JP2011529418A

JP2011529418A - 航空機の外皮のための熱伝達装置

Info

Publication number: JP2011529418A
Application number: JP2011520452A
Authority: JP
Inventors: マーカスピエスカー
Original assignee: エアバスオペラツィオンスゲゼルシャフトミットベシュレンクテルハフツング
Priority date: 2008-07-31
Filing date: 2009-07-27
Publication date: 2011-12-08
Also published as: EP2310265B1; US20110186263A1; CN102143887B; RU2011107439A; CA2732089A1; WO2010012684A1; DE102008035823A1; CN102143887A; EP2310265A1; BRPI0911694A2; US9309000B2

Abstract

本発明は、航空機の外皮（４）のための熱交換器（７０）であって、冷却剤のための少なくとも１つの供給ライン（８０）と、冷却剤のための少なくとも１つの放出ライン（８２）と、冷却剤が流れる少なくとも一連の冷却剤チャネル（７６）とを備え、熱交換器が外皮に取り付けられた場合、冷却剤チャネルは、少なくとも一部の領域において、航空機の周囲環境に熱を放出するために、航空機の外皮上に直接に配置される、熱交換器（７０）に関する。この結果、さらなる活動的な冷却装置に依存しない、比較的平坦で効果的な熱交換器となり、この熱交換器の表面は、放散される熱に従って寸法が取られる。さらに、この熱交換器は、熱の放散を向上させるために、その周囲に空気が流れる冷却フィン（８６）を備えることができる。
【選択図】図１ａ

Description

本出願は、２００８年７月３１日出願の米国仮出願第６１／１３７，４７２号、および２００８年７月３１日出願の独国特許出願第１０２００８０３５８２３．１号の出願日の利益を主張し、これらの出願の開示は本明細書において参照により援用される。

本出願は、航空機の外皮のための熱伝達装置、航空機のための冷却システム、航空機の外皮のための熱伝達装置の使用、およびその外皮のための少なくとも１つの熱伝達装置を備える航空機に関する。

現在の民間航空機には所定の冷却要求をもった様々な部品が存在する。例えば、環境制御システムは、航空機に搭乗した乗客に可能な限り最善の熱的な快適性を提供するために、冷却媒体を供給または生成することを必要とするが、他方で、例えば、数多くの電子機器および設備は航空機から外へと運ばれるべき廃熱を生成する。航空機内の電子機器が益々一体化された結果として、熱伝達のための液体冷媒を使用する冷却システムが益々設置されている。このような冷却システムは、実際に航空機内には蓄積できない比較的大量の空気を放出するのに適している。さらに、特に相当な電力が要求されるため、冷却機械を使用した活動的な冷却によってそのような大量の熱を除去するということはまた不利益を被る。

例えば、自動車分野、プラント設計および建設、エレクトロニクス産業等の産業において、装置および他の設備を冷却するために、熱伝達装置の多種多様な技術的解決法および設計が存在する。熱を外皮によって航空機の周囲に運ぶ、航空機での熱交換器の使用は公知である。これは例えば特許文献１に記載されているが、しかしながら、特許文献１に記載の熱交換装置は、食料品のための活動的な冷却システムにおいて用いられ、その冷却システムは他のヒートシンクをサポートする目的のものであり、さらに外皮熱交換器が使用されてもよい。例えば非常に様々な周囲温度に反映される民間航空機の様々な運航条件のため、開示された外皮熱交換器は、周囲空気と比べた場合、著しい温度差における従来の活動的な冷却システムをさらにサポートするのに適しているのみである。

欧州特許第０６５５５９３Ａ１号明細書

本発明の目的は、航空機の外皮のための熱伝達装置を提案することであり、熱伝達装置は、真空または蒸発の冷却ユニットにより、バックグランドにおける活動的な冷却に依存せずに、航空機内の装置および設備からの比較的大量の熱を周囲空気に放出するのに適している。さらに、本発明の目的は、航空機のための冷却システムを提案することであり、この冷却システムにおいて、航空機の外皮のための熱伝達装置は、航空機の周囲に熱をできる限り効果的に放出することができる。

この目的は、航空機の外皮のための熱伝達装置であって、冷却剤のための少なくとも１つの供給ラインおよび少なくとも１つの放出ラインと、冷却剤が流れる少なくとも一連の冷却剤ダクトと、を備え、航空機の周囲環境に熱を放散する目的のために、熱伝達装置が航空機の外皮に取り付けられた場合、冷却剤ダクトが、少なくとも一部の領域において、航空機の外皮上に直接に配置される、熱伝達装置によって満たされる。

本発明に係る熱伝達装置は、航空機の外皮と直接に接触する複数の冷却剤によって、可能な限り効率的に熱を伝達することを目的とする。接触抵抗なしで、可能な限り外皮に熱が伝達されることが好ましいが、このことは、冷却剤ダクトが、閉じた表面を備えることは必須ではないが、その代わり、冷却剤ダクトはまた、外皮に対して開いていることが可能なことを等しく意味する。この配置構成において、高温の流体が外皮と直接に接触する場合、有利である。従って、冷却剤ダクトは、少なくとも一部の領域において、航空機の外皮上に直接に配置されることが必要であり、その結果、それらの冷却剤ダクトは、取り付け表面上または外皮に取り付けられる熱伝達装置の片側上において、熱伝達装置を外皮に取り付けることによって、冷却剤ダクトと外皮との間の直接の接触が確立されるような様式で配置されるべきである。

熱伝達装置によって影響を受ける面積の対応する寸法により、大量の熱でさえ放出可能であり、ここで、冷却剤と航空機周囲の空気との間の温度差は相対的に僅かであり、このことは、特に平坦な設計によって可能にされる。要求に応じて、空気−空気熱伝達装置、または液体−空気熱伝達装置、および空気−冷却凝縮器が稼動可能である。本発明に係る熱伝達装置の構造上および統合的な要件は、航空機の特定の条件および要件に合わせられており、その結果、最適な航空機の稼動に重要である性能パラメータは、ほんの僅かにしか影響を受けない。これらは、特に、最小限の（追加的な）空気抵抗、低い電力消費、軽量、および少量の設置スペース要件である。冷却剤（この用語は液体の冷却剤のみに限定されない）が、航空機の外皮の下に直接に導かれず、かつ、例えば、外皮の内部に統合される場合において、航空機の内部で他の設計部材を邪魔しないほんのわずかな半径方向への延長のみの結果となる点において、これは満たされる。最小限の電力消費は、本発明に係る熱伝達装置を介して冷却剤を運ぶための電気ポンプに起因しており、この電力消費は、しかしながら、電気冷却システムの電力消費よりも著しく低い。

飛行運転中、外皮に沿って周囲空気が流れる結果、冷却効果が生じる。この理由のため、本発明に係る熱伝達装置は、冷却電気緊急システム、例えば、比較的大量の廃熱を有する緊急エネルギーシステムとしての燃料電池に対して適切であることが好ましいであろう。地上では、外気への熱の放散が低減され、あまり好ましくない場合には風がないので、熱の放散は、自由対流の一部にまで低減されるであろう。燃料電池からの廃熱が例えば９０℃で、地上での最高外部温度が約５０℃の場合、十分な面積を有する熱伝達装置を使用することで、特定の温度差において十分な冷却効果が達成されるであろう。

冷却剤ダクトが、互いに別々にされ、閉じた壁を備えることは必須ではないことは留意されるべきである。冷却剤ダクトは、個々に別個となったパイプライン等、または、ウェブ材およびその上に配置された薄層、ならびに外皮に面する開口領域およびこれのために必要とされる対応の密封の形での形状の画定のいずれかによって提供可能である。後者の場合には、冷却剤を完全に別個で、かつ互いに独立して運ぶのではなく、むしろ個々の冷却剤のダクトが互いに通じていることは当然理にかなったことであり得る。

本発明に係る熱伝達装置の特定の有利な実施形態は、冷却剤ダクトを受けるためのハウジングをさらに備える。しかしながら、この文脈では、用語「ハウジング」は、閉じた箱状の物体のことを言及しているのではなく、むしろ、カバー部等によって遮断可能である、ある種のフレームにおける、複数の冷却剤ダクトを空間的に引き合わせたものを言及している。

原則として、このような遮断された熱伝達装置は、プレート熱交換器の構成と類似するかまたはそれに等しいプレート状の構成を含んでよい。以下において、個々の熱交換器は「プレート」と呼ばれる。したがってプレートは、２つの外側表面からなり、そのうちの１つの外側表面は機体の中心に向いており、もう１つの外側表面は航空機の周囲を向いている。高温の流体がプレートに流れて、プレート部材の少なくとも１つの外側表面によって冷却される。プレート部材は、優れた熱伝導を導く外側の表面構造を備える。これに対しては複数の選択が存在し、構造物またはウェブ材が、熱伝導を改善するために設置されてもよい。これらの構造物は、エンボス加工、各々金属成形または深絞り、またはフライス加工（ｍｉｌｌｉｎｇ）を通じて形成されてもよい。押出されたプレートを用いて、冷却チャネルの他に、構造物が、製造中に直接に設置されてもよい。プレート部材の内側には、できる限り均一に表面上に熱を拡散するために、高温の流体がチャネル、管等を介して導かれる。冷却剤のチャネルは、コイル状または螺旋状に、水平に配置されてよい。プレート部材はまた、接着、はんだ付け、溶接（例えば、連続したローラー溶接（ｒｏｌｌｅｒｗｅｌｄｉｎｇ））によって連結される２つの半々のプレートからなり得る。プレートは、（例えば一枚の大きな材料を焼結することで）熱的に連結されてよい。入念な旋回を生成するウェブ材は、このようにして、より早い段階で設置されてよい。

特に好ましくは、本発明に係る熱伝達装置は、同一平面となるように、その内部機体構造に設置され、その結果、その領域内の機体構造は修正または遮断される必要がある。このため、少なくとも一部の領域において、ハウジングが耐荷重性の機体構造であることは有利である。このように、既存している機体構造は、熱伝達装置のハウジングにより補強可能なので、その結果、その機体構造の機械的特徴が維持される。

特に好ましくは、ハウジングは、ウェブ材および少なくとも１つのカバー部を備える。この文脈では、ウェブ材は、外皮から冷却剤ダクト全体に延び、カバー部によって共に覆われることができるシート状の部材のことを言う。ウェブ材の結果、ハウジングの機械的強度は上昇し、統合が容易となる。

本発明に係る熱伝達装置の特に好ましい実施形態において、カバー部と、冷却剤ダクトとの間に空隙があり、この熱伝達装置は、空気を空隙を介して流す目的のために、少なくとも１つの空気流入口および少なくとも１つの空気流出口を備える。このようにして、冷却剤ダクトの熱放散はさらに増加できる。なぜならば、流れる空気が、冷却剤ダクトの表面から熱を取り除き、その熱は、外皮には接触しない。その結果、さらに効果的な冷却システムが提供可能である。

さらに、本発明に係る熱伝達装置が冷却剤ダクトの間に冷却フィンを提供することは好ましい。冷却剤ダクトが冷却フィンと接触する位置において、冷却剤ダクトは熱を放散できるので、熱伝達装置によって放散可能な熱量がさらに増加する。

本発明に係る熱伝達装置のさらに好ましい実施形態において、ウェブ材および／または冷却フィンは、渦誘発装置および／または空気を旋回させるのに適したスロットを備える。より良い熱伝達が乱流によって達成可能であるので、これは有利である。

本発明に係る熱伝達装置の好ましい実施形態において、冷却剤ダクトは外皮の内側部分上に配置される。この結果、さらなる空気抵抗が生じず、かつ、冷却剤のための供給ラインおよび放出ラインは特に統合しやすくなる。しかしながら、この実施形態においては、後から流れる周囲空気と冷却剤ダクトとの間に直接の接触はない。

本発明に係る熱伝達装置のさらに好ましい実施形態において、冷却剤ダクトは外皮の外側部分上に配置される。上述は、外部上に配置された熱伝達装置から生じるさらなる空気抵抗をできる限り少なくし、他方で、冷却剤ダクト全体に対して良い流れを確保できるように設計される。前述のウェブ材および冷却フィンは、この実施形態に対しても可能であるが、しかし、それらは、同様に、さらなる空気抵抗が最小化されるように設計される。本発明に係る冷却システムのこの実施形態を用いて、放出可能である空気の量は著しく増加可能である。

少なくとも一部の領域において、実質的に円形または角のある断面を有したラインとして、冷却剤ダクトを設計することは、製造が容易である理由により有利である。さらに、各々、ラインの開口部の幅の直径が、重量を抑えるように、できる限り短くなるように選択されるべきであることが考慮されるべきである。なぜならば、同じ圧力が付与されると、比較的小さい断面を有するラインは、より大きな断面を有するラインよりも、著しく薄い壁を必要とするからである。小さな断面を有する多くのラインは表面が増加し、それにより、熱を放散させるためのより高い性能を提供する。同時に、冷却剤ダクトの断面を平らにし過ぎないように設計しないことに注意が払われるべきである。なぜならば、これは、より高い冷却剤の圧力の間、より高い曲率の傾向となるからである。

本発明に係る熱伝達装置の好ましい変形において、角のある断面を有する冷却剤ダクトは、比較的薄い壁を有する複数の個々のダクトを可能とするサンドイッチ状のコア（ｓａｎｄｗｉｃｈｃｏｒｅ）を備えることができる。

熱伝達装置の有利な改善において、冷却剤ダクトは、受熱プレートと、圧力隔壁および／または航空機の外皮との間の空隙として実現される。これは、本発明に係る熱伝達装置を介して冷却を容易かつ改善する。なぜならば、航空機の周囲または客室からの空気を使用することは特に容易だからである。本発明は、単一のプレートの使用に限定されず、実際には、その間に空隙を有するより大きな大量のプレートが、冷却力をさらに一段と改善するために用いられてもよい。

航空機の周囲から少なくとも１つの空隙へ空気を流すことができるように、少なくとも１つのスリットが航空機の外皮に配置されることはさらに有利である。それにより冷却用の空気を引き込むことは、実際には制限されない。熱伝達装置の計画的に規定された領域に、特定量の冷却空気がその周囲を流れることができる様式で、複数のスリットにおける流れの機械的設計を配置することおよび行うこともまた可能である。

冷却をさらに高めるために、空気を、空隙に、または空隙から運ぶためのブロワーを提供することはさらに有利である。

さらに、自由対流の流れを生成するために、航空機の外皮に、上下に距離を置いた２つのスリットを配置することは理にかなっている。寒冷で熱負荷が低い環境において、十分な冷却は、さらなるエネルギー消費無しで達成可能である。

最後に、空気力学的な流動損失を低減させるために、飛行方向に対して平行にスリットを向けることは理にかなっている。

本発明の目的は、本発明に係る、少なくとも１つの閉じた冷却巡回路および少なくとも１つの熱伝達装置を有する冷却システムによってさらに満たされる。最後に、この目的は、上述の基準に係る、本発明に係る熱伝達装置の使用、および、本発明に係る少なくとも１つの熱伝達装置を備える航空機によって満たされる。

本発明のさらなる特徴、利点、および用途の選択肢が、例示的な実施形態の以下の記載および図面において開示される。全ての記載されたおよび／または図示された特徴はそれ自体および任意の組合せにおいて、個々の特許請求の範囲の請求項またはそれらの相互関係におけるそれらの構成にかかわらず、本発明の主題を形成する。さらに、図面中の同一または類似の部材は同様の参照符号を有する。

図１ａから図１ｄは、航空機の外皮上の熱伝達装置の配置構成の概略図を示す。図２ａから図２ｆは熱伝達装置の可能な変形を示す。図３は、熱伝達装置の概略図を示し、空気はそれを介してさらに流れる。図４ａおよび図４ｂは、熱伝達装置の概略図を示し、それが設置された状態において、空気はそれを介してさらに流れる。図５ａおよび図５ｂは、熱伝達装置の２つのさらなる例示的実施形態を示し、それを介して空気がさらに流れる。図６は、航空機における、本発明に係る冷却システムの概略的な全体図を示す。図７ａおよび図７ｂは、概略図において、交互となるように冷却剤ダクトおよび空気ダクトを有したサンドイッチ状の熱伝達装置を示す。図８は、外気を受けるためのスリットを有する航空機の外皮の一部を示す。図９は、断面における熱伝達装置の例示的な実施形態を示す。図１０は、断面における熱伝達装置の例示的な実施形態を示す。図１１は、断面における熱伝達装置の例示的な実施形態を示す。図１２は、断面における熱伝達装置の例示的な実施形態を示す。

図１ａは、熱伝達装置２が航空機の外皮４上に配置可能である方法を概略的に示す。この実施形態において、熱伝達装置２は航空機の内側部分６上に配置されており、他方で、図１ｂの実施形態において、熱伝達装置２は航空機の外側部分８上に配置されている。これらの異なる設置位置において、熱伝達装置２は異なる機械的要件を満たす必要があることに留意されるべきである。熱伝達装置２が航空機の内側部分６上に配置された場合、特定の場合には、熱伝達装置２は、機体に作用する構造的な負荷を吸収するように設計される必要がある。比較的大きな面積の熱伝達装置２の場合（これは、活動的な冷却ユニットがない場合での大量の熱を考慮すると現実的である）には、熱伝達装置２を外皮４に対して同一平面で設置するために、一部の領域においては、その領域（場所）に存在する、フレーム部材、縦通材、および他の強化部材を備えている、機体構造が修正されるか、または遮断される必要がある。このため、熱伝達装置２を通るこの間隙を機械的に閉じる必要がある。従って、熱伝達装置２は、局地的に生じる負荷を完全に吸収するように設計されているハウジング等を備えるべきである。

特に、より大きな熱負荷を散逸させるために、この構造を修正することは理にかなっている場合もある。例えば、完全な機体部７の下側部は、半径方向に１０ｍｍから２５ｍｍだけ短くなっていてもよい（半径方向のくぼみ９）。半径方向のくぼみ９は、次いで、１０〜２５ｍｍの厚さの熱伝達装置１１で満たされ、その結果、航空機の輪郭は変化せず、空気抵抗が生じない。航空機の耐荷重性の構造および外皮はそのくぼみを除いて変化しない。メンテナンスおよび修理の工程のために、外皮の熱伝達装置は、容易に取外し可能なように設計されてもよい。粗い輪郭の形状遷移が必要ないため、特定の状況において熱を伝達することなく飛行することもまた想定可能である。

しかしながら、図１ｂに示されるように、本発明に係る熱伝達装置２のために、空気抵抗を最小化する必要性が存在する。なぜならば、約０．８Ｍａの比較的速い飛行速度では、航空機の断面における僅かな変化でさえも、顕著な燃料消費を増加しうる。このため、本発明に係る熱伝達装置２は、図１ｂに示される設置位置に対して、空気力学的に平滑であるように設計されるべきである。図１ｂにおいて見ることができるエッジ部は、対応するフェアリング部によって空気力学的に平滑であるようにされるべきである。図１ｂに示されるような配置構成は、現行の航空機に組み込むか、またはテスト用の飛行機に組み込むために特に適している。

図１ｃは、冷却剤のラインとして設計された冷却剤ダクト１０を示し、この冷却剤ダクト１０は、外皮４と同一平面となるように配置される。冷却剤ダクト１０と外皮４との間の接触の結果、この冷却剤ダクトと外皮４との間の熱伝達が生じ得る。

図２ａは本発明に係る熱伝達装置１２の第１の例示的な実施形態を示す。本発明に係る熱伝達装置１２はキャリアプレート１４を備え、この上には、冷却剤のラインとして設計された複数の冷却剤ダクト１６が配置されている。冷却剤ダクト１６の間にはカバー部２０を支持するウェブ材１８がある。ウェブ材１８と組み合わせた機体から構造的な負荷を吸収する機械的部品としてのその機能は別として、このカバー部２０は、いわゆる「圧力隔壁」としても機能でき、これは、本発明に係る熱伝達装置１２の下に、航空機の外皮を介した開口部がある場合、特に必要とされる。飛行中、航空機の周囲と航空機の客室との間の相当な圧力差の結果、圧力隔壁として作用するカバー部２０がなければ、空気は客室から周囲環境へと絶え間なく流れることであろう。この目的を成就するために、十分に寸法のある機械的連結、およびカバー部２０とウェブ材１８との間の十分な密閉を提供することができる。

キャリアプレートを外皮に取り付けるために、一団となった形で配置された冷却剤ダクト１６における一部の領域においては、個々の冷却剤ダクト１６は、例えば、参照符号２２によって示されているように、省略可能である。これらの場所に、ネジによる締結、またはリベットによる締結、あるいは一部の他の適切な取り付けが行われてもよい。

図示された実施形態において、冷却剤ダクト１６は実質的に円形の断面を備えてよく、それにより、冷却剤ダクト１６は、比較的薄い壁厚の寸法であることができる。なぜならば、角のある断面であれば存在するであろう出っ張り部分が、円形の断面にはないからである。この目的は、可能な限り最大の数の冷却剤ダクト１６を使用し、かつそれらの冷却剤ダクトを比較的小さい断面に設計するためのものである。このようにして、冷却剤ダクト１６の壁厚がさらに低減でき、本発明に係る熱伝達装置１２の半径寸法もまた低減できる。冷却剤ダクト１６の数は、それゆえ、必要とする冷却剤の流量次第である。例えば２ｍｍから１０ｍｍ等のミリメートル領域におけるラインの断面が現実であろう。

図２ｂは、本発明に係る熱伝達装置２４の第２の例示的な実施形態を示し、ここで複数の角のある冷却剤ダクト２６がキャリアプレート２８上に置かれている。冷却剤ダクト２６の開口部の幅は、広くなり過ぎないように選択されるべきであり、その理由は、冷却剤が冷却剤ダクト２６へと送り込まれた結果として圧力負荷が増加し得るからである。それゆえ、この例示的な実施形態においてもまた、冷却剤ダクト２６の数が比較的多くなるように選択されるべきであり、その結果、壁厚が比較的薄くなるように設計可能である。冷却剤ダクト２６の間に、この例示的な実施形態もまた、キャリアプレート２８を航空機の外皮へと取り付けるために、窪み部３０を備えることができる。

図２ｃは、図２ｂからの本発明に係る熱伝達装置２４の変形を示し、ここで、熱伝達装置２４は、冷却剤ダクト２６の間に配置される冷却フィン３２をさらに備える。

図２ｃに類似して、図２ｄは冷却剤ダクト３４の配置構成を示し、ここで、少なくとも一部の領域において、冷却フィン３６は隣接する２つの冷却剤ダクト３４の間に配置される。

図２ｅにおいて、サンドイッチパネルを介した本発明に係る熱伝達装置３８の実施が提示される。サンドイッチパネル４０はキャリアプレート４２に置かれ、圧力隔壁４４によって覆われる。サンドイッチパネル４０内に、個々の冷却剤ダクト４８を形成する比較的多数の大きな壁４６がある。

最後に、図２ｆは、実施が容易であるエアダクト４５および５３、ならびに冷却剤ダクト（高温の流体）４７の設計を示す。これらのダクトは、隣接するように配置された波型の鉄シート４９およびカバーシート５１から製造可能である。これら３つのシート５１は、例えば、厚さ０．２５ｍｍの鋼箔から製造可能であり、かつはんだ付けまたは溶接（例えばロールシーム（ｒｏｌｌｅｒｓｅａｍ）溶接）も可能である。アルミニウム、チタニウム、または平板なプラスチックを含む設計もまた想定可能である。エアダクト４５内には、厚さ約０．０５ｍｍのシート、または熱伝達を上昇させるために空気を旋回させるための旋回体５３を備える冷却フィンが配置可能である。この配置構成において、例えば、突き出た箔部分を有するＵ字型の箔片が適切である。

図３は、本発明に係る熱伝達装置５０の特定の例示的実施形態を示し、ここで、先の例示的な実施形態の利点が組み合わされる。例えば、本発明に係る熱伝達装置５０は複数の冷却剤ダクト５２を備え、それらの間に、個々の冷却フィン５４が配置される。図３に示される場合において、各々の場合において、３つの冷却剤ダクト５２が１つのグループを形成し、その各々のグループはウェブ材５６によって分離されている。冷却剤ダクト５２とカバー部５８との間に空隙６０を形成するようにして、ウェブ材５６は寸法を残してある。カバー５８は、ウェブ材５６およびキャリアプレート６２と共に、ハウジングを形成し、ここでキャリアプレート６２は航空機の外皮となることもできる。一例として、図３は、空気が冷却剤ダクト５２全体に亘って、本発明に係る熱伝達装置５０を介して流れることができる方法を示す。空気流入口６４により、空気は熱伝達装置５０の内部に運ばれ、ウェブ材５６の周囲を流れ、このウェブ材は、オフセットされた開口部６６を備え、複雑な流れのダクトを形成する。最後に、空気は、空気流出口６８から、例えば、航空機の周囲へと流れる。一部の部分では、空気の流れは冷却剤の流れと同じ方向にあり（共通の流れ（ｃｏ−ｆｌｏｗ））、他方で、他の部分では、それは逆方向に流れ（逆流）、または、さらなる横方向の流れ部品を用いて、共通の流れから逆流へと変わる。本発明に係る熱伝達装置５０のこの配置構成により、図に示すように、冷却の効果は、冷却剤ダクト５２と外皮またはキャリアプレート６２との間の熱伝達により、ならびに、冷却剤ダクト５２と冷却剤フィン５４に沿った空気の流れにより、生じる。冷却の効果を向上させるために、例えば、通過する空気を旋回させる渦誘発装置および／または開口部を、リブ材が備えることも可能である。旋回気流または乱気流は熱伝達係数を有するので、この領域内の熱の放散が改善可能である。

図４ａに示される、本発明に係る熱伝達装置７０は、空気流入部７２および空気流出部７４を備え、これらを介して航空機の周囲からの空気が流入可能である。空気は冷却剤ダクト７６を移動して空気流出部７４を介し、航空機の機体を去る。動作を改善するために、ブロワー７８を利用することができ、このブロワーは航空機が地上にあるとき、かつ空気の流れがない場合に特に有利である。冷却剤は供給ライン８０を介して冷却剤ダクト７６に運ばれて、放出ライン８２を介してこの冷却剤ダクト７６を去る。冷却剤の流れは、例えば空気の流れと反対方向に生じる（逆流）。しかしながら、本発明に係る熱伝達装置はこれに限定されず、本例示的実施形態の代わりに、必要であるかまたは所望される場合には同じ流れ方向が提供されてよい。航空機の外皮４にある開口部７２および７４に起因して、本発明に係る熱伝達装置７０は、圧力隔壁８４を備えることが必要である。このようにして、空気が客室から航空機の周囲へ放出されることを回避することができる。

図４ｂは、本発明に係る熱伝達装置７０の上面図であり、熱伝達を最適化する１つのオプションを示す。この趣旨に対しては、個々の冷却剤ダクト８８の間に冷却フィン８６が存在し、冷却フィン８６周囲に、空気流入口７２からの空気が流れる。さらに、通過して流れる空気を旋回させることは、熱伝達を改善するためにも理にかなうものであり、ここでこのような旋回は、上述した渦誘発装置または開口部により生じさせることができる。

図５ａは、フィン付き管として設計された、複数の冷却剤ダクト９２を備える、本発明に係る熱伝達装置９０のさらなる例示的実施形態を示し、この冷却剤ダクト９２の周囲に、空気流入口９４から流入する空気がクロスフローの形で流れる。冷却剤ダクト９２の周囲を流れた後、流入した空気は、空気流出部９６を介して、本発明に係る熱伝達装置９０を去る。上述したように、この実施形態においてもまた、冷却性能を改善するために、ブロワー９８が、空気流出口９６の領域内に配置可能である。図５ａにおいて、冷却剤ダクト９２の間に、縦通材としても知られている長手方向の補強部品１００があり、これは機体に長手方向の補強を提供する。航空機の外皮４に複数の空気流入口９４があるため、この例示的な実施形態においてもまた、圧力隔壁１０２が空気を客室から周囲環境へと流れ出ないようにすることが必要である。

最後に、図５ｂは熱伝達装置１０４のさらなる例を提示し、ここで、航空機の外皮に設置されたフィン付きラジエータ１０８の形態での冷却剤ダクト１０６の周囲を空気が流れる。必要であれば、フィン付きラジエータ１０８は、さらなるブロワー１１０によってサポートされる。

図６に示されるように、本発明に係る冷却システムにおいて、集合した熱伝達装置１１２が液体／液体（ｌｉｑｕｉｄ／ｌｉｑｕｉｄ）設計において統合され、この設計が、１つまたは複数の熱源１１４からの熱を吸収し、かつこの熱を１つまたは複数の熱伝達装置１１６に放出する場合、特に有利である。この設計は非常に効果的である。なぜならば、著しく異なる廃熱の量および高温または低温の廃熱の温度を有している熱源でさえもが、その熱源自体の熱を集合した熱伝達装置１１２内にある液体物質に放出することができるからである。これにより、航空機内にある複数の熱伝達装置１１６の能力が等しく用いられ得ることを保証する。このことは、特に大量の熱を生成する各装置に対して専用の熱伝達装置を提供する必要性を未然に防ぐ。

以下の図面は、航空機内での、本発明に係る熱伝達装置のための統合例を示し、これらの熱伝達装置は、上述された原理に従って全て設計されている。

図７ａは熱伝達装置１１８の概略図を示し、ここで加熱された流体のためのダクト１２０と冷たい流体のためのダクト１２２が交互になっている。この配置構成において、その設計は、図２ｅからの熱伝達装置３８の設計に実質的に対応し得る。冷たい流体のためのダクト内において空気が運ばれる場合、さらなる冷却フィンの統合もまた、理にかなったものであろう。さらに、熱は外部の限定された正面により放散される。この熱伝達装置の幅は、１０ｍｍ〜２５ｍｍの範囲であってもよい。

図７ｂはさらなる熱伝達装置１２４を示し、ここで、複数のプレート１２６は、空隙１２８を形成するように、並んで配置されている。各々のプレート１２６内、またはその上に、例えばダクト内に、高温の流体が運ばれる。個々のプレート１２６の側で、流体は熱伝達と同伴して流れることができ、好ましくは、各プレート１２６が冷たい流体および加熱された流体と接触し、ここで冷たい流体および加熱された流体が互いに反対方向である流れの方向を有することができるように、流体が熱伝達と同伴して流れることができる。以下では単純化するために、図７ｂに係る熱伝達装置は常に１つのみのプレート１２６と共に示されるが、これは限定として解釈されるものではない。

図８は、以下の断面を明確にするために提供されている。航空機の外皮１３０の部分は、航空機の飛行方向１３６に延びた、互いに平行に配置された２つのスリット１３２および１３４を備えて示されている。単に例示として、スリット１３２および１３４は、窓１３８の直下にあるが、それらは航空機内の他の場所に配置されてもよい。スリット１３２および１３４は、好ましくは数ミリメートルの幅、例えば、１５ｍｍである。スリットが機体に沿って長手方向の配置であるため、航空機の空気力学的な流動損失はごくわずかである。

図９は、外皮４と同一平面となるように配置され、その上部および底部で、スリット１３２および１３４により外皮から分離されている、後方通風プレート１２６の半径方向の限られた表面１４０および１４２上での、自由対流によって生じる空気誘導を示す。限られた表面１４２を有する、機体内部に面するプレート１２６の側に、空隙１２８がある。飛行中、空気との外部表面摩擦の結果として熱が放散され、この摩擦は常に存在するものである。地上では、冷却は、限られた表面１４０および１４２上での自由対流によりサポートされる。自由対流をサポートするために、空隙１２８は少なくとも１０ｍｍの深さを有してよく、ここでプレート１２６は、例えば、５ｍｍの厚さを備えていてもよい。図示された構造によって形成された熱伝達装置１４４は、圧力隔壁１４６により、耐圧性を有する様式で、航空機の内部に対して遮断されている。

しかしながら、自由対流を用いての熱の消散は非常に限られる。寒冷な場所で、かつ軽度の熱負荷が消散されてしまうのであれば、この形態の冷却で十分であり得る。しかし、はるかに多くの冷却効果が強制対流によって達成可能である。これに関連して、図１０は熱伝達装置１４４の変形された設計を示し、ここで、空隙１２８内の空気を移動させるためのブロワー１４８を備え、このブロワーは、特に地上での稼動の間の冷却をサポートする。冷却装置を稼動するために必要な電力は、燃料電池または地上での供給により提供可能である。本発明に係る熱伝達装置が燃料電池を冷却するために用いられる場合には燃料電池が特に想定される。

強制対流の場合、空隙１２８もまた、気道の長さに依存して、１０ｍｍ未満の長さであってもよい。ブロワー１４８の構成は、空気供給と空気吸込との両方を実施できる。熱伝達装置１５０の図示された例示的実施形態により、飛行中に連続して冷却が可能であり、外皮４と同一平面であるように配置されている、限られた表面１４０上で、地上での対流が連続して可能である。

図１１は、単一の空隙１３４を有する熱伝達装置１５２上の、限られた表面１４０および１４２上の強制的な空気の誘導を示す。この配置構成においては、ブロワー１４８単独で冷却が達成される。飛行中、ブロワー１４８が作動していない場合、空気は空隙１５４および１５６を通して移動でき、空隙１３４にある圧力が空気流出口１５８にある圧力よりも高くなる場合、これらの空隙１５４および１５６は、プレート１２６と、外皮４または圧力隔壁１４６との間に配置される。地上での通気が所望される場合、空気流出口１５８は、空隙１３４の上方に配置される必要がある。冷却効果は、本発明に係る熱伝達装置１５２の使用により非常に効果的であり、従って、地上での稼動に特に適している。

最後に、図１２は本発明に係る熱伝達装置のさらなる例示的な実施形態を示し、この熱伝達装置は外皮４に単一のスリット１３４を備える。この例示的な実施形態は、ブロワー１４８が稼動する間、フレーム部材１６４の内部１６２で最善の冷却が達成されるという点において際立った特徴を有する。この熱伝達装置は、フレーム部材１６４の外側に統合される必要はなく、フレーム部材１６４の内側１６２で、またはフレーム部材１６４の間で、航空機に統合可能である。

さらに、客室の床に熱伝達装置１６０を統合し、このようにして、同時に、高い飛行高度にて、冷たい領域（客室の下にある貨物室等）を暖めることもまた想定可能である。このようにして、設計スペースに影響を殆ど与えずに、大きな領域が開く。これは、圧力がかかった領域内において、圧力隔壁１４６による、調和的な安定性および気密性を前提とする。これは、例えばフレーム部材等の再構成を導き得るような、航空機の構造の変形をなんら必要としない。

図７ａおよび図１２の例示的な実施形態に関連して、各々の熱伝達装置を空間的に定めるための手段は、ハウジングとして理解され、その結果、このハウジングは、例えば、外皮および圧力隔壁により、ならびに、密封を提供するのに必要とされるさらなる要素により形成されるということが指摘されるべきである。さらに、これらの例示的な実施形態もまた、少なくともある程度まで、耐荷重機能を備える。もちろん、全ての空隙もまた、さらに冷却を改善するために冷却フィン等を備えることができる。

全ての例示的な実施形態は、航空機の機体のフレーム部材と縦通材との間にあるフリーの外皮領域（ｆｒｅｅｓｋｉｎｆｉｅｌｄ）上への配置に適している。同様に、熱伝達装置がフレーム部材の外側と航空機の外皮との間に配置可能であるような様式で、フレーム部材の外側の直径が変更されることもまた想定可能である。

さらに、「含む、備える、有する（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」は他の要素または工程を排除せず、「１つの（ａ）」または「１つの（ｏｎｅ）」は複数を排除しないことは指摘されるべきである。さらに、上述の例示的な実施形態の１つを参照して記載されている特徴または工程はまた、上述の他の例示的な実施形態の特徴または工程と組み合わせて用いることができることもまた指摘されるべきである。特許請求の範囲の請求項における参照符号は限定として解釈されない。

２熱伝達装置
４外皮
６内側部分
７機体部分
８外側部分
９半径方向の窪み
１０冷却剤ダクト
１１熱伝達装置
１２熱伝達装置
１４キャリアプレート
１６冷却剤ダクト
１８ウェブ材
２０カバー部
２２熱伝達装置を取り付けるための凹部
２４熱伝達装置
２６冷却剤ダクト
２８キャリアプレート
３０熱伝達装置を取り付けるための凹部
３２冷却フィン
３４冷却剤ダクト
３６冷却フィン
３８熱伝達装置
４０サンドイッチパネル
４２キャリアプレート
４３熱伝達装置
４４圧力隔壁
４５空気ダクト
４６壁
４７冷却剤ダクト
４８冷却剤ダクト
４９波型の鉄シート
５０熱伝達装置
５１カバーシート
５２冷却剤ダクト
５３冷却フィンまたは旋回体
５４冷却フィン
５６ウェブ材
５８カバー部
６０空隙
６２キャリアプレート
６４空気流入口
６６開口部
６８空気流出口
７０熱伝達装置
７２空気流入口
７４空気流出口
７６冷却剤ダクト
７８ブロワー
８０供給ライン
８２放出ライン
８４圧力隔壁
８６冷却フィン
８８冷却剤ダクト
９０熱伝達装置
９２冷却剤ダクト
９４空気流入口
９６空気流出口
９８ブロワー
１００縦通材
１０２圧力隔壁
１０４熱伝達装置
１０６冷却剤ダクト
１０８フィン付きラジエータ
１１０ブロワー
１１２集合した熱伝達装置
１１４熱源
１１６熱伝達装置
１１８熱伝達装置
１２０ダクト
１２０ダクト
１２４熱伝達装置
１２６プレート
１２８空隙
１３０外皮
１３２スリット
１３４スリット
１３６飛行方向
１３８窓
１４０限られた表面
１４２限られた表面
１４４熱伝達装置
１４６圧力隔壁
１４８ブロワー
１５０熱伝達装置
１５２熱伝達装置
１５４空隙
１５６空隙
１５８空気流出口
１６０熱伝達装置
１６２フレーム部材の内部
１６４フレーム部材

Claims

航空機の外皮のための熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）であって、
冷却剤のための少なくとも１つの供給ライン（８０）と、
前記冷却剤のための少なくとも１つの放出ライン（８２）と、
冷却剤が流れる少なくとも一連の冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４７、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）と、
前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４７、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）と、圧力隔壁（１４６）および／または前記航空機の外皮（４）および／または前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４７、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）を受けるためのハウジングのカバー部（２０、５８）との間にある、少なくとも１つの空隙（６０、１２８、１５４、１５６）と、
を備え、
前記航空機の周囲環境に熱を放散する目的のために、熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）が前記航空機の前記外皮（４）に取り付けられた場合、前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４７、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）は、少なくとも一部の領域において、前記航空機の前記外皮（４）上に直接に配置される、熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）は、前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）を受けるためのハウジングをさらに備える、請求項１に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記ハウジングは、少なくとも一部の領域において、耐荷重性の機体構造を形成する、請求項３に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記ハウジングは、ウェブ材（１８、５６）および少なくとも１つのカバー部（２０、５８）を備える、請求項２または請求項３に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記カバー部（２０、５８）と、前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）との間に前記空隙（６０）があり、前記空隙は、空気を前記空隙を介して流す目的のために、少なくとも１つの空気流入口（６４、７２、９４）および少なくとも１つの空気流出口（６８、７８、９６）を備える、請求項４に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
１つまたは複数の冷却フィン（３２、３６、５４、８６）が、前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）の間に配置される、請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記ウェブ材（１８、５６）および／または前記冷却フィン（３２、３６、５３、５４、８６）は、後を流れる空気を旋回させるための渦誘発装置および／または開口部を備える、請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）は、前記外皮（４）の内側部分（６）上に配置される、請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）は、前記外皮（４）の外側部分（８）上に配置される、請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）は、少なくとも一部の領域において、実質的に円形の断面を有するか、または実質的に角のある断面を有するラインを含む、請求項１から請求項９のいずれか一項に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記冷却剤ダクト（１０、１６、２６、３４、４８、５２、７６、８８、９２、１０６、１２０）は、サンドイッチ状のコア部（４０）内に提供される、請求項１から請求項９のいずれか一項に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記航空機の周囲環境から少なくとも１つの空隙（１２８、１５４、１５６）へと空気を流すことを可能にするために、前記航空機の前記外皮（４）に少なくとも１つのスリット（１３４、１３２）をさらに備える、請求項１から請求項１１のいずれか一項に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記少なくとも１つの空隙（１２８、１５４、１５６）に、またはその空隙から、空気を運ぶために、ブロワー（１４８）をさらに備える、請求項１２に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
対流を生成するために、前記航空機の前記外皮（４）に、上下方向に距離を置いた２つのスリット（１３４、１３２）を備える、請求項１２または請求項１３に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
前記少なくとも１つのスリット（１３４、１３２）は、飛行方向に対して平行に向けられている、請求項１２から請求項１４のいずれか一項に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）。
少なくとも１つの閉じた冷却剤の巡回路、および請求項１から請求項１１のいずれか一項に記載の少なくとも１つの熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）を備える、航空機のための冷却システム。
１つまたは複数の熱源（１１４）から熱を吸収し、かつ、請求項１から請求項１６のいずれか一項に記載の、１つまたは複数の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）へ熱を放散するための、集合した熱伝達装置（１１２）をさらに備える、請求項１６に記載の冷却システム。
航空機における、請求項１から請求項１５のいずれか一項の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）の使用。
請求項１から請求項１６のいずれか一項に記載の熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）は、航空機の外皮に取り付けられる、航空機における冷却システムを生成するための方法。
請求項１から請求項１５のいずれか一項に記載の少なくとも１つの熱伝達装置（２、１１、４３、１２、２４、３０、５０、７０、９０、１０４、１１６、１１８、１２４、１４４、１５０、１５２、１６０）を備える、航空機。