WO2021032476A1 - Primärstrukturanordnung für einen flugzeugaussenhautwärmetauscher, flugzeug mit primärstrukturanordnung und verfahren zum anbringen eines flugzeugaussenhaut-wärmetauschers - Google Patents

Primärstrukturanordnung für einen flugzeugaussenhautwärmetauscher, flugzeug mit primärstrukturanordnung und verfahren zum anbringen eines flugzeugaussenhaut-wärmetauschers Download PDF

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WO2021032476A1
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WO
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aircraft
recess
heat transfer
transfer fluid
cooling air
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PCT/EP2020/071953
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Markus Piesker
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Airbus Operations Gmbh
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    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
    • B64D13/08—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned the air being heated or cooled
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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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    • B64D13/006—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being used to cool structural parts of the aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels

Definitions

  • the invention relates to a primary structure arrangement for an aircraft outer skin heat exchanger, an aircraft with such a primary structure arrangement and a method for attaching an aircraft outer skin heat exchanger.
  • the invention applies ⁇ be a primary structure assembly with an outer skin portion having a recess, and a heat transfer fluid connection as well as a deepening occluding device.
  • the invention is described for an aircraft with such a primary structure arrangement and a method for attaching an aircraft outer skin heat exchanger in such a recess of an outer skin section.
  • Aircraft are usually equipped with cooling systems that use the ambient air ⁇ of the aircraft as a heat sink.
  • a flow of cooling air from ambient air is passed over a heat exchanger of the cooling system.
  • the cooling air flow can be effected, for example, in a ram air duct, the heat exchanger being arranged between a ram air inlet opening and a ram air outlet opening of the ram air duct.
  • a conveying device can generate the cooling air flow in the ram air duct.
  • turbulences are generated due to the openings in the outer shell of the aircraft, which increase fuel consumption of the aircraft.
  • aircraft outer skin heat exchangers which have a surface that forms part of the outer skin of the aircraft. This makes it possible to dispense with a ram air duct, and turbulence on the outer skin of the aircraft ⁇ zeugs can be reduced.
  • aircraft outer skin heat exchangers represent an intervention in the outer shell of the aircraft, as a result of which the aircraft structure has to be adapted to the aircraft outer skin heat exchanger.
  • the invention is therefore based on the object of an improved primary structure arrangement for an aircraft outer skin heat exchanger, an aircraft with such a device Providing primary structure arrangement and a method for easier attachment of an aircraft outer skin heat exchanger.
  • a primary structure arrangement for a Nahau Tohaut Homelandtau ⁇ comprises shearing an outer skin portion which defines an outer shape of the aircraft and forms a portion of a skin of the aircraft, wherein the skin section min ⁇ least has a recess.
  • Primary structure refers to the structural components of the aircraft fuselage, which usually include a load-bearing shell (outer skin) of the aircraft as well as frames (also frames), stringers and other support structures arranged on it.
  • the outer skin section can be any section of the outer skin of the aircraft.
  • the outer skin section can be arranged on a part of the aircraft fuselage.
  • the outer skin section can also be arranged on part of a wing or tail unit of the aircraft.
  • the outer skin section is located in a region of the aircraft that is not subjected to pressure (for example the aircraft belly (the so-called belly fairing)), the outer skin section does not have to be continuous. Rather, the outer skin section can have at least one opening. This allows the non ⁇ printed area of the aircraft, and in particular the air present therein, can be used also as a heat sink for the aircraft outer skin heat exchanger.
  • the outer skin section with the recess can be designed in such a way that a gas-tight envelope of the aircraft is formed despite the recess.
  • This is in particular ⁇ sondere in portions of the aircraft is necessary, in which the outer skin of the airplane ⁇ zeugs a limited region of the aircraft, or at least adjacent is ⁇ .
  • the outer skin is sougän in the outer skin section ⁇ gig made.
  • the recess can be inserted into the outer skin section and connected there in a gas-tight manner to the remaining outer skin of the outer skin section.
  • an outer skin element forming the recess can be glued, welded or otherwise attached to it in a gas-tight manner on its outer border to the remaining outer skin of the outer skin section.
  • a consistent Au ⁇ zaut offers the advantage that the forces supported by the outer skin can be transmitted through the entire outer skin without causing any weaknesses at the connection between the outer skin and the outer skin element forming the recess arise.
  • the review, in particular the gas tightness, the Au ⁇ Hzhaut is facilitated by a continuous, one-piece shell.
  • the outer skin portion may be made of a composite material, wherein the depression is seen in forming the outer skin portion before ⁇ so that the composite material is continuous.
  • the Au may SEN ha utabites also be made of metal, the recess can be ⁇ example, be prepared by compression molding.
  • the recess is directed towards the aircraft interior.
  • the outer skin lies further inside the aircraft in the area of the depression than the outer skin in the remaining area of the outer skin section.
  • the Au ⁇ can tungshaut in the region of the recess having a certain radius, while in the region of the outer skin portion outside the recess, the outer skin has a RESIZE ⁇ ßeren radius.
  • the primary structure arrangement further comprises a heat transfer fluid connection which is set up to guide a heat transfer fluid into the depression.
  • a heat transfer fluid connection which is set up to guide a heat transfer fluid into the depression.
  • the heat transfer fluid connection can represent an opening in the outer skin through which a heat transfer fluid line can be passed. In order to continue to achieve a gas-tight envelope, the opening must be closed in a gas-tight manner through the heat transfer fluid line or (if no heat transfer fluid line is used) a closure element.
  • the heat transfer fluid connection can be a connection piece (for example coupling) of a heat transfer fluid line. This connection piece can be installed or integrated in the outer skin section in such a way that, apart from a line cross section for the heat transfer fluid, there is no further opening through the outer skin of the aircraft. Thus, the gas-tightness of the outer skin section provides leis ⁇ is tet.
  • the connection piece can be designed to be self-closing, ie if no heat transfer fluid channel or the like is connected to the connection piece an inner cross section of the connection piece for guiding the heat transfer fluid is closed.
  • the primary structure arrangement can comprise a component that closes the recess.
  • This component therefore has dimensions, most of which correspond to the associated dimensions of the recess.
  • the recess is closed after insertion of the device and the surface of the outer skin outside the depression and the surface of Bauele ⁇ ments are arranged flush, so that they form a continuous outer surface of the aircraft. This can be achieved good aerodynamics of the aircraft who ⁇ .
  • the device does not necessarily have the same depth (in the radial Rich ⁇ tung to the aircraft middle considered) as having the recess.
  • the component together with the outer skin of the aircraft arranged in the recess can form a flea space.
  • the component can have a flea space which is delimited and defined on at least some sides by a section of the component.
  • the component can, for example, be made of lightweight construction.
  • the device can at least partially sen a composite material or metal umfas ⁇ .
  • an outer side of the component forming face when it is inserted in the recess, by the composite material or metal Herge ⁇ represents be.
  • the same material is preferably used that also forms the outer skin of the aircraft in the outer skin section.
  • the component can in sections also be formed from a foam, a honeycomb structure or a similar material having cavities.
  • the primary structure arrangement can have at least one holder which is arranged in or on the recess and is designed to hold the component closing the recess in the recess.
  • the at least one Hal ⁇ esterification may be formed through the outer skin in the recess or in the region around the recess. In other words, the holder is integrated into the outer skin section.
  • a holder can also be arranged on an inside of the outer skin in the region of the recess or around it.
  • the component can have at least one section that extends into the holder, so that the component is secured in the recess by the holder.
  • Such arranged on the inside of the outer skin holder must be in the region of the outer skin portion further apportrangn ge ⁇ at a gas-tight envelope ⁇ this gas-tightness.
  • the holder may have a pointing towards the inside of the aircraft housing section, the gas-tight manner with the inside of Au ⁇ .haut of the aircraft is connected.
  • the primary structure arrangement can furthermore comprise at least one heat transfer fluid channel arranged in the component closing the recess.
  • the component has a varnishträ ⁇ gerfluidkanal through which can flow a heat transfer fluid.
  • the heat transfer fluid ⁇ can be used, for example in a cooling circuit, wherein it is directed into he ⁇ ⁇ ⁇ rmtem state to the heat transfer fluid channel to deliver heat energy.
  • the heat transfer fluid channel can, for example, be designed to function as a heat exchanger or to include a heat exchanger at least in one section.
  • the heat transfer fluid channel according dimensio ⁇ is defined, for example distinguished by a long line length, and in the construction ⁇ element arranged so that the heat carrier fluid duct is thermally coupled with a cooling medium.
  • a cooling medium for example, ambient air in the immediate vicinity of the aircraft can be used as the cooling medium.
  • the heat transfer fluid channel can furthermore have a wall which delimits the heat transfer fluid channel and which also forms an outside of the component.
  • the heat transfer fluid channel on the outside of the component (forming the outside of the aircraft when installed in the recess) can give off heat energy to the ambient air.
  • This outside of the device can thereby be designed aerodyna ⁇ mixing low smooth and / or sections hen with cooling fins verse ⁇ to ensure better removal of heat energy to the ambient air.
  • the heat transfer fluid channel can also be routed through the component in a meandering manner or in some other way such that the wall delimiting the heat transfer fluid channel takes up the largest possible surface area on the outside of the component.
  • the heat transfer fluid channel can be spanned by an outer wall of the component.
  • the outer wall of the component can be thermally coupled to the heat transfer fluid channel in order to enable the best possible release of thermal energy of the heat transfer fluid via the outer wall of the component to the ambient air.
  • the heat transfer fluid channel can be fastened in a thermally conductive manner to an inside of the outer wall of the component be, for example by means of thermally conductive adhesive, by welding or by one-piece production.
  • the heat transfer fluid channel can also be designed in the form of a multiplicity of microchannels.
  • Such microchannels can, for example, have an (inner) diameter between 0.8 mm and 2 mm. This ensures a high line length for the heat transfer fluid channel can be achieved, which derum a good supply of heat energy as permitted ⁇ .
  • the heat transfer fluid channel can extend through the heat transfer fluid connection into the interior of the aircraft.
  • the heat transfer fluid channel penetrates the outer skin of the aircraft during the heat transfer fluid connection. This allows connecting the planteadosflu ⁇ idkanals inside the aircraft.
  • the heat transfer fluid channel and / or the heat ⁇ carrier fluid connection can in this case be designed such that a gas-tight connection is made from the area of heat transfer fluid connection between the inside and outside of the aircraft skin.
  • the heat transfer fluid channel can be fluidically coupled to the heat transfer fluid connection, so that the heat transfer fluid flows through the heat transfer fluid connection and then through the heat transfer fluid channel.
  • the heat transfer fluid connection is implemented by a connector
  • the heat transfer fluid channel can be connected (coupled) to the connector in order to effect a fluidic connection.
  • the connecting piece can as derum be connected to a heat carrier fluid conduit in the interior of the aircraft, so that the fluidic coupling of the heat transfer fluid channel with the skilletträ ⁇ gerfluidannual also means a fluidic coupling of the heat transfer fluid passage with the heat transfer fluid conduit in the interior of the aircraft.
  • the heat transfer fluid connection can have a first section through which the heat transfer fluid is guided through the outer skin of the aircraft to the heat transfer fluid channel, and a second section through which the heat transfer fluid after flowing through the heat transfer fluid channel through the outer skin of the aircraft into the interior of the aircraft is performed, point.
  • an opening forming the heat transfer fluid connection can be dimensioned sufficiently so that two sections of the heat transfer fluid channel can be guided into the interior of the aircraft.
  • the heat carrier can ⁇ fluid communication comprise two or more connectors (couplings), flow through the heat transfer fluid in the heat transfer fluid channel, or can flow out. The component with the heat transfer fluid channel can thus be connected quickly and easily to a heat transfer fluid line in the interior of the aircraft.
  • the primary structure arrangement therefore already offers the possibility of connecting a heat transfer fluid channel, regardless of whether a construction element with or without a heat transfer fluid channel is installed in the recess.
  • the primary structure arrangement can furthermore comprise at least one cooling air duct arranged in the component closing the recess.
  • cooling air flowing through the cooling air duct is thermally coupled to the heat transfer fluid flowing through the heat transfer fluid duct.
  • the thermal coupling between the heat transfer fluid and cooling air ⁇ allows an exchange of thermal energy from the heat transfer fluid to the cooling air.
  • the component can thus form a heat exchanger for a cooling system.
  • At least one wall delimiting the heat transfer fluid duct can delimit at least one section of the cooling air duct.
  • the cooling air duct can only be designed in the form of a flea space which is defined on at least one side by the wall bordering the heat transfer fluid duct.
  • the heat transfer fluid ⁇ channel may be covered by a cooling air channel facing the wall, which is mixed ⁇ ther coupled with the heat transfer fluid channel.
  • the cooling air duct and / or the heat transfer fluid channel can be further sized and / or shaped that further portions of the cooling air channel are bounded by the Wär ⁇ meliefluidkanal / defined.
  • the surface can be ⁇ ßern magnification at which the cooling air at the / the walls can flow along the heat transfer fluid channel wall delimiting /, thereby improving the thermal coupling.
  • the cooling air duct designed in the form of a flea chamber can extend into the interior of the aircraft.
  • the cooling air passage may be in the unprinted loading area of the aircraft or extend just open then.
  • a cooling air conveyor device thus allows the aircraft outer skin heat exchanger to be operated (the removal of thermal energy from the heat transfer fluid from the heat transfer fluid channel) both during flight operations and when the aircraft is on the ground.
  • the primary structure of the aircraft has only to a small extent or not at all adapted to this form of convincedau ⁇ .haut Anlagen (2004).
  • cooling ribs can be formed in the cooling air channel and / or on a side of the heat transfer fluid channel facing the outer side of the component, which likewise increase the surface along which the cooling air flows.
  • the primary structure arrangement can furthermore comprise a cooling air connection which is set up to guide cooling air through the outer skin of the aircraft.
  • the cooling air passage may be disch coupled to the cooling air connection fluidically so that the air flowing into the cool air duct cooling air flows through the cooling air ⁇ compound.
  • the cooling air connection is designed similarly to the heat transfer fluid connection. It may on one hand only one opening constitute, by the cooling air flows and on the inside of the outer ⁇ skin of the aircraft continue to flow (either in a free space within the aircraft, or a specially provided for this cool air duct in the interior of the aircraft).
  • the cooling air connection may comprise at least one connection ⁇ piece to which the cooling air duct is connected. The connection piece can be designed self-locking, ie, when no cooling air duct is connected to the connection piece at ⁇ , an inner cross-section of the connection piece to guide the cooling air is sealed.
  • the device may have at least one opening which allows a fluidic connection between a cooling air passage and the outer Conversely ⁇ bung.
  • the cooling air channel can fluidly with ambient air on the externa ⁇ ßeren side of the outer skin section of the plane be connected.
  • the opening can be realized a ventilation slot in the component in the form, where ei ⁇ ne length corresponds to the ventilation slot is substantially a length of the cooling air channel in the device.
  • a cooling air duct can also be supplied with cooling air if no cooling air connection is provided in the primary structure.
  • the cooling air can also optionally via the at least one opening in the component and / or the cooling air connection in / out of the cooling air duct.
  • the recess may include a Be ⁇ tenwand at least, wherein the holding device is net at or in the side wall angeord.
  • the depression can be designed as an essentially concave depression (protruding into the interior of the aircraft), as a result of which the forces carried by the outer skin of the aircraft can easily also be transmitted through the depression.
  • the recess can also be designed in a stepped manner, so that at least one side wall of the recess results. This enables a component that is shaped in the same way, as a result of which it can be made more stable in its edge regions. Also transitions between the component and the depression are easier to form ⁇ vice bende outer skin.
  • the side wall can run essentially perpendicular to the outer skin of the outer skin section outside the depression.
  • Essentially perpendicular is understood here to mean an arrangement with an angle between 75 ° and 105 °, preferably between 80 ° and 100 °, and particularly preferably between 85 ° and 95 °.
  • a side wall of the Ver is on the inside of indentation (ie on the inside of the outer skin of the aircraft) another Pri ⁇ mär Wegteil such as a stringer or rib (frame) arranged.
  • another Pri ⁇ mär Modellbauteil such as a stringer or rib (frame) arranged.
  • the stability of the outer skin can be guaranteed despite the recess.
  • at the side wall of the recess can also be attached to the primary structural component.
  • the holder may at the side wall as a separate component angeord ⁇ net to be.
  • the holding device can also be integrated in the side wall or formed by this. In both cases, the holding device is set up to be brought into engagement with at least a portion of the component in order to ensure secure attachment of the component in the recess.
  • the holding device can enter into a force-fit and / or form-fit connection with the component.
  • the component closing the recess can have at least one component holder.
  • the component ⁇ holder can thereby be adapted to the component in the recess positively and / or maintain a force fit.
  • the recess can be shaped such that the component holder can be brought into engagement with the recess in a form-fitting and / or non-positive manner in order to hold the component securely.
  • the side wall of the recess can form an undercut, ie an opening of the recess in the area of the outer skin of the outer skin section is smaller than the area of the bottom of the recess.
  • the component holder may in this case be designed so that it positively and / or non-positively engages in the terschneidung Hin ⁇ .
  • the component holder can be positively and / or non-positively connected to the holder arranged on or in the recess.
  • the component mounting portions corresponding umfas ⁇ can sen, which can be engaged to the device in the well to keep safe.
  • the holder and / or component holder has at least one carrier-shaped element which is arranged in the recess.
  • the component can be attached to this by means of a screw connection.
  • the component is glued into the recess.
  • a holding device and / or construction element holder can be dispensed with, as a result of which the primary structure arrangement can be designed more easily.
  • the component holder and / or the holder arranged in the recess can be configured to hold the component in the recess in such a way that the heat transfer fluid channel is fluid-tightly connected to the heat transfer fluid connection.
  • the heat transfer fluid connection and / or the heat transfer fluid channel may be a directed to assume a fluidic connection, if the component with ⁇ means of the component holders and / or arranged in the recess bracket buildin is Untitled.
  • the device occupies a particular position in the recess by the component holder and / or in the recess arranged holder in which theificatearliest takes a certain position relative to the heat transfer fluid connection, whereby the fluid connection is fixed.
  • the construction ⁇ element holder and / or arranged in the cavity holder may be to being connected by the movement of the component of the heat transfer fluid channel simultaneously to the heat transfer fluid connection (for example, theographieriflu idkanal directed be the device in an end position in the recess to move, is coupled to a connector of the heat transfer fluid connection).
  • the depression can have essentially the same depth into the interior of the aircraft over its entire surface.
  • the outer skin of the aircraft runs in the depression along a curve or sphere which would correspond to the outer skin of the aircraft if there is no depression, but further inside the aircraft.
  • the outer skin of the aircraft in the recess can have a concentric shape to the outer skin of the aircraft outside the recess.
  • the device may have a cover to hold ⁇ which is flush with the outer skin of the aircraft outside of the recess.
  • the cover of the device is arranged so that it forms a continuous flush upper surface ⁇ with the outer skin of the aircraft outside the recess when the component is inserted in the recess.
  • the cover can form the entire component.
  • the component can only consist of the cover and neither include a heat transfer fluid channel nor a cooling air channel.
  • the cover may also be only one (outer) Ab-section of the device constitute, with the remaining area is designed as play the device at ⁇ by a heat transfer fluid channel.
  • the component can be designed in such a way that it comprises a heat transfer fluid channel of a size that is designed for a specific cooling system.
  • the primary structure arrangement also enables the inclusion (in the recess) of a component with differently sized heat transfer fluid channels, a different number of heat transfer fluid channels, with or without any number of cooling air channels and the like.
  • the primary structure arrangement offers a stable and gas-tight outer shell for the aircraft, while at the same time the aircraft outer skin ⁇ heat exchangers can be used in the recess of the primary structure arrangement, which correspond to current needs.
  • This flexible design also enables a simple conversion of the primary structure arrangement, which can only be carried out externally, by replacing the component.
  • a component can also be designed in such a way that it comprises only one or more cooling air ducts.
  • this allows the use of egg ⁇ nes device having an air inlet and at least one cooling air duct, the cooling air can be passed through a cooling air connection to the inside of the aircraft.
  • the primary structure arrangement thus also enables an air inlet, for example a (standardized) ram air inlet, to be arranged in the region of the depression.
  • a cooling air duct in the component can thus also be designed as a ram air duct.
  • the component can also (only) have an air outlet Let include, wherein the one or more cooling air ducts in the component are connected to the air outlet, so that the component and the cooling air ducts / ducts arranged therein can serve as an exhaust air duct.
  • the cooling air duct in the component can also not be connected to the interior of the aircraft (that is to say without a cooling air connection). Instead, the component can sen a cooling air inlet and a cooling air outlet aufwei ⁇ which is fluidically connected to the cooling air duct.
  • the component can thus have a conventional ram air duct.
  • a heat transfer fluid channel can be arranged in such a ram air channel within the component. As a result, a heat exchanger in a ram air duct can be subsequently installed in the aircraft.
  • the primary structure arrangement can furthermore comprise at least one cooling air duct which is arranged outside the depression and adjoins the depression.
  • This cooling air duct arranged outside the recess can be located on the inside of the outer skin of the primary structure arrangement.
  • the cooling air duct arranged outside the recess can also connect to the cooling air connection, so that it forms a continuous cooling air duct with the cooling air duct inside the component. This also enables the cooling air to be used in areas within the aircraft.
  • the primary structure arrangement can furthermore comprise a cooling air conveying device which is arranged on a side of the outer skin section facing the interior of the aircraft.
  • the cooling air delivery device is provided in the interior of the aircraft.
  • the cooling air conveying device can be fluidically coupled to the cooling air duct in the component and / or the cooling air duct outside the depression.
  • the cooling air conveyor cooling air can be combined with the cooling air conveyor cooling air through any cooling air duct för countries to ensure a removal of istge example of the heat transfer fluid ⁇ surrounded thermal energy.
  • the cooling air delivery device can be set up in such a way that it delivers cooling air from the interior of the aircraft via the cooling air connection into the cooling air duct of the component.
  • an aircraft comprises at least one primary structure arrangement according to the first aspect.
  • an aircraft can comprise a multiplicity of primary structure arrangements. The recess of each primary structure arrangement can be equipped with the same or different components.
  • a method for attaching an aircraft outer skin heat exchanger comprises at least the following steps
  • the method can also be supplemented to the effect that an already attached component is released from the recess and removed and then replaced by another component.
  • the other component can be inserted into the recess according to the steps mentioned above.
  • the other Bauele elements for example, a heat transfer fluid channel with another Dimensi ⁇ on include, as the removed components, or include no heat transfer fluid ⁇ channel. This means that components with or without a heat exchanger can be exchanged from the outside of the aircraft, which saves a considerable amount of working time. Typically, the areas in the interior of the aircraft are difficult to Errei ⁇ Chen, if a shell heat exchanger to be replaced or exchanged must.
  • FIG. 1 shows schematically a section of an aircraft
  • Figure 2 shows schematically a cross section of a primary structure arrangement
  • Figure 3 schematically shows a side view of an aircraft with a Pri ⁇ märschreibanix
  • Show Figures 8 to 10 each schematically illustrate a variant of a cross section of a Bauele ⁇ member
  • FIG. 11 shows schematically a longitudinal section and a cross section of a primary structure arrangement
  • FIG. 12 schematically shows a cross section of an aircraft with two primary structure arrangements
  • Figure 13 shows schematically a cross section of an aircraft
  • FIG. 14 shows a flow chart of a method for attaching an aircraft outer skin heat exchanger.
  • Figure 1 shows schematically a section of an aircraft 1 in a side view.
  • the aircraft 1 comprises an outer shell in the form of a shell 5 which defines a äuße ⁇ re shape of the aircraft.
  • the aircraft 1 can comprise one or more primary structural arrangements 100.
  • the primary structures 100 shown in FIG. 1 are only indicated schematically by two lines, and they are not limited to the dimensions shown.
  • Figure 2 shows schematically a cross section of such a primary structure assembly 100.
  • the primary structure assembly 100 cutting a thoughthautab ⁇ comprises 5 which defines an outer shape of the aircraft 1 and a From ⁇ section of a skin of the aircraft forms.
  • the outer skin portion 5 is to disclosefa ⁇ monitoring the drawing with straight, mutually perpendicular lines characterized ge.
  • Outer skin sections 5 of an aircraft 1 are usually curved.
  • the course of the outer skin 5 forms a recess 10, the outer skin 5 least about ⁇ in a portion further into the interior of the aircraft 1 in Figure 2 (right) is arranged as lying outside of the recess 10 portion of the outer skin 5.
  • the recess 10 is here only schematically with perpendicular to the outer skin 5 duri ⁇ fenden side walls 11, shown 12th
  • the side walls 11, 12 can assume other angles with respect to the outer skin 5, be curved, or not explicitly designed as a side wall, but rather in the form of concave and / or convex curvatures from the center of the recess 10 to the rest outside the recess 10 lying outer skin 5 run.
  • the primary structure arrangement 100 can furthermore have at least one holder 30 arranged in or on the recess 10.
  • a bracket 30 is directed to a ⁇ , a recess 10 the occlusive device 50 (which will be explained in more detail with reference to Figures 3 through 9) hold in the recess 10th
  • the holder 30 is exemplarily on a side wall 12 of the recess 10 Darge provides.
  • the holder 30 (or further holders 30) can also be arranged at a different point on the primary structure arrangement 100. Only By way of example, two further brackets 30 on the inside of the outer skin 5 in the region of the recess 10 are shown in FIG. 2 with dashed lines.
  • Figure 3 shows schematically a side view of an aircraft 1 having a primary structural ⁇ turan order 100.
  • the primary structure assembly 100, and particularly its Vertie ⁇ Fung 10 can in the longitudinal direction (X-axis) of the aircraft 1 extend farther than perpendicular thereto (in the direction of Z-axis ).
  • the size of the recess 10 can, however, be selected freely depending on the purpose for which the primary structure arrangement 100 is provided.
  • FIG. 3 shows a heat transfer fluid connection 20 which is set up to guide a heat transfer fluid through the outer skin 5 of the aircraft 1.
  • ⁇ sondere are a first portion 20a of the heat transfer fluid connection 20 at one side of the recess 10 and a second portion 20b of the dung ditch milieu whatsoeverfluidverbin 20 on another side of the recess 10 is shown.
  • the position of the Wär menumfluidtagen 20 or the first or second portion 20a, 20b of the heat transfer fluid connection 20 is not limited to the illustrated position, son ⁇ countries can be at any location on or in the immediate proximity to the recess 10th
  • FIGS. 4 to 7 each show schematically a cross section of a primary structure arrangement 100 according to a variant.
  • the viewing direction in FIGS. 4 to 7 is, for example, in the longitudinal direction (in the direction of the X axis) of the aircraft 1.
  • FIGS. 4 to 7 show a component 50 which is inserted into the recess 10.
  • the variant shown in FIG. 4 comprises a component 50 with two heat transfer fluid channels 51, 52 arranged therein.
  • the heat transfer fluid channels 51, 52 can be fluidically coupled to the heat transfer fluid connection 20 so that heat transfer fluid flows through the heat transfer fluid connection 20 and then the heat transfer fluid channel 51, 52.
  • the sections 20a, 20b of the heat transfer fluid connection 20 can be used to each be assigned to a heat transfer fluid channel 51, 52.
  • the first portion 20a of the heat transfer fluid connection 20 may comprise an inlet and an outlet for heat transfer fluid, which are both pelt with the heat transfer fluid channel 51 fluidly gekop ⁇ .
  • the second section 20b of the heat transfer fluid connection 20 can comprise an inlet and an outlet for heat transfer fluid, both of which are fluidically coupled to the further heat transfer fluid channel 52.
  • heat transfer fluid can also flow through the first section 20a of the heat transfer fluid connection 20 into the heat transfer fluid channel 51, the heat transfer gerfluidkanal 51 may further comprising the heat transfer fluid channel 52 fluidly gekop ⁇ be pelt, and the heat transfer fluid can flow through the further heat transfer fluid channel 52 via the second section 20b of the heat transfer fluid connection 20 again flow.
  • a heat transfer fluid channel 51, 52 can be coupled to the heat transfer fluid connection 20 via a connection piece 56, as is shown in the detailed view in FIG.
  • the connection piece 56 and the first section 20a of the heat transfer fluid connection 20 shown in FIG. 3 can be set up to be plugged into one another or to one another and, in the process, to establish a fluidic connection.
  • the connection piece 56 and the first section 20a of the heat transfer fluid connection 20 can be designed as corresponding coupling pieces that can be connected to one another.
  • the second section 20b of the heat transfer fluid connection 20 can also be shaped accordingly.
  • the further heat transfer fluid channel 52 can also be equipped with at least one corresponding connection piece 56.
  • the primary structure arrangement 100 can furthermore comprise at least one cooling air channel 53 arranged in the component 50 closing the recess 10.
  • the cooling air passage 53 can be flowed through by cooling air, which the Wär ⁇ membofluidkanal 51, 52 by flowing heat transfer fluid is thermally coupled to the.
  • thermal energy can be transferred from the heat transfer fluid in the heat transfer fluid channel 51 and / or the further heat transfer fluid channel 52 to the cooling medium (here air) in the cooling air channel 53.
  • the heat transfer fluid channels 51, 52 are shown spaced from one another.
  • the cooling air duct 53 can be closed to the ambient air (to the outside of the aircraft 1 on the left in FIG. 4).
  • an outer wall ⁇ 58 50 close the cooling air passage 53 of the device.
  • the outer wall 58 can also span the at least one heat transfer fluid channel 51, 52.
  • a continuous outer surface of the component 50 can be created, as a result of which the aerodynamics of the primary structure arrangement 100 are improved.
  • the heat transfer fluid channels 51, 52 can also abut one another, so that the outer wall 58 is not necessary.
  • the heat transfer fluid channels 51, 52 can be arranged in the component 50 in such a way that openings 54 are created through which air can flow from the surroundings of the aircraft 1 into the cooling air channels 53 (or returns via the air in the vicinity of the aircraft 1 can flow out of the cooling air ducts 53).
  • openings 54 are created through which air can flow from the surroundings of the aircraft 1 into the cooling air channels 53 (or returns via the air in the vicinity of the aircraft 1 can flow out of the cooling air ducts 53).
  • cooling fins or fins 55 can be provided in the cooling air ducts 53, which guide the cooling air flow.
  • the cooling fins 55 shown in Figure 4 extend parallel to the drawing plane of Figure 4 and may, for example, at the heat transfer fluid passage 51, 52 begren ⁇ collapsing inside wall 51a, to be fixed 52a.
  • the cooling fins 55 can have any orientation and shape in order to achieve a good thermal connection between the cooling air flow and the heat transfer fluid.
  • the cooling air can optionally be conveyed by a cooling air conveying device 60.
  • the primary structure assembly 100 may include a cooling air connection 25, which is adapted to cooling air through the outer skin 5 of the aircraft 1 (in the in ⁇ nere of the aircraft 1) to lead.
  • the / the cooling air channel / channels 53 is for this purpose fluidly coupled to the cooling air connection 25 so that the strö in the cool air duct 53 ⁇ Mende cooling air flows through the cooling air connection 25th
  • the primary structure arrangement 100 can comprise at least one cooling air duct 27 which is arranged outside the depression 10 and adjoins the depression 10.
  • the cooling air conveying device 60 can be arranged at any point on the cooling air duct 27.
  • the conveyed cooling air can leave the aircraft 1 again via an air outlet 65.
  • the cooling air delivery device 60 can be arranged in a lower region of the aircraft 1.
  • the air conveying device 60 can be arranged in a region of the aircraft 1 that is not subjected to pressure (for example in what is known as "belly fairing").
  • the illustrated in Figure 4 in detail lower end of the component 50 shows an exemplary game at ⁇ component holder 35, which is with the recess 10 arranged in the support 30 positively and / or positively connected.
  • the exemplary holder 30 from FIG. 4 is designed as an undercut, with the component holder 35, which is also exemplary, has a shape corresponding to the undercut.
  • the component holder 35 may be integrated into the construction ⁇ element 50, and after inserting the device be moved out manually or automatically in the recess 10 50 (in figure 4 downwards). This will create a form-fitting and / or force-locking connection with the Hal ⁇ esterification prepared 30th
  • the component 50 can also include a cover 57 which is designed to close with the outer skin 5 of the aircraft 1 outside the recess 10 cursing.
  • the cover 57 can form a continuous (flush) surface with the remaining outer skin 5 of the aircraft 1 outside the recess 10.
  • the cover 57 can also comprise a sealing element which closes a possible gap between the component 50 and the outer skin 5 outside the recess 10. As a result, the component 50 can close the recess 10 in an aerodynamically optimal manner.
  • a component 50 can finally consist of a cover 57 which closes the entire recess 10.
  • FIG. 1 in the form of the primary structure arrangement 100 shown in dashed lines.
  • a primary structure arrangement 100 with at least one heat transfer fluid channel 51, 52 is provided elsewhere on the aircraft 1
  • a further primary structure arrangement 100 (second from the right in FIG. 1) can be provided without heat transfer fluid channel 51, 52 and just by a cover 57.
  • the aircraft 1 can be equipped with any number of primary structural arrangements 100, while heat transfer fluid channels 51, 52 (and thus outer skin heat exchangers) are only arranged at the positions on the outside of the aircraft 1 where they are needed or not at all.
  • outer skin heat exchangers can be installed in a recess 10 if there is a cooling system or other system on the corresponding inside of the aircraft 1 that has to cool a heat transfer fluid.
  • Sliding ⁇ ches also applies to packages 50, which only comprise at least one cooling air channel 53 and an opening 54th
  • the primary structure arrangement 100 can also have a cooling air connection 25.
  • an air inlet or air outlet can be installed on any primary structure arrangement 100 in order to supply a system at the corresponding position inside the aircraft 1 with ambient air or to emit exhaust air to the environment.
  • each component 50 may have a depth T corresponding thickness D (see Figure 8), around the recess 10 to close as possible so that the outer side of the Bauele ⁇ member 50 with the opposite to the recess 10 of the outer skin 5 of the aircraft 1 a continuous forms a flush surface.
  • the variants of the Bauele ⁇ member 50 can in each well 10 of any primary structure array 100 is set to be, whereby a certain standardization of the primary structure array 100 is achieved.
  • the aircraft 1 can with equal voltages Primär devisanord ⁇ equipped 100, so that, depending on the needs of the outside of the flight generating 1 according necessary components 50 can be used.
  • FIG 5 shows a further variant of a device 50.
  • the arrangement of the heat transfer fluid ⁇ channels 51, 52 changes, so that they are arranged on an outer side of the component 50 at ⁇ . Cooling air can thus flow through the openings 54 around the external heat transfer fluid channel 51, 52, as a result of which cooling air flows around a larger surface of the heat transfer fluid channel 51, 52 and thus the dissipation of thermal energy to the cooling air is improved.
  • the device 50 must le ⁇ diglich comprise a cover between the two heat transfer fluid channels 51, 52 are arranged from the 57th
  • the device may according to figure 4 can be designed in several parts, for example, the covers 57 may deepening as separate components in the Ver ⁇ 10 are inserted (for example, after the device 50 with the heat transfer fluid channels 51, 52 thereby smaller and therefore easier in the Vertie fung 10 was used). This makes installation easier.
  • ge ⁇ Gurss Figure 5 in a single installation step, the entire well 10 may be closed, as only a single component is inserted into the recess 10 50th
  • no sealing elements have to be provided in the area of the openings 54, since these openings 54 (for example in the form of at least one slot along the component 50 and the recess 10) are necessary for the intake of ambient air.
  • holders 30 of the primary structure arrangement 10 are also shown in FIG. 5, in each of which a corresponding component holder 35 is inserted.
  • This can be, for example, a plug connection, an adhesive connection, a magnetic holding device, a screw connection 36 (FIG. 11), etc.
  • Due to the openings 54 provided in the edge region of the component 50, a holder 30 provided at the bottom of the recess 10 (in FIG. 5 on the right-hand side of the recess 10) is more advantageous since the openings 54 and the subsequent Cooling air duct are not interrupted 53 and the greatest possible flow of cooling air he ⁇ enables is.
  • FIG. 6 shows a further variant of a component 50 or primary structure arrangement 100, which is configured similarly to the variant according to FIG. Insbeson ⁇ particular the lying in the central region of the component 50 portion varnishträ ⁇ gerfluidkanälen 51, 52 and cooling-air duct 53 of the variant of figure corresponds 4.
  • ⁇ but 57 are provided on the component 50 covers that &haut shortly before the Au 5 outside the End recess 10 and there form openings 54 for a cooling air inlet or outlet.
  • the cover 57 can already be attached to the component 50 so that it can be inserted into the recess 10 as a component.
  • the covers 57 can also be attached separately in the recess 10.
  • the variant according to FIG 6 provides the advantage that a larger Kaminwir ⁇ effect can be obtained in the cool air duct 53rd
  • the aircraft outer skin heat exchanger shown schematically in FIG. 6 can thus also be used in ground operation and when the cooling air conveying device 60 is switched off or not present.
  • FIG. 7 in turn shows a variant of a primary structure arrangement 100 which has no cooling air conveying device 60 and no cooling air duct 27 arranged outside the recess 10.
  • the cooling air connection 25 can be closed by a closure element 28.
  • the primary structure arrangement 100 can also not include any cooling air connection 25 at all, the closure element 28 also being omitted.
  • FIGS. 8 to 10 each schematically show a variant of a cross section of a component 50.
  • the component 50 shown in FIG. 8 has only one heat transfer fluid channel 51.
  • a cooling air duct 53 is formed by a cover 57.
  • Figure 8 shows that the device 50 also includes an optional back wall may have ⁇ 59th This serves on the one hand to form a one-piece component 50, that is to say as a connecting element between the heat transfer fluid channel 51 and cover 57.
  • the rear wall 59 can also accommodate or form the component holder 35.
  • the component 50 shown in FIG. 8 can be inserted into the recess 10 of a primary structure arrangement 100 in the same way as a larger component 50, as is shown in FIG. 9, for example.
  • the remaining area of the recess 10 can either be occupied by a further component 50 according to FIG. or can simply be closed by a cover 57.
  • the primary structure arrangement 100 can be equipped with any dimensioned components 50 and any dimensioned heat transfer fluid channels 51, 52, as required.
  • the component 50 can also assume any desired extent in the longitudinal direction of the aircraft (X-axis).
  • the heat transfer fluid channel 51, 52 can also be dimensioned as desired here as required.
  • the component 50 shown in FIG. 9 corresponds to the variant from FIG. 4.
  • an interface 26 for the cooling air duct 53 is shown in FIG. This can be designed in the form of a tube or tube which corresponds to the cooling air connection 25 in order to establish a fluidic connection between the cooling air channel 53 and the cooling air channel 27 adjoining the recess 10.
  • the interface may 26 for the cooling air channel 53 also only be an opening corresponding to ei ⁇ ner associated opening of the cooling air connection 25th
  • the interface 26 can be implemented in the form of an opening in the rear wall 59.
  • FIG. 10 shows a component 50 which consists only of a heat transfer fluid channel 51.
  • one or more component holders 35 can also be provided on the heat transfer fluid channel 51.
  • a component 50 can thus also be produced without a cooling air channel 53.
  • This form of the component 50 is distinguished by its smaller thickness D.
  • the thickness D can be only 2 to 5 mm, preferably 2 to 3 mm. Accordingly, the depth T of the recess 10 is extremely small, so that only a slight change in the primary structure is not necessary. The load-bearing capacity of the primary structure is therefore hardly affected.
  • the heat transfer fluid channel 51 effectively used only in flight operations for cooling. When operating on the ground, effective cooling is possible at low outside temperatures and / or without solar radiation.
  • Figure 11 shows schematically a longitudinal section and a cross section of a Ausgestal ⁇ tung variation of the primary structural assembly 100.
  • the primary structure assembly 100 includes in addition to the skin portion 5 at least one rib 6 and Minim ⁇ least a stringer 8.
  • the skin 5 is secured to the stringers 8, wherein the stringers 8 run predominantly in the longitudinal direction of the aircraft 1.
  • the frame 6 runs in a cross-sectional plane of the aircraft 1.
  • the components shown are drawn with straight lines in FIG.
  • a Frame 6 is bent at ⁇ play and corresponds substantially to the cross-section of the fuselage of the aircraft ⁇ form. 1
  • the frame 6 on the side facing the aircraft interior side of the stringers 8 to be sorted are usually provided gusset plates 7, the portions umfas ⁇ sen, of which one applies to the side of the stringer 8 and the other side of the bulkhead.
  • thede povertyka ⁇ the recess extends to form Nals 53 10 especially reduced as in the interior of the aircraft 1 that at least one rib 6, a stringer 8 and / or gusset plate (7 at least partly changed in profile ) must be or omitted.
  • an additional gusset plate 9 is provided. This can be fixed to a frame 6, for example, and the recess 10 forming the outer skin 5 and / or back ⁇ wall 59 of the device 50 to stabilize.
  • a cooling air delivery device 60 can be in the aircraft interior (for example, as close as possible to the component 50) vorgese ⁇ be hen, which promotes ambient air through the cooling air passage 53 in the aircraft interior, or vice versa from the aircraft interior through the cooling air passage 53 via the heat transfer fluid channel 51 in the vicinity of the aircraft 1 promotes.
  • Figure 11 also shows a possible variant of the support 30 and the component holding ⁇ tion 35.
  • the bracket can be implemented in the form of an angle member 30 which is attached to a stringer 8, for example by means of screwing.
  • the component holder 35 can take the form of a screw connection 36, for example. All the screw connections shown in FIG. 11 are shown by means of a double-dotted line.
  • This holder 30 can be arranged, for example, on a side wall of the recess 10, which is also formed by the stringer 8.
  • Another holder 30 or component holder 35 can be provided in the middle of the recess 10 or in the middle of the component 50 and attached to the additional gusset 9 and / or the former 6. In Figure 11 this is shown as a double T-beam.
  • FIG. 12 shows schematically a cross section of an aircraft 1 having two primary structural ⁇ turan orders 100 in the abdominal area of the aircraft 1.
  • the two primary structure arrays 100 may be connected via a respective cooling air channel 27 air conveying device with a cooling 60th
  • the arrows shown in FIG. 12 show a flow of cooling air which has a reverse direction than the flow of cooling air shown in FIG.
  • the cooling air conveying direction ⁇ suck ambient air 60 and at least provide a system within the aircraft 1, which also required the ambient air (eg, an inert gas generating ⁇ or cabin air conditioning).
  • the exhaust air emitted by this at least one system can in turn be routed via the cooling air ducts 27 to the respective primary structure arrangement 100.
  • the cooling air conveying device 60 can also direct at least a portion of the conveyed ambient air directly into the cooling air ducts 27.
  • the cooling air conveying device 60 can convey ambient air through the opening (s) 54 of a primary structure arrangement 100 into the aircraft interior and convey it out of the aircraft 1 through the opening (s) of a further primary structure arrangement 100 such as that.
  • the cooling air duct 27 can be shortened ver.
  • the cooling air conveying device 60 can also convey ambient air through (a) first opening (s) 54 of a primary structure arrangement 100 into the aircraft interior and convey it out of the aircraft 1 again through (a) second opening (s) of the same primary structure arrangement 100.
  • a cooling channel 27 can be dispensed with.
  • FIG. 13 schematically shows a cross section of an aircraft 1.
  • FIG. 13 shows that primary structure arrangements 100 or the corresponding depressions 10 and components 50 at any number of locations in the outer skin 5 of the aircraft 1 can be arranged.
  • the arrangement of a primary structure arrangement 100 is not limited to the belly region of the aircraft 1. Rather, a primary structure arrangement 100 can also be arranged on the upper side of the aircraft 1 or at any point on a wing 2 of the aircraft 1.
  • FIG. 14 shows a flow chart of a possible method for attaching an aircraft outer skin heat exchanger.
  • a first step S1 an outer skin section 5 with at least one recess 10 is provided or produced, the outer skin section 5 defining an outer shape of an aircraft 1 and forming a section of a shell of the aircraft 1.
  • a component 50 closing the recess 10 can be inserted into the recess 10.
  • the device 50 may include a heat transfer fluid channel 51 ⁇ include 52nd
  • An aircraft outer skin heat exchanger can thus be created by subsequent felling (step S3) of a fluidic connection between the heat transfer fluid channel 51, 52 and a heat transfer fluid connection 20, which is set up to guide a heat transfer fluid into the recess 10.
  • Heat transfer fluid in the heat transfer fluid channel 51, 52 can give off heat ⁇ energy to the ambient air.
  • the heat carrier fluid channel 51, 52 can also be thermally coupled to a cooling air channel 53 provided in the component 50, so that thermal energy can also be given off to cooling air within the cooling air channel 53.
  • the component 50 is fastened in the recess 10 by means of at least one flap 30 arranged therein.
  • the device 50 can have a corresponding component holder 35, which is connected with the preferably form-fitting disposed in the recess 10 Flalterung 30 and / or non-positively against ⁇ .
  • a method for replacing an aircraft outer skin heat exchanger can also be carried out in a very similar manner.
  • the component 50 is detached from the recess 10 in step S5 (reversal of step S4), and steps S2 to S4 are repeated with another component 50.

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Abstract

Es wird eine Primärstrukturanordnung (100) für einen Flugzeugaußenhautwärmetauscher (50) beschrieben, die umfasst: einen Außenhautabschnitt (5), der eine äußere Form des Flugzeugs (1) definiert und einen Abschnitt einer Hülle des Flugzeugs (1) bildet, wobei der Außenhautabschnitt (5) mindestens eine Vertiefung (10) aufweist; eine Wärmeträgerfluidverbindung (20), die dazu eingerichtet ist, ein Wärmeträgerfluid in die Vertiefung (10) zu führen; ein die Vertiefung (10) verschließendes Bauelement (50); und mindestens eine in oder an der Vertiefung (10) angeordnete Halterung (30), die dazu eingerichtet ist, das die Vertiefung (10) verschließende Bauelement (50) in der Vertiefung (10) festzuhalten. Ferner sind ein Flugzeug (1) mit solch einer Primärstrukturanordnung (100) sowie ein Verfahren zum Anbringen eines Flugzeugaußenhautwärmetauschers beschrieben.

Description

Primärstrukturanordnung für einen Flugzeugaußenhautwärmetauscher, Flugzeug mit Primärstrukturanordnung und Verfahren zum Anbringen eines Flugzeugaußenhaut wärmetauschers
Die Erfindung betrifft eine Primärstrukturanordnung für einen Flugzeugaußenhaut wärmetauscher, ein Flugzeug mit solch einer Primärstrukturanordnung und ein Ver fahren zum Anbringen eines Flugzeugaußenhautwärmetauschers. Insbesondere be¬ trifft die Erfindung eine Primärstrukturanordnung mit einem Außenhautabschnitt, der eine Vertiefung aufweist, und einer Wärmeträgerfluidverbindung sowie einem die Vertiefung verschließenden Bauelement. Ferner ist die Erfindung auf ein Flugzeug mit solch einer Primärstrukturanordnung sowie ein Verfahren zum Anbringen eines Flug zeugaußenhautwärmetauschers in solch einer Vertiefung eines Außenhautabschnitts beschrieben.
Flugzeuge sind für gewöhnlich mit Kühlsystemen ausgestattet, die die Umgebungs¬ luft des Flugzeugs als Wärmesenke verwenden. Um den Kühlsystemen ausreichend Kühlenergie zur Verfügung zu stellen, wird ein Kühlluftstrom aus Umgebungsluft über einen Wärmetauscher des Kühlsystems geleitet. Der Kühlluftstrom kann beispielswei se in einem Stauluftkanal bewirkt werden, wobei der Wärmetauscher zwischen einer Staulufteinlassöffnung und Stauluftauslassöffnung des Stauluftkanals angeordnet ist. Im Bodenbetrieb des Flugzeugs kann eine Fördereinrichtung den Kühlluftstrom in dem Stauluftkanal erzeugen. Aufgrund der Öffnungen in der äußeren Hülle des Flug zeugs werden jedoch Verwirbelungen erzeugt, die einen Treibstoffverbrauch des Flugzeugs erhöhen.
Weiterhin bekannt sind Flugzeugaußenhautwärmetauscher, die eine Oberfläche auf weisen, die einen Teil der Außenhaut des Flugzeugs bildet. Dadurch kann auf einen Stauluftkanal verzichtet werden, und Verwirbelungen an der Außenhaut des Flug¬ zeugs können reduziert werden. Jedoch stellen Flugzeugaußenhautwärmetauscher einen Eingriff in die äußere Hülle des Flugzeugs dar, wodurch die Flugzeugstruktur an den Flugzeugaußenhautwärmetauscher angepasst werden muss.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine verbesserte Primärstrukturan¬ ordnung für einen Flugzeugaußenhautwärmetauscher, ein Flugzeug mit solch einer Primärstrukturanordnung und ein Verfahren zum einfacheren Anbringen eines Flug zeugaußenhautwärmetauschers bereitzustellen.
Diese Aufgabe wird durch eine Primärstrukturanordnung mit den Merkmalen des An spruchs 1, ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 14 und ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 15 gelöst.
Gemäß einem ersten Aspekt zum besseren Verständnis der vorliegenden Offenba rung umfasst eine Primärstrukturanordnung für einen Flugzeugaußenhautwärmetau¬ scher einen Außenhautabschnitt, der eine äußere Form des Flugzeugs definiert und einen Abschnitt einer Hülle des Flugzeugs bildet, wobei der Außenhautabschnitt min¬ destens eine Vertiefung aufweist. Unter Primärstruktur wird hier auf die strukturellen Bauteile des Flugzeugrumpfes abgestellt, die für gewöhnlich eine tragende Hülle (Außenhaut) des Flugzeugs sowie daran angeordnete Rahmen (auch Spante oder Frames), Stringer und andere Stützstrukturen umfassen. Der Außenhautabschnitt kann jeder beliebige Abschnitt der Außenhaut des Flugzeugs sein. Insbesondere kann der Außenhautabschnitt an einem Teil des Flugzeugrumpfes angeordnet sein. Alter¬ nativ oder zusätzlich kann der Außenhautabschnitt auch an einem Teil eines Flügels oder Leitwerks des Flugzeugs angeordnet sein.
Befindet sich der Außenhautabschnitt in einem Bereich des Flugzeugs, der nicht mit Druck beaufschlagt ist (beispielsweise dem Flugzeugbauch (dem sogenannten Belly- Fairing)), muss der Außenhautabschnitt nicht durchgängig sein. Vielmehr kann der Außenhautabschnitt mindestens eine Öffnung aufweisen. Dadurch kann der unbe¬ druckte Bereich des Flugzeugs, und insbesondere die darin vorhandene Luft, auch als Wärmesenke für den Flugzeugaußenhautwärmetauscher verwendet werden.
Alternativ kann der Außenhautabschnitt mit der Vertiefung so gestaltet sein, dass trotz der Vertiefung eine gasdichte Hülle des Flugzeugs gebildet wird. Dies ist insbe¬ sondere in Abschnitten des Flugzeugs notwendig, bei denen die Außenhaut des Flug¬ zeugs einen bedruckten Bereich des Flugzeugs begrenzt oder zumindest daran an¬ grenzt. Mit anderen Worten ist die Außenhaut in dem Außenhautabschnitt durchgän¬ gig hergestellt. Alternativ kann die Vertiefung in den Außenhautabschnitt eingefügt und dort mit der übrigen Außenhaut des Außenhautabschnitts gasdicht verbunden sein. Beispielsweise kann ein die Vertiefung bildendes Außenhautelement an seiner äußeren Umrandung mit der übrigen Außenhaut des Außenhautabschnitts verklebt, verschweißt oder anderweitig daran gasdicht befestigt sein. Eine durchgängige Au¬ ßenhaut bietet den Vorteil, dass die von der Außenhaut getragenen Kräfte durch die gesamte Außenhaut übertragen werden können, ohne dass mögliche Schwachstellen an der Verbindung zwischen Außenhaut und die Vertiefung bildendes Außenhautele¬ ment entstehen. Auch die Überprüfung, insbesondere auf die Gasdichtigkeit, der Au¬ ßenhaut wird durch eine durchgängige, einstückige Außenhaut erleichtert.
Beispielsweise kann der Außenhautabschnitt aus einem Verbundwerkstoff hergestellt werden, wobei die Vertiefung beim Ausformen des Außenhautabschnitts bereits vor¬ gesehen ist, so dass der Verbundwerkstoff durchgängig ist. Alternativ kann der Au ßen ha utabschnitt auch aus Metall hergestellt werden, wobei die Vertiefung beispiels¬ weise durch Pressformen hergestellt werden kann.
Die Vertiefung ist in Richtung des Flugzeuginneren gerichtet. Mit anderen Worten liegt die Außenhaut im Bereich der Vertiefung weiter im Flugzeuginneren als die Au ßenhaut im übrigen Bereich des Außenhautabschnitts. Beispielsweise kann die Au¬ ßenhaut im Bereich der Vertiefung einen bestimmten Radius aufweisen, während im Bereich des Außenhautabschnitts außerhalb der Vertiefung die Außenhaut einen grö¬ ßeren Radius hat.
Die Primärstrukturanordnung umfasst ferner eine Wärmeträgerfluidverbindung, die dazu eingerichtet ist, ein Wärmeträgerfluid in die Vertiefung zu führen. Beispielswei¬ se kann die Wärmeträgerfluidverbindung dazu eingerichtet sein, ein Wärmeträgerflu id durch die Außenhaut des Flugzeugs in die Vertiefung zu führen. Die Wärmeträger¬ fluidverbindung bildet somit eine Durchführung durch die Außenhaut des Flugzeugs, durch die ein Wärmeträgerfluid geführt werden kann. Dabei ist es unabhängig, ob tatsächlich Wärmeträgerfluid durch die Wärmeträgerfluidverbindung geführt wird oder nicht.
In der einfachsten Form kann die Wärmeträgerfluidverbindung eine Öffnung in der Außenhaut darstellen, durch die eine Wärmeträgerfluidleitung geführt werden kann. Um weiterhin eine gasdichten Hülle zu erzielen, muss die Öffnung durch die Wärme trägerfluidleitung oder (falls keine Wärmeträgerfluidleitung eingesetzt wird) ein Ver schlusselement gasdicht verschlossen werden. In einer anderen Ausgestaltung kann die Wärmeträgerfluidverbindung ein Anschlussstück (beispielsweise Kupplung) einer Wärmeträgerfluidleitung sein. Dieses Anschlussstück kann dabei in dem Außenhaut abschnitt so eingebaut oder integriert sein, dass außer einem Leitungsquerschnitt für das Wärmeträgerfluid keine weitere Öffnung durch die Außenhaut des Flugzeugs vorhanden ist. Dadurch wird die Gasdichtigkeit des Außenhautabschnitts gewährleis¬ tet. Das Anschlussstück kann selbstschließend ausgestaltet sein, d.h. wenn kein Wärmeträgerfluidkanal oder ähnliches an dem Anschlussstück angeschlossen ist, wird ein innerer Querschnitt des Anschlussstücks zur Führung des Wärmeträgerfluid ver¬ schlossen.
Ferner kann die Primärstrukturanordnung ein die Vertiefung verschließendes Bau element umfassen. Dieses Bauelement weist daher Dimensionen auf, von denen die meisten den zugehörigen Dimensionen der Vertiefung entsprechen. Mit anderen Worten ist die Vertiefung nach Einsetzen des Bauelements verschlossen und die Oberfläche der Außenhaut außerhalb der Vertiefung und die Oberfläche des Bauele¬ ments sind bündig angeordnet, sodass sie eine durchgängige äußere Fläche des Flugzeugs bilden. Dadurch kann eine gute Aerodynamik des Flugzeugs erzielt wer¬ den.
Dabei muss das Bauelement nicht notwendigerweise die gleiche Tiefe (in Radialrich¬ tung zur Flugzeugmitte hin betrachtet) wie die Vertiefung aufweisen. So kann das Bauelement zusammen mit der in der Vertiefung angeordneten Außenhaut des Flug zeugs einen Flohlraum bilden. Alternativ oder zusätzlich kann das Bauelement einen Flohlraum aufweisen, der an mindestens einigen Seiten durch einen Abschnitt des Bauelements begrenzt und definiert ist.
Das Bauelement kann beispielsweise in Leichtbauweise hergestellt sein. So kann das Bauelement zumindest abschnittsweise einen Verbundwerkstoff oder Metall umfas¬ sen. Insbesondere eine die Außenseite des Bauelements bildende Fläche, wenn es in der Vertiefung eingesetzt ist, kann durch den Verbundwerkstoff oder Metall herge¬ stellt sein. Bevorzugt wird derselbe Werkstoff verwendet, der auch die Außenhaut des Flugzeugs in dem Außenhautabschnitt bildet. Ferner kann das Bauelement ab¬ schnittsweise auch aus einem Schaum, einer wabenförmigen Struktur oder einem ähnlichen, Hohlräume aufweisenden Material gebildet sein.
Schließlich kann die Primärstrukturanordnung mindestens eine in oder an der Vertie fung angeordnete Halterung aufweisen, die dazu eingerichtet ist, das die Vertiefung verschließende Bauelement in der Vertiefung festzuhalten. Die mindestens eine Hal¬ terung kann in der Vertiefung oder im Bereich um die Vertiefung herum durch die Außenhaut ausgeformt sein. Mit anderen Worten ist die Halterung in dem Außen hautabschnitt integriert.
Alternativ oder zusätzlich kann eine Halterung auch auf einer Innenseite der Außen haut im Bereich der Vertiefung oder darum herum angeordnet sein. Hierbei kann das Bauelement mindestens einen Abschnitt aufweisen, der in die Halterung hineinreicht, sodass das Bauelement durch die Halterung in der Vertiefung gesichert wird. Eine solche auf der Innenseite der Außenhaut angeordnete Halterung muss bei einer gas¬ dichten Hülle diese Gasdichtigkeit im Bereich des Außenhautabschnitts weiterhin ge¬ währleisten. Beispielsweise kann die Halterung einen zur Innenseite des Flugzeugs hin zeigenden Gehäuseabschnitt aufweisen, der gasdicht mit der Innenseite der Au¬ ßenhaut des Flugzeugs verbunden ist.
In einer Ausgestaltungsvariante kann die Primärstrukturanordnung ferner mindestens einen in dem die Vertiefung verschließenden Bauelement angeordneten Wärmeträ gerfluidkanal umfassen. Mit anderen Worten weist das Bauelement einen Wärmeträ¬ gerfluidkanal auf, durch den ein Wärmeträgerfluid strömen kann. Das Wärmeträger¬ fluid kann beispielsweise in einem Kühlkreislauf eingesetzt werden, wobei es in er¬ wärmtem Zustand in den Wärmeträgerfluidkanal geleitet wird, um Wärmeenergie abzugeben. Der Wärmeträgerfluidkanal kann beispielsweise dazu eingerichtet sein, als Wärmetauscher zu fungieren oder zumindest in einem Abschnitt einen Wärme tauscher zu umfassen. Daher ist der Wärmeträgerfluidkanal entsprechend dimensio¬ niert, beispielsweise durch eine lange Leitungslänge ausgezeichnet, und in dem Bau¬ element so angeordnet, dass der Wärmeträgerfluidkanal mit einem Kühlmedium thermisch gekoppelt ist. Als Kühlmedium kann hier beispielsweise Umgebungsluft in der unmittelbaren Umgebung des Flugzeugs verwendet werden.
Der Wärmeträgerfluidkanal kann ferner eine den Wärmeträgerfluidkanal begrenzende Wand aufweisen, die auch eine Außenseite des Bauelements bildet. Dadurch kann der Wärmeträgerfluidkanal an der Außenseite des Bauelements (im in der Vertiefung eingebauten Zustand die Außenseite des Flugzeugs bildend) Wärmeenergie an die Umgebungsluft abgeben. Diese Außenseite des Bauelements kann dabei aerodyna¬ misch günstig glatt ausgeführt sein und/oder abschnittsweise mit Kühlrippen verse¬ hen sein, um einen besseren Abtransport von Wärmeenergie an die Umgebungsluft zu gewährleisten. Der Wärmeträgerfluidkanal kann auch mäanderförmig oder in an derer Weise so durch das Bauelement geführt sein, dass die den Wärmeträgerfluid¬ kanal begrenzende Wand eine möglichst große Oberfläche auf der Außenseite des Bauelements einnimmt.
Alternativ oder zusätzlich kann der Wärmeträgerfluidkanal von einer Außenwand des Bauelements überspannt sein. Dabei kann die Außenwand des Bauelements mit dem Wärmeträgerfluidkanal thermisch gekoppelt sein, um eine möglichst gute Abgabe von Wärmeenergie des Wärmeträgerfluids über die Außenwand des Bauelements an die Umgebungsluft zu ermöglichen. Beispielsweise kann der Wärmeträgerfluidkanal an einer Innenseite der Außenwand des Bauelements thermisch leitend befestigt sein, beispielsweise mittels thermisch leitfähigem Kleber, durch Verschweißen oder durch einstückige Herstellung.
Ebenfalls alternativ oder zusätzlich kann der Wärmeträgerfluidkanal in Form von ei ner Vielzahl von Mikrokanälen ausgeführt sein. Solche Mikrokanäle können beispiels weise einen (Innen-) Durchmesser zwischen 0,8 mm und 2 mm aufweisen. Dadurch lässt sich eine hohe Leitungslänge für den Wärmeträgerfluidkanal erzielen, was wie¬ derum eine gute Abgabe von Wärmeenergie erlaubt.
All diese Varianten bewirken, dass der Wärmeträgerfluidkanal die Funktion eines Au¬ ßenhautwärmetauschers übernimmt. Dies kann den (nahezu) gesamten Wärmeträ¬ gerfluidkanal innerhalb des Bauelements betreffen oder nur einen bestimmten Ab¬ schnitt davon, der sich in der Nähe der Außenseite des Bauelements befindet.
Ferner kann in einer Ausgestaltungsvariante der Wärmeträgerfluidkanal durch die Wärmeträgerfluidverbindung ins Innere des Flugzeugs hineinreichen. Mit anderen Worten durchdringt der Wärmeträgerfluidkanal bei der Wärmeträgerfluidverbindung die Außenhaut des Flugzeugs. Dies ermöglicht ein Anschließen des Wärmeträgerflu¬ idkanals im Inneren des Flugzeugs. Der Wärmeträgerfluidkanal und/oder die Wärme¬ trägerfluidverbindung können dabei so ausgestaltet sein, dass ein gasdichter Ab schluss zwischen Innenseite und Außenseite der Flugzeugaußenhaut im Bereich der Wärmeträgerfluidverbindung besteht.
Alternativ kann der Wärmeträgerfluidkanal mit der Wärmeträgerfluidverbindung flui- disch gekoppelt sein, sodass das Wärmeträgerfluid die Wärmeträgerfluidverbindung und anschließend den Wärmeträgerfluidkanal durchströmt. Insbesondere wenn die Wärmeträgerfluidverbindung durch ein Anschlussstück verwirklicht ist, kann der Wärmeträgerfluidkanal an das Anschlussstück angeschlossen werden (gekoppelt werden), um eine fluidische Verbindung zu bewirken. Das Anschlussstück kann wie derum an eine Wärmeträgerfluidleitung im Inneren des Flugzeugs angeschlossen sein, sodass die fluidische Kopplung des Wärmeträgerfluidkanals mit der Wärmeträ¬ gerfluidverbindung auch eine fluidische Kopplung des Wärmeträgerfluidkanals mit der Wärmeträgerfluidleitung im Inneren des Flugzeugs bedeutet.
In einer weiteren Ausgestaltungsvariante kann die Wärmeträgerfluidverbindung ei nen ersten Abschnitt, durch den das Wärmeträgerfluid durch die Außenhaut des Flugzeugs zu dem Wärmeträgerfluidkanal geführt wird, und einen zweiten Abschnitt, durch den das Wärmeträgerfluid nach Durchströmen des Wärmeträgerfluidkanals durch die Außenhaut des Flugzeugs in das Innere des Flugzeugs geführt wird, auf- weisen. Einerseits kann eine die Wärmeträgerfluidverbindung bildende Öffnung aus reichend dimensioniert sein, dass zwei Abschnitte des Wärmeträgerfluidkanals ins Innere des Flugzeugs geführt werden können. Andererseits kann die Wärmeträger¬ fluidverbindung zwei oder mehr Anschlussstücke (Kupplungen) umfassen, durch die Wärmeträgerfluid in den Wärmeträgerfluidkanal einströmen bzw. ausströmen kann. So kann das Bauelement mit dem Wärmeträgerfluidkanal schnell und in einfacher Weise an eine Wärmeträgerfluidleitung im Inneren des Flugzeugs angeschlossen werden. Die Primärstrukturanordnung bietet daher bereits die Anschlussmöglichkeit für einen Wärmeträgerfluidkanal, unabhängig davon ob in der Vertiefung ein Bau element mit oder ohne Wärmeträgerfluidkanal installiert wird.
In einer alternativen oder zusätzlichen Ausgestaltungsvariante kann die Primärstruk turanordnung ferner mindestens einen in dem die Vertiefung verschließenden Bau element angeordneten Kühlluftkanal umfassen. Dabei ist eine den Kühlluftkanal durchströmende Kühlluft mit dem den Wärmeträgerfluidkanal durchströmenden Wärmeträgerfluid thermisch gekoppelt. Die thermische Kopplung zwischen Wärme¬ trägerfluid und Kühlluft ermöglicht einen Austausch von Wärmeenergie von dem Wärmeträgerfluid an die Kühlluft. Somit kann das Bauelement einen Wärmetauscher für ein Kühlsystem bilden.
In einer weiteren Ausgestaltung kann mindestens eine den Wärmeträgerfluidkanal begrenzende Wand mindestens einen Abschnitt des Kühlluftkanals begrenzen. Mit anderen Worten kann der Kühlluftkanal lediglich in Form eines Flohlraums ausgebil det sein, der an mindestens einer Seite durch die den Wärmeträgerfluidkanal be¬ grenzende Wand definiert ist. Alternativ oder zusätzlich kann der Wärmeträgerfluid¬ kanal von einer dem Kühlluftkanal zugewandten Wand überspannt sein, die ther¬ misch mit dem Wärmeträgerfluidkanal gekoppelt ist.
Der Kühlluftkanal und/oder der Wärmeträgerfluidkanal kann ferner so dimensioniert und/oder geformt sein, dass weitere Abschnitte des Kühlluftkanals durch den Wär¬ meträgerfluidkanal begrenzt/definiert sind. Dadurch lässt sich die Oberfläche vergrö¬ ßern, an der die Kühlluft an der/den den Wärmeträgerfluidkanal begrenzenden Wand/Wänden entlang strömen kann, wodurch die thermische Kopplung verbessert wird.
In noch einer weiteren Ausgestaltung kann der in Form eines Flohlraums ausgebilde te Kühlluftkanal in das Innere des Flugzeugs reichen. Insbesondere in einem unbe¬ druckten Bereich des Flugzeugs kann sich der Kühlluftkanal in den unbedruckten Be reich des Flugzeugs erstrecken oder einfach dahin öffnen. Eine Kühlluftfördereinrich- tung erlaubt so den Betrieb des Flugzeugaußenhautwärmetauschers (die Abfuhr von Wärmeenergie des Wärmeträgerfluids aus dem Wärmeträgerfluidkanal) sowohl im Flugbetrieb als auch im Bodenbetrieb des Flugzeugs. Dabei muss die Primärstruktur des Flugzeugs in nur geringem Maße oder gar nicht an diese Form des Flugzeugau¬ ßenhautwärmetauschers angepasst werden.
Alternativ oder zusätzlich können in dem Kühlluftkanal und/oder an einer der Außen seite des Bauelements zugewandten Seite des Wärmeträgerfluidkanals Kühlrippen ausgeformt sein, die ebenfalls die Oberfläche vergrößern, an der die Kühlluft entlang strömt.
In einer Ausgestaltungsvariante kann die Primärstrukturanordnung ferner eine Kühl luftverbindung umfassen, die dazu eingerichtet ist, Kühlluft durch die Außenhaut des Flugzeugs zu führen. Dabei kann der Kühlluftkanal mit der Kühlluftverbindung flui- disch gekoppelt sein, sodass die in dem Kühlluftkanal strömende Kühlluft die Kühl¬ luftverbindung durchströmt. Mit anderen Worten ist die Kühlluftverbindung ähnlich zu der Wärmeträgerfluidverbindung ausgestaltet. So kann sie einerseits lediglich eine Öffnung darstellen, durch die die Kühlluft strömt und auf der Innenseite der Außen¬ haut des Flugzeugs weiter strömen kann (entweder in einem freien Raum innerhalb des Flugzeugs oder einer speziell hierfür vorgesehenen Kühlluftleitung im Inneren des Flugzeugs). Andererseits kann die Kühlluftverbindung mindestens ein Anschluss¬ stück umfassen, an das der Kühlluftkanal angeschlossen wird. Das Anschlussstück kann selbstschließend ausgestaltet sein, d.h. wenn kein Kühlluftkanal an dem An¬ schlussstück angeschlossen ist, wird ein innerer Querschnitt des Anschlussstücks zur Führung der Kühl luft verschlossen.
Alternativ oder zusätzlich kann das Bauelement mindestens eine Öffnung aufweisen, die eine fluidische Verbindung zwischen einem Kühlluftkanal und der äußeren Umge¬ bung ermöglicht. So kann der Kühlluftkanal fluidisch mit Umgebungsluft auf der äu¬ ßeren Seite des Außenhautabschnitts des Flugzeugs verbunden sein. Die Öffnung kann in Form eines Lüftungsschlitzes in dem Bauelement verwirklicht sein, wobei ei¬ ne Länge des Lüftungschlitzes im Wesentlichen einer Länge des Kühlluftkanals in dem Bauelement entspricht. Alternativ oder zusätzlich kann die mindestens eine Öff¬ nung in Form mindestens einer Bohrung oder Durchbrechung durch das Material des Bauelements verwirklicht sein. Dadurch lässt sich Kühlluft in einfacher Weise aus der Umgebung des Flugzeugs in den Kühlluftkanal leiten. So kann ein Kühlluftkanal auch mit Kühlluft versorgt werden, wenn keine Kühlluftverbindung in der Primärstruk turanordnung vorgesehen ist. Selbstverständlich kann die Kühlluft auch wahlweise über die mindestens eine Öffnung in dem Bauelement und/oder die Kühlluftverbin dung in/aus den/dem Kühlluftkanal geleitet werden.
In einer anderen Ausgestaltungsvariante kann die Vertiefung mindestens eine Sei¬ tenwand umfassen, wobei die Haltevorrichtung an oder in der Seitenwand angeord net ist. Zwar kann die Vertiefung als eine im Wesentlichen konkave (ins Innere des Flugzeugs ragende) Vertiefung ausgestaltet sein, wodurch die von der Außenhaut des Flugzeugs getragenen Kräfte leicht auch durch die Vertiefung übertragen werden können. Andererseits kann die Vertiefung auch stufenförmig ausgebildet sein, sodass sich mindestens eine Seitenwand der Vertiefung ergibt. Dies ermöglicht ein ebenso geformtes Bauelement, wodurch dieses in seinen Randbereichen stabiler gebildet werden kann. Auch sind Übergänge zwischen Bauelement und die Vertiefung umge¬ bende Außenhaut leichter auszubilden. Die Seitenwand kann im Wesentlichen senk recht zu der Außenhaut des Außenhautabschnitts außerhalb der Vertiefung verlaufen. Unter „im Wesentlichen senkrecht" wird hier eine Anordnung mit einem Winkel zwi schen 75° und 105°, bevorzugt zwischen 80° und 100°, und besonders bevorzugt zwischen 85° und 95° verstanden.
In einer bevorzugten Ausgestaltung ist an der Innenseite einer Seitenwand der Ver tiefung (also auf der Innenseite der Außenhaut des Flugzeugs) ein weiteres Pri¬ märstrukturbauteil, wie zum Beispiel ein Stringer oder Spant (Rahmen) angeordnet. Dadurch lässt sich die Stabilität der Außenhaut trotz Vertiefung gewährleisten. Hier bei kann die Seitenwand der Vertiefung auch an dem Primärstrukturbauteil befestigt sein.
Die Haltevorrichtung kann an der Seitenwand als gesondertes Bauelement angeord¬ net sein. Alternativ kann die Haltevorrichtung auch in der Seitenwand integriert oder durch diese ausgeformt sein. In beiden Fällen ist die Haltevorrichtung dazu einge richtet, mit mindestens einem Abschnitt des Bauelements in Eingriff gebracht zu werden, um eine sichere Befestigung des Bauelements in der Vertiefung zu gewähr leisten. Die Haltevorrichtung kann eine kraftschlüssige und/oder formschlüssige Ver bindung mit dem Bauelement eingehen.
In noch einer weiteren Ausgestaltungsvariante kann das die Vertiefung verschließen de Bauelement mindestens eine Bauelementhalterung aufweisen. Die Bauelement¬ halterung kann dabei dazu eingerichtet sein, das Bauelement in der Vertiefung form schlüssig und/oder kraftschlüssig zu halten. Hierbei kann die Vertiefung so geformt sein, dass die Bauelementhalterung formschlüssig und/oder kraftschlüssig mit der Vertiefung in Eingriff gebracht werden kann, um das Bauelement sicher zu halten. Beispielsweise kann die Seitenwand der Vertiefung eine Hinterschneidung bilden, d.h. eine Öffnung der Vertiefung im Bereich der Außenhaut des Außenhautabschnitts ist kleiner als die Fläche des Bodens der Vertiefung. Die Bauelementhalterung kann dabei so ausgestaltet sein, dass sie formschlüssig und/oder kraftschlüssig in die Hin¬ terschneidung eingreift.
Alternativ oder zusätzlich kann die Bauelementhalterung mit der an oder in der Ver tiefung angeordneten Halterung formschlüssig und/oder kraftschlüssig verbunden werden. Mit anderen Worten kann die in der Vertiefung angeordnete Halterung oder Haltevorrichtung und die Bauelementhalterung korrespondierende Abschnitte umfas¬ sen, die in Eingriff gebracht werden können, um das Bauelement in der Vertiefung sicher zu halten.
In einer Ausgestaltungsvariante weist die Halterung und/oder Bauelementhalterung mindestens ein trägerförmiges Element auf, welches in der Vertiefung angeordnet ist. An diesem kann das Bauelement mittels Verschraubung befestigt werden.
In einer alternativen oder zusätzlichen Ausgestaltungsvariante wird das Bauelement in der Vertiefung eingeklebt. Dadurch kann auf eine Haltevorrichtung und/oder Bau elementhalterung verzichtet werden, wodurch die Primärstrukturanordnung leichter gestaltet werden kann.
In einer anderen Ausgestaltungsvariante kann/können die Bauelementhalterung und/oder die in der Vertiefung angeordnete Halterung dazu eingerichtet sein, das Bauelement in der Vertiefung derart festzuhalten, dass der Wärmeträgerfluidkanal fluiddicht mit der Wärmeträgerfluidverbindung verbunden ist. Mit anderen Worten kann die Wärmeträgerfluidverbindung und/oder der Wärmeträgerfluidkanal dazu ein gerichtet sein, eine fluidische Verbindung einzunehmen, wenn das Bauelement mit¬ tels Bauelementhalterung und/oder in der Vertiefung angeordneten Halterung befes tigt wird. Dies kann einerseits dadurch bewerkstelligt werden, dass das Bauelement durch die Bauelementhalterung und/oder in der Vertiefung angeordnete Halterung eine bestimmte Position in der Vertiefung einnimmt, in der der Wärmeträgerfluidka¬ nal ebenfalls eine bestimmte Position relativ zu der Wärmeträgerfluidverbindung ein nimmt, wodurch die fluidische Verbindung fixiert wird. Andererseits kann die Bau¬ elementhalterung und/oder die in der Vertiefung angeordnete Halterung dazu einge richtet sein, das Bauelement in eine Endposition in der Vertiefung zu bewegen, wobei durch die Bewegung des Bauelements der Wärmeträgerfluidkanal gleichzeitig an die Wärmeträgerfluidverbindung angeschlossen wird (beispielsweise der Wärmeträgerflu idkanal mit einem Anschlussstück der Wärmeträgerfluidverbindung gekoppelt wird). In noch einer anderen Ausgestaltungsvariante kann die Vertiefung über ihre gesamte Fläche eine im Wesentlichen gleiche Tiefe in das Innere des Flugzeugs aufweisen. Mit anderen Worten verläuft die Außenhaut des Flugzeugs in der Vertiefung entlang ei ner Kurve oder Sphäre, die der Außenhaut des Flugzeugs entspräche, wenn keine Vertiefung vorhanden ist, jedoch weiter im Inneren des Flugzeugs. Beispielsweise kann die Außenhaut des Flugzeugs in der Vertiefung eine konzentrische Form zu der Außenhaut des Flugzeugs außerhalb der Vertiefung aufweisen.
In einer weiteren Ausgestaltungsvariante kann das Bauelement eine Abdeckung um¬ fassen, die mit der Außenhaut des Flugzeugs außerhalb der Vertiefung fluchtet. Mit anderen Worten ist die Abdeckung des Bauelements so angeordnet, dass sie mit der Außenhaut des Flugzeugs außerhalb der Vertiefung eine durchgängige bündige Ober¬ fläche bildet, wenn das Bauelement in der Vertiefung eingesetzt ist. Dabei kann die Abdeckung das gesamte Bauelement bilden. Beispielsweise kann das Bauelement nur aus der Abdeckung bestehen und weder Wärmeträgerfluidkanal noch Kühlluftkanal umfassen. Alternativ kann die Abdeckung auch nur einen (außen liegenden) Ab schnitt des Bauelements ausmachen, wobei der übrige Bereich des Bauelements bei¬ spielsweise durch einen Wärmeträgerfluidkanal ausgestaltet ist. Dadurch kann das Bauelement so gestaltet werden, dass es einen Wärmeträgerfluidkanal in einer Größe umfasst, die für ein bestimmtes Kühlsystem ausgelegt ist. Die Primärstrukturanord¬ nung hingegen ermöglicht auch die Aufnahme (in der Vertiefung) eines Bauelements mit unterschiedlich großen Wärmeträgerfluidkanälen, einer unterschiedlichen Anzahl von Wärmeträgerfluidkanälen, mit oder ohne einer beliebigen Anzahl von Kühlluftka nälen und ähnlichem. Dadurch bietet die Primärstrukturanordnung eine stabile und gasdichte Außenhülle für das Flugzeug, während gleichzeitig Flugzeugaußenhaut¬ wärmetauscher in der Vertiefung der Primärstrukturanordnung eingesetzt werden können, die einem aktuellen Bedarf entsprechen. Diese flexible Gestaltung ermöglicht auch einen einfachen, nur von außen vorzunehmenden Umbau der Primärstrukturan ordnung durch Austausch des Bauelements.
Ebenfalls alternativ kann ein Bauelement so gestaltet sein, dass es nur einen oder mehrere Kühlluftkanäle umfasst. Dies ermöglicht beispielsweise die Verwendung ei¬ nes Bauelements, das einen Lufteinlass und mindestens einen Kühlluftkanal aufweist, wobei die Kühlluft durch eine Kühlluftverbindung ins Innere des Flugzeugs geleitet werden kann. Somit ermöglicht die Primärstrukturanordnung auch das Anordnen ei nes Lufteinlasses, beispielsweise eines (genormten) Staulufteinlasses, im Bereich der Vertiefung. Ein Kühlluftkanal in dem Bauelement kann somit auch als Stauluftkanal ausgestaltet sein. Selbstverständlich kann das Bauelement auch (nur) einen Luftaus- lass umfassen, wobei der eine oder die mehreren Kühlluftkanäle in dem Bauelement an dem Luftauslass angeschlossen sind, sodass das Bauelement und der/die darin angeordnete/n Kühlluftkanale/-kanäle als Abluftleitung dienen können.
In einer weiteren Variante kann der Kühlluftkanal in dem Bauelement auch nicht mit dem Inneren des Flugzeugs verbunden sein (also ohne Kühlluftverbindung). Statt- dessen kann das Bauelement einen Kühllufteinlass und einen Kühlluftauslass aufwei¬ sen, der mit dem Kühlluftkanal fluidisch verbunden ist. Somit kann das Bauelement einen üblichen Stauluftkanal aufweisen. Ebenfalls in einer weiteren Variante kann ein Wärmeträgerfluidkanal in einem solchen Stauluftkanal innerhalb des Bauelements angeordnet sein. Dadurch lässt sich ein Wärmetauscher in einem Stauluftkanal nach träglich in dem Flugzeug installieren.
In einer anderen Ausgestaltungsvariante kann die Primärstrukturanordnung ferner mindestens einen außerhalb der Vertiefung angeordneten, an die Vertiefung angren zenden Kühlluftkanal umfassen. Dieser außerhalb der Vertiefung angeordnete Kühl luftkanal kann sich auf der Innenseite der Außenhaut der Primärstrukturanordnung befinden. Beispielsweise kann ferner der außerhalb der Vertiefung angeordnete Kühl luftkanal an die Kühlluftverbindung anschließen, sodass er mit dem Kühlluftkanal in nerhalb des Bauelements einen durchgängigen Kühlluftkanal bildet. Dies ermöglicht die Verwendung der Kühlluft auch in Bereichen innerhalb des Flugzeugs.
In einer weiteren Ausgestaltungsvariante kann die Primärstrukturanordnung ferner eine Kühlluftfördereinrichtung umfassen, die auf einer dem Inneren des Flugzeugs zugewandten Seite des Außenhautabschnitts angeordnet ist. Mit anderen Worten ist die Kühlluftfördereinrichtung im Inneren des Flugzeugs vorgesehen. Dabei kann die Kühlluftfördereinrichtung mit dem Kühlluftkanal in dem Bauelement und/oder dem Kühlluftkanal außerhalb der Vertiefung fluidisch gekoppelt sein. Mit anderen Worten lässt sich mit der Kühlluftfördereinrichtung Kühlluft durch jeglichen Kühlluftkanal för dern, um einen Abtransport der beispielsweise von dem Wärmeträgerfluid abgege¬ benen Wärmeenergie zu gewährleisten. Dabei kann die Kühlluftfördereinrichtung so eingerichtet sein, dass sie Kühlluft aus dem Inneren des Flugzeugs über die Kühlluft¬ verbindung in den Kühlluftkanal des Bauelements fördert. Dabei kann die Kühlluft den Kühlluftkanal des Bauelements beispielsweise über entsprechende Öffnungen in dem Bauelement verlassen. Alternativ kann die Kühlluftfördereinrichtung so einge richtet sein, dass sie Kühlluft durch den Kühlluftkanal des Bauelements in das Innere des Flugzeugs fördert. Selbstverständlich kann die Kühlluftfördereinrichtung auch dazu eingerichtet sein, wahlweise Kühlluft in das Flugzeug oder aus dem Flugzeug durch einen oder mehrere Kühlluftkanäle zu fördern. Gemäß einem weiteren Aspekt zum besseren Verständnis der vorliegenden Offenba rung umfasst ein Flugzeug mindestens eine Primärstrukturanordnung gemäß dem ersten Aspekt. Insbesondere kann ein Flugzeug eine Vielzahl von Primärstrukturan ordnungen umfassen. Dabei kann die Vertiefung jeder Primärstrukturanordnung mit einem gleichen oder mit unterschiedlichen Bauelementen ausgestattet sein. Dies er möglicht, Bauelemente mit einem Wärmeträgerfluidkanal an bestimmten Orten des Flugzeugs (an bestimmten zugehörigen Primärstrukturanordnungen des Flugzeugs) anzubringen, die sich in der Nähe eines in dem Flugzeug vorgesehenen Kühlsystems befindet. Somit können Leitungslängen für das Kühlsystem deutlich verkürzt werden, wodurch Gewicht für das Flugzeug eingespart wird. Auch kann ein Flugzeug durch Austausch entsprechender Bauelemente an eine neue Kühlsituation angepasst wer den. Wird beispielsweise ein Kühlsystem an einen anderen Ort innerhalb des Flug¬ zeugs verlegt oder ein Kühlsystem in dem Flugzeug neu installiert, kann auch der zugehörige Wärmetauscher in dem Bauelement an einen passenden Ort (Pri märstrukturanordnung) versetzt werden. Ebenso ist es denkbar, zusätzliche Wärme¬ tauscher (in Form von Bauelementen mit Wärmeträgerfluidkanal) an dem Flugzeug anzubringen, wenn ein stärkeres Kühlsystem eine größere Wärmemenge abzugeben hat. Alle ungenutzten Vertiefungen der Primärstrukturanordnungen in dem Flugzeug können mit Bauelementen verschlossen werden, die keinen Wärmeträgerfluidkanal und/oder Kühlluftkanal umfassen, sondern beispielsweise lediglich aus einer Abde ckung bestehen.
Gemäß einem dritten Aspekt zum besseren Verständnis der vorliegenden Offenba rung wird ein Verfahren zum Anbringen eines Flugzeugaußenhautwärmetauschers beschrieben. Das Verfahren umfasst zumindest die folgenden Schritte
- Bereitstellen eines Außenhautabschnitts mit mindestens einer Vertiefung, wobei der Außenhautabschnitt eine äußere Form eines Flugzeugs definiert und einen Abschnitt einer Hülle des Flugzeugs bildet;
- Einsetzen eines die Vertiefung verschließenden Bauelements in die Vertie fung, wobei das Bauelement einen Wärmeträgerfluidkanal umfasst;
- Herstellen einer fluidischen Verbindung zwischen dem Wärmeträgerfluidkanal und einer Wärmeträgerfluidverbindung, die dazu eingerichtet ist, ein Wärme trägerfluid in die Vertiefung zu führen; und
- Befestigen des Bauelements in der Vertiefung mittels einer darin angeordne ten Halterung. Die in dem Verfahren eingesetzten strukturellen Merkmale können selbstverständlich denen des ersten und zweiten Aspekts entsprechen.
Das Verfahren kann ferner dahingehend ergänzt werden, dass ein bereits befestigtes Bauelement aus der Vertiefung gelöst und entfernt wird und anschließend durch ein anderes Bauelemente ersetzt wird. Das andere Bauelement kann entsprechend den oben genannten Schritten in die Vertiefung eingesetzt werden. Das andere Bauele mente kann beispielsweise einen Wärmeträgerfluidkanal mit einer anderen Dimensi¬ on als das entnommene Bauelemente umfassen, oder gar keinen Wärmeträgerfluid¬ kanal umfassen. Somit lassen sich Bauelemente mit oder ohne Wärmetauscher von außen an den Flugzeug austauschen, wodurch deutlich an Arbeitszeit gespart werden kann. Üblicherweise sind die Bereiche im Inneren des Flugzeugs schwierig zu errei¬ chen, falls ein Außenhautwärmetauscher ersetzt oder ausgetauscht werden muss.
Ferner können die oben beschriebenen Aspekte, Ausgestaltungen und Varianten selbstverständlich kombiniert werden, ohne dass dies explizit beschrieben ist. Jede der beschriebenen Ausgestaltungsvarianten ist somit optional zu jedem der Aspekte, Ausgestaltungen und Varianten oder bereits Kombinationen davon zu sehen. Die vor liegende Offenbarung ist somit nicht auf die einzelnen Ausgestaltungen und Ausge¬ staltungsvarianten in der beschriebenen Reihenfolge oder einer bestimmten Kombi nation der Aspekte und Ausgestaltungsvarianten beschränkt.
Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nun anhand der beigefügten schematischen Zeichnungen näher erläutert, wobei:
Figur 1 schematisch einen Ausschnitt eines Flugzeugs zeigt;
Figur 2 schematisch einen Querschnitt einer Primärstrukturanordnung zeigt;
Figur 3 schematisch eine Seitenansicht eines Flugzeugs mit einer Pri¬ märstrukturanordnung zeigt;
Figuren 4 bis 7 schematisch jeweils eine Variante eines Querschnitts einer Pri¬ märstrukturanordnung zeigen;
Figuren 8 bis 10 schematisch jeweils eine Variante eines Querschnitts eines Bauele¬ ments zeigen;
Figur 11 schematisch einen Längsschnitt und einen Querschnitt einer Pri märstrukturanordnung zeigt; Figur 12 schematisch einen Querschnitt eines Flugzeugs mit zwei Pri- märstrukturanordnungen zeigt;
Figur 13 schematisch einen Querschnitt eines Flugzeugs zeigt; und
Figur 14 ein Ablaufdiagramm eines Verfahrens zum Anbringen eines Flug zeugaußenhautwärmetauschers zeigt.
Figur 1 zeigt schematisch einen Ausschnitt eines Flugzeugs 1 in einer Seitenansicht. Das Flugzeug 1 umfasst eine äußere Hülle in Form einer Außenhaut 5, die eine äuße¬ re Form des Flugzeugs 1 definiert. Das Flugzeug 1 kann, wie in Figur 1 gezeigt, eine oder mehrere Primärstrukturanordnungen 100 umfassen. Die in Figur 1 dargestellten Primärstrukturen 100 sind lediglich schematisch durch zwei Linien angedeutet, wobei sie nicht auf die dargestellten Dimensionen beschränkt sind.
Figur 2 zeigt schematisch einen Querschnitt einer solchen Primärstrukturanordnung 100. So ist zu erkennen, dass die Primärstrukturanordnung 100 einen Außenhautab¬ schnitt 5 umfasst, der eine äußere Form des Flugzeugs 1 definiert und einen Ab¬ schnitt einer Hülle des Flugzeugs bildet. Der Außenhautabschnitt 5 ist zur Vereinfa¬ chung der Zeichnung mit geraden, senkrecht zueinander angeordneten Linien ge zeichnet. Für gewöhnlich sind Außenhautabschnitte 5 eines Flugzeugs 1 gekrümmt.
Der Verlauf der Außenhaut 5 bildet eine Vertiefung 10, wobei die Außenhaut 5 zu¬ mindest in einem Abschnitt weiter in dem Inneren des Flugzeugs 1 (in Figur 2 rechts) angeordnet ist als der außerhalb der Vertiefung 10 liegende Abschnitt der Außenhaut 5. Die Vertiefung 10 ist hier nur schematisch mit senkrecht zur Außenhaut 5 verlau¬ fenden Seitenwänden 11, 12 dargestellt. Selbstverständlich können die Seitenwände 11, 12 andere Winkel gegenüber der Außenhaut 5 einnehmen, gekrümmt ausgebildet sein, oder gar nicht explizit als Seitenwand ausgebildet sein, sondern vielmehr in Form von konkaven und/oder konvexen Krümmungen von der Mitte der Vertiefung 10 zur übrigen außerhalb der Vertiefung 10 liegenden Außenhaut 5 verlaufen.
Die Primärstrukturanordnung 100 kann ferner mindestens eine in oder an der Vertie fung 10 angeordnete Halterung 30 aufweisen. Eine solche Halterung 30 ist dazu ein¬ gerichtet, ein die Vertiefung 10 verschließendes Bauelement 50 (welches mit Bezug auf die Figuren 3 bis 9 noch näher erläutert wird) in der Vertiefung 10 festzuhalten. Die Halterung 30 ist exemplarisch an einer Seitenwand 12 der Vertiefung 10 darge stellt. Selbstverständlich kann die Halterung 30 (oder weitere Halterungen 30) auch an anderer Stelle der Primärstrukturanordnung 100 angeordnet sein. Lediglich exemplarisch sind mit gestrichelten Linien zwei weitere Halterungen 30 auf der In nenseite der Außenhaut 5 im Bereich der Vertiefung 10 in Figur 2 eingezeichnet.
Figur 3 zeigt schematisch eine Seitenansicht eines Flugzeugs 1 mit einer Primärstruk¬ turanordnung 100. Die Primärstrukturanordnung 100 und insbesondere ihre Vertie¬ fung 10 kann sich in Längsrichtung (X-Achse) des Flugzeugs 1 weiter erstrecken als senkrecht dazu (in Richtung der Z-Achse). Die Größe der Vertiefung 10 ist jedoch frei wählbar je nachdem, für welchen Zweck die Primärstrukturanordnung 100 vorgese hen ist.
In Figur 3 ist eine Wärmeträgerfluidverbindung 20 dargestellt, die dazu eingerichtet ist, ein Wärmeträgerfluid durch die Außenhaut 5 des Flugzeugs 1 zu führen. Insbe¬ sondere sind ein erster Abschnitt 20a der Wärmeträgerfluidverbindung 20 an einer Seite der Vertiefung 10 und ein zweiter Abschnitt 20b der Wärmeträgerfluidverbin dung 20 an einer anderen Seite der Vertiefung 10 dargestellt. Die Position der Wär meträgerfluidverbindung 20 oder des ersten oder zweiten Abschnitts 20a, 20b der Wärmeträgerfluidverbindung 20 ist nicht auf die dargestellte Lage beschränkt, son¬ dern kann sich an irgendeiner Stelle an oder in unmittelbarer Nähe zur der Vertiefung 10 befinden.
Figuren 4 bis 7 zeigen jeweils schematisch einen Querschnitt einer Primärstrukturan ordnung 100 gemäß einer Variante. Die Blickrichtung der Figuren 4 bis 7 ist bei spielsweise in Längsrichtung (in Richtung der X-Achse) des Flugzeugs 1. Insbesonde¬ re ist in den Figuren 4 bis 7 ein Bauelement 50 gezeigt, welches in die Vertiefung 10 eingesetzt ist. Die in Figur 4 gezeigte Variante umfasst ein Bauelement 50 mit zwei darin angeordneten Wärmeträgerfluidkanälen 51, 52. Die Wärmeträgerfluidkanäle 51, 52 können mit der Wärmeträgerfluidverbindung 20 fluidisch gekoppelt sein, so- dass Wärmeträgerfluid die Wärmeträgerfluidverbindung 20 und anschließend den Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 durchströmt. Dabei können die Abschnitte 20a, 20b der Wärmeträgerfluidverbindung 20 dafür verwendet werden, jeweils einem Wärme trägerfluidkanal 51, 52 zugeordnet zu sein. Beispielsweise kann der erste Abschnitt 20a der Wärmeträgerfluidverbindung 20 einen Zulauf und einen Ablauf für Wärme trägerfluid umfassen, die beide mit dem Wärmeträgerfluidkanal 51 fluidisch gekop¬ pelt sind. Gleichfalls kann der zweite Abschnitt 20b der Wärmeträgerfluidverbindung 20 einen Zulauf und einen Ablauf für Wärmeträgerfluid umfassen, die beide mit dem weiteren Wärmeträgerfluidkanal 52 fluidisch gekoppelt sind.
Alternativ kann auch Wärmeträgerfluid durch den ersten Abschnitt 20a der Wärme trägerfluidverbindung 20 in den Wärmeträgerfluidkanal 51 strömen, der Wärmeträ- gerfluidkanal 51 kann mit dem weiteren Wärmeträgerfluidkanal 52 fluidisch gekop¬ pelt sein, und das Wärmeträgerfluid kann durch den weiteren Wärmeträgerfluidkanal 52 über den zweiten Abschnitt 20b der Wärmeträgerfluidverbindung 20 wieder aus strömen.
In jedem Fall kann ein Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 mit der Wärmeträgerfluidver bindung 20 über ein Anschlussstück 56 gekoppelt sein, wie es in der Detailansicht der Figur 3 gezeigt ist. Das Anschlussstück 56 sowie der in Figur 3 dargestellte erste Abschnitt 20a der Wärmeträgerfluidverbindung 20 können dazu eingerichtet sein, ineinander oder aneinander angesteckt zu werden und dabei eine fluidische Verbin dung herzustellen. Beispielsweise können das Anschlussstück 56 und der erste Ab schnitt 20a der Wärmeträgerfluidverbindung 20 als korrespondierende aneinander anschließbare Kupplungsstücke ausgebildet sein. Auch der zweite Abschnitt 20b der Wärmeträgerfluidverbindung 20 kann entsprechend ausgeformt sein. Ebenso kann auch der weitere Wärmeträgerfluidkanal 52 mit mindestens einem entsprechenden Anschlussstück 56 ausgestattet sein.
Die Primärstrukturanordnung 100 kann ferner mindestens einen in dem die Vertie fung 10 verschließenden Bauelement 50 angeordneten Kühlluftkanal 53 umfassen. Der Kühlluftkanal 53 kann von Kühlluft durchströmt werden, die mit dem den Wär¬ meträgerfluidkanal 51, 52 durchströmenden Wärmeträgerfluid thermisch gekoppelt ist. Mit anderen Worten kann Wärmeenergie von dem Wärmeträgerfluid in dem Wärmeträgerfluidkanal 51 und/oder dem weiteren Wärmeträgerfluidkanal 52 auf das Kühlmedium (hier Luft) in dem Kühlluftkanal 53 übertragen werden.
Im Bereich des in Figur 4 dargestellten zentralen Bereichs des Kühlluftkanals 53 sind die Wärmeträgerfluidkanäle 51, 52 beabstandet voneinander dargestellt. In diesem Fall kann der Kühlluftkanal 53 zur Umgebungsluft hin (zur in Figur 4 links liegenden Außenseite des Flugzeugs 1 hin) verschlossen sein. Beispielsweise kann eine Außen¬ wand 58 des Bauelements 50 den Kühlluftkanal 53 verschließen. Die Außenwand 58 kann ferner auch den mindestens einen Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 überspannen. Dadurch kann eine durchgehende äußere Fläche des Bauelements 50 geschaffen werden, wodurch die Aerodynamik der Primärstrukturanordnung 100 verbessert wird. In einer alternativen Ausgestaltungsvariante können die Wärmeträgerfluidkanä¬ le 51, 52 auch aneinander anstoßen, sodass die Außenwand 58 nicht notwendig ist.
Wie in Figur 4 dargestellt ist, können die Wärmeträgerfluidkanäle 51, 52 so in dem Bauelement 50 angeordnet sein, dass Öffnungen 54 entstehen, über die Luft aus einer Umgebung des Flugzeugs 1 in die Kühlluftkanäle 53 strömen kann (oder umge- kehrt über die Luft in die Umgebung des Flugzeugs 1 aus den Kühlluftkanälen 53 strömen kann). Um die Kühlluft über die gesamte den Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 begrenzende Wand 51a, 52a (Figuren 8 und 9) zu führen, können Kühlrippen oder Lamellen 55 in den Kühlluftkanälen 53 vorgesehen sein, die den Kühlluftstrom leiten. Die in Figur 4 dargestellten Kühlrippen 55 verlaufen parallel zur Zeichnungsebene der Figur 4 und können beispielsweise an der den Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 begren¬ zenden innenseitigen Wand 51a, 52a befestigt sein. Selbstverständlich können die Kühlrippen 55 jede beliebige Ausrichtung und Form aufweisen, um eine gute thermi sche Anbindung zwischen Kühlluftstrom und Wärmeträgerfluid zu erzielen.
Die Kühlluft kann optional durch eine Kühlluftfördereinrichtung 60 gefördert werden. Hierfür kann die Primärstrukturanordnung 100 eine Kühlluftverbindung 25 umfassen, die dazu eingerichtet ist, Kühlluft durch die Außenhaut 5 des Flugzeugs 1 (in das In¬ nere des Flugzeugs 1) zu führen. Der/die Kühlluftkanal/kanäle 53 ist hierfür mit der Kühlluftverbindung 25 fluidisch gekoppelt, sodass die in dem Kühlluftkanal 53 strö¬ mende Kühlluft die Kühlluftverbindung 25 durchströmt. Wie aus den Figuren 2 bis 4 hervorgeht, kann die Primärstrukturanordnung 100 mindestens einen außerhalb der Vertiefung 10 angeordneten, an die Vertiefung 10 angrenzenden Kühlluftkanal 27 umfassen. Dabei kann die Kühlluftfördereinrichtung 60 an jeder beliebigen Stelle des Kühlluftkanals 27 angeordnet sein. Schließlich kann über einen Luftauslass 65 die geförderte Kühlluft das Flugzeug 1 wieder verlassen. So kann beispielsweise, wie in Figur 3 dargestellt, die Kühlluftfördereinrichtung 60 in einem unteren Bereich des Flugzeugs 1 angeordnet sein. Ebenso kann die Luftfördereinrichtung 60 in einem Be reich des Flugzeugs 1 angeordnet sein, der nicht mit Druck beaufschlagt ist (z.B. im sog. „Belly Fairing").
Das in Figur 4 im Detail dargestellte untere Ende des Bauelements 50 zeigt eine bei¬ spielhafte Bauelementhalterung 35, die mit der in der Vertiefung 10 angeordneten Halterung 30 formschlüssig und/oder kraftschlüssig verbunden ist. Die beispielhafte Halterung 30 aus Figur 4 ist als Hinterschneidung ausgebildet, wobei die ebenfalls beispielhafte Bauelementhalterung 35 eine zu der Hinterschneidung korrespondie rende Form aufweist. Beispielsweise kann die Bauelementhalterung 35 in dem Bau¬ element 50 integriert sein, und nach Einsetzen des Bauelements 50 in die Vertiefung 10 manuell oder automatisch herausgefahren werden (in Figur 4 nach unten). Dadurch wird eine formschlüssige und/oder kraftschlüssige Verbindung mit der Hal¬ terung 30 hergestellt.
Schließlich kann das Bauelement 50 auch eine Abdeckung 57 umfassen, die dazu eingerichtet ist, mit der Außenhaut 5 des Flugzeugs 1 außerhalb der Vertiefung 10 zu fluchten. Insbesondere wenn das Bauelement 50 in die Vertiefung eingesetzt ist und darin befestigt ist, kann die Abdeckung 57 eine durchgängige (bündige) Oberfläche mit der übrigen Außenhaut 5 des Flugzeugs 1 außerhalb der Vertiefung 10 bilden. Optional kann die Abdeckung 57 auch ein Dichtelement umfassen, das einen mögli chen Spalt zwischen Bauelement 50 und Außenhaut 5 außerhalb der Vertiefung 10 verschließt. Dadurch kann das Bauelement 50 aerodynamisch optimal die Vertiefung 10 verschließen.
Gemäß einer Variante der vorliegenden Offenbarung kann ein Bauelement 50 aus schließlich aus einer Abdeckung 57 bestehen, die die gesamte Vertiefung 10 ver schließt. Dies ist in Figur 1 in Form der gestrichelt dargestellten Primärstrukturanord¬ nung 100 beispielhaft dargestellt. Während an anderer Stelle des Flugzeugs 1 eine Primärstrukturanordnung 100 mit mindestens einem Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 vorgesehen ist, kann eine weitere Primärstrukturanordnung 100 (in Figur 1 zweite von rechts) ohne Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 und eben ausschließlich durch eine Abdeckung 57 versehen sein. Dadurch kann das Flugzeug 1 mit einer beliebigen An zahl von Primärstrukturanordnungen 100 ausgestattet sein, während Wärmeträger fluidkanäle 51, 52 (und somit Außenhautwärmetauscher) nur an den Positionen an der Außenseite des Flugzeugs 1 angeordnet sind, wo sie benötigt werden oder auch gar nicht.
Beispielsweise können Außenhautwärmetauscher in einer Vertiefung 10 installiert werden, wenn sich auf der entsprechenden Innenseite des Flugzeugs 1 ein Kühlsys tem oder anderes System befindet, welches ein Wärmeträgerfluid kühlen muss. Glei¬ ches gilt auch für Bauelemente 50, die nur mindestens einen Kühlluftkanal 53 und eine Öffnung 54 umfassen. Zusätzlich kann die Primärstrukturanordnung 100 auch eine Kühlluftverbindung 25 aufweisen. Dadurch kann an jeder beliebigen Pri märstrukturanordnung 100 ein Lufteinlass oder Luftauslass installiert werden, um ein System an der korrespondierenden Position im Inneren des Flugzeugs 1 mit Umge- bungsluft zu versorgen oder Abluft an die Umgebung abzugeben.
Des Weiteren kann die Vertiefung 10 über ihre gesamte Fläche eine im Wesentlichen gleiche Tiefe T in das Innere des Flugzeugs 1 aufweisen. Entsprechend kann jedes Bauelement 50 eine der Tiefe T entsprechende Dicke D (siehe Figur 8) aufweisen, um die Vertiefung 10 möglichst so zu verschließen, dass die Außenseite des Bauele¬ ments 50 mit der um die Vertiefung 10 liegende Außenhaut 5 des Flugzeugs 1 eine durchgängige bündige Oberfläche bildet. Ferner können die Varianten des Bauele¬ ments 50 in jede Vertiefung 10 jeder beliebigen Primärstrukturanordnung 100 einge setzt werden, wodurch eine gewisse Normierung der Primärstrukturanordnung 100 erzielt wird. Insbesondere kann das Flugzeug 1 mit gleichen Primärstrukturanord¬ nungen 100 ausgestattet sein, sodass sich je nach Bedarf von außen an dem Flug zeug 1 entsprechend notwendige Bauelemente 50 einsetzen lassen. Wenn jede Pri¬ märstrukturanordnung 100 mit einer Wärmeträgerfluidverbindung 20 und einer Kühl luftverbindung 25 ausgestattet ist, kann zu jeder Zeit an jeder Primärstrukturanord¬ nung 100 ein Flugzeugaußenhautwärmetauscher, ein Lufteinlass und/oder ein Luft auslass oder lediglich eine Abdeckung installiert werden.
Figur 5 zeigt eine weitere Variante eines Bauelements 50. Hierzu werden nur die Un¬ terschiede zur Variante gemäß Figur 4 beschrieben, da alle übrigen Komponenten die gleiche Funktion aufweisen. Insbesondere ist die Anordnung der Wärmeträgerfluid¬ kanäle 51, 52 verändert, sodass diese an einer Außenseite des Bauelements 50 an¬ geordnet sind. Kühlluft kann somit durch die Öffnungen 54 den außen liegenden Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 umströmen, wodurch eine größere Oberfläche des Wärmeträgerfluidkanals 51, 52 von Kühlluft umströmt wird und somit die Abgabe von Wärmeenergie an die Kühlluft verbessert wird. Ferner muss das Bauelement 50 le¬ diglich eine zwischen den beiden Wärmeträgerfluidkanälen 51, 52 angeordnete Ab deckung 57 umfassen.
Zwar kann bei der Variante gemäß Figur 4 das Bauelement mehrteilig ausgestaltet sein, beispielsweise können die Abdeckungen 57 als gesonderte Bauteile in die Ver¬ tiefung 10 eingesetzt werden (beispielsweise nachdem das Bauelement 50 mit den Wärmeträgerfluidkanälen 51, 52 dadurch kleiner und somit einfacher in die Vertie fung 10 eingesetzt wurde). Dadurch erleichtert sich der Einbau. Bei der Variante ge¬ mäß Figur 5 hingegen kann in einem einzelnen Einbauschritt die gesamte Vertiefung 10 verschlossen werden, da nur ein einzelnes Bauelement 50 in die Vertiefung 10 eingesetzt wird. Zudem müssen im Bereich der Öffnungen 54 keine Dichtelemente vorgesehen sein, da diese Öffnungen 54 (beispielsweise in Form mindestens eines Schlitzes entlang des Bauelement 50 und der Vertiefung 10) für die Aufnahme von Umgebungsluft notwendig sind.
Nur beispielhaft sind in Figur 5 auch Halterungen 30 der Primärstrukturanordnung 10 gezeigt, in die jeweils eine korrespondierende Bauelementhalterung 35 eingesetzt ist. Hierbei kann es sich beispielsweise um eine Steckverbindung, eine Klebeverbindung, eine magnetische Haltevorrichtung, eine Verschraubung 36 (Figur 11), etc. handeln. Aufgrund der im Randbereich des Bauelements 50 vorgesehenen Öffnungen 54 ist eine am Boden der Vertiefung 10 (in Figur 5 an der rechten Seite der Vertiefung 10) vorgesehene Halterung 30 vorteilhafter, da die Öffnungen 54 und der nachfolgende Kühlluftkanal 53 nicht unterbrochen sind und ein möglichst großer Kühlluftstrom er¬ möglicht wird.
Figur 6 zeigt eine weitere Variante eines Bauelements 50 bzw. Primärstrukturanord¬ nung 100, welches ähnlich zu der Variante gemäß Figur 4 ausgestaltet ist. Insbeson¬ dere der im zentralen Bereich des Bauelements 50 liegende Abschnitt mit Wärmeträ¬ gerfluidkanälen 51, 52 und Kühlluftkanal 53 entspricht der Variante aus Figur 4. Je¬ doch sind Abdeckungen 57 an dem Bauelement 50 vorgesehen, die kurz vor der Au ßenhaut 5 außerhalb der Vertiefung 10 enden und dort Öffnungen 54 für einen Kühl lufteinlass oder -auslass bilden. Wie oben beschrieben kann hierbei die Abdeckung 57 bereits am Bauelement 50 angebracht sein, sodass dieses als ein Bauteil in die Vertiefung 10 eingesetzt werden kann. In der Variante gemäß Figur 4, können die Abdeckungen 57 auch gesondert in der Vertiefung 10 angebracht werden.
Ferner bietet die Variante gemäß Figur 6 den Vorteil, dass eine größere Kaminwir¬ kung in dem Kühlluftkanal 53 erzielt werden kann. Damit lässt sich der in Figur 6 schematisch gezeigte Flugzeugaußenhautwärmetauscher auch im Bodenbetrieb und bei abgeschalteter oder nicht vorhandener Kühlluftfördereinrichtung 60 nutzen.
Figur 7 wiederum zeigt eine Variante einer Primärstrukturanordnung 100, die über keine Kühlluftfördereinrichtung 60 und keinen außerhalb der Vertiefung 10 angeord neten Kühlluftkanal 27 verfügt. Hierbei kann die Kühlluftverbindung 25 durch ein Verschlusselement 28 verschlossen sein. Alternativ kann die Primärstrukturanord¬ nung 100 auch gar keine Kühlluftverbindung 25 umfassen, wobei auch das Ver schlusselement 28 entfällt.
Figuren 8 bis 10 zeigen schematisch jeweils eine Variante eines Querschnitts eines Bauelements 50. Das in Figur 8 dargestellte Bauelement 50 weist lediglich einen Wärmeträgerfluidkanal 51 auf. Ferner ist ein Kühlluftkanal 53 durch eine Abdeckung 57 gebildet. Ferner zeigt Figur 8, dass das Bauelement 50 auch eine optionale Rück¬ wand 59 aufweisen kann. Diese dient einerseits der Ausformung eines einteiligen Bauelements 50, also als Verbindungselement zwischen Wärmeträgerfluidkanal 51 und Abdeckung 57. Ferner kann die Rückwand 59 auch die Bauelementhalterung 35 aufnehmen oder bilden.
Das in Figur 8 gezeigte Bauelement 50 kann in die Vertiefung 10 einer Primärstruk turanordnung 100 in gleicher Weise eingesetzt werden wie ein größeres Bauelement 50, wie es beispielsweise in Figur 9 dargestellt ist. Der übrige Bereich der Vertiefung 10 kann entweder mit einem weiteren Bauelement 50 gemäß Figur 8 besetzt werden, oder einfach durch eine Abdeckung 57 verschlossen werden. Dadurch lässt sich die Primärstrukturanordnung 100 mit beliebig dimensionierten Bauelementen 50 und beliebig dimensionierten Wärmeträgerfluidkanälen 51, 52 ausstatten, je nach Bedarf. Mit Bezug auf Figur 3 kann das Bauelement 50 auch eine beliebige Erstreckung in Längsrichtung des Flugzeugs (X-Achse) einnehmen. Ebenfalls je nach Bedarf kann hier der Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 beliebig dimensioniert werden.
Das in Figur 9 dargestellte Bauelement 50 entspricht der Variante aus Figur 4. Ferner ist in Figur 9 eine Schnittstelle 26 für den Kühlluftkanal 53 dargestellt. Diese kann in Form eines Rohres oder Tubus ausgestaltet sein, das/der mit der Kühlluftverbindung 25 korrespondiert, um eine fluidische Verbindung zwischen Kühlluftkanal 53 und an die Vertiefung 10 angrenzenden Kühlluftkanal 27 herzustellen. Alternativ kann die Schnittstelle 26 für den Kühlluftkanal 53 auch lediglich eine Öffnung sein, die mit ei¬ ner zugehörigen Öffnung der Kühlluftverbindung 25 korrespondiert. Mit anderen Worten kann die Schnittstelle 26 in Form einer Öffnung in der Rückwand 59 imple mentiert sein.
Figur 10 zeigt ein Bauelement 50, welches lediglich aus einem Wärmeträgerfluidkanal 51 besteht. Optional können auch eine oder mehrere Bauelementhalterungen 35 an dem Wärmeträgerfluidkanal 51 vorgesehen sein. Somit kann ein Bauelement 50 auch ohne Kühlluftkanal 53 hergestellt sein. Diese Form des Bauelements 50 zeichnet sich durch seine geringere Dicke D aus. Beispielsweise kann die Dicke D nur 2 bis 5 mm, vorzugsweise 2 bis 3 mm, betragen. Entsprechend ist auch die Tiefe T der Vertiefung 10 äußerst klein, wodurch eine nur geringfügige Änderung der Primärstruktur not wendig ist. Die Tragfähigkeit der Primärstruktur ist daher kaum beeinträchtigt. Aller¬ dings kann der Wärmeträgerfluidkanal 51 nur im Flugbetrieb effektiv zur Kühlung herangezogen werden. Im Bodenbetrieb ist eine effektive Kühlung bei niedrigen Au ßentemperaturen und/oder ohne Sonneneinstrahlung möglich.
In den Figuren 8 und 9 ist ebenfalls die den Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 begren¬ zende Wand 51a, 52a gekennzeichnet, die mindestens einen Abschnitt des Kühlluft¬ kanals 53 begrenzen. An dieser Wand 51a, 52a können Kühlrippen 55 befestigt oder angeordnet sein, die den Kühlluftstrom im Kühlluftkanal 53 leiten.
Figur 11 zeigt schematisch einen Längsschnitt und einen Querschnitt einer Ausgestal¬ tungsvariante der Primärstrukturanordnung 100. Die Primärstrukturanordnung 100 umfasst neben dem Außenhautabschnitt 5 mindestens einen Spant 6 sowie mindes¬ tens einen Stringer 8. Die Außenhaut 5 ist an den Stringern 8 befestigt, wobei die Stringer 8 überwiegend in Längsrichtung des Flugzeugs 1 verlaufen. Der Spant 6 ver- läuft in einer Querschnittsebene des Flugzeug 1. Zur Vereinfachung sind in Figur 11 die dargestellten Komponenten mit geraden Linien gezeichnet. Üblicherweise ist bei¬ spielsweise ein Spant 6 gekrümmt und entspricht im Wesentlichen der Querschnitts¬ form des Rumpfes des Flugzeugs 1.
Da der Spant 6 auf der dem Flugzeuginneren zugewandten Seite der Stringer 8 an geordnet ist, sind für gewöhnlich Knotenbleche 7 vorgesehen, die Abschnitte umfas¬ sen, von denen sich einer seitlich an den Stringer 8 und ein anderer seitlich an den Spant 6 anlegt. Wie in der Figur 11 zu erkennen ist, ragt zur Bildung des Kühlluftka¬ nals 53 die Vertiefung 10 so in das Innere des Flugzeugs 1, dass mindestens ein Spant 6, ein Stringer 8 und/oder Knotenblech 7 zumindest abschnittsweise im Profil geändert (insbesondere gekürzt) werden muss oder weggelassen werden muss. Dadurch wird jedoch das Widerstandsmoment des Spants 6, Stringer 8, und/oder Knotenblech 7 (also der Primärstruktur) reduziert. Um dies auszugleichen, ist ein zu sätzliches Knotenblech 9 vorgesehen. Dies kann beispielsweise an einem Spant 6 befestigt werden und die die Vertiefung 10 bildende Außenhaut 5 und/oder Rück¬ wand 59 des Bauelements 50 stabilisieren.
Anhand der Figuren 8, 10 und 11 ist gut zu erkennen, dass ein Bauelement 50 ge¬ mäß Figur 10 mit einer sehr geringen Dicke D die oben erwähnte Reduzierung des Widerstandsmoments der Primärstruktur vermeidet. Sind jedoch Kühlluftkanäle 53 vorzusehen, muss der für die Vertiefung 10 notwendige Bauraum geschaffen wer den. In einem Bereich des Flugzeugs 1, in dem sich eine Flugzeugkabine oder Frachtraum befindet, kann die Innenseite des Spants 6 nicht weiter ins Innere des Flugzeugs 1 verlegt werden, da ansonsten der dort notwendige Raum für den Innen ausbau des Flugzeugs 1 fehlen würde.
In anderen Bereichen des Flugzeugs, beispielsweise einem unbedruckten Bereich, wie zum Beispiel dem Belly Fairing können die Dimensionen des Spants 6, Stringers 8 und/oder Knotenblechs 7 weiter in das Flugzeuginnere verlegt werden. Dadurch lässt sich das zusätzliche Knotenblech 9 vermeiden, wodurch Gewicht eingespart wird. In diesem Fall kann auch auf die Außenhaut 5 in der Vertiefung 10 bzw. Rückwand 59 des Bauelements 50 verzichtet werden. Eine Kühlluftfördereinrichtung 60 kann dabei im Flugzeuginneren (beispielsweise möglichst nah an dem Bauelement 50) vorgese¬ hen sein, welches Umgebungsluft durch den Kühlluftkanal 53 in das Flugzeuginnere fördert oder umgekehrt aus dem Flugzeuginneren durch den Kühlluftkanal 53 über den Wärmeträgerfluidkanal 51 in die Umgebung des Flugzeugs 1 fördert. Figur 11 zeigt ferner eine mögliche Variante der Halterung 30 und Bauelementhalte¬ rung 35. So kann die Halterung 30 in Form von einem Winkelelement implementiert sein, das beispielsweise mittels Verschraubung an einem Stringer 8 befestigt ist. Die Bauelementhalterung 35 kann beispielsweise in Form einer Verschraubung 36 erfol gen. Sämtliche in Figur 11 dargestellten Verschraubungen sind mittels doppelpunk tierter Linie dargestellt. Diese Halterung 30 kann beispielsweise an einer Seitenwand der Vertiefung 10, die ebenfalls durch den Stringer 8 gebildet wird, angeordnet sein. Eine weitere Halterung 30 oder Bauelementhalterung 35 kann in der Mitte der Vertie fung 10 bzw. in der Mitte des Bauelements 50 vorgesehen sein und an dem zusätzli chen Knotenblech 9 und/oder dem Spant 6 befestigt sein. In Figur 11 ist dies als Doppel-T-Träger dargestellt.
Figur 12 zeigt schematisch einen Querschnitt eines Flugzeugs 1 mit zwei Primärstruk¬ turanordnungen 100 im Bauchbereich des Flugzeugs 1. Hierbei können die beiden Primärstrukturanordnungen 100 über jeweils einen Kühlluftkanal 27 mit einer Kühl luftfördereinrichtung 60 verbunden sein. Die in Figur 12 dargestellten Pfeile zeigen einen Kühlluftstrom, der eine umgekehrte Richtung aufweist als der in Figur 3 darge stellte Kühlluftstrom. So kann beispielsweise im Bodenbetrieb die Kühlluftförderein¬ richtung 60 Umgebungsluft ansaugen und mindestens einem System innerhalb des Flugzeugs 1 bereitstellen, welches ebenfalls Umgebungsluft benötigt (z.B. eine Inert¬ gaserzeugung oderKabinenklimatisierung). Die von diesem mindestens einem System abgegebene Abluft kann wiederum über die Kühlluftkanäle 27 zu der jeweiligen Pri märstrukturanordnung 100 geleitet werden. Alternativ kann die Kühlluftfördereinrich tung 60 zumindest einen Anteil der geförderten Umgebungsluft auch direkt in die Kühlluftkanäle 27 leiten.
In einer weiteren Ausgestaltung, kann die Kühlluftfördereinrichtung 60 Umgebungs luft durch die Öffnung/en 54 einer Primärstrukturanordnung 100 ins Flugzeuginnere fördern und durch die Öffnung/en einer weiteren Primärstrukturanordnung 100 wie der aus dem Flugzeug 1 hinausbefördern. Dadurch kann der Kühlluftkanal 27 ver kürzt werden. Alternativ kann die Kühlluftfördereinrichtung 60 auch Umgebungsluft durch (eine) erste Öffnung/en 54 einer Primärstrukturanordnung 100 ins Flugzeugin nere fördern und durch (eine) zweite Öffnung/en derselben Primärstrukturanordnung 100 wieder aus dem Flugzeug 1 hinausbefördern. Dabei kann auf einen Kühlkanal 27 verzichtet werden.
Figur 13 zeigt schematisch einen Querschnitt eines Flugzeugs 1. Insbesondere ist in Figur 13 zu erkennen, dass Primärstrukturanordnungen 100 bzw. die entsprechenden Vertiefungen 10 und Bauelemente 50 an vielen beliebigen Stellen in der Außenhaut 5 des Flugzeugs 1 angeordnet sein können. So ist die Anordnung einer Primärstruk turanordnung 100 nicht auf den Bauchbereich des Flugzeugs 1 beschränkt. Vielmehr kann eine Primärstrukturanordnung 100 auch auf der Oberseite des Flugzeugs 1 oder an einer beliebigen Stelle eines Flügels 2 des Flugzeugs 1 angeordnet sein.
Figur 14 schließlich zeigt ein Ablaufdiagramm eines möglichen Verfahrens zum An bringen eines Flugzeugaußenhautwärmetauschers. Hierfür wird in einem ersten Schritt S1 ein Außenhautabschnitt 5 mit mindestens einer Vertiefung 10 bereitgestellt oder hergestellt, wobei der Außenhautabschnitt 5 eine äußere Form eines Flugzeugs 1 definiert und einen Abschnitt einer Hülle des Flugzeugs 1 bildet.
In einem weiteren Schritt S2 kann ein die Vertiefung 10 verschließendes Bauelement 50 in die Vertiefung 10 eingesetzt werden. Das Bauelement 50 kann einen Wärme¬ trägerfluidkanal 51, 52 umfassen. Durch anschließendes Fierstellen (Schritt S3) einer fluidischen Verbindung zwischen dem Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 und einer Wär meträgerfluidverbindung 20, die dazu eingerichtet ist, ein Wärmeträgerfluid in die Vertiefung 10 zu führen, kann so ein Flugzeugaußenhautwärmetauscher geschaffen werden. Wärmeträgerfluid in dem Wärmeträgerfluidkanal 51, 52 kann hierbei Wär¬ meenergie an die Umgebungsluft abgeben. Alternativ oder zusätzlich kann der Wär meträgerfluidkanal 51, 52 auch mit einem in dem Bauelement 50 vorgesehenen Kühlluftkanal 53 thermisch gekoppelt sein, sodass auch an Kühlluft innerhalb des Kühlluftkanals 53 Wärmeenergie abgegeben werden kann.
Schließlich wird in einem Schritt S4 das Bauelement 50 in der Vertiefung 10 mittels mindestens einer darin angeordneten Flalterung 30 befestigt. Hierfür kann auch das Bauelement 50 eine entsprechende Bauelementhalterung 35 aufweisen, die vor¬ zugsweise mit der in der Vertiefung 10 angeordneten Flalterung 30 formschlüssig und/oder kraftschlüssig verbunden ist.
In ganz ähnlicher Weise kann auch ein Verfahren zum Austausch eines Flugzeugau ßenhautwärmetauscher durchgeführt werden. Hierfür wird das Bauelement 50 in Schritt S5 aus der Vertiefung 10 gelöst (Umkehrung des Schritts S4), und die Schritte S2 bis S4 mit einem anderen Bauelement 50 wiederholt.
Die hier beschriebenen Anordnungen, Vorrichtungen, Varianten und Verfahren zeigen die Abgabe von Wärmeenergie des Wärmeträgerfluids an Kühlluft. Selbstverständlich kann auch eine umgekehrte thermische Kopplung stattfinden, wobei das Wärmeträ¬ gerfluid Wärmeenergie aufnimmt.

Claims

Patentansprüche
1. Primärstrukturanordnung (100) für einen Flugzeugaußenhautwärmetauscher, umfassend:
- einen Außenhautabschnitt (5), der eine äußere Form des Flugzeugs (1) defi¬ niert und einen Abschnitt einer Hülle des Flugzeugs (1) bildet, wobei der Außenhaut¬ abschnitt (5) mindestens eine Vertiefung (10) aufweist;
- eine Wärmeträgerfluidverbindung (20), die dazu eingerichtet ist, ein Wärme¬ trägerfluid in die Vertiefung (10) zu führen;
- ein die Vertiefung (10) verschließendes Bauelement (50); und
- mindestens eine in oder an der Vertiefung (10) angeordnete Flalterung (30), die dazu eingerichtet ist, das die Vertiefung (10) verschließende Bauelement (50) in der Vertiefung (10) festzuhalten.
2. Primärstrukturanordnung (100) gemäß Anspruch 1, ferner umfassend:
- mindestens einen in dem die Vertiefung (10) verschließenden Bauelement (50) angeordneten Wärmeträgerfluidkanal (51, 52), wobei der Wärmeträgerfluidkanal (51, 52) mit der Wärmeträgerfluidverbindung (20) fluidisch gekoppelt ist, sodass das Wärmeträgerfluid die Wärmeträgerfluid Ver¬ bindung (20) und anschließend den Wärmeträgerfluidkanal (51, 52) durchströmt.
3. Primärstrukturanordnung (100) gemäß Anspruch 2, wobei die Wärmeträgerflu¬ idverbindung (20) einen ersten Abschnitt (20a), durch den das Wärmeträgerfluid durch die Außenhaut (5) des Flugzeugs (1) zu dem Wärmeträgerfluidkanal (51, 52) geführt wird, und einen zweiten Abschnitt (20b), durch den das Wärmeträgerfluid nach Durchströmen des Wärmeträgerfluidkanals (51, 52) durch die Außenhaut (5) des Flugzeugs (1) in das Innere des Flugzeugs (1) geführt wird, aufweist.
4. Primärstrukturanordnung (100) gemäß Anspruch 2 oder 3, ferner umfassend:
- mindestens einen in dem die Vertiefung (10) verschließenden Bauelement (50) angeordneten Kühlluftkanal (53), wobei eine den Kühlluftkanal (53) durchströmende Kühlluft mit dem den Wär¬ meträgerfluidkanal (51, 52) durchströmenden Wärmeträgerfluid thermisch gekoppelt ist.
5. Primärstrukturanordnung (100) gemäß Anspruch 4, wobei mindestens eine den Wärmeträgerfluidkanal (51, 52) begrenzende Wand (51a, 52a) mindestens einen Abschnitt des Kühlluftkanals (53) begrenzt.
6. Primärstrukturanordnung (100) gemäß Anspruch 4 oder 5, ferner umfassend:
- eine Kühlluftverbindung (25), die dazu eingerichtet ist, Kühlluft durch die Au¬ ßenhaut (5) des Flugzeugs (1) zu führen, wobei der Kühlluftkanal (53) mit der Kühlluftverbindung (25) fluidisch gekoppelt ist, sodass die in dem Kühlluftkanal (53) strömende Kühlluft die Kühlluftverbindung (25) durchströmt.
7. Primärstrukturanordnung (100) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 6, wobei die Vertiefung (10) mindestens eine Seitenwand (11, 12) umfasst, und wobei die Halterung (30) an oder in der Seitenwand (11, 12) angeordnet ist.
8. Primärstrukturanordnung (100) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 7, wobei das die Vertiefung (10) verschließende Bauelement (50) mindestens eine Bauele¬ menthalterung (35) aufweist, die vorzugsweise mit der in der Vertiefung (10) ange¬ ordneten Halterung (30) formschlüssig und/oder kraftschlüssig verbunden ist.
9. Primärstrukturanordnung (100) gemäß Anspruch 8, wenn dieser von Anspruch 2 abhängig ist, wobei die Bauelementhalterung (35) und/oder die in der Vertiefung (10) angeordnete Halterung (30) dazu eingerichtet ist/sind, das Bauelement (50) in der Vertiefung (10) derart festzuhalten, dass der Wärmeträgerfluidkanal (51, 52) flu¬ iddicht mit der Wärmeträgerfluidverbindung (20) verbunden ist.
10. Primärstrukturanordnung (100) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 9, wobei die Vertiefung (10) über ihre gesamte Fläche eine im Wesentlichen gleiche Tiefe (T) in das Innere des Flugzeugs (1) aufweist.
11. Primärstrukturanordnung (100) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 10, wobei das Bauelement (50) eine Abdeckung (57) umfasst, die mit der Außenhaut (5) des Flugzeugs (1) außerhalb der Vertiefung (10) fluchtet.
12. Primärstrukturanordnung (100) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 11, ferner umfassend:
- mindestens einen außerhalb der Vertiefung (10) angeordneten, an die Vertie fung (10) angrenzenden Kühlluftkanal (27).
13. Primärstrukturanordnung (100) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 12, ferner umfassend:
- eine Kühlluftfördereinrichtung (60), die auf einer dem Inneren des Flugzeugs (1) zugewandten Seite des Außenhautabschnitts (5) angeordnet ist.
14. Flugzeug (1) mit mindestens einer Primärstrukturanordnung (100) gemäß ei¬ nem der Ansprüche 1 bis 13.
15. Verfahren zum Anbringen eines Flugzeugaußenhautwärmetauschers, umfas¬ send:
- Bereitstellen (Sl) eines Außenhautabschnitts (5) mit mindestens einer Vertie- fung (10), wobei der Außenhautabschnitt (5) eine äußere Form eines Flugzeugs (1) definiert und einen Abschnitt einer Hülle des Flugzeugs (1) bildet;
- Einsetzen (S2) eines die Vertiefung (10) verschließenden Bauelements (50) in die Vertiefung (10), wobei das Bauelement (50) einen Wärmeträgerfluidkanal (51,
52) umfasst; - Fierstellen (S3) einer fluidischen Verbindung zwischen dem Wärmeträgerflu idkanal (51, 52) und einer Wärmeträgerfluidverbindung (20), die dazu eingerichtet ist, ein Wärmeträgerfluid in die Vertiefung (10) zu führen; und
- Befestigen (S4) des Bauelements (50) in der Vertiefung (10) mittels einer da rin angeordneten Flalterung (30).
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