RU2482027C2 - Система охлаждения воздушного судна - Google Patents
Система охлаждения воздушного судна Download PDFInfo
- Publication number
- RU2482027C2 RU2482027C2 RU2010126748/11A RU2010126748A RU2482027C2 RU 2482027 C2 RU2482027 C2 RU 2482027C2 RU 2010126748/11 A RU2010126748/11 A RU 2010126748/11A RU 2010126748 A RU2010126748 A RU 2010126748A RU 2482027 C2 RU2482027 C2 RU 2482027C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling
- cooling air
- aircraft
- channel
- inlet
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 396
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 31
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 11
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 7
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 claims description 4
- 239000008236 heating water Substances 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000011109 contamination Methods 0.000 description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N (2r)-2-acetamido-3-sulfanylpropanamide Chemical compound CC(=O)N[C@@H](CS)C(N)=O UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N 0.000 description 1
- 241001669680 Dormitator maculatus Species 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 238000010792 warming Methods 0.000 description 1
Images
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
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
- B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
- B64C21/06—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for sucking
-
- 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
-
- 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
- Y02T50/10—Drag 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
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Pulmonology (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
Abstract
Изобретение относится к системам охлаждения воздушных судов. Система охлаждения содержит охлаждающий элемент (12), который включает корпус (14), впускное отверстие (18) для охлаждающего воздуха, выполненное в корпусе (14), и множество теплообменников (32, 34, 36, 38), которые установлены на боковых поверхностях (24, 26, 28, 30) корпуса (14) и по которым проходит охлаждающий воздух, поступающий через впускное отверстие (18) для охлаждающего воздуха. Канал (40) подачи охлаждающего воздуха соединяет отверстие (44) подачи охлаждающего воздуха, которое расположено в области хвостового среза воздушного судна, с впускным отверстием (18) охлаждающего элемента (12). Выпускной канал (46) для охлаждающего воздуха соединяет теплообменники (32, 34, 36, 38) охлаждающего элемента (12) с выпускным отверстием (50) для охлаждающего воздуха, расположенным в области нижней оболочки (48) фюзеляжа и на которое действует меньшее давление, чем на отверстие (44) подачи охлаждающего воздуха. Охлаждающий элемент может содержать вентилятор в области впускного отверстия (18). Дополнительный вентилятор может быть установлен в канале подачи (40) охлаждающего воздуха. Канал подачи (40) охлаждающего воздуха может содержать устройство распределения массы охлаждающего воздуха. Обеспечивается надежный и эффективный отвод больших тепловых нагрузок от тепловыделяющих устройств. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится системе охлаждения воздушного судна, которая пригодна, в частности, для охлаждения системы топливных элементов, установленной на борту воздушного судна.
Уровень техники
Системы топливных элементов позволяют получать электрическую энергию при низком уровне выбросов и с высоким коэффициентом полезного действия. Поэтому в настоящее время имеются тенденции применять системы топливных элементов в различных транспортных устройствах, например в автомобильной технике, судоходстве или в авиации, для получения электрической энергии. Так, например, представляется возможным заменить в воздушном судне генераторы, которые в настоящее время используются для бортового электропитания и имеют привод от основных двигателей или вспомогательных турбин, на систему топливного элемента. Кроме того, систему топливного элемента можно использовать также для аварийного электропитания воздушного судна и заменить турбину с приводом от набегающего воздуха (Ram Air Turbine, RAT), применяемую в настоящее время для этих целей.
Наряду с электрической энергией топливный элемент в процессе функционирования вырабатывает тепловую энергию, которую необходимо отводить от него при помощи системы охлаждения для того, чтобы исключить перегрев топливного элемента. Так, например, топливный элемент, применяемый на воздушном судне для бортового электропитания, должен удовлетворять высокую потребность в электрической энергии. Однако топливный элемент, мощный с точки зрения выработки электрической энергии, вырабатывает также большое количество тепловой энергии и поэтому требует эффективного охлаждения. Кроме того, на борту воздушного судна предусмотрено наличие множества других технических устройств, которые вырабатывают теплоту и нуждаются в охлаждении для обеспечения надежного функционирования. К таким техническим устройствам относятся, например, установки кондиционирования воздуха или электронные компоненты воздушного судна.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является обеспечение компактной системы охлаждения воздушного судна, которая даже при высоких температурах окружающей среды обеспечивает надежный и эффективный отвод больших тепловых нагрузок от тепловыделяющего устройства, имеющегося на борту воздушного судна, например, от системы топливных элементов.
Для решения этой задачи система охлаждения воздушного судна согласно изобретению содержит охлаждающий элемент, который содержит корпус, впускное отверстие для охлаждающего воздуха, выполненное в корпусе, а также множество теплообменников, расположенных на боковых сторонах корпуса, через которые проходит охлаждающий воздух, поступающий через впускное отверстие для охлаждающего воздуха. Охлаждающий элемент может иметь корпус, выполненный, по существу, в форме куба. В этом случае впускное отверстие для охлаждающего воздуха может быть выполнено, например, на одной боковой стороне корпуса, в то время как на нескольких или на всех остальных боковых сторонах корпуса размещены теплообменники.
При наличии компактного конструктивного объема охлаждающий элемент имеет большую поверхность теплопередачи и отличается превосходной охлаждающей способностью. Кроме того, благодаря распределению охлаждающего воздуха на большой поверхности теплопереноса, потери давления при прохождении потока охлаждающего воздуха через охлаждающий элемент можно выгодным образом поддерживать на низком уровне. Таким образом, система охлаждения воздушного судна согласно изобретению является высокоэффективной и может обеспечивать отвод больших тепловых нагрузок от тепловыделяющего устройства, имеющегося на борту воздушного судна.
Канал подачи охлаждающего воздуха соединяет отверстие подачи охлаждающего воздуха, выполненное в хвостовой части воздушного судна, с впускным отверстием для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента. Под «хвостовой частью» воздушного судна здесь понимается область воздушного судна, расположенная в задней части относительно крыльев воздушного судна. Канал подачи охлаждающего воздуха может быть ограничен трубопроводом. Однако, учитывая соответствующее расположение охлаждающего элемента и/или впускного отверстия охлаждающего элемента по отношению к отверстию подачи охлаждающего воздуха, трубопровод для ограничения канала подачи охлаждающего воздуха можно исключить.
Во время полета на носовую часть воздушного судна обычно действует относительно высокое давление. Вдоль обтекаемого контура воздушного судна во время полета, напротив, обычно образуется область пониженного давления. При этом на отверстие подачи охлаждающего воздуха, выполненное в хвостовой части воздушного судна, действует давление, более низкое, чем давление, действующее на носовую часть воздушного судна, но более высокое, чем пониженное давление, действующее вдоль обтекаемого контура воздушного судна. Таким образом, условия по давлению в области отверстия подачи охлаждающего воздуха можно выгодно использовать для того, чтобы транспортировать воздух из окружающей среды через отверстие подачи охлаждающего воздуха по каналу подачи охлаждающего воздуха к впускному отверстию для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента. Вместе с тем отверстие подачи охлаждающего воздуха, выполненное в хвостовой части, в меньшей степени подвержено загрязнению, чем аналогичное отверстие в носовой части, на которое во время полета воздушного судна действует более высокое давление. Кроме того, отверстие подачи охлаждающего воздуха, выполненное в хвостовой части воздушного судна, может вызывать относительно небольшое дополнительное сопротивление движению воздуха.
И, наконец, система охлаждения воздушного судна согласно изобретению содержит выпускной канал для охлаждающего воздуха, который соединяет теплообменники охлаждающего элемента с выпускным отверстием для охлаждающего воздуха. Выпускной канал для охлаждающего воздуха используется для того, чтобы возвращать в окружающую среду охлаждающий воздух, нагретый после прохождения через теплообменники охлаждающего элемента. Аналогично каналу подачи охлаждающего воздуха выпускной канал для охлаждающего воздуха может быть также ограничен трубопроводом. Однако, учитывая соответствующее расположение охлаждающего элемента на борту воздушного судна, трубопровод для ограничения выпускного канала для охлаждающего воздуха можно исключить.
Выпускной канал для охлаждающего воздуха предпочтительно располагается в той области воздушного судна, где во время полета воздушного судна устанавливается давление, меньшее, чем давление, которое действует во время полета воздушного судна на отверстие подачи охлаждающего воздуха. В этом случае разность между давлением, действующим на отверстие подачи охлаждающего воздуха, и давлением в области выпускного отверстия для охлаждающего воздуха можно выгодным образом использовать для того, чтобы подавать воздух из окружающей среды через отверстие подачи охлаждающего воздуха по каналу подачи охлаждающего воздуха к впускному отверстию для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента, а затем после его прохождения через теплообменники охлаждающего элемента снова отводить охлаждающий воздух по выпускному каналу для охлаждающего воздуха через выпускное отверстие для охлаждающего воздуха в окружающую среду. При этом система охлаждения воздушного судна согласно изобретению отличается низким потреблением электрической энергии для приведения в действие устройства подачи охлаждающего воздуха.
Охлаждающий элемент предпочтительно содержит вентилятор, расположенный в области впускного отверстия для охлаждающего воздуха. Указанный вентилятор может представлять собой радиальный вентилятор, диагональный вентилятор или - в случае плоского охлаждающего элемента - диаметральный вентилятор. Возможно также применение осевого вентилятора. Предпочтительным является радиальный вентилятор, который служит для того, чтобы всасывать воздух, поступающий по каналу подачи охлаждающего воздуха, во впускное отверстие для охлаждающего воздуха, а затем выталкивать его в радиальном направлении относительно оси вращения радиального вентилятора через теплообменники, расположенные на боковых сторонах корпуса охлаждающего элемента. Вентилятор может быть выполнен в виде компрессора. При помощи вентилятора можно также обеспечить надлежащую подачу охлаждающего воздуха к впускному отверстию для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента, если условия по давлению в области отверстия подачи охлаждающего воздуха и выпускного отверстия для охлаждающего воздуха, например, при наземной эксплуатации воздушного судна, не позволяют осуществить требуемую подачу охлаждающего воздуха через охлаждающий элемент.
В канале подачи охлаждающего воздуха системы охлаждения согласно изобретению может быть установлен дополнительный вентилятор. Этот дополнительный вентилятор, как и вентилятор охлаждающего элемента, может представлять собой радиальный вентилятор, диагональный вентилятор или диаметральный вентилятор. Возможно также использование осевого вентилятора. Дополнительный вентилятор служит для того, чтобы подавать охлаждающий воздух по каналу подачи охлаждающего воздуха в направлении впускного отверстия для охлаждающего воздуха, выполненного в корпусе охлаждающего элемента. Дополнительный вентилятор обеспечивает высокую степень общего дублирования системы, поскольку он позволяет подавать достаточное количество охлаждающего воздуха к впускному отверстию для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента даже при неблагоприятных условиях по давлению в области отверстия подачи охлаждающего воздуха и/или выпускного отверстия для охлаждающего воздуха и/или в случае выхода из строя вентилятора охлаждающего элемента. За счет этого обеспечивается оптимальное функционирование системы охлаждения воздушного судна во всех режимах работы воздушного судна, в том числе - при наземной эксплуатации. Кроме того, дополнительный вентилятор можно использовать вместо вентилятора охлаждающего элемента, например, при наземной эксплуатации воздушного судна для подачи охлаждающего воздуха и тем самым уменьшить шумоизлучение.
Отверстие подачи охлаждающего воздуха системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению может быть расположено в области хвостового среза воздушного судна. Перед входом в отверстие подачи охлаждающего воздуха, расположенное в области хвостового среза воздушного судна, охлаждающий воздух во время полета воздушного судна проходит вдоль контура воздушного судна в направлении, противоположном направлению полета. Поэтому во время полета воздушного судна существует очень малая опасность обледенения отверстия подачи охлаждающего воздуха, расположенного в области хвостового среза воздушного судна. Выпускное отверстие для охлаждающего воздуха может быть расположено в области нижней оболочки фюзеляжа воздушного судна. Выпускное отверстие для охлаждающего воздуха предпочтительно расположено на участке нижней оболочки фюзеляжа воздушного судна, который граничит с охлаждающим элементом или по меньшей мере находится вблизи от него. Расположение отверстия подачи охлаждающего воздуха в области хвостового среза воздушного судна и выпускного отверстия для охлаждающего воздуха - в области нижней оболочки фюзеляжа воздушного судна позволяют оптимально использовать разность давлений между отверстием подачи охлаждающего воздуха и выпускным отверстием для охлаждающего воздуха. Кроме того, при этом обеспечивается особенно хорошая защита от загрязнения.
В альтернативном варианте осуществления системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению отверстие подачи охлаждающего воздуха может располагаться в области вертикального оперения или пилона двигательной установки воздушного судна. Так, например, отверстие подачи охлаждающего воздуха может располагаться в области передней кромки вертикального оперения или в области передней кромки пилона двигательной установки, который служит для того, чтобы прикрепить двигательную установку в хвостовой части воздушного судна к фюзеляжу воздушного судна. Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению может содержать только одно отверстие подачи охлаждающего воздуха. Однако, если требуется, можно предусмотреть два или более отверстий подачи охлаждающего воздуха. Так, например, в каждом из двух пилонов двигательных установок, которые служат для того, чтобы прикрепить соответствующие двигательные установки к фюзеляжу воздушного судна, можно предусмотреть отверстие подачи охлаждающего воздуха. Каждое отверстие подачи охлаждающего воздуха предпочтительно соединяется соответствующим каналом подачи охлаждающего воздуха с впускным отверстием охлаждающего элемента.
Канал подачи охлаждающего воздуха может быть выполнен в виде канала для набегающего потока воздуха. В этом случае отверстие подачи охлаждающего воздуха может быть выполнено по стандарту NACA (National Advisory Committee for Aeronautics, Национальный консультативный комитет по аэронавтике). Кроме того, канал подачи охлаждающего воздуха, выполненный в виде канала для набегающего потока воздуха может содержать диффузор. При этом во время полета воздушного судна охлаждающий воздух, поступающий в канал подачи охлаждающего воздуха через отверстие подачи охлаждающего воздуха, проходит со скоростью потока, замедляющейся в области диффузора. Вследствие этого динамический компонент давления частично превращается в диффузоре в статическое давление, при этом возникает повышенное, по сравнению с давлением окружающей среды, статическое давление, которое называют скоростным напором. Этот скоростной напор создает и/или способствует течению потока охлаждающего воздуха в направлении охлаждающего элемента и/или через теплообменники охлаждающего элемента.
Для управления потоком охлаждающего воздуха, проходящим через отверстие подачи охлаждающего воздуха, впускное отверстие для охлаждающего воздуха может быть оснащено запорным элементом, выполненным, например, в виде заслонки. Запорный элемент предпочтительно выполнен таким образом, чтобы при необходимости он закрывал отверстие подачи охлаждающего воздуха или открывал требуемое проходное сечение указанного отверстия. Запорный элемент предпочтительно обеспечивает бесступенчатую регулировку поперечного сечения потока через отверстие подачи охлаждающего воздуха. Аналогичным образом можно предусмотреть запорный элемент, выполненный, например, также в виде заслонки, для выпускного отверстия для охлаждающего воздуха. Запорный элемент выпускного отверстия для охлаждающего воздуха аналогично запорному элементу отверстия подачи охлаждающего воздуха выполнен таким образом, чтобы закрывать выпускное отверстие для охлаждающего воздуха или при необходимости открывать его полностью или частично. Запорный элемент предпочтительно также обеспечивает бесступенчатую регулировку проходного сечения выпускного отверстия для охлаждающего воздуха. При помощи запорных элементов можно поддерживать требуемые условия по давлению в области отверстия подачи охлаждающего воздуха и выпускного отверстия для охлаждающего воздуха.
Отверстие подачи охлаждающего воздуха может быть выполнено в виде фронтального отверстия подачи совкового типа, расположенного заподлицо с поверхностью воздушного судна. Такая конструкция отверстия подачи охлаждающего воздуха является особенно предпочтительной, если отверстие подачи охлаждающего воздуха располагается в области вертикального оперения или пилона двигательной установки воздушного судна.
В канале подачи охлаждающего воздуха может быть установлено устройство для отклонения потока массы охлаждающего воздуха. Устройство для отклонения потока массы охлаждающего воздуха предпочтительно выполнено таким образом, чтобы в первом положении направлять поток массы охлаждающего воздуха, проходящего по каналу подачи охлаждающего воздуха, к впускному отверстию для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента, а во втором положении - направлять поток массы охлаждающего воздуха, проходящего по каналу подачи охлаждающего воздуха, мимо охлаждающего элемента, например, в направлении дополнительного дублирующего охлаждающего элемента. Дополнительный дублирующий охлаждающий элемент может иметь такую же конструкцию, как и основной охлаждающий элемент. Устройство для отклонения потока массы охлаждающего воздуха можно, например, в случае выхода из строя охлаждающего элемента системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению, переводить во второе положение для того, чтобы направлять поток массы охлаждающего воздуха, проходящего по каналу подачи охлаждающего воздуха, к дополнительному дублирующему охлаждающему элементу и тем самым обеспечивать надлежащее функционирование системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению даже в случае отказа основного охлаждающего элемента. Устройство для отклонения потока массы охлаждающего воздуха можно перемещать между первым и вторым положениями при помощи электродвигателя. В целях дублирования можно предусмотреть наличие двух электродвигателей, расположенных, например, на одном общем валу для того, чтобы по мере необходимости перемещать устройство для отклонения потока массы охлаждающего воздуха между его первым и вторым положением.
Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению может также содержать устройство для использования теплоты, накопленной в охлаждающем воздухе после его прохождения через теплообменники охлаждающего элемента. Такое устройство для использования теплоты, накопленной в охлаждающем воздухе после его прохождения через теплообменники охлаждающего элемента, может представлять собой, например, устройство для прогрева двигательной установки, устройство для подогрева топлива или устройство для подогрева воды, впрыскиваемой в двигательную установку воздушного судна. Охлаждающий воздух, нагретый после прохождения через теплообменники охлаждающего элемента, можно использовать, например, непосредственно для прогрева двигательной установки, расположенной в хвостовой части воздушного судна. Альтернативно этому теплоту, накопленную в охлаждающем воздухе, можно передавать в устройстве прогрева двигательной установки, например, при помощи теплообменника, другой среде для прогрева двигательной установки. Аналогичным образом можно использовать охлаждающий воздух, нагретый после прохождения через теплообменники охлаждающего элемента, непосредственно для того, чтобы прогревать двигательные установки воздушного судна или топливо, подаваемое к системе топливных элементов на борту воздушного судна. Альтернативно этому можно также передавать теплоту, накопленную в охлаждающем воздухе, например, при помощи подходящего теплообменника, другой среде в устройстве подогрева топлива для подогрева топлива. В устройстве подогрева воды, впрыскиваемой в двигательную установку воздушного судна, можно прямо или косвенно использовать теплоту, накопленную в охлаждающем воздухе после прохождения через теплообменники охлаждающего элемента, для подогрева воды, впрыскиваемой в двигательную установку воздушного судна, или для защиты от обледенения трубопроводов устройства впрыска воды, по которым протекает вода.
В одном особенно предпочтительном варианте осуществления системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению по меньшей мере один теплообменник охлаждающего элемента встроен в контур охлаждения системы топливных элементов, т.е. в контур охлаждения, который служит для того, чтобы отводить от топливного элемента теплоту, выделяющуюся во время работы топливного элемента. Благодаря высокой мощности охлаждения, система охлаждения воздушного судна согласно изобретению пригодна для того, чтобы надежно отводить от топливного элемента высокие тепловые нагрузки, которые возникают при работе топливного элемента. При этом теплообменники охлаждающего элемента могут выполнять функции дублирующих устройств для того, чтобы обеспечить надлежащее охлаждение системы топливных элементов даже в случае выхода из строя одного или нескольких теплообменников охлаждающего элемента.
Дополнительно или альтернативно этому можно также встроить один или несколько теплообменников охлаждающего элемента в контур охлаждения установки кондиционирования воздушного судна, в контур охлаждения двигательной установки, в контур охлаждения для конденсации воды и получения воды и/или в контур охлаждения электронных компонентов на борту воздушного судна. При этом систему охлаждения воздушного судна согласно изобретению, которая может быть использована в первую очередь, например, для того, чтобы подводить необходимую энергию охлаждения к системе топливных элементов на борту воздушного судна, можно предпочтительным образом комбинировать с другими системами охлаждения, имеющимися на борту воздушного судна, и тем самым обеспечить охлаждающую мощность также для других потребителей.
Теплообменники охлаждающего элемента, в принципе, можно встраивать непосредственно в контуры охлаждения различных охлаждающих систем, предусмотренных на борту воздушного судна. Однако альтернативно этому возможна также передача охлаждающей энергии промежуточным холодильникам. Использование промежуточных холодильников особенно целесообразно в тех случаях, когда теплообменники охлаждающего элемента из соображений безопасности нельзя встраивать непосредственно в контур охлаждения системы охлаждения, предусмотренной на борту воздушного судна, например, в контур масляного охлаждения. В частности, если теплообменник охлаждающего элемента встроен в контур охлаждения двигательной установки, расположение трубопроводов должно быть таким, чтобы во всех режимах эксплуатации обеспечить надлежащее охлаждение и исключить повреждение трубопроводов элементами двигательной установки и т.п. Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению может быть сконструирована в зависимости от поставленных требований к ее охлаждающей мощности и иметь модульное исполнение. Кроме того, возможна оптимальная адаптация системы к конструкциям, которые ее окружают.
Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению предпочтительно содержит также устройство для управления потоком на пилоне двигательной установки. Устройство для управления потоком может быть связано с выпускным каналом для охлаждающего воздуха и/или выпускным отверстием для охлаждающего воздуха. Альтернативно этому устройство для управления потоком может быть также непосредственно связано с теплообменниками охлаждающего элемента для того, чтобы принимать охлаждающий воздух, выходящий из теплообменников, и подавать его на один или несколько пилонов двигательной установки. Путем целенаправленного воздействия на поток в области пилона двигательной установки можно получить предпочтительное уменьшение шумоизлучения.
Краткое описание чертежей
Далее приведено более подробное описание трех предпочтительных вариантов осуществления системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению со ссылками на прилагаемые схематические чертежи, на которых представлены:
Фигура 1 - трехмерное изображение охлаждающего элемента системы охлаждения воздушного судна.
Фигура 2 - система охлаждения воздушного судна с отверстием подачи охлаждающего воздуха, расположенным в области хвостового среза воздушного судна.
Фигура 3 - система охлаждения воздушного судна с отверстием подачи охлаждающего воздуха, расположенным в области хвостового среза воздушного судна, и с осевым вентилятором, расположенным в канале подачи охлаждающего воздуха.
Фигура 4 - система охлаждения воздушного судна с отверстием подачи охлаждающего воздуха, расположенным в области вертикального оперения.
Фигура 5 - система охлаждения воздушного судна с двумя отверстиями подачи охлаждающего воздуха, расположенными в области двух пилонов двигательной установки.
Осуществление изобретения
На фигуре 1 показан охлаждающий элемент 12, пригодный для применения в системе 10 охлаждения воздушного судна, представленной на фигурах 2-5. Охлаждающий элемент 12 содержит, по существу, прямоугольный корпус 14. В передней стенке 16 охлаждающего элемента 12 выполнено впускное отверстие 18 для охлаждающего воздуха. В области впускного отверстия 18 для охлаждающего воздуха установлен радиальный вентилятор 20. Радиальный вентилятор 20 служит для того, чтобы всасывать охлаждающий воздух в направлении впускного отверстия 18 для охлаждающего воздуха, как показано на Фигуре 1 стрелкой Pin, а затем радиально выталкивать его в наружном направлении относительно оси 22 вращения радиального вентилятора 20, как показано на фигуре 1 стрелками Pout. На боковых стенках 24, 26, 28, 30 охлаждающего элемента 12, которые граничат с передней стенкой 16, установлены теплообменники 32, 34, 36, 38. Охлаждающий воздух, поступающий через впускное отверстие 18 в корпус 14 охлаждающего элемента 12, проходит через теплообменники 32, 34, 36, 38 и при относительно низких потерях давления отдает энергию охлаждения охлаждаемой среде, протекающей по охлаждающим каналам теплообменников.
Как показано на фигурах 2-5, охлаждающий элемент 12 системы 10 охлаждения воздушного судна располагается в хвостовой части фюзеляжа воздушного судна. Такое расположение охлаждающего элемента 12 обосновано тем, что система 10 охлаждения воздушного судна служит для охлаждения не показанной на фигурах системы топливных элементов, которая заменяет вспомогательную силовую установку (Auxiliary Power Unit, APU) воздушного судна. Поэтому отсек в хвостовой части фюзеляжа воздушного судна, обычно используемый для размещения APU, может служить для установки охлаждающего элемента 12 системы 10 охлаждения воздушного судна.
В системе 10 охлаждения воздушного судна, показанной на фигуре 2, впускное отверстие 18 для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента 12 соединено с каналом 40 подачи охлаждающего воздуха, выполненным в виде канала для набегающего потока воздуха. Канал 40 подачи охлаждающего воздуха соединяется с отверстием 44 подачи охлаждающего воздуха, которое расположено в области хвостового среза 42 воздушного судна. В отверстии 44 подачи охлаждающего воздуха предусмотрен запорный элемент в виде заслонки, который служит для того, чтобы закрывать отверстие 44 подачи охлаждающего воздуха или открывать требуемое переменное проходное сечение указанного отверстия.
После прохождения через теплообменники 32, 34, 36, 38 охлаждающего элемента 12 охлаждающий воздух, поступающий в охлаждающий элемент 12 по каналу 40 подачи охлаждающего воздуха, отводится по выпускному каналу 46 для охлаждающего воздуха к выпускному отверстию 50 для охлаждающего воздуха, которое выполнено в нижней оболочке 48 фюзеляжа воздушного судна. Аналогично отверстию 44 подачи охлаждающего воздуха в выпускном отверстии 50 для охлаждающего воздуха предусмотрен запорный элемент в виде заслонки, который служит для того, чтобы закрывать выпускное отверстие 50 для охлаждающего воздуха или открывать требуемое переменное проходное сечение указанного отверстия.
Во время полета воздушного судна на отверстие 44 подачи охлаждающего воздуха, которое расположено в области хвостового среза 42 фюзеляжа воздушного судна, действует более высокое давление, чем на выпускное отверстие 50 для охлаждающего воздуха, выполненное в нижней оболочке 48 фюзеляжа воздушного судна. Эту разность давлений можно выгодно использовать для того, чтобы пропускать охлаждающий воздух через охлаждающий элемент 12 системы охлаждения 10 воздушного судна. Во время наземной эксплуатации воздушного судна радиальный вентилятор 20 охлаждающего элемента 12 обеспечивает надлежащую подачу охлаждающего воздуха к охлаждающему элементу 12. Отверстие 44 подачи охлаждающего воздуха, расположенное в области хвостового среза 42 воздушного судна, в меньшей степени подвержено загрязнению, чем аналогичное отверстие подачи охлаждающего воздуха, расположенное в носовой части воздушного судна. Кроме того, благодаря условиям течения в области отверстия 44 подачи охлаждающего воздуха, т.е. благодаря тому, что поток охлаждающего воздуха имеет противоположное направление относительно полета воздушного судна перед входом в отверстие 44 подачи охлаждающего воздуха, уменьшается опасность обледенения. И, наконец, отверстие 44 подачи охлаждающего воздуха, расположенное в области хвостового среза 42 воздушного судна, может вызывать небольшое дополнительное сопротивление движению воздуха.
Как указано выше, система 10 охлаждения воздушного судна служит для охлаждения системы топливных элементов, установленной на борту воздушного судна. При этом по меньшей мере два теплообменника 32, 34 охлаждающего элемента 12 встроены в контур охлаждения топливного элемента, и указанные теплообменники 32, 34 служат в качестве дублирующих охлаждающих устройств. Благодаря этому, даже в случае выхода из строя одного из теплообменников 32, 34, другой теплообменник 34, 32 обеспечит надлежащее охлаждение системы топливных элементов и, в частности, топливного элемента, содержащегося в системе топливных элементов.
Остальные теплообменники 36, 38 охлаждающего элемента 12 являются встроенными в контур системы кондиционирования воздуха в воздушном судне и в охлаждающий контур двигательной установки. Альтернативно этому теплообменники 36, 38 могут быть также встроены в охлаждающий контур для охлаждения электронных компонентов на борту воздушного судна или в любой другой охлаждающий контур, предусмотренный на борту воздушного судна. При этом охлаждающая мощность, выделяемая системой 10 охлаждения воздушного судна, может быть подведена к нескольким потребителям на борту воздушного судна. Теплообменники 36, 38 могут быть непосредственно встроены в соответствующие контуры охлаждения. Однако, если это требуется в целях безопасности или является желательным по другими причинам, теплообменники 36, 38 охлаждающего элемента 12 могут быть термически связаны с промежуточным теплообменником, чтобы посредством этого промежуточного теплообменника косвенно передавать энергию охлаждения в охлаждающие контуры.
В канале 40 подачи охлаждающего воздуха расположено устройство для отклонения потока массы охлаждающего воздуха, не показанное на фигуре 2. Устройство для отклонения потока массы охлаждающего воздуха, имеющее привод от электродвигателя, в первом положении направляет охлаждающий воздух, проходящий по каналу 40 подачи охлаждающего воздуха, к охлаждающему элементу 12. Во втором положении устройство для отклонения потока массы охлаждающего воздуха, напротив, закрывает доступ к охлаждающему элементу 12 по каналу 40 подачи охлаждающего воздуха и обеспечивает отвод охлаждающего воздуха, проходящий по каналу 40 подачи охлаждающего воздуха, к другому дублирующему охлаждающему элементу 12, который не показан на фигуре 2. Тем самым обеспечивается надлежащее функционирование системы 10 охлаждения воздушного судна даже при выходе из строя охлаждающего элемента 12.
Охлаждающий воздух, нагретый после прохождения через теплообменники 32, 34, 36, 38 охлаждающего элемента 12, используется для подогрева двух показанных только на фигуре 5 двигательных установок 52, 54, расположенных в хвостовой части воздушного судна, а также для подогрева топлива, подаваемого в двигательные установки 52, 54. Кроме того, воздух, нагретый при прохождении через теплообменники 32, 34, 36, 38 охлаждающего элемента 12, служит для подогрева воды, впрыскиваемой в двигательные установки 52, 54, в устройстве для впрыскивания воды, а также для защиты от обледенения трубопроводов устройства для впрыскивания воды, по которым протекает вода.
Система 10 охлаждения воздушного судна, показанная на фигуре 3, отличается от системы, показанной на фигуре 2, тем, что в канале 40 подачи охлаждающего воздуха дополнительно установлен осевой вентилятор 56. Осевой вентилятор 56 поддерживает прохождение охлаждающего воздуха по каналу 40 подачи охлаждающего воздуха в направлении впускного отверстия 18 для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента 12. Тем самым осевой вентилятор 56 обеспечивает определенное дублирование радиального вентилятора 20 охлаждающего элемента 12 и создает достаточный поток массы охлаждающего воздуха даже при наземной эксплуатации воздушного судна, когда невозможно использовать разность давлений между отверстием 44 подачи охлаждающего воздуха и выпускным отверстием 50 для охлаждающего воздуха для прохождения охлаждающего воздуха через охлаждающий элемент 12. В остальном конструкция и принцип функционирования системы 10 охлаждения воздушного судна, показанной на фигуре 3, соответствует конструкции и принципу функционирования системы, показанной на фигуре 2.
В отличие от систем, показанных на фигурах 2 и 3, в системе 10 охлаждения воздушного судна, показанной на фигуре 4, отверстие 44 подачи охлаждающего воздуха располагается в области передней кромки вертикального оперения 58. Отверстие 44 подачи охлаждающего воздуха может быть выполнено в виде отверстия подачи совкового типа, расположенного заподлицо с поверхностью воздушного судна, или полнонапорного входного отверстия. Выпускное отверстие 50 для охлаждающего воздуха, напротив, располагается в области хвостового среза 42 воздушного судна. Такая схема расположения позволяет во время полета воздушного судна использовать разность между давлением, действующим на отверстие 44 подачи охлаждающего воздуха, и давлением в области выпускного отверстия 50 для охлаждающего воздуха для того, чтобы обеспечить прохождение потока массы охлаждающего воздуха через охлаждающий элемент 12. В остальном конструкция и принцип функционирования системы 10 охлаждения воздушного судна, показанной на фигуре 4, соответствует конструкции и принципу функционирования систем, показанных на фигурах 2 и 3.
И, наконец, система 10 охлаждения воздушного судна, показанная на фигуре 5, отличается от системы, показанной на фигуре 4, тем, что система 10 охлаждения воздушного судна вместо одного отверстия 44 подачи охлаждающего воздуха, расположенного в области вертикального оперения, содержит два отверстия 44, 44' подачи охлаждающего воздуха, которые выполнены в двух пилонах 60, 62, несущих двигательные установки 52, 54. Отверстия 44, 44' подачи охлаждающего воздуха соединены двумя каналами 40, 40' подачи охлаждающего воздуха с впускным отверстием 18 для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента 12. Выпуск охлаждающего воздуха, как и в системе, показанной на фигуре 4, осуществляется через выпускное отверстие 50 для охлаждающего воздуха, расположенное в области хвостового среза 42 воздушного судна. При этом во время полета воздушного судна также можно использовать разность давлений между отверстиями 44, 44' подачи охлаждающего воздуха и выпускным отверстием 50 для охлаждающего воздуха для того, чтобы обеспечить прохождение потока массы охлаждающего воздуха через охлаждающий элемент 12. Часть выпускаемого воздуха можно также использовать для обтекания несущих элементов двигательной установки, например, путем обдува.
Claims (10)
1. Воздушное судно с системой (10) охлаждения, которая содержит:
- охлаждающий элемент (12),
- канал (40) подачи охлаждающего воздуха, который соединяет отверстие (44) подачи охлаждающего воздуха, выполненное в области хвостового среза (42) воздушного судна, с впускным отверстием (18) для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента (12), и
- выпускной канал (46) для охлаждающего воздуха,
отличающееся тем, что охлаждающий элемент (12) содержит корпус (14), в котором выполнено впускное отверстие (18) для охлаждающего воздуха, и множество расположенных на боковых сторонах (24, 26, 28, 30) корпуса (14) теплообменников (32, 34, 36, 38), через которые проходит охлаждающий воздух, поступающий через впускное отверстие (18) для охлаждающего воздуха, при этом выпускной канал (46) для охлаждающего воздуха соединяет теплообменники (32, 34, 36, 38) охлаждающего элемента (12) с выпускным отверстием (50) для охлаждающего воздуха, которое расположено в области нижней оболочки (48) фюзеляжа воздушного судна и на которое во время полета воздушного судна действует меньшее давление, чем на отверстие (44) подачи охлаждающего воздуха, расположенное в области хвостового среза (42) воздушного судна.
- охлаждающий элемент (12),
- канал (40) подачи охлаждающего воздуха, который соединяет отверстие (44) подачи охлаждающего воздуха, выполненное в области хвостового среза (42) воздушного судна, с впускным отверстием (18) для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента (12), и
- выпускной канал (46) для охлаждающего воздуха,
отличающееся тем, что охлаждающий элемент (12) содержит корпус (14), в котором выполнено впускное отверстие (18) для охлаждающего воздуха, и множество расположенных на боковых сторонах (24, 26, 28, 30) корпуса (14) теплообменников (32, 34, 36, 38), через которые проходит охлаждающий воздух, поступающий через впускное отверстие (18) для охлаждающего воздуха, при этом выпускной канал (46) для охлаждающего воздуха соединяет теплообменники (32, 34, 36, 38) охлаждающего элемента (12) с выпускным отверстием (50) для охлаждающего воздуха, которое расположено в области нижней оболочки (48) фюзеляжа воздушного судна и на которое во время полета воздушного судна действует меньшее давление, чем на отверстие (44) подачи охлаждающего воздуха, расположенное в области хвостового среза (42) воздушного судна.
2. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что охлаждающий элемент (12) содержит вентилятор (20), расположенный в области впускного отверстия (18) для охлаждающего воздуха.
3. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что в канале (40) подачи охлаждающего воздуха установлен дополнительный вентилятор (56).
4. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что канал (40) подачи охлаждающего воздуха выполнен в виде канала для набегающего потока воздуха.
5. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что отверстие (44) подачи охлаждающего воздуха выполнено в виде отверстия подачи совкового типа.
6. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что в канале (40) подачи охлаждающего воздуха установлено устройство для отклонения потока массы охлаждающего воздуха, которое выполнено таким образом, чтобы в первом положении направлять поток массы охлаждающего воздуха, проходящего по каналу (40) подачи охлаждающего воздуха, в направлении впускного отверстия (18) для охлаждающего воздуха охлаждающего элемента (12), а во втором положении направлять поток массы охлаждающего воздуха, проходящего по каналу подачи (40) охлаждающего воздуха, мимо охлаждающего элемента (12).
7. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что содержит устройство для использования теплоты, накопленной в охлаждающем воздухе после его прохождения через теплообменники (32, 34, 36, 38) охлаждающего элемента (12).
8. Воздушное судно по п.7, отличающееся тем, что устройство для использования теплоты, накопленной в охлаждающем воздухе после его прохождения через теплообменники (32, 34, 36, 38) охлаждающего элемента (12), представляет собой устройство для прогрева двигательной установки, устройство для подогрева топлива или устройство для подогрева воды, впрыскиваемой в двигательную установку воздушного судна.
9. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что теплообменники (32, 34, 36, 38) охлаждающего элемента (12) встроены в контур охлаждения системы топливных элементов, в контур охлаждения системы кондиционирования воздушного судна, в контур охлаждения двигательной установки, в контур охлаждения для конденсации воды и получения воды и/или в контур охлаждения электронных компонентов на борту воздушного судна.
10. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что содержит устройство для управления потоком на пилоне (60, 62) двигательной установки, которое соединено с выпускным каналом (46) для охлаждающего воздуха.
Applications Claiming Priority (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US1523207P | 2007-12-20 | 2007-12-20 | |
US61/015,232 | 2007-12-20 | ||
DE102007061588.6 | 2007-12-20 | ||
DE102007061588A DE102007061588B4 (de) | 2007-12-20 | 2007-12-20 | Flugzeugkühlsystem |
PCT/EP2008/009882 WO2009080168A1 (de) | 2007-12-20 | 2008-11-21 | Flugzeugkühlsystem |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010126748A RU2010126748A (ru) | 2012-01-27 |
RU2482027C2 true RU2482027C2 (ru) | 2013-05-20 |
Family
ID=40719339
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010126748/11A RU2482027C2 (ru) | 2007-12-20 | 2008-11-21 | Система охлаждения воздушного судна |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8608106B2 (ru) |
EP (1) | EP2222561B1 (ru) |
JP (1) | JP2011506185A (ru) |
CN (1) | CN101903245B (ru) |
BR (1) | BRPI0821807A2 (ru) |
CA (1) | CA2709766A1 (ru) |
DE (1) | DE102007061588B4 (ru) |
RU (1) | RU2482027C2 (ru) |
WO (1) | WO2009080168A1 (ru) |
Families Citing this family (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102009013159A1 (de) * | 2009-03-16 | 2010-09-23 | Airbus Operations Gmbh | Kühler für ein Flugzeugkühlsystem, Flugzeugkühlsystem und Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugkühlsystems |
US8863548B2 (en) * | 2010-07-16 | 2014-10-21 | Hamilton Sundstrand Corporation | Cabin air compressor motor cooling |
US8459966B2 (en) * | 2010-07-19 | 2013-06-11 | Hamilton Sundstrand Corporation | Ram air fan motor cooling |
DE102011015126B4 (de) * | 2011-03-25 | 2014-09-25 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugheckbereich mit einem in dem Flugzeugheckbereich installierten Kühlsystem |
US9114881B2 (en) * | 2011-11-16 | 2015-08-25 | The Boeing Company | Aircraft modular cooling system |
EP2660147B1 (en) | 2012-05-04 | 2017-09-27 | The Boeing Company | Unmanned air system (UAS) |
CN103029826B (zh) * | 2012-12-10 | 2016-04-20 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 飞行器热防护和电能提取一体化结构 |
CN102984928B (zh) * | 2012-12-31 | 2015-11-11 | 西安飞豹科技发展公司 | 机载小型液冷装置 |
US9416730B2 (en) * | 2013-01-31 | 2016-08-16 | The Boeing Company | Bi-directional ventilation systems for use with aircraft and related methods |
US9862493B2 (en) | 2013-05-28 | 2018-01-09 | Hamilton Sundstrand Corporation | Motor cooling blower and containment structure |
CN104648674A (zh) * | 2013-11-22 | 2015-05-27 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种低阻风扇辅助引射进气装置 |
US9511870B2 (en) | 2014-03-13 | 2016-12-06 | Avicorp Middle East Fzco | Independently controlled dual outlet aircraft PCAir unit |
DE102014208154A1 (de) * | 2014-04-30 | 2015-11-05 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugheckbereich mit einem Kühlsystem und Verfahren zur Kühlung einer wärmeerzeugenden Vorrichtung |
WO2016000484A1 (zh) * | 2014-07-03 | 2016-01-07 | 天津曙光敬业科技有限公司 | 无人直升机的机壳开合系统 |
JP6516450B2 (ja) * | 2014-11-19 | 2019-05-22 | 三菱航空機株式会社 | 航空機 |
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 |
US9988973B2 (en) | 2015-01-06 | 2018-06-05 | Hamilton Sundstrand Corporation | Water injector for aviation cooling system |
CN104760703B (zh) * | 2015-03-09 | 2017-03-08 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种冲压发动机冷却机构 |
FR3044292B1 (fr) * | 2015-11-26 | 2018-12-07 | Airbus Operations | Profil aerodynamique d'aeronef a bord d'attaque ouvert, mat et aeronef comportant un tel profil aerodynamique |
US11105340B2 (en) | 2016-08-19 | 2021-08-31 | General Electric Company | Thermal management system for an electric propulsion engine |
US20180257776A1 (en) * | 2017-03-10 | 2018-09-13 | Top Flight Technologies, Inc. | Cooling a power system for an unmanned aerial vehicle |
CN109625286A (zh) * | 2018-12-13 | 2019-04-16 | 石家庄飞机工业有限责任公司 | 一种小型通用飞机用冷凝器排气装置 |
CN111591452B (zh) * | 2020-04-03 | 2021-11-26 | 湖北吉利太力飞车有限公司 | 垂起飞行器的通风装置及控制方法 |
US11697502B2 (en) * | 2021-11-17 | 2023-07-11 | Beta Air, Llc | Systems and methods for cooling a high voltage cable on an electric aircraft |
US20220363378A1 (en) * | 2022-07-12 | 2022-11-17 | Daniel Keith Schlak | Electrically Powered VTOL Supersonic Aircraft |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1993016280A1 (en) * | 1992-02-13 | 1993-08-19 | Allied-Signal Inc. | Exhaust eductor cooling system |
RU2131380C1 (ru) * | 1996-05-15 | 1999-06-10 | Даймлер-Бенц Эйроспейс Эйрбас ГмбХ | Эжекторная система масляного охлаждения для вспомогательного авиационного двигателя |
EP0968918A2 (en) * | 1998-07-01 | 2000-01-05 | The Boeing Company | Auxiliary power unit passive cooling system |
US20070063098A1 (en) * | 2001-10-29 | 2007-03-22 | Luc Dionne | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE853388C (de) * | 1941-08-05 | 1952-10-23 | Daimler Benz Ag | Innerhalb des Flugzeugrumpfes bzw. der Motorgondel vor dem Antriebsmotor angeordneteKuehlvorrichtung |
US2370035A (en) * | 1942-11-16 | 1945-02-20 | Stewart Warner Corp | Heating system |
US2662748A (en) * | 1952-07-01 | 1953-12-15 | Swingfire Bahamas Ltd | Heat exchanger with adjustable casing for varying recirculation |
US4953812A (en) * | 1987-11-13 | 1990-09-04 | The Boeing Company | Aircraft configuration with aft mounted engines and method |
JPH05139385A (ja) * | 1991-11-19 | 1993-06-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の抵抗低減装置 |
JPH08133188A (ja) * | 1994-11-07 | 1996-05-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 翼の抵抗低減装置 |
DE19821952C2 (de) * | 1998-05-15 | 2000-07-27 | Dbb Fuel Cell Engines Gmbh | Energieversorgungseinheit an Bord eines Luftfahrzeugs |
ES2193617T3 (es) * | 1999-04-16 | 2003-11-01 | Modine Mfg Co | Sistema de refrigeracion. |
JP2002039011A (ja) * | 2000-07-26 | 2002-02-06 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 航空機補助動力装置からの排熱によるバッテリー充電用発電装置 |
US6749007B2 (en) * | 2000-08-25 | 2004-06-15 | Modine Manufacturing Company | Compact cooling system with similar flow paths for multiple heat exchangers |
DE10065305A1 (de) * | 2000-12-29 | 2002-07-18 | Siemens Ag | Kraftfahrzeug mit einem Verbrennungsmotor und einer Bordstromversorgung |
US6865901B2 (en) * | 2002-05-29 | 2005-03-15 | Webasto Thermosysteme International Gmbh | System with an internal combustion engine, a fuel cell and a climate control unit for heating and/or cooling the interior of a motor vehicle and process for the operation thereof |
US7014144B2 (en) * | 2003-07-22 | 2006-03-21 | Honeywell International, Inc. | Dual action inlet door and method for use thereof |
AU2003295053A1 (en) * | 2003-11-21 | 2005-07-14 | Airbus | Aircraft fluid cooling system and an aircraft provided with said system |
US7040576B2 (en) * | 2003-12-18 | 2006-05-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fire shield apparatus and method |
US7152410B2 (en) * | 2004-06-10 | 2006-12-26 | Honeywell International, Inc. | System and method for dumping surge flow into eductor primary nozzle for free turbine |
US7607318B2 (en) * | 2006-05-25 | 2009-10-27 | Honeywell International Inc. | Integrated environmental control and auxiliary power system for an aircraft |
US7578369B2 (en) * | 2007-09-25 | 2009-08-25 | Hamilton Sundstrand Corporation | Mixed-flow exhaust silencer assembly |
-
2007
- 2007-12-20 DE DE102007061588A patent/DE102007061588B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-11-21 US US12/809,957 patent/US8608106B2/en active Active
- 2008-11-21 BR BRPI0821807A patent/BRPI0821807A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-11-21 CA CA2709766A patent/CA2709766A1/en not_active Abandoned
- 2008-11-21 EP EP08865024A patent/EP2222561B1/de not_active Not-in-force
- 2008-11-21 CN CN2008801216839A patent/CN101903245B/zh active Active
- 2008-11-21 WO PCT/EP2008/009882 patent/WO2009080168A1/de active Application Filing
- 2008-11-21 JP JP2010538386A patent/JP2011506185A/ja active Pending
- 2008-11-21 RU RU2010126748/11A patent/RU2482027C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1993016280A1 (en) * | 1992-02-13 | 1993-08-19 | Allied-Signal Inc. | Exhaust eductor cooling system |
RU2131380C1 (ru) * | 1996-05-15 | 1999-06-10 | Даймлер-Бенц Эйроспейс Эйрбас ГмбХ | Эжекторная система масляного охлаждения для вспомогательного авиационного двигателя |
EP0968918A2 (en) * | 1998-07-01 | 2000-01-05 | The Boeing Company | Auxiliary power unit passive cooling system |
US20070063098A1 (en) * | 2001-10-29 | 2007-03-22 | Luc Dionne | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN101903245A (zh) | 2010-12-01 |
US8608106B2 (en) | 2013-12-17 |
CA2709766A1 (en) | 2009-07-02 |
US20110017426A1 (en) | 2011-01-27 |
RU2010126748A (ru) | 2012-01-27 |
CN101903245B (zh) | 2013-06-12 |
DE102007061588B4 (de) | 2011-07-21 |
DE102007061588A1 (de) | 2009-07-09 |
WO2009080168A1 (de) | 2009-07-02 |
EP2222561A1 (de) | 2010-09-01 |
BRPI0821807A2 (pt) | 2017-05-09 |
JP2011506185A (ja) | 2011-03-03 |
EP2222561B1 (de) | 2012-07-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2482027C2 (ru) | Система охлаждения воздушного судна | |
US7520465B2 (en) | Aircraft fluid cooling system and aircraft provided with said system | |
EP3179074B1 (en) | Thermal management system | |
US6415595B1 (en) | Integrated thermal management and coolant system for an aircraft | |
US10883422B2 (en) | Cooling device for a turbomachine supplied by a discharge circuit | |
US6182435B1 (en) | Thermal and energy management method and apparatus for an aircraft | |
US20030051500A1 (en) | Electric air conditioning system for an aircraft | |
US7624592B2 (en) | Flexible power and thermal architectures using a common machine | |
RU2585394C2 (ru) | Способ оптимизации общей энергетической эффективности летательного аппарата и основная силовая группа для осуществления | |
RU2487054C2 (ru) | Система вентиляции области в воздушном судне | |
RU2483985C2 (ru) | Система и способ вентиляции взрывоопасных зон воздушного судна | |
US20100313591A1 (en) | Adaptive heat sink for aircraft environmental control system | |
EP0940336A2 (en) | Environmental control system | |
US8516792B2 (en) | System for managing the heat fluxes of an aircraft | |
US10260371B2 (en) | Method and assembly for providing an anti-icing airflow | |
US20110247313A1 (en) | System for heating an airstream by recirculating waste heat of a turbomachine | |
US20110138822A1 (en) | Air conditioning system with hybrid mode bleed air operation | |
US9205926B2 (en) | Method and system for feeding and ventilating with air a plant of an aircraft auxiliary power unit | |
JP2012507424A (ja) | 航空機内の熱交換器を冷却するためのシステム | |
RU2489322C2 (ru) | Охлаждающее устройство для системы охлаждения воздушного судна, система охлаждения воздушного судна и способ ее эксплуатации | |
US20220178306A1 (en) | Method of operating an aircraft engine and fuel system using multiple fuel types | |
US11174790B2 (en) | Gas turbine engine having an air-oil heat exchanger | |
US20020162345A1 (en) | System for supplying an aircraft with cool air | |
US11085312B2 (en) | Aircraft incorporating a thrust recovery system using cabin air | |
RU2323133C1 (ru) | Самолетная система охлаждения жидкости и самолет, оборудованный такой системой |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171122 |