RU2011139021A - Охлаждающее устройство для системы охлаждения воздушного судна, система охлаждения воздушного судна и способ ее эксплуатации - Google Patents

Охлаждающее устройство для системы охлаждения воздушного судна, система охлаждения воздушного судна и способ ее эксплуатации Download PDF

Info

Publication number
RU2011139021A
RU2011139021A RU2011139021/11A RU2011139021A RU2011139021A RU 2011139021 A RU2011139021 A RU 2011139021A RU 2011139021/11 A RU2011139021/11 A RU 2011139021/11A RU 2011139021 A RU2011139021 A RU 2011139021A RU 2011139021 A RU2011139021 A RU 2011139021A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
cooling
cooling medium
matrix housing
matrix
Prior art date
Application number
RU2011139021/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2489322C2 (ru
Inventor
Торбен БАУМГАРДТ
Ральф-Хеннинг ШТОЛЬТЕ
Карстен Вебер
Реми РЕЙНО
Кристиан Мюллер
Original Assignee
Эйрбас Оперэйшнз Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from DE102009013159A external-priority patent/DE102009013159A1/de
Application filed by Эйрбас Оперэйшнз Гмбх filed Critical Эйрбас Оперэйшнз Гмбх
Publication of RU2011139021A publication Critical patent/RU2011139021A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2489322C2 publication Critical patent/RU2489322C2/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • B64D33/10—Radiator arrangement
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D1/00—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators
    • F28D1/02—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid
    • F28D1/04—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with tubular conduits
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F13/00—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing
    • F28F13/003—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by using permeable mass, perforated or porous materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F13/00—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing
    • F28F13/06—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by affecting the pattern of flow of the heat-exchange media
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F7/00—Elements not covered by group F28F1/00, F28F3/00 or F28F5/00
    • F28F7/02—Blocks traversed by passages for heat-exchange media
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D2041/005—Fuel cells
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D1/00—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators
    • F28D1/02—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid
    • F28D2001/0253—Particular components
    • F28D2001/026—Cores
    • F28D2001/0266—Particular core assemblies, e.g. having different orientations or having different geometric features
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
    • F28D2021/0019—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for
    • F28D2021/0077—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for for tempering, e.g. with cooling or heating circuits for temperature control of elements
    • F28D2021/0078—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for for tempering, e.g. with cooling or heating circuits for temperature control of elements in the form of cooling walls
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02T90/40—Application of hydrogen technology to transportation, e.g. using fuel cells

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Dispersion Chemistry (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)

Abstract

1. Система (100) охлаждения воздушного судна с охлаждающим устройством (10), которое содержит матричный корпус (12) с множеством каналов (16) для охлаждающей среды, которые проходят от первой поверхности (18) матричного корпуса (12) ко второй поверхности (20) матричного корпуса (12), обеспечивая таким образом протекание охлаждающей среды через матричный корпус (12), при этом матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) образует секцию наружной обшивки воздушного судна, отличающаяся тем, что указанная система охлаждения содержит блок (34) управления, который обеспечивает управление потоком охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, таким образом, чтобы охлаждающая среда в области первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, входила в каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12), а в области второй поверхности (20) матричного корпуса (12), которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, выходила из каналов (16) для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе (12), а также обеспечивает управление потоком охлаждающей среды через каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, таким образом,

Claims (26)

1. Система (100) охлаждения воздушного судна с охлаждающим устройством (10), которое содержит матричный корпус (12) с множеством каналов (16) для охлаждающей среды, которые проходят от первой поверхности (18) матричного корпуса (12) ко второй поверхности (20) матричного корпуса (12), обеспечивая таким образом протекание охлаждающей среды через матричный корпус (12), при этом матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) образует секцию наружной обшивки воздушного судна, отличающаяся тем, что указанная система охлаждения содержит блок (34) управления, который обеспечивает управление потоком охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, таким образом, чтобы охлаждающая среда в области первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, входила в каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12), а в области второй поверхности (20) матричного корпуса (12), которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, выходила из каналов (16) для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе (12), а также обеспечивает управление потоком охлаждающей среды через каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, таким образом, чтобы охлаждающая среда в области второй поверхности (20) матричного корпуса (12), которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, входила в каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12), а в области первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, выходила из каналов (16) для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе (12).
2. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) содержит множество пластин (14), которые ограничивают каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12).
3. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что первая поверхность (18) матричного корпуса (12) охлаждающего устройства (10) образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне и имеет такую структуру, которая способна уменьшать сопротивление трения первой поверхности (18) матричного корпуса во время полета воздушного судна, когда воздух перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса.
4. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) представляет собой многослойную конструкцию в направлении протекания охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12).
5. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) образует секцию наружной обшивки воздушного судна, расположенную в хвостовой части или нижней части фюзеляжа воздушного судна.
6. Система (100) охлаждения по п.5, отличающаяся тем, что матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) образует нижнюю и/или верхнюю область секции наружной обшивки воздушного судна, соседнюю с хвостовым срезом (22) воздушного судна.
7. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что содержит множество ребер (30), выступающих из первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне.
8. Система (100) охлаждения по п.7, отличающаяся тем, что ребра (30) проходят по существу параллельно линиям воздушного потока, перетекающего через первую поверхность (18) матричного корпуса (12) во время полета воздушного судна, и/или ребра (30) имеют контур, искривленный в направлении первой поверхности (18) матричного корпуса (12).
9. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что предусмотрено отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) от первой поверхности (18) матричного корпуса в направлении второй поверхности (20) матричного корпуса, служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, через которое охлаждающая среда после прохождения через матричный корпус (12) может возвращаться в окружающую среду воздушного судна.
10. Система (100) охлаждения по п.9, отличающаяся тем, что отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, расположено в области наружной обшивки воздушного судна, на которую во время полета воздушного судна действует меньшее давление, чем на секцию наружной обшивки воздушного судна, образованную матричным корпусом (12) охлаждающего устройства (10).
11. Система (100) охлаждения по п.9, отличающаяся тем, что отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, расположено в области хвостового среза (22) воздушного судна, в области кромки (40) вертикального оперения (42) воздушного судна, противоположной хвостовой части воздушного судна, и/или в нижней части фюзеляжа воздушного судна.
12. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) от второй поверхности (20) матричного корпуса в направлении первой поверхности (18) матричного корпуса, служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды, через которое охлаждающая среда перед протеканием через матричный корпус (12) может отбираться из окружающей среды воздушного судна.
13. Система (100) охлаждения по п.12, отличающаяся тем, что отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, расположено в области хвостового среза (22) воздушного судна, в области кромки (40) вертикального оперения (42) воздушного судна, противоположной хвостовой части воздушного судна, и/или в нижней части фюзеляжа воздушного судна.
14. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что блок (34) управления путем соответствующего управления положением заслонки, которая устанавливает поперечное сечение потока через отверстие (36), соединяющее внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, обеспечивает также управление объемным потоком охлаждающей среды, проходящей через отверстие (36), и/или аэродинамическим сопротивлением, которое создается заслонкой во время полета воздушного судна.
15. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что блок (34) управления обеспечивает управление потоком охлаждающей среды таким образом, чтобы по меньшей мере на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна охлаждающая среда перетекала через первую поверхность (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне.
16. Система (100) охлаждения по п.15, отличающаяся тем, что блок (34) управления на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса, закрывает отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10), служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды или в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды.
17. Система (100) охлаждения по п.15, отличающаяся тем, что блок (34) управления на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса, выключает подающее устройство (32), которое служит для подачи охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10).
18. Способ эксплуатации системы (100) охлаждения воздушного судна, согласно которому через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10), в котором выполнено множество каналов (16) для охлаждающей среды, проходящих от первой поверхности (18) матричного корпуса (12) ко второй поверхности (20) матричного корпуса (12), и который образует секцию наружной обшивки воздушного судна, по меньшей мере на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна протекает охлаждающая среда,
отличающийся тем, что поток охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна регулируют таким образом, чтобы охлаждающая среда в области первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, входила в каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12), а в области второй поверхности (20) матричного корпуса (12), которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, выходила из каналов (16) для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе (12), при этом поток охлаждающей среды, протекающий по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна регулируют таким образом, чтобы охлаждающая среда в области второй поверхности (20) матричного корпуса (12), которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, входила в каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12), а в области первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, выходила из каналов (16) для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе (12).
19. Способ по п.18, отличающийся тем, что поток охлаждающей среды после прохождения через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) возвращают в окружающую среду воздушного судна через отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды.
20. Способ по п.19, отличающийся тем, что на отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, во время полета воздушного судна действует меньшее давление, чем на секцию наружной обшивки воздушного судна, образованную матричным корпусом (12) охлаждающего устройства (10).
21. Способ по п.18, отличающийся тем, что поток охлаждающей среды перед протеканием через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) отбирают из окружающей среды воздушного судна через отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды.
22. Способ по п.18, отличающийся тем, что путем соответствующего управления положением заслонки, которая устанавливает поперечное сечение потока через отверстие (36), соединяющее внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, обеспечивают также управление объемным потоком охлаждающей среды, проходящей через отверстие (36), и/или аэродинамическим сопротивлением, которое создается заслонкой во время полета воздушного судна.
23. Способ по п.18, отличающийся тем, что по меньшей мере на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне.
24. Способ по п.23, отличающийся тем, что на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса, закрывают отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и которое на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, когда охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10), служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды или в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды.
25. Способ по п.23, отличающийся тем, что на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса, выключают подающее устройство (32), которое на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, когда охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10), служит для подачи охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10).
26. Способ по п.23, отличающийся тем, что на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса (12), поток охлаждающей среды над первой поверхностью (18) матричного корпуса направляют посредством множества ребер (30), которые выступают из первой поверхности (18) матричного корпуса.
RU2011139021/11A 2009-03-16 2010-03-05 Охлаждающее устройство для системы охлаждения воздушного судна, система охлаждения воздушного судна и способ ее эксплуатации RU2489322C2 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16043109P 2009-03-16 2009-03-16
US61/160,431 2009-03-16
DE102009013159A DE102009013159A1 (de) 2009-03-16 2009-03-16 Kühler für ein Flugzeugkühlsystem, Flugzeugkühlsystem und Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugkühlsystems
DE102009013159.0 2009-03-16
PCT/EP2010/001391 WO2010105744A2 (de) 2009-03-16 2010-03-05 Kühler für ein flugzeugkühlsystem, flugzeugkühlsystem und verfahren zum betreiben eines flugzeugkühlsystems

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011139021A true RU2011139021A (ru) 2013-04-27
RU2489322C2 RU2489322C2 (ru) 2013-08-10

Family

ID=42671808

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011139021/11A RU2489322C2 (ru) 2009-03-16 2010-03-05 Охлаждающее устройство для системы охлаждения воздушного судна, система охлаждения воздушного судна и способ ее эксплуатации

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP2408671B1 (ru)
CN (1) CN102428004B (ru)
RU (1) RU2489322C2 (ru)
WO (1) WO2010105744A2 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011015126B4 (de) * 2011-03-25 2014-09-25 Airbus Operations Gmbh Flugzeugheckbereich mit einem in dem Flugzeugheckbereich installierten Kühlsystem
ES2395645B1 (es) * 2011-07-29 2013-12-16 Airbus Operations, S.L. Escudo protector contra impactos de hielo en aeronaves.
ES2560896T3 (es) * 2011-12-28 2016-02-23 Airbus Operations S.L. Parte trasera del fuselaje con un escudo para una aeronave con motores montados en el fuselaje y método para la determinación del área del escudo
CN104245510B (zh) * 2012-04-05 2017-01-18 空中客车作业有限公司 飞行器外蒙皮换热器和制造飞行器外蒙皮换热器的方法
DE102013213573A1 (de) 2013-07-11 2015-01-15 Airbus Operations Gmbh System und Verfahren zum Kühlen eines Flugzeugbrennstoffzellensystems
DE102014208154A1 (de) 2014-04-30 2015-11-05 Airbus Operations Gmbh Flugzeugheckbereich mit einem Kühlsystem und Verfahren zur Kühlung einer wärmeerzeugenden Vorrichtung
EP3031732B1 (fr) * 2014-12-12 2020-06-10 Airbus (Sas) Dispositif et procédé de refroidissement d'au moins une source d'alimentation électrique autonome d'un aéronef
CN113911315B (zh) * 2021-12-14 2022-03-01 清华大学 一种飞行器头锥冷却结构

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB228110A (en) * 1924-01-24 1926-03-18 Alexandre Lamblin Improvements in or relating to radiators for vehicles and aircraft
US3089318A (en) * 1961-01-10 1963-05-14 Boeing Co Hypersonic cooling system
US4180290A (en) * 1975-11-13 1979-12-25 Drews Hilbert F P Propelled apparatus having surface means for developing increased propulsion efficiencies
SU655595A1 (ru) * 1977-09-02 1979-04-05 Предприятие П/Я В-2572 Крыло летательного аппарата
US4739823A (en) * 1984-11-09 1988-04-26 Mcdonnell Douglas Heat exchanger structure
DE3609541A1 (de) * 1986-03-21 1987-09-24 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Verminderten stroemungswiderstand durch herabgesetzte wandschubspannung aufweisende oberflaeche eines turbolent ueberstroemten koerpers
GB0029194D0 (en) * 2000-11-30 2001-01-17 Honeywell Normalair Garrett Cooling apparatus
US7699095B2 (en) * 2006-03-29 2010-04-20 Delphi Technologies, Inc. Bendable core unit

Also Published As

Publication number Publication date
CN102428004B (zh) 2014-07-16
WO2010105744A4 (de) 2011-05-12
EP2408671A2 (de) 2012-01-25
RU2489322C2 (ru) 2013-08-10
WO2010105744A3 (de) 2011-03-17
CN102428004A (zh) 2012-04-25
WO2010105744A2 (de) 2010-09-23
EP2408671B1 (de) 2013-05-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011139021A (ru) Охлаждающее устройство для системы охлаждения воздушного судна, система охлаждения воздушного судна и способ ее эксплуатации
US7520465B2 (en) Aircraft fluid cooling system and aircraft provided with said system
EP1699688B1 (en) Cooling air supply for the cooling of different systems requiring cooling air in an aircraft
CN201326468Y (zh) 带有冷却水套的缸盖
CN101855134B (zh) 用于飞行器的排流阀
WO2020112678A3 (en) Temperature-controllable reagent cartridge and temperature control system for the same
RU2010126748A (ru) Система охлаждения воздушного судна
DE602006018957D1 (de) System für aerodynamische ströme und zugehöriges verfahren
CN104097777B (zh) 冲压空气通道组件和用于操作冲压空气通道组件的方法
US10730362B2 (en) Vehicle radiator assemblies with coolant paths via moveable blades
CN101730791A (zh) 用于飞行器的涡轮喷气发动机
US10840571B2 (en) Motor vehicle with a cooled unit area arranged inside the motor vehicle body
CN105437917A (zh) 用于车辆的空气调节系统
CN103492267A (zh) 具有安装在飞机尾部区域中的冷却系统的飞机尾部区域
CN104229146A (zh) 在飞行器内分配气体
US10371121B1 (en) Wind turbine blade with a passive porous medium for flow separation control
CN105501429B (zh) 飞行器以及用于飞行器的通风腔室的空气交换系统
CN204452912U (zh) 快艇
EP2995553B1 (en) Air generation unit for an aircraft and method for its operation
CN203642128U (zh) 一种led汽车前照灯散热装置
CN208682561U (zh) 车辆
CN110345240A (zh) 一种自动变速器散热结构
CN102348342A (zh) 数据中心
US9921009B2 (en) Dual-use ram-primary/regen hx
US20100258655A1 (en) Ram air outlet duct

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170306