der
Hydraulikfluidkreislauf umfasst allgemein einen zusätzlichen
Durchgang, der als Drainagedurchgang 20 bezeichnet wird
und der Hydraulikpumpe zugeordnet ist. Dieser gestattet es, einen
Teil des aus der Hydraulikpumpe 12 kommenden und internen
Leckagen dieser Pumpe 12 entsprechenden Hydraulikfluids
direkt zu dem Behälter 10 zurückzuführen. Herkömmlicherweise
wird geschätzt,
dass etwa 10 bis 15% der an den Pumpen verfügbaren Gesamtleistung aufgrund
des Vorhandenseins dieser internen Leckagen verlorengeht und dass
dieser Leistungsteil in Wärme
umgewandelt wird. Daraus ergibt sich eine Erwärmung des in dem Drainagedurchgang 20 zu
dem Hydraulikfluidbehälter 10 zirkulierenden
Hydraulikfluids.
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Die
Verbraucher von Hydraulikfluid können auch
das Hydraulikfluid (selbst) erwärmen,
allgemein in geringerem Umfang als die Pumpen.
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Solche
Erwärmungen
des Hydraulikfluids haben nachteilige Auswirkungen auf die Funktion des
Hydraulikkreislaufs. Aus diesen Erwärmungen ergeben sich nämlich eine
Beeinträchtigung
des Hydraulikfluids und somit eine Minderung seiner Leistungen.
Insbesondere kann eine Erwärmung
des Fluids zu einer Erhöhung
des Säuregrads
des Fluids führen,
was Schäden
an den das Hydraulikfluid verbrauchenden Vorrichtungen hervorrufen
kann. Aus diesen Erwärmungen
können
sich auch eine Verschlechterung der Dichtungen des Hydraulikkreislaufs
und in der Folge Leckagen vom Hydraulikkreislauf nach außen ergeben.
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Es
ist also notwendig, das Hydraulikfluid, das in einem solchen Hydraulikkreislauf
zirkuliert, der zur Versorgung eines oder mehrerer Verbraucher bestimmt
ist, unter einer Temperatur zu halten, die als Stabilitätstemperatur
des Hydraulikfluids bezeichnet wird.
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Eine
erste Lösung
besteht in der Anwendung der natürlichen
Kapazität
des Hydraulikkreislaufs, die Wärme
durch natürliche
oder erzwungene Konvektion mit der Umgebungsluft, die sich um die
Durchgänge
herum befindet, zu zerstreuen bzw. abzuleiten. Diese erste Lösung genügt für Luftfahrzeuge,
der Bedürfnisse
an hydraulischer Leistung genügend
gering sind, damit eine solche Wärmeableitung über die
Fluidzuführdurchgänge die
Erwärmung
des Hydraulikfluids gänzlich
oder fast vollständig
zerstreut. Die Zerstreuung bzw. Ableitung ist umso wirksamer, je länger die
Zuführdurchgänge sind.
Für Luftfahrzeuge aber,
die hinsichtlich der installierten hydraulischen Leistung kompakt
sind, d.h., die eine geringe Länge der
Zuführdurchgänge im Vergleich
zu der verfügbaren
hydraulischen Leistung aufweisen, bleibt die natürliche Wärmeableitung jedoch ungenügend.
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Eine
zweite Lösung,
welche die Kühlung
des Hydraulikfluids verbessert, besteht darin, den Hydraulikkreislauf
durch einen im Inneren eines Brennstoffbehälters des Luftfahrzeugs angeordneten
Wärmetauscher
zu ergänzen.
Das Hydraulikfluid durchströmt
diesen Wärmetauscher,
wird dabei gekühlt, und
seine Wärme
wird auf den Brennstoff übertragen,
der in dem den Wärmetauscher
aufnehmenden Brennstoffbehälter
enthalten ist. Diese zweite Lösung
hat bei alten Luftfahrzeugen verwendet werden können, sie ist aber nicht mehr
akzeptabel, seit neue Regelungen hinsichtlich der Sicherheit in
Kraft getreten sind, welche es zur Auflage machen, alle Wärmeübertragungen
auf den Brennstoff zu minimieren. Eine erste Bedingung, die von
diesen Regelungen gestellt wird, fordert die Begrenzung der Erzeugung von
Brennstoffdampf im Inneren jedes Brennstoffbehälters. Dies wird erfüllt, wenn
die Temperatur des Brennstoffs unter seiner Entzündungstemperatur TF bleibt.
Eine zweite Bedingung, die von den Regelungen gefordert wird, besagt,
dass die Temperatur TM des Brennstoffs am
Eingang der Triebwerke einen Maximalwert nicht überschreitet. Infolgedessen
kann diese zweite Lösung
nicht mehr umgesetzt werden, da sie es nicht gestattet, die Temperatur
des Brennstoffs zur kontrollieren, ob nun im Inneren der Brennstoffbehälter oder
am Eingang der Triebwerke, und folglich werden die beiden Bedingungen
der Regelungen nicht eingehalten.
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Das
Dokument
EP 0469825 beschreibt
einen Luft-Wärmetauscher,
der in einem Triebwerkmast eines Flugzeugs angebracht ist.
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Abriss der Erfindung
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Aufgabe
der Erfindung ist ein Kühlsystem
für ein
Fluid eines Luftfahrzeugs, welches die von den Systemen nach dem
Stand der Technik gestellten Probleme löst. Gemäß dieser Erfindung umfasst
dieses System einen Luft-Wärmetauscher,
der von dem Fluid durchströmt
wird, wobei der Luft-Wärmetauscher
ein Lufteinleitmittel und ein Luftaustragungsmittel umfasst, der
Luft-Wärmetauscher
in einem Sitz untergebracht ist, welcher sich in einem Verkleidungsteil
einer Führungsschiene
von einem Fügel des
Luftfahrzeugs zugeordneten Luftklappen befindet, wobei das Lufteinleitmittel
mit dem Luft-Wärmetauscher
mit einem Lufteinlassmittel verbunden ist, welches die Außenverkleidung
des Verkleidungsteils durchsetzt, und das Luftaustragungsmittel
dieses Luft-Wärmetauschers
mit einem Luftaustrittsmittel verbunden ist, das von der Außenverkleidung
nach außen
mündet,
so dass die Außenluft
des Luftfahrzeugs den Luft-Wärmetauscher
durchströmt,
um das Fluid zu kühlen.
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Die
Kühlvorrichtung
eines Fluids eines Luftfahrzeugs gestattet es, die aus der Kühlung des
Fluids entstehende Wärme
vom Luftfahrzeug zur Außenluft
abzuführen.
Sie nutzt deshalb die dynamische Luftströmung um das Luftfahrzeug herum.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
entspricht das Lufteintrittsmittel, welches die Außenverkleidung
des Verkleidungsteils durchsetzt, einem dynamischen Lufteintritt.
Der Begriff "dynamischer
Lufteintritt" bezeichnet
einen Lufteintritt, der zumindest einen Teil des dynamischen Drucks
infolge der Fortbewegung des Luftfahrzeugs in der Luft auffängt.
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Vorteilhafterweise
umfasst das Kühlsystem eines
Fluids eines Luftfahrzeugs gemäß der Erfindung
mindestens einen Ventilator, der einen Luftdurchsatz in dem Luft-Wärmetauscher
sicherstellen kann. Dieser Ventilator gestattet es, die Kühlung des Fluids
sicherzustellen und zu verbessern, indem der Luftdurchsatz in diesen
Luft-Wärmetauscher
erhöht wird,
insbesondere wenn die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs Null ist
(Luftfahrzeug am Boden), oder unter einem vorbestimmten Wert liegt
(beispielsweise während
der Phasen des Abhebens und des Landens). Dieser Ventilator kann
vorteilhafterweise stromauf angeordnet werden, und zwar in der Luftzirkulationsrichtung
des Luft-Wärmetauschers,
oder stromab dieses Luft-Wärmetauschers.
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Die
Erfindung betrifft auch ein Luftfahrzeug, das mit einem solchen
Fluidkühlsystem
dieses Luftfahrzeugs ausgestattet ist.
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Kurzbeschreibung der Zeichnungen
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Weitere
Einzelheiten und Vorteile der Erfindung gehen aus der Lektüre der folgenden
Beschreibung von speziellen Ausführungsformen
der Erfindung unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen hervor, in
denen zeigen:
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1 die
bereits beschrieben wurde, einen Hydraulikkreislauf zur Versorgung
von Verbrauchern sowie dessen Funktionsprinzip,
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2 eine
Außenansicht
eines Luftfahrzeugs, welches ein Fluidkühlsystem gemäß der Erfindung
aufnehmen kann,
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3 eine
Schnittansicht eines Flügels
des Luftfahrzeugs der 2,
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4 eine
Schnittansicht eines Flügels
eines Luftfahrzeugs, die in größerem Maßstab eine Verkleidung
einer Flügelführungsschiene
veranschaulicht, in der ein Luft-Wärmetauscher
gemäß der Erfindung
installiert ist,
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5 eine
der 4 ähnliche
Ansicht, die eine spezielle Ausführungsform
der Erfindung darstellt, wobei das Kühlsystem mindestens einen Ventilator
aufweist,
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6 eine
schematische Darstellung eines Steuersystems des in 5 dargestellten
Ventilators,
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7 eine
Schnittansicht in einer im wesentlichen horizontalen Ebene, wenn
sich das Luftfahrzeug am Boden befindet, eines Verkleidungsteils
der Führungsschiene
und eines Kühlsystems
gemäß der Erfindung,
die eine spezielle Ausführungsform
des Luftaustragungsmittels darstellt,
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8a, 8b und 8c Schnittansichten
von dynamischen Lufteintritten, und
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9 eine
Schnittansicht einer divergierenden Leitung, die einen Kragen aufweist.
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Detaillierte Beschreibung bevorzugter
Ausführungsformen
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Das
Fluidkühlsystem
eines Luftfahrzeugs 30 gemäß der Erfindung, von dem eine
Ausführungsform
in 4 dargestellt ist, umfasst einen Luft-Wärmetauscher 40,
der von dem zu kühlenden
Fluid durchströmt
wird. Dieser Luft-Wärmetauscher 40 ist einem
Sitz installiert, welcher sich in einem Verkleidungsteil 34 einer
Luftklappen-Führungsschiene 36, die
einem Flügel 32 dieses
Luftfahrzeugs zugeordnet ist, befindet. Diese Verkleidungsteile 34 von
einem Flügel 32 eines
Luftfahrzeugs zugeordneten Luftklappen-Führungsschienen 36 sind
in einer Außenansicht
in 2 und in einer Schnittansicht in 3 dargestellt.
Bekannterweise ermöglichen
nicht dargestellte Aktuatoren eine Bewegung dieser Luftklappen 36 in
Bezug auf den Flügel 32 des
Luftfahrzeugs 30, so dass die aerodynamische Konfiguration
des Luftfahrzeugs modifiziert wird. Die Luftklappen-Führungsschienen befinden sich
allgemein unter der Unterseite 38 des Flügels 32,
und sie sind dazu vorgesehen, die Bewegung der Luftklappen in Bezug
auf diesen Flügel
unter der Einwirkung der Aktuatoren zu führen. Jeder dieser Führungsschienen
ist ein Verkleidungsteil 34 zugeordnet, so dass diese Führungsschienen
so wenig wie möglich
die aerodynamischen Eigenschaften des Flügels 32 des Luftfahrzeugs 32 stören. Gemäß dieser
Ausführungsform
der Erfindung befindet sich der Sitz, in dem der Luft-Wärmetauscher 40 angebracht
ist, an einer freien Stelle im Inneren eines Verkleidungsteils 34 der
Luftklappen-Führungsschienen.
Ein Lufteinleitmittel 52 in dem Luft-Wärmetauscher 40 ist
mit einem Lufteintrittsmittel 42 verbunden, welches eine
Außenverkleidung 46 des
Verkleidungsteils 34 in dem vorderen Abschnitt des letzteren
durchsetzt. Desgleichen ist ein Luftaustragungsmittel 54 des
Luft-Wärmetauschers 40 mit
einem Luftaustrittsmittel 44 verbunden, das von der Außenverkleidung 46 des
Verkleidungsteils 34 in einem Abschnitt dieses Verkleidungsteils, der
sich hinter dem Lufteintrittsmittel 52 in der Vorwärts-Bewegungsrichtung
des Luftfahrzeugs während
des Flugs befindet, nach außen
mündet.
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Das
Lufteintrittsmittel 42 ist ein dynamischer Lufteintritt.
Dieser kann beispielsweise von der Art eines Pitot-Rohrs sein, wie
es in 8a dargestellt ist, und das
den Vorteil bietet, das Maximum an dynamischen Druck der durch den
Lufteintritt eintretenden Luft zurückzugewinnen. Auf andere Weise
kann in Abhängigkeit
von den erforderlichen Eigenschaften hinsichtlich des Luftdurchsatzes
in dem Wärmetauscher 40 und
der Möglichkeiten
der Integrierung in das Verkleidungsteil 34 dieser dynamische
Lufteintritt auch von einer Art sein, die weniger dynamischen Druck
als ein Lufteintritt vom Pitot-Typ zurückgewinnt, beispielsweise vom
Schaufel-Typ, wie er in 8b dargestellt
ist, oder sogar von einem in der Außenverkleidung 46 des
Verkleidungsteils 34 versenkten Typ (beispielsweise vom
NACA-Typ), wie er in 8c dargestellt ist.
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Vorteilhafterweise
ist das Lufteintrittsmittel 42 mit dem Lufteinleitmittel 52 in
dem Luft-Wärmetauscher 40 über eine
divergierende Leitung 48 verbunden, d.h., deren Querschnitt
in der Luftzirkulationsrichtung des Lufteintrittsmittel 42 zu
dem Lufteinleitmittel 52 in dem Luft-Wärmetauscher 40 hin
zunimmt. Umgekehrt ist das Luftaustragungsmittels 54 des
Luft-Wärmetauschers 40 vorteilhafterweise
mit dem Luftaustrittsmittel 44 über eine konvergierende Leitung 50 verbunden,
d.h. deren Querschnitt in der Luftzirkulationsrichtung des Luftaustragungsmittels 54 des
Luft-Wärmetauschers 40 zu
dem Luftaustrittsmittel 44 hin abnimmt. Die divergierende/konvergierende
Geometrie der Luftleitung 48, 50 auf beiden Seiten
des Wärmetauschers 40 ermöglicht es,
die Geschwindigkeit der diesen Wärmetauscher
durchströmenden
Luft in Bezug auf die Geschwindigkeit der in die Leitung 48 eintretenden
Luft zu verringern, und so die Ladeverluste zu verringern, wenn
die Luft diesen Wärmetauscher
durchströmt,
was es ermöglicht,
am Ausgang der konvergierenden Leitung 50 eine Luftgeschwindigkeit
zurückzugewinnen,
die nahe derjenigen der Strömung
der Außenluft
liegt, und infolgedessen die parasitäre Wirbelschleppe des Luftaustritts
zu verkleinern. Wenn die Luft den Wärmetauscher 40 durchströmt, und
im einzelnen eine Austausch-Matrix (nicht dargestellt) dieses Wärmetauschers,
erfolgt eine Wärmeübertragung
von dem zu kühlenden
Fluid zu der betreffenden Luft, wobei die Temperatur der letzteren
(allgemein unter 0°C, wenn
das Luftfahrzeug sich im Überlandflug
befindet) unter der Temperatur des zu kühlenden Fluids liegt (allgemein
zwischen 50 und 110°C
im Fall des Hydraulikfluids, wenn sich das Luftfahrzeug im Überlandflug
befindet). Die auf die Luft beim Durchströmen des Wärmetauschers 40 übertragene
Wärme gestattet
es, der Luftströmung
Energie zu vermitteln, was dazu beiträgt, die Wirbelschleppe der
Vorrichtung zu verkleinern. Im Idealfall, bei dem die Wirkung dieser
Energiezufuhr über
der Wirkung der Ladeverluste infolge des Strömens der Luft in den Leitungen 48, 50 und
im Wärmetauscher 40 liegt,
gestattet die Vorrichtung gemäß der Erfindung
sogar, zur Erhöhung
der Schubkraft des Luftfahrzeugs beizutragen.
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Vorteilhafterweise
befindet sich das Lufteintritts mittel 42 in dem vorderen
Abschnitt, in der Flugrichtung des Luftfahrzeugs, des Verkleidungsteils 34 der
Führungsschiene
der Luftklappen 36. Da das Verkleidungsteil 34 einen
Vorsprung unter dem Flügel 32 des
Luftfahrzeugs bildet, ist die Verteilung der Luftdrücke an der
Oberfläche
dieses Verkleidungsteils 34 derart, dass der Luftdruck
an dem vorderen Abschnitt desselben maximal ist. Dies ermöglicht es, einen
höheren
Luftdruck am Lufteintrittsmittel 42 als am Luftaustrittsmittel 44 zu
nutzen (das hinter dem Lufteintrittsmittel 42 gelegen ist),
was zur guten Funktionsweise des Kühlsystems beiträgt.
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Vorteilhafterweise
ist das Luftaustrittsmittel 44 von mindestens einer entlang
der Schubachse des Luftfahrzeugs 30 ausgerichteten Düse gebildet. Dies
ermöglicht
einerseits, die Aerodynamik des Luftfahrzeugs nur minimal zu stören, und
andererseits, den besten Nutzen aus dem eventuellen Beitrag zur Schubkraft
dieses Luftfahrzeugs infolge der Wärmezufuhr der den Wärmetauscher 40 durchströmenden Luft
zu ziehen. Vorteilhafterweise ist diese Düse 44 an einem lateralen
Abschnitt des Verkleidungsteils 34 der Führungsschiene
der Luftklappen gelegen. In einer in 7 dargestellten
bevorzugten Ausführungsform
umfasst die konvergierende Leitung 50 mindestens zwei Abschnitte 50a und 50b,
die jeweils mit mindestens zwei Düsen 44a und 44b verbunden sind,
die sich an den lateralen Abschnitten des Verkleidungsteils 34 der
Führungsschienen
der Luftklappen befinden, wobei diese Düsen 44a, 44b jeweils auf
beiden Seiten der Longitudinalachse 66 (teilweise in 7 dargestellt)
des Verkleidungsteils 34 der Luftklappen-Führungsschiene 36 gelegen
sind.
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Die
Dimensionen des Lufteintrittsmittels 42, des Luftaustrittsmittels 44,
der Leitungen 48, 50 und des Wärmetauschers 40 sind
herkömmlicherweise
in Abhängigkeit
von den Ladeverlusten, dem Luftmassedurchsatz, der gewünscht wird,
und der dynamischen Geschwindigkeit der Luftströmung so festgelegt, dass in
den in Betracht kommenden Flugphasen der Durchsatz kühler Luft,
die in dem Wärmetauscher 40 passiert, gestattet,
die thermische Austauschkapazität
zu gewährleisten,
die für
die Kühlung
des Fluids erforderlich ist. In einer bevorzugten Ausführungsform
entsprechen die in Betracht kommenden Flugphasen dem Überlandflug
des Luftfahrzeugs.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
umfasst die divergierende Leitung 48 einen Kragen 49, wie
er in 9 dargestellt ist. Dieser Kragen 49 befindet
sich zwischen dem Lufteintrittsmittel 42 und dem divergierenden
Abschnitt der Leitung 48. Er entspricht einem Abschnitt
der Leitung 48, in dem der Querschnitt des Luftdurchgangs
minimal ist. Dieser Kragen 49 ermöglicht es, den Luftmassedurchsatz
in der divergierenden Leitung 48 durch Schallblockierung
festzulegen: bekannterweise ist die Luftgeschwindigkeit in dem Kragen 49 höchstensfalls
gleich der Schallgeschwindigkeit. Daraus ergibt sich, dass bei einem
Flug des Luftfahrzeugs im Überlandflug
die Luftgeschwindigkeit im Kragen 49 gleich der Schallgeschwindigkeit
ist. Die Dimensionierung dieses Kragens 49 wird auf herkömmliche
Weise so berechnet, dass der Luftdurchsatz in der divergierenden
Leitung 48 auf einen Wert begrenzt ist, der die maximale
Luftgeschwindigkeit im Wärmetauscher 40 berücksichtigt,
die in Abhängigkeit
von Ladeverlusten festgelegt wird, und die nicht überschritten
werden soll. Eine weitere Begrenzung des Luftdurchsatzes kann derart festgelegt
werden, dass die aerodynamische Wirbelschleppe, die von dem Kühlsystem
eines Fluids des Luftfahrzeugs induziert wird, unter einem vordefinierten
Maximalwert gehalten wird.
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In
einer in 5 dargestellten speziellen Ausführungsform
umfasst das erfindungsgemäße Kühlsystem
mindestens einen Ventilator 56. Die Funktionsweise dieses
Ventilators 56 gestattet es, den Luftdurchsatz im Wärmetauscher 40 sicherzustellen
und zu vergrößern, insbesondere
wenn die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs Null ist (Luftfahrzeug
am Boden), oder unter einem vorbestimmten Wert liegt (beispielsweise
in den Phasen des Abhebens und Landens). Wenn das erfindungsgemäße Kühlsystem
so dimensioniert ist, dass die Kühlung des
Fluids in den Überlandflugphasen
des Luftfahrzeugs gewährleistet
ist, gestattet so die Verwendung dieses Ventilators eine Kühlung des
Fluids bei allen Nutzungsphasen des Luftfahrzeugs. Das Kühlsystem mit
einem Ventilator 56 weist den Vorteil auf, eine geringere
Masse zu haben als die eines Kühlsystems, das
so dimensioniert ist, dass es die Kühlung dieses Fluids ohne Ventilator
in den Flugphasen des Luftfahrzeugs sicherstellt, die einer geringeren
Geschwindigkeit als der Überlandfluggeschwindigkeit dieses
Luftfahrzeugs entspricht. Es weist auch gegenüber einem System ohne Ventilator
den Vorteil auf, die Kühlung
des Fluids auch dann zu ermöglichen,
wenn das Luftfahrzeug am Boden mit null Geschwindigkeit funktioniert.
Der Ventilator 56 kann in der Luftzirkulationsrichtung
stromab des Wärmetauschers
angeordnet werden (5), oder stromab dieses Wärmetauschers 40.
Er kann im einzelnen elektrisch oder hydraulisch betätigt werden.
Vorteilhafterweise ist dieser Ventilator 56, wie in 6 dargestellt
ist, über
eine Verbindung 64 mit Steuermitteln 58 verbunden,
die mindestens einen Eingang aufweisen, der mit einer Einheit 60 von
Informationensquellen S1, S2, ... Sn durch mindestens eine Verbindung 62 verbunden
sind. Diese Informationensquellen können im einzelnen Messfühler oder
Rechner des Luftfahrzeugs sein. Vorteilhafterweise können die von
den Informationsquellen S1, S2, ... Sn gelieferten Informationen
der Temperatur des zu kühlenden
Fluids und/oder der aerodynamischen Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs
entsprechen. In diesem Fall halten die Steuermittel 58 die
Funktion des Ventilators 56 an, wenn die Fluidtemperatur
unter einem vorbestimmten Wert Tmin liegt, um dieses Fluid nicht übermäßig abzukühlen, oder
wenn die aerodynamische Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs über einem
vorbestimmten Wert Vmin liegt, um den Ventilator nicht zu überfordern.
Wenn die Temperatur des Fluids über dem
vorbestimmten Wert Tmin liegt und/oder die aerodynamische Geschwindigkeit
des Luftfahrzeugs unter dem vorbestimmten Wert Vmin liegt, aktivieren die
Steuermittel 58 die Funktion des Ventilators 56, um
die Luftzirkulation im Wärmetauscher 40 zu
forcieren. Eine solche Funktionsweise weist den Vorteil auf, eine
ausreichende Kühlung
des Fluids in den anderen Flugphasen als denjenigen (beispielsweise den Überlandflugphasen
entsprechend), für
die die Dimensionierung des Kühlsystems
festgelegt wurde, zu ermöglichen.
Es kann beispielsweise ein Wert von Vmin gewählt werden, der über der
Abhebegeschwindigkeit und unter der Überlandfluggeschwindigkeit
liegt. In einer Variante dieser Ausführungsform steuern die Steuermittel 58 den
Ventilator 56 mit einer variablen Geschwindigkeit, die
abnimmt, wenn die aerodynamische Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs
zunimmt, so dass der Ventilator 56 nicht gesteuert wird
(Null Geschwindigkeit), wenn die aerodynamische Geschwindigkeit
des Luftfahrzeugs über Vmin
liegt. In einer anderen Variante dieser Ausführungsform steuern die Steuermittel 58 den
Ventilator 56 in Abhängigkeit
von der Temperatur des zu kühlenden
Fluids entweder gemäß einer
Regelung "Alles oder
Nichts", oder mit
einer variablen Geschwindigkeit, die abnimmt, wenn die Fluidtemperatur
abnimmt. Diese beiden Ausführungsvarianten
können auch
untereinander kombiniert werden.
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In
einer Variante ist es möglich,
mehrere Ventilatoren 56 parallel so anzuordnen, dass die
Verfügbarkeit
des Wärmetauschers
im Fall einer Panne eines der Ventilatoren 56 erhöht wird.
In dem vorgenannten Fall, bei dem die konvergierende Leitung 50 zwei
Abschnitte 50a und 50b umfasst, die jeweils mit zwei
Düsen 44a und 44b verbunden
sind, ist es möglich,
einen Ventilator 56 am Eingang jedes dieser Abschnitte 50a und 50b der
Leitung 50 anzuordnen, wobei der Begriff "Eingang" hier in Bezug auf
die Strömungsrichtung
der Luft angewandt wird, wenn sich das Flugzeug 30 im Flug
befindet.
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Die
Erfindung betrifft auch ein Luftfahrzeug 30, das mindestens
ein Kühlsystem
eines Fluids, wie es vorstehend beschrieben wurde, umfasst. Beispielsweise
kann das Luftfahrzeug 30 mindestens ein solches Kühlsystem
in mehreren Verkleidungsteilen 34 der Führungsschienen von Luftklappen 36 dieses
Luftfahrzeugs 30 aufweisen, so dass die Kühlleistung
des Fluids/der Fluide des Luftfahrzeugs 30 maximiert wird,
und/oder die Anforderungen der Kühlung
von Fluiden, die unterschiedlichen Kreisläufen des Luftfahrzeugs 30 entsprechen,
abgedeckt werden.
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In
einer speziellen Ausführungsform
umfasst das Luftfahrzeug 30 mindestens einen Hydraulikfluidkreislauf,
dessen Hydraulikfluid durch das/die Kühlsystem(e) gekühlt wird.
Bevorzugt kommt das den Luft-Wärmetauscher 40 durchströmende Hydraulikfluid
aus dem Drainagedurchgang 20 mindestens einer Hydraulikpumpe 12.
Diese Ausführungsform weist
den Vorteil auf, dem Wärmetauscher 40 nur denjenigen
Teil des Hydraulikfluids zuzuführen,
der die höchste
Temperaturerhöhung
erfahren hat, woraus sich ein besserer Wirkungsgrad des Kühlssystems
ergibt.