专利名称：用于飞机冷却系统的冷却器、飞机冷却系统和飞机冷却系统的操作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于飞机冷却系统的冷却器、装有该冷却器并适于冷却例如飞机上所用的燃料电池系统的飞机冷却系统、以及该飞机冷却系统的操作方法。
背景技术：
燃料电池系统能够低排放、高效发电。因此，人们正致力于在各种移动应用(例如汽车工程或航空)中采用燃料电池系统来发电。例如，可以想到在飞机上采用燃料电池系统来代替目前飞机上用来发电的发电机，该发电机由主发动机或者辅助动力装置(APU)驱动。此外，燃料电池系统还可以用来为飞机供应应急电力，并代替目前作为应急电源系统使用的冲压空气涡轮机。燃料电池工作时不仅产生电能，也会产生热能，该热能必须借助于冷却系统来从燃料电池上消除，以防止燃料电池过热。安装在飞机上的燃料电池系统，例如作为机载电源，因此必须设计为能够满足高电能需求。但是，高发电容量的燃料电池也会产生大量的热能，因此具有高冷却要求。此外，飞机上还配备有大量的其它技术装备，这些技术装备也会产生热量，因此必须冷却以确保操作的可靠性。这些技术装备包括例如飞机的空调单元或电子控制元件。目前使用的飞机冷却系统通常包括设置在飞机外壳区域上的进气口，该进气口可以成形为例如冲压空气入口，并用于将作为冷却介质的外界空气输送到飞机冷却系统内。 冷却空气吸收飞机上需要冷却的设备的热量而变热，并通常经由排气口排回到空气中，所述排气口同样设置在飞机外壳的区域上。但是，进气口和出气口均形成在飞机外壳上，这增加了空气阻力，并因此增加了燃料消耗。另外，通过冲压空气入口供应冷却空气的飞机冷却系统存在高压力损失，冷却能力受到所述冲击空气入口的最大空气供应流量的限制，并且重量相对较高。
发明内容
本发明所基于的目的是提供一种紧凑型冷却器，该冷却器适用于飞机冷却系统并能够减轻设计重量，并且能够使得飞机冷却系统高能效工作以消除飞机上的发热装置(例如燃料电池系统)上的大量热负荷。此外，本发明所基于的目的是限定装配有该冷却器的飞机冷却系统和该飞机冷却系统的操作方法。所述目的通过具有权利要求1的特征的用于飞机冷却系统的冷却器、具有权利要求9的特征的飞机冷却系统以及具有权利要求21的特征的飞机冷却系统的操作方法来实现。根据本发明的用于飞机冷却系统的冷却器，包括基体，该基体上形成有多个冷却剂通道，该多个冷却剂通道从所述基体的第一表面延伸到所述基体的第二表面，以允许冷却剂流动通过所述基体。所述基体第一表面优选地定位为与所述基体的第二表面相对。例
6如，所述基体的第一表面可以形成所述基体的外表面，而所述基体的第二表面可以形成所述基体的内表面。所述冷却剂通道可以具有所需的任何形状。最关键的是冷却剂能够流动通过所述基体。原则上，根据本发明的冷却器的基体可以设计为允许任何冷却剂流动通过该基体。但是，根据本发明的冷却器优选地用于采用空气(优选环境空气)作为冷却剂的飞机冷却系统。因此，所述基体，尤其是形成在所述基体内的冷却剂通道优选地设计为使得空气能够无阻碍地流动通过所述基体。根据本发明的冷却器的基体可以仅设置有如下冷却剂通道，通过该冷却剂通道冷却剂能够供应到飞机上的发热装置以直接进行冷却。可选择地，所述冷却器也可以设计为热交换器的形式。因此，除了多个冷却剂通道之外，所述基体上还可以形成有多个传热介质通道，在所述冷却器工作过程中，待冷却的传热介质流动通过所述多个传热介质通道。在冷却剂通过所述冷却剂通道时，该冷却剂中含有的冷却能量能够传递给待冷却的传热介质， 从而能够使得所述传热介质冷却。最后，可以想到的是，根据本发明的冷却器既用作热交换器，又用于供应冷却剂以直接冷却飞机上的发热装置。因此，在冷却剂流动通过所述基体时，所述冷却剂可以将冷却能量直接传递给传热介质，并且该冷却剂在流动通过所述基体之前或者之后还可以用于直接冷却飞机上的发热部件或发热系统。根据本发明的冷却器的基体设计成形成飞机外壳的一部分。也就是说，根据本发明的冷却器的基体在形状、尺寸和结构性能能够使得所述基体作为飞机外壳的一部分。此外，根据本发明的冷却器的基体的构成材料允许所述基体作为飞机外壳的部分。例如，所述基体可以由金属或塑料，特别是纤维增强塑料材料构成。根据本发明的冷却器的优点在于，所述基体代替飞机上具有的结构部分，即飞机外壳的一部分。因此，根据冷却器的厚度，冷却器的基体不要求或者仅要求很小的附加安装空间。此外，根据本发明的冷却器仅会产生很小的额外重量。最后，根据本发明的冷却器与传统的冷却系统相比，冷却剂能够流动经过的区域增大。因此，冷却器大大提高了冷却能力，并且产生的压力损失也非常小。因此，根据本发明的冷却器特别有利地能够应用在飞机上，以高效消除发热装置的大量热负荷，例如燃料电池系统。优选地，根据本发明的冷却器的基体包括多个层片，该多个层片限定形成在所述基体上的冷却剂通道。冷却剂，尤其是空气能够无阻碍地流动通过设置有层片结构的基体， 并且压力损失小。所述基体上所形成的层片结构能够适合在所述飞机的外壳上布置根据本发明的冷却器。例如，层片结构可以成形为使得该层片结构能够根据冷却器区域流动的气流(例如飞机飞行时)来优化流经所述基体的空气流动。基体的层片结构可以通过单个的片状层片相互连接来实现。但是，可选择地，还可以想到采用具有所需流通性能的泡沫状材料来生产所述基体。所述基体的第一表面优选设计成在所述冷却器安装在飞机上的情况下形成飞机外壳的外表面，并且优选地具有在飞机飞行中当空气流经基体第一表面时能够减小第一基体表面的摩擦阻力的结构。如果基体具有层片结构，这些层片例如在所述基体第一表面区域可以形成具有锐缘的细沟槽，该沟槽定位为平行于飞机飞行时流动经过所述基体第一表面的流动线路。这种表面结构形成所谓的“鲨鱼皮效应”，即该表面结构有效地减小了基体第一表面的摩擦阻力。因此，根据本发明的冷却器的基体可以设计为使得其与“平滑”的飞机外壳相比不仅不会增加摩擦阻力并因此增加飞机的燃料消耗，甚至还具有降低所述基体摩擦阻力效果的表面性能。根据本发明的冷却器的基体沿冷却剂流动通过形成在基体上的冷却剂通道的方向可以具有多层结构。比如，所述基体包括邻接所述基体第一表面的外部部分、邻接所述基体第二表面的内部部分以及介于该外部部分和内部部分之间的中间部分。如果需要或要求，所述基体的不同部分可以设置有不同设计形式的冷却剂通道和/或不同设计形式的传热介质通道，以使得所述基体的不同部分具有不同的流通特性。但是，还可以想到将基体成形为多层结构，即具有冷却剂和/或传热介质能够流动通过的多个部分，且为这些部分设置相同的冷却剂通道结构和/或传热介质通道结构。虽然是多层结构，但是基体的所有部分具有相同的流通特性。基体的不同部分可以用于向飞机上不同的发热设备提供冷却能量。优选地，在冷却器工作期间冷却剂首先流动通过的基体的部分分配给飞机上对冷却能力要求相对较高的发热设备。相反，在冷却器工作期间冷却剂流动通过所述基体的其它部分并因此输送冷却能量之后进而流动通过的基体的部分优选分配给对冷却能力要求低的发热设备，即，通过已经释放了部分冷却能量的冷却剂同样能够进行有效地冷却。原则上，根据本发明的冷却器可以设计为使得该冷却器的基体能够形成飞机外壳的任何所需的部分。为此有一点是必须的，根据本发明的冷却器的基体设置有符合飞机机身几何形状所要求的轮廓和曲率半径。但是，优选地，根据本发明的冷却器的基体设计为形成飞机尾部或飞机腹部整流罩区域的飞机外壳的一部分。如果冷却器的基体位于飞机尾部或整流罩区域，其可以受到相对较好的保护以免受外部影响，诸如鸟类碰撞、冰雹撞击或发动机部件或其它物体所造成的破坏。此外，冷却器安装在飞机尾部或整流罩区域特别优点在于，由于在此情形下至少能够显著程度地减少复杂笨重的管道系统，因此冷却器可以用于给布置在飞机的这些区域的发热部件供应冷却能量。此外，飞机飞行中飞机的尾部和腹部整流罩区域压力上升，这有助于气流流动通过形成在冷却器基体上的冷却剂通道。根据本发明的冷却器的优选实施方式，所述冷却器的基体可以设计为形成邻近于尾端的飞机外壳的部分。比如，所述基体的形状和尺寸可以形成为使得邻近所述尾端的整个飞机外壳部分由所述基体形成。因此，优选地，所述基体具有中空的切去顶端的圆锥体形状。如果需要或要求，所述基体还可以成形为使得该基体仅形成邻近于所述飞机尾端的飞机外壳部分的部分区域。优选地，所述基体的形状和尺寸使得该基体适于形成邻近所述尾端的飞机外壳部分的上部区域或下部区域。因此，所述基体可以具有例如中空的切去顶端的半个圆锥体形状。根据本发明的冷却器还包括多个肋，该多个肋从所述基体的第一表面延伸，所述基体的第一表面设计为在冷却器安装在飞机上的状态下形成飞机外壳的外表面。所述肋优选设计成作为导流板，即例如在飞机飞行状态下，在所述基体的第一表面上沿着所需的方向引导流动经过所述基体的第一表面的气流。根据本发明的冷却器至少要在一些工作阶段以流动经过模式工作，在该流动经过模式下，冷却剂不流动通过形成在所述基体上的冷却剂通道，而是流动经过基体的第一表面，这将下文更详细地描述，基体的第一表面上所布置的肋特别优选。此外，根据本发明的具有从基体第一表面伸出的多个肋的冷却器结构的优点还在于，所述肋保护基体，尤其是保护第一基体表面免受外部影响。为了使得所述肋在飞机飞行过程中产生的摩擦阻力最小化，并使得气流均勻地流动经过所述基体第一表面，优选地，所述肋优选地定位为基本平行于飞机飞行时流动经过所述基体第一表面的气流的流动线路。另外，所述肋沿所述基体第一表面的方向可以具有弯曲轮廓。从基体第一表面延伸的所述肋可以由与所述基体相同的材料构成，但是也可以是不同的材料。比如，肋可以由金属或塑料，优选为纤维加强塑料材料制成。如前所述，根据本发明的飞机冷却系统包括至少一个冷却器。原则上，根据本发明的冷却系统可以仅安装一个根据本发明的冷却器，该冷却器可以安装到飞机机身的要求的位置。但是，根据本发明的飞机冷却系统也可以设置有多个根据本发明的冷却器。比如，飞机冷却系统可以包括布置在飞机尾部区域的至少一个冷却器和布置在飞机腹部整流罩区域的至少一个冷却器。根据本发明的飞机冷却系统可以设计为给飞机上特定的发热部件或特定的发热系统提供冷却能量。然而，根据需要，根据本发明的飞机冷却系统还可以设计为使其作为飞机的中央冷却系统。根据本发明的飞机冷却系统装配有能够减轻重量且占用飞机上的安装空间极小的冷却器。此外，根据本发明的飞机冷却系统，至少可以省去部分管道和安装部件。因此，飞机冷却系统整体上可以设计得更加轻巧紧凑。另外，根据本发明的冷却系统的区别在于高冷却能力，这得益于冷却器具有大的流通面积。此外，流过冷却器时的低压力损失使得系统能够特别高能效地工作。根据本发明的冷却系统的冷却器抗污能力比较强，特别是例如设计在飞机的尾部或腹部整流罩区域的合理布置结构，所以整个系统对维护需求比较低。还有，根据根据本发明的冷却系统的冷却器安装和维修非常便捷。根据本发明的飞机冷却系统优选包括控制单元，该控制单元设计为至少在冷却系统一些工作阶段控制冷却剂流动通过形成在所述冷却器的基体上的冷却剂通道，使得冷却剂在所述基体的第一表面区域进入形成在所述基体上的冷却剂通道，而在所述基体的第二表面区域流出形成在所述基体上的冷却剂通道，其中所述第一表面在冷却器安装在飞机上状态下形成飞机外壳的外表面，第二表面在冷却器安装在飞机上的状态下形成飞机外壳的内表面。也就是说，控制单元以如下方式控制冷却剂流动通过形成在冷却器的基体上的冷却剂通道，即使得冷却剂，优选环境空气从飞机外部环境通过形成在冷却器的基体上的冷却剂通道进入到飞机机身内部，即冷却剂从外向内流动通过所述冷却器的基体。当冷却剂流动通过基体上的冷却剂通道时，该冷却剂可以将其冷却能量传递给传热介质，类似地，该传热介质流动通过形成在冷却器基体上的的传热介质通道。可选择地或者附加地，流动通过形成在所述基体上的冷却剂通道的冷却剂可以用于在飞机机身内部对发热部件或发热系统直接进行冷却。为了控制冷却剂流动通过形成在所述基体上的冷却剂通道，控制单元可以适当地控制输送装置，例如风扇的运转。根据本发明的飞机冷却系统优选地还包括开口，该开口连通飞机机身内部与飞机外部环境，并且设计为在冷却剂从冷却器基体的第一表面流向基体的第二表面的飞机冷却系统工作阶段中作为冷却剂出口，冷却剂在流动通过所述基体后可以通过该冷却剂出口重新回到飞机外部环境中。设置在例如飞机外壳上的开口可以具有变化的流通横截面和/或能够关闭，例如通过风门片。用于例如通过适当控制输送装置来控制冷却剂流动通过形成在冷却器基体上的冷却剂通道的控制单元，也可以用来控制所述开口的流通横截面的改变和/或用于关闭所述开口的风门片的位置。但是，如果需要或要求，可以使用独立的控制单元控制所述开口的流通横截面的变化和/或用于关闭的风门片。如果需要，所述开口可以布置在飞机外壳区域，这在冷却剂流动通过冷却器的基体之后、返回到飞机外部环境之前， 可以使得所述冷却剂流动以用来直接冷却飞机上发热设备。根据本发明的飞机冷却系统在如下情形下能够实现特别高效地运转，即连通飞机机身内部和机身外部环境且作为冷却剂出口的开口布置在飞机外壳区域上，在飞机飞行状态下，作用在布置有所述开口的飞机外壳区域上的压力比作用在冷却器的基体所形成的飞机外壳部分上的压力低。在根据本发明的飞机冷却系统的这种结构中，在飞机飞行状态下飞机外壳区域上总是存在的压力差可以用来通过冷却器的基体输送冷却剂，并将冷却剂最终通过作为冷却剂出口的所述开口送回飞机外部环境中。因此，飞机冷却系统的输送装置， 比如风扇或类似装置，至少在飞机冷却系统的一些工作阶段可以以较低的功率运转。输送装置因此可以设计为具有较低的功率，因此也更轻便紧凑。但是，至少没有必要使得输送装置总是工作在最大功率区域范围内，因此提高了输送装置的使用寿命，同时减少了故障率。所述开口连通飞机机身内部与飞机周围环境并作为冷却剂出口，该开口可以布置在飞机的尾端区域、背向飞机尾部的飞机方向翼舵单元的边缘区域、和/或飞机腹部整流罩区域。当然，所述开口的布置结构优选地与飞机机身内的冷却器的布置结构匹配。比如， 如果所述冷却器的基体设计为形成布置在飞机尾部的飞机外壳的一部分，所述开口布置在所述尾端区域或背向飞机尾部的飞机方向翼舵单元的边缘区域比较合适。特别有利地，布置在飞机腹部整流罩区域的开口与所述基体设计为形成飞机腹部整流罩区域的飞机外壳的一部分的冷却器配套。根据本发明的飞机冷却系统还可以包括控制单元，该控制单元设计为至少在所述冷却系统特定工作阶段以如下方式控制冷却剂流动通过形成在所述冷却器的基体上的冷却剂通道，即使得冷却剂在基体的第二表面区域进入形成在所述基体上的冷却剂通道，并在第一表面区域流出所述冷却剂通道，其中所述第二表面是在冷却器安装在飞机上的状态下形成飞机外壳的内表面，所述第一表面在冷却器安装在飞机的状态下形成飞机外壳的外表面。也就是说，控制单元设计为以如下方式控制冷却剂流动，使得冷却器从内向外流动通过所述基体，即从飞机机身内部向着飞机外部环境流动。为了控制冷却剂流动通过形成在所述冷却器的基体上冷却剂通道，所述控制单元可以适当地控制例如飞机冷却系统的诸如风扇之类的输送装置的运转。原则上，根据本发明的飞机冷却系统包括控制单元，该控制单元仅能够控制冷却剂在冷却器基体上的冷却剂通道内沿一个方向流动。但是，优选地，根据本发明的飞机的冷却系统包括控制单元，该控制单元在所述飞机冷却系统的不同工作阶段能够控制冷却剂沿不同的方向流动通过形成在所述冷却器基体上的冷却剂通道。比如，在飞机处在地面上时和飞机飞行时，所述飞机冷却系统能够以不同的工作模式运转。比如，当飞机在地面上时， 所述控制单元以如下方式控制冷却剂流动，即使得冷却剂从外向内流动通过所述冷却器的基体。相反，在飞机飞行状态下，控制单元以如下方式控制冷却剂流动，即使得冷却剂从内向外流动通过所述冷却器的基体。可选择地，也可以在飞机处于地面上时，使得冷却剂从内向外流动通过所述基体，而在飞行状态时，使得冷却剂从外向内流动通过所述基体。根据本发明的飞机冷却系统还包括连通飞机机身内部与飞机外部环境的开口，该开口设计为在冷却剂从基体第二表面向基体第一表面流动通过所述冷却器基体的飞机冷却系统的工作阶段中作为冷却剂入口，所述冷却剂在流动通过所述基体之前能够通过该冷
10却剂入口而被从机身外部环境中吸入。设置在例如飞机外壳上的开口可以具有变化的流通横截面和/或能够关闭，例如通过风门片。用于例如通过适当控制输送装置来控制冷却剂流动通过所述冷却器基体上的冷却剂通道的控制单元，也可以用来控制所述开口的流通横截面的变化和/或用于关闭所述开口的风门片的位置。但是，如果需要或要求，也可以使用独立的控制单元来控制所述开口的流通横截面的变化和/或用于关闭的所述风门片。根据需要，开口可以布置在能够在冷却剂流动通过所述冷却器的基体之前使得冷却剂流动以用来直接冷却飞机上的发热设备的飞机外壳区域。如果需要，连通飞机机身内部与飞机外部环境并作为冷却剂入口的所述开口可以成形为表面平滑(surface-flush)、朝前布置的勺形空气入口的形式。根据本发明的飞机冷却系统在如下情形下能够实现特别高效地运转，即连通飞机机身内部和机身外部环境且作为冷却剂入口的开口布置在飞机外壳区域上，在飞机飞行状态下，作用在布置有所述开口的飞机外壳区域上的压力比作用在冷却器的基体所形成的飞机外壳部分上的压力高。在根据本发明的飞机冷却系统的这种结构中，在飞机飞行状态下飞机外壳区域上总是存在的压力差可以用于通过作为冷却剂入口的开口将冷却剂输送到飞机机身内部，然后流动通过所述冷却器的基体返回到机身外部环境中。因此，至少在所述飞机冷却系统的一些工作阶段，飞机冷却系统的输送装置，例如风扇或类似装置可以以较低的功率运转。从而，输送装置可以设计为具有较低的功率，并因此更轻便紧凑。但是，所述输送装置至少没有必要始终工作在最大功率区域范围内，从而提高了输送装置的使用寿命，同时减小了故障率。连接飞机机身内部与飞机周围环境且作为冷却剂入口的所述开口可以布置在飞机尾端区域、背向飞机尾部的飞机方向翼舵单元的边缘区域、和/或飞机腹部整流罩部位。 当然，所述开口的布置结构优选与飞机机身内的冷却器的布置结构匹配。比如，如果所述冷却器的基体设计为形成飞机尾部的飞机外壳的一部分，则所述开口布置在所述尾端区域或背向飞机尾部的飞机方向翼舵单元的边缘区域比较合适。特别有利地，布置在飞机腹部整流罩区域的开口与所述基体设计为形成飞机腹部整流罩区域的飞机外壳的一部分的冷却器配套。原则上，飞机冷却系统可以设置有多个开口，该多个开口连通飞机机身内部和飞机机身外部环境，该多个开口仅作为冷却剂出口或者仅作为冷却剂入口。然而，优选地，在飞机飞行状态下，为了使得冷却系统产生的空气动力阻力(即气动阻力)最小化，所述飞机冷却系统仅具有一个连通机身内部与飞机外部环境的开口，该开口可以是冷却剂出口或者冷却剂入口，这取决于飞机冷却系统的工作状态。根据本发明的飞机冷却系统的控制单元可以进一步设计为通过适当控制控制元件的位置来控制流过所述开口的冷却剂的流量，所述控制元件成形为例如风门片的形式， 并限定连通机身内部和飞机外部环境的所述开口的流通横截面，从而限定流过所述开口的冷却剂流量。通过控制流过所述开口的冷却剂流量，能够影响例如飞机冷却系统提供的冷却容量。此外，通过适当控制风门片的位置从而控制所述开口的流通横截面，所述控制单元可以设计为控制飞机飞行状态下风门片所产生的空气动力阻力。比如，如果需要使用风门片作为附加的空气制动器，控制单元可以使得风门片移动到适当的开口位置。根据本发明的飞机冷却系统优选地还包括控制单元，该控制单元设计为以如下方式控制冷却剂流动，即至少在飞机冷却系统一些工作阶段，所述冷却剂流动经过所述基体的第一表面，该基体的第一表面设计为在冷却器安装在飞机上的状态下形成飞机外壳的外表面。也就是说，控制单元以如下方式控制冷却剂流动，即形成在所述冷却器的基体上的冷却剂通道基本没有冷却剂通过，而是所述冷却剂被引导流动经过所述基体的第一表面。控制单元可以是独立的控制单元。然而，优选地，根据本发明的飞机冷却系统包括控制单元， 该控制单元既可以控制飞机冷却系统处于流动通过模式，即冷却剂流动通过所述冷却器的基体的工作状态，也可以控制飞机冷却系统处于流动经过模式，冷却剂流动经过所述基体第一表面。为了将根据本发明的飞机冷却系统改变为流动经过模式，控制单元优选地设计为在冷却剂流动经过基体第一表面的飞机冷却系统的工作阶段中关闭连通飞机机身内部与飞机外部环境的所述开口，该开口在冷却剂流动通过所述冷却器基体的飞机冷却系统的工作阶段中作为冷却剂出口或者冷却剂入口。也就是说，控制单元使得例如风门片移动至关闭位置。此外，控制单元也可以设计为在冷却剂流动经过基体第一表面的飞机冷却系统的工作阶段中关闭输送装置，该输送装置在冷却剂流动通过冷却器基体的飞机冷却系统的工作阶段中通过形成在冷却器基体上的冷却剂通道输送冷却剂。也就是说，在根据本发明的飞机冷却系统的流通经过模式中，控制单元关闭用于通过形成在冷却器基体上的冷却剂通道输送冷却剂的输送装置。通过关闭连通飞机机身内部和飞机外部环境的开口和关闭输送装置所实现的效果为，使得冷却剂至少绝大部分仅流动经过第一基体表面(即基体的第一表面)，不再进入形成在所述基体上的冷却剂通道。根据本发明的飞机冷却系统特别是在飞机飞行状态下以流动经过模式工作是比较合适。反之，当飞机处于地面上时，飞机冷却系统优选以流动通过模式工作。在根据本发明的飞机冷却系统的流通经过模式下，冷却剂流动经过第一基体表面优选地通过多个肋控制，该多个肋从第一基体表面延伸，并优选地定位为基本平行于飞机飞行时流动经过所述第一基体表面的空气流的流动线路。在根据本发明的飞机冷却系统的操作方法中，至少在飞机冷却系统的特定工作阶段，冷却剂流动通过冷却器的基体，该基体上形成有多个冷却剂通道，该多个冷却剂通道从所述基体的第一表面延伸至所述基体的第二表面，并且设计为形成飞机外壳的一部分。流动通过形成在所述冷却器的基体上的冷却剂通道的冷却剂可以通过如下方式进行控制，即至少在飞机冷却系统的一些工作阶段，所述冷却剂在所述基体的第一表面区域进入形成在所述基体上的冷却剂通道，并在所述基体的第二表面区域内从形成在所述基体上的冷却剂通道流出，其中所述基体的第一表面设计为在冷却器安装到飞机上的状态下形成飞机外壳的外表面，所述基体的第二表面的设计为在冷却器安装到飞机的状态下形成飞机外壳的内表面。也就是说，流动通过所述基体的冷却剂可以以如下方式控制，即使得冷却剂从外向内流动通过所述基体。优选地，所述冷却剂在流动通过所述冷却器的基体后，通过连通过飞机机身内部和飞机外部环境并作为冷却剂出口的开口返回到飞机外部环境中。优选地，在飞机飞行过程中，作用在连通飞机机身内部和飞机外部环境且作为冷却剂出口的所述开口上的压力比作用在所述冷却器的基体所形成的飞机外壳部分的压力低。流动通过形成在所述冷却器的基体上的冷却剂通道的冷却剂也可以通过如下方式控制，即至少在飞机冷却系统的一些工作阶段，所述冷却剂在所述基体的第二表面区域进入形成在所述基体上的冷却剂通道，并在所述基体的第一表面区域流出形成在所述基体上的冷却剂通道，其中所述基体的第二表面设计为在冷却器安装到飞机的状态下形成飞机外壳的内表面，所述基体的第一表面设计为在冷却器安装到飞机的状态下形成飞机外壳的外表面。也就是说，冷却剂可以以如下方式进行控制，即使得冷却剂从内向外流动通过所述基体。所述冷却剂在流通通过所述冷却器的基体之前可以通过连通飞机机身内部与飞机外部环境且作为冷却剂入口的开口从飞机外部环境流入。通过适当控制风门片的位置以限定连通飞机机身内部和飞机外部环境且作为冷却剂入口的开口的流通横截面，可以按照需要控制流过所述开口的冷却剂流量和/或风门片所述产生的空气动力阻力。至少在飞机冷却系统的一些工作阶段，冷却剂可以流动经过所述基体的第一表面，该第一表面设计为在冷却器安装到飞机上的状态下形成飞机外壳的外表面。也就是说， 在飞机冷却系统的一些工作阶段，冷却剂不被引导通过形成在所述基体上的冷却剂通道， 而是流动经过所述第一基体表面。在飞机飞行状态下，特别适合采用这种冷却剂流动控制方式。在冷却剂流动经过所述第一基体表面的飞机冷却系统的工作阶段，优选地，关闭连通飞机机身内部和飞机外部环境的开口，该开口在所述冷却剂流动通过所述冷却器的基体的飞机冷却系统的工作阶段作为冷却剂出口或冷却剂入口。此外，在冷却剂流动经过所述第一基体表面的飞机冷却系统的工作阶段，优选地配置输送装置，该输送装置在冷却剂流动通过所述冷却器基体的飞机冷却系统的工作阶段用于通过形成在所述冷却器基体上的冷却剂通道输送冷却剂。在冷却剂流动经过所述第一基体表面的飞机冷却系统的工作阶段，优选地通过多个肋控制所述冷却剂流动经过所述第一基体表面，所述多个肋从所述第一基体表面延伸， 优选地平行于飞机飞行时流经所述第一基体表面的空气流的流动线路。
现在参照附图详细阐述本发明的优选实施方式，其中图1示出了适用于飞机冷却系统的冷却器的第一实施方式的示意图；图2示出了根据图1的冷却器的剖面图；图3示出了安装在飞机上的根据图1的冷却器；图4示出了适用于飞机冷却系统的冷却器的第二实施方式；图5示出了根据图4的冷却器的剖视图；图6示出了适用于飞机冷却系统的冷却器的第三实施方式的剖视图；图7示出了飞机的侧视图，所述飞机安装有包括多个冷却器的飞机冷却系统；图8示出了根据图7的飞机机身下侧的示意图；图9示出了工作在第一运行状态下的飞机冷却系统的第一实施方式；
图10示出了工作在第二运行状态下的根据图9的飞机冷却系统；图11示出了工作在第一运行状态下的飞机冷却系统的第二实施方式；图12根据示出了工作在第二运行状态下的根据图11的飞机冷却系统；图13示出了工作在第一运行状态下的飞机冷却系统的第三实施方式；图14示出了飞机冷却系统的根据图13的详细示意图；图15示出了工作在第二运行状态下的根据图13的飞机冷却系统；以及图16示出了根据图15的飞机冷却系统的详细示意图。
具体实施例方式图1至图3显示适用于飞机冷却系统100(参见图7至图13和图15所示)的冷却器10的第一实施方式。图1至图3所示冷却器10包括基体12，该基体12包括多个层片 14，如图1至图3示意性显示。该多个层片14限定多个冷却剂通道16，该冷却剂通道16从基体12的第一表面18延伸至基体12的第二表面20 (参见图2)。冷却器10的基体12形状为中空的截去顶端的圆椎形，具体如图3所示，基体12 设计为形成邻近于飞机尾端22的飞机外壳的区域。也就是说，冷却器10的基体12在邻近于尾端22的飞机区域代替飞机的其它区域所存在的飞机外壳。从而，在冷却器10安装在飞机上的状态下，第一基体表面18形成飞机外壳的外表面，第二个基体表面20形成飞机外壳的内表面。冷却器10的基体12由金属或塑料材料(尤其纤维强化塑料)之类的材料构成，这些材料的机械性能适合飞机外壳部分的要求。这确保冷却器10满足其位于飞机外壳区域所需要的结构要求。形成在基体12内的冷却剂通道16允许空气流过基体12。流动通过形成在冷却器 10的基体12上的冷却剂通道16的空气可以用于飞机冷却系统，以给飞机上的发热装置提供冷却能量。通过冷却剂通道16输送的空气可以直接或间接地用于冷却飞机上的发热部件或发热系统。例如从飞机周围环境中通过冷却器10的基体12的冷却剂通道16供应到机身内部的空气可以直接用来流动经过机身内部的发热部件周围，从而传递冷却能量给发热部件。但是，在基体12成形为多层结构的热交换器形式(具体如图2所示)时，能够优化利用周围空气所含有的冷却能量。如图2所示，冷却器10的基体12包括邻近于第一基体表面18的第一热交换层对、邻近于第二基体表面20的第二热交换层26、以及布置在第一热交换层M和第二热交换层26之间的第三热交换层观。该三个热交换层对、26、观分别形成有传热介质通道，使得传热介质流动通过该传热介质通道以进行冷却。热交换层对、26、观分配给飞机上的不同发热系统，即热交换层对、26、观用于向这些发热系统供给冷却能量。如图1所示，如果冷却空气从外向内，即沿从第一基体表面18流向第二基体表面 20的方向流动通过冷却器10的基体12，在冷却空气流动通过基体12时，由于冷却能量在流动过程中传递给第一热交换层对、第三热交换层观并最终传递给第二热交换层26，因此冷却空气的冷却能量含量逐渐减少。从而在第一热交换层M用于冷却具有高冷却能力要求的发热系统时，能够优化利用冷却空气所含有的冷却能量。与此相反，第三热交换层观和最终的第二热交换层沈适宜用于在冷却空气流动通过第一热交换层M之后将冷却空气中残留的冷却能量供应给具有低冷却能力要求的发热系统。
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后面会有更加详细的解释，但是，还可以想到引导冷却空气从内向外，即沿从第二基体表面20流向第一基体表面18的方向流过冷却器的基体12。在这种情况下，第二热交换层26适宜用来冷却具有高冷却能力要求的发热系统。与此相反，第三热交换层观和第一热交换层M则用来在冷却空气流动通过第二热交换层沈之后将冷却空气中剩余的冷却能量供给到具有低冷却能力要求的发热系统。此外，可以利用闸板控制冷却空气向不同热交换层对、26、观的供给。如果分配给热交换层M，26J8的发热系统对冷却能力要求较高，就可以通过适当控制闸板的位置，确保有足够的冷却空气供应到这些热交换层对、26、观。同理，如果分配给热交换层M，26, 28 的发热系统对冷却能力要求低或根本没有冷却能力要求，则通过适当控制闸板的位置，以减少或阻止对热交换层对，26，观的冷却空气供应。由此确保高效、充分利用可获得的冷却空气。当然，在基体12成形为热交换器形式时，流动通过基体12的冷却空气还可以额外地用来直接冷却布置在机身内部的发热部件。比如，在流动通过基体12之后或流动通过基体12之前，冷却空气可以在流经发热部件周围。在冷却器10安装在飞机的状态下，第一基体表面18形成飞机外壳的外表面，该第一基体表面18的结构在飞机飞行过程中当空气流过该第一基体表面18周围时适于减少第一基体表面18的摩擦阻力。例如形成在基体12中的层片14在第一基体表面18的区域中可以形成锋利纤细的肋，该肋定位为基本与飞机飞行时流动经过第一基体表面18的气流平行。通过将冷却器10集合到飞机的外壳中，该第一基体表面18的结构确保不会增加飞机的摩擦阻力，甚至会减少摩擦阻力。这能够节约燃料。图4和图5示出了冷却器10的第二实施方式，与图1至图3所示的冷却器10不同的地方在于，该冷却器10仅采用了半个中空的切去顶端的圆椎体形状。图4和图5所示的冷却器10的基体12具体设计为形成邻近于飞机尾端22的飞机外壳的下部区域。除此之外，图4和图5示出的冷却器10的结构和功能对应于图1至图3所示冷却器10的功能和结构。图6所示的为冷却器10的第三实施方式，其适用于飞机冷却系统100。根据图6 的冷却器10的区别在于，基体12的第一表面18延伸有多个肋30。详见下文更详细地介绍，肋30用作导流板，并定位为基本平行于飞机飞行过程中流经第一基体表面18的气流的流动线路。此外，肋30具有沿第一基体表面18的方向弯曲的轮廓(关于这点也可见图14 和图16)。肋30使得飞机飞行过程中流动经过第一基体表面的气流能够根据需要进行控制。另外，肋30还保护基体12，尤其是使得第一基体表面18免受外部影响，比如鸟类撞击、 冰雹冲击等。如果需要，图1至至6所示的所有冷却器可以具有不允许空气流动通过的部分，例如，可以不设置层片结构或设置有罩盖。例如，这些部分可以设置在冷却器10承受高机械负载的区域或设置在因其位置而特别具有外部影响风险的区域，尤其是在飞机飞行时冷却器10承受高机械负载的区域或特别具有外部影响风险的区域。图7和图8示出了优选的位置，在该优选位置，飞机冷却系统100的冷却器10可以布置在飞机外壳的区域上。例如，飞机尾部区域，例如邻近于飞机的尾端22可以定位有一个或多个冷却器10。此外，还可以想到，在飞机腹部整流罩区域布置一个或多个冷却器10。最后，飞机机翼上也可以布置一个或多个冷却器10。这种冷却器布置结构能够使得空气切向吹出。根据需要，飞机冷却系统100可以仅包括一个冷却器10，也可以包括多个冷却器10。原则上，冷却器10可以安放在飞机的任何区域。不过，优选地，冷却器10代替飞机外壳的部分，这可以相对好地保护飞机免受外来影响，比如鸟类撞击、冰雹冲击，或在发动机存在缺陷的情形下防止发动机部件从发动机上脱落。在此情形下，冷却器10布置在飞机尾部或者在飞机腹部的整流罩区域是优选的。图9和图10所示为不同工作阶段下飞机冷却系统100，该系统安装有冷却器10， 该冷却器10呈中空的切去顶端的圆椎体，并邻近于飞机尾端22布置，如图1至图3所示。 当然，飞机冷却系统100也可以装配有图4和图5所示的中空的顶端切去的半圆椎体形状的冷却器10，而不是图1至3所示的冷却器10。除了冷却器10，冷却系统100还包括成形为风扇形式的输送装置32。输送装置32可以布置在机身上靠近飞机尾端22的区域。通过电子控制单元34控制输送装置32的运行。图9所示为飞机冷却系统100的工作状态，电子控制单元34控制输送装置32按照如下方式进行，使得从飞机外部环境吸收的空气通过形成在冷却器10的基体12上的冷却剂通道16沿从第一基体表面18向第二基体表面20的方向输送，即通过形成在基体12 上的冷却剂通道16从外向内输送。当外部空气通过冷却剂通道16流动时，外部空气输送冷却能量。流动通过冷却器10的基体12后，通过冷却器10的基体12被导入机身内部的冷却空气可以进一步用来直接冷却机身内部的发热部件。最后，空气通过设置在尾端22区域的开口 36而被引导回飞机外部环境中。开口 36因此作为冷却剂出口。开口 36的流动横截面可以通过风门片(图中没有显示)而改变。风门片的位置限定开口 36的流通横截面大小，而风门片的位置由电子控制单元34控制，正如输送装置32 —样。飞机飞行过程中，通过位于飞机尾端22区域的开口 36排放空气所产生的额外的空气动力阻力相对较低。根据需要，机身尾端区域可以不像图9和10所示那样定位为基本上与飞机纵轴L垂直，而是相对于飞机纵轴L倾斜。从而，机身尾端22区域的开口 36的最大流通横截面能够通过简单方式得到提高。此外，飞机飞行时，由于空气通过形成在冷却器10的基体12的冷却剂通道16进入到机身内部，因此在飞机飞行时形成在第一基体表面18上方的空气界面层可以被“吸收”。从而可以避免在第一基体表面18的区域形成额外的空气漩涡，因此飞机的空气动力性能得到改善。此外，空气排放通过飞机尾端22区域的开口 36进行，其可以产生额外的推力，这在飞行过程中可得以有利地利用。图10所示为飞机冷却系统100的工作状态，电子控制单元34按照如下方式控制冷却剂输送装置32，即通过位于飞机尾端22区域的开口 36把飞机外部环境的空气吸入到飞机机身内部。也就是说，设置在飞机尾端22并通向飞机内部区域的开口 36在图9所示的飞机冷却系统100的工作状态下作为冷却剂出口，而在图10所示的飞机冷却系统100的工作状态下作为冷却剂入口。被导入到机身内部的冷却气流首先用于直接冷却机身内部的发热部件。然后，冷却空气被引导通过形成在冷却器10的基体12上的冷却剂通道16，冷却空气沿从基体12的第二基体面20流向第一基体表面18的方向，即从内向外流动。当冷却空气在流动通过形成在基体12的冷却剂通道16时，冷却空气释放冷却能量。在飞机飞行中，作用在飞机尾端22区域的开口 36上的压力要高于作用在冷却器10的基体12上的压力。因此，飞机飞行时作为空气入口的所述开口和第一基体表面18之间的压力差可以有利地用来帮助冷却空气通过开口和基体12。如前结合图9所述，开口 36的流通横截面在图9所示的飞机冷却系统100的工作状态下作为空气出口，在图10所示的飞机冷却系统100的工作状态下作为空气入口，该开口 36的流通横截面流可以通过风门片进行控制。在图10所示的飞机冷却系统100的工作状态下，进入到机身内部以及最终通过冷却器的基体12的冷却空气流量可通过电子控制单元34适当控制风门片的位置以及适当控制传动装置32来进行控制。如果需要，在飞机在地面上和飞行过程中，飞机冷却系统100都能够以图9所示的工作状态运行。类似地，如果需要，在飞机在地面上和飞行过程中，飞机冷却系统100均可以按照图10所示的工作状态运行。但是，电子控制单元34也可以控制飞机冷却系统，以使得该飞机冷却系统在飞机在地面时以图9所示的工作状态运行，而在飞机飞行中以图10所示的工作状态运行。最后，可以想到的是，通过电子控制单元34控制飞机冷却系统100，以使得飞机冷却系统100在飞行过程中以图9所示的工作状态运行，而在地面上时以图10所示的工作状态运行。图11和图12所示的飞机冷却系统100与根据图9和图10所示的布置结构的区别在于，通入机身内部的开口 36不布置在飞机尾端22区域，而是布置在飞机方向翼舵单元 42的前缘40区域，所述前缘42背向飞机尾端。在图11所示的飞机冷却系统100的工作状态中，通过电子控制单元34按照如下方式控制输送装置32，使得空气沿从第一基体表面18 向第二基体表面20的方向，即从外向内从飞机的外部环境流动通过冷却器10的基体12。 在飞机冷却系统100的工作状态下通过开口 36排放机身内部的空气，因此位于飞机方向翼舵单元42的前缘40区域的开口 36作为空气出口。与此相反，在图12所示的飞机冷却系统100的工作状态下，设置在飞机方向翼舵单元42的前缘40区域的开口 36作为空气入口。通过形成在冷却器10的基体12上的冷却剂通道16排放出飞机机身内部的空气。也就是说，空气沿从冷却器10的基体12的第二基体表面20向第一基体表面18的方向，即从内向外流动通过冷却器10的基体12。飞机方向翼舵单元42的前缘40区域所设置的开口 36根据飞机冷却系统100的工作状态作为空气出口或空气入口，该开口 36成形为勺形入口的形式，并且该开口 36的流通横截面通过风门片(图中没有示出)能够改变。通过电子控制单元34适当地控制风门片的位置，能够根据需要调整通过开口 36的冷却空气的流量。此外，飞机飞行过程中，通过电子控制单元34可以控制风门片的位置，该风门片调节设置在飞机方向翼舵单元42的前缘40区域的开口 36的流通横截面，从而风门片产生要求的空气动力阻力。因此，如果需要， 风门片可作为额外的空气制动器。原则上，飞机在飞行过程中和在地面上，空气冷却系统100均可以以图11所示的工作状态或图12所示的工作状态运行。但是，还可以想见，飞机在地面时可以使得飞机冷却系统100以图11所示工作状态运行，而飞机在飞行过程中可以使得飞机冷却系统100以图12所示的工作状态运行。最后，飞机飞行过程中也可以使得冷却系统按照图11所示的工作状态运行，而飞机在地面状态下使得飞机冷却系统100按照图12所示的工作状态运行。最后，图13至图16所示的为飞机冷却系统100的第三实施方式。飞机冷却系统 100包括如图6所示的两个冷却器10，该两个冷却器10布置为邻近于飞机尾端22。在图13和图14所示的飞机冷却系统100的工作状态下，电子控制单元34以这样的方式控制冷却系统100的传送单元32，即通过形成冷却器10的基体12上的冷却剂通道16从飞机外部环境将空气吸入到飞机机身内部。在空气流动通过冷却器10的基体12后，空气用于直接冷却飞机上的发热部件，最后通过设置在飞机尾端22区域的开口 36再次返回飞机外部环境。为此，电子控制单元34使得用于限定开口 36的流通横截面的风门片(图中未示出) 移动到打开位置。与此相反，在图15和图16所示的飞机冷却系统100的工作状态下，电子控制单元 34关闭输送装置32。此外，电子装置34使得风门片移动到关闭位置，以关闭开口 36。这具有如下效果周围的空气流动经过形成飞机外壳的外表面的第一基体表面18，但基本不流经形成在冷却器10的基体12上的冷却剂通道16。在各个情形下，第一基体表面18上的空气流通过从第一基体表面18上伸出的肋30控制。此外，肋30还可以保护冷却器10的基体12免受外部影响。图13至图16所示的飞机冷却系统100在飞机在地面上时以图13和图14所示的工作状态运行。与此相反，飞机冷却系统100在飞机飞行中以图15和图16所示的流动经过模式工作。
权利要求
1.一种用于飞机冷却系统(100)的冷却器(10)，该冷却器包括基体(12)，其中，该基体 (12)上形成有多个冷却剂通道(16)，该多个冷却剂通道(16)从所述基体(1 的第一表面 (18)延伸至所述基体(1 的第二表面00)，以允许冷却剂流动通过所述基体(12)，所述冷却器(10)的基体(1 设计为形成飞机外壳的一部分。
2.根据权利要求1所述的冷却器，其特征在于，所述基体(1 包括多个层片(14)，该多个层片限定形成在所述基体(1 上的所述冷却剂通道(16)。
3.根据权利要求1或2所述的冷却器，其特征在于，所述基体(1 的第一表面(18)设计为在所述冷却器(10)安装到飞机上的状态下形成所述飞机外壳的外表面，并具有适于在所述飞机飞行过程中当空气流动经过所述基体的第一表面(18)时减小所述基体的第一表面(18)的摩擦阻力的结构。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的冷却器，其特征在于，所述冷却器(10)的基体 (12)沿所述冷却剂流动通过形成在所述基体(1 上的冷却剂通道(16)的方向具有多层结构。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的冷却器，其特征在于，所述冷却器(10)的基体 (12)设计为形成位于所述飞机的尾部区域或腹部整流罩区域的飞机外壳部分。
6.根据权利要求5所述的冷却器，其特征在于，所述冷却器(10)的基体(1 设计为形成邻近于所述飞机尾端0 的飞机外壳部分的下部区域和/或上部区域。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的冷却器，其特征在于，从所述基体(1 的第一表面(18)延伸有多个肋(30)，该基体(1 的第一表面(18)设计为在所述冷却器(10)安装到飞机上的状态下形成所述飞机外壳的外表面。
8.根据权利要求7所述的冷却器，其特征在于，所述多个肋(30)基本平行于所述飞机飞行过程中流动经过所述基体(12)的第一表面(18)的空气流的流动线路延伸，和/或所述肋(30)具有沿所述基体(1 的第一表面(18)的方向弯曲的轮廓。
9.一种飞机冷却系统(100)，该飞机冷却系统包括根据权利要求1至8中任一项所述的冷却器(10)。
10.根据权利要求9所述的飞机冷却系统，其特征在于，该飞机冷却系统的控制单元 (34)设计为至少在所述飞机冷却系统(100)的一些工作阶段以如下方式控制所述冷却剂流动通过形成在所述冷却器(10)的基体(1 上的所述冷却剂通道(16)，即使得所述冷却剂在所述基体(1 的第一表面(18)区域进入形成在所述基体(1 上的所述冷却剂通道 (16)，并在所述基体(1 的第二表面00)区域流出形成在所述基体(1 上的所述冷却剂通道(16)，其中所述第一表面(18)设计为在所述冷却器(10)安装在飞机上的状态下形成所述飞机外壳的外表面，所述第二表面00)设计为在所述冷却器(10)安装在飞机上的状态下形成所述飞机外壳的内表面。
11.根据权利要求10所述的飞机冷却系统，其特征在于，连通飞机机身内部与飞机外部环境的开口(36)设计为在所述飞机冷却系统(100)的如下工作阶段中，即在所述冷却剂从所述基体的第一表面(18)沿该基体的第二表面00)的方向流动通过所述冷却器(10) 的基体(1 的工作阶段中作为冷却剂出口，所述冷却剂在流动通过所述基体(1 后能够通过该冷却剂出口流回飞机外部环境中。
12.根据权利要求11所述的飞机冷却系统，其特征在于，连通飞机机身内部和飞机外部环境的所述开口(36)布置在所述飞机外壳区域上，在所述飞机飞行过程中作用在布置有该开口的飞机外壳区域上的压力小于作用在由所述冷却器(10)的基体(12)形成的所述飞机外壳部分上的压力。
13.根据权利要求11或12所述的飞机冷却系统，其特征在于，连通飞机机身内部和飞机外部环境的所述开口(36)布置在所述飞机的尾端0 区域、背向所述飞机尾部的飞机方向翼舵单元0 的边缘GO)区域、和/或所述飞机的腹部整流罩区域。
14.根据权利要求9至13中任一项所述的飞机冷却系统，其特征在于，该飞机冷却系统的控制单元(34)设计为至少在所述飞机冷却系统(100)的一些工作阶段以如下方式控制所述冷却剂流动通过形成在所述冷却器(10)的基体(1 上的冷却剂通道(16)，即使得所述冷却剂在所述基体(1 的第二表面O0)区域进入形成在所述基体(1 上的所述冷却剂通道(16)，并在所述基体(1 的第一表面(18)区域从形成在所述基体(1 上的所述冷却剂通道(16)流出，其中所述第二表面O0)设计为在所述冷却器(10)安装在飞机上的状态下形成所述飞机外壳的内表面，所述第一表面(18)设计为在所述冷却器(10)安装在飞机上的状态下形成所述飞机外壳的外表面。
15.根据权利要求14所述的飞机冷却系统，其特征在于，连通飞机机身内部和飞机外部环境的开口(36)设计为在所述飞机冷却系统(100)的如下工作阶段中，即在所述冷却剂从所述基体的第二表面O0)沿所述基体的第一表面(18)的方向流动通过所述冷却器(10) 的基体(1 的工作阶段中作为冷却剂入口，所述冷却剂能够在流动通过所述基体(12)之前通过该冷却剂入口从所述飞机外部环境被吸入。
16.根据权利要求15所述的飞机冷却系统，其特征在于，连通飞机机身内部和飞机外部环境的所述开口(36)布置在所述飞机的尾端(22)区域、背向所述飞机尾部的飞机方向翼舵单元0 的边缘GO)区域、和/或所述飞机的腹部整流罩区域。
17.根据权利要求9至16中的任一项所述的飞机冷却系统，其特征在于，该飞机冷却系统的控制单元(34)设计为通过适当控制风门片的位置来控制流过开口(36)的冷却剂流量和/或所述飞机飞行过程中所述风门片所产生的空气动力阻力，所述风门片限定连通飞机机身内部和飞机外部环境的所述开口(36)的流通横截面。
18.根据权利要求9至17中的任一项所述的飞机冷却系统，其特征在于，该飞机冷却系统的控制单元(34)设计为至少在所述飞机冷却系统(100)的一些工作阶段以如下方式控制所述冷却剂流动，即使得所述冷却剂流动经过所述基体(1 的第一表面(18)，该第一表面(18)设计为在所述冷却器(10)安装到飞机上的状态下形成所述飞机外壳的外表面。
19.根据权利要求18所述的飞机冷却系统，其特征在于，所述控制单元(34)设计为在所述冷却剂流动经过所述基体的第一表面(18)的所述飞机冷却系统(100)的工作阶段中关闭连通飞机机身内部和飞机外部环境的开口(36)，该开口(36)在所述冷却剂流动通过所述冷却器(10)的基体(12)的所述飞机冷却系统(100)的工作阶段中作为冷却剂出口或作为冷却剂入口。
20.根据权利要求18或19所述的飞机冷却系统，其特征在于，所述控制单元(34)设计为在所述冷却剂流动经过所述基体的第一表面(18)的所述飞机冷却系统(100)的工作阶段中关闭输送装置，该输送装置用于在所述冷却剂流动通过所述冷却器(10)的基体(12) 的所述飞机冷却系统(100)的工作阶段中通过形成在所述冷却器(10)的基体(1 上的所述冷却剂通道(16)输送冷却剂。
21.一种飞机冷却系统(100)的操作方法，其中，至少在所述飞机冷却系统(100)的一些工作阶段，冷却剂流动通过冷却器(10)的基体(1 ，该基体(1 上形成有多个冷却剂通道(16)，该多个冷却剂通道(16)从所述基体(1 的第一表面(18)延伸至所述基体(12) 的第二表面(20)，并且该基体(1 设计为形成飞机外壳的一部分。
22.根据权利要求21所述的方法，其特征在于，至少在所述飞机冷却系统(100)的一些工作阶段以如下方式控制所述冷却剂流动通过形成在所述冷却器(10)的基体(1 上的所述冷却剂通道(16)，即使得所述冷却剂在所述基体(1 的第一表面(18)区域进入形成在所述基体(1 上的所述冷却剂通道(16)，并在所述基体(1 的第二表面00)区域流出形成在所述基体(1 上的所述冷却剂通道(16)，其中所述第一表面(18)设计为在所述冷却器(10)安装在飞机上的状态下形成所述飞机外壳的外表面，所述第二表面00)设计为在所述冷却器(10)安装在飞机上的状态下形成所述飞机外壳的内表面。
23.根据权利要求22所述的方法，其特征在于，所述冷却剂在流动通过所述冷却器 (10)的基体(12)之后通过开口(36)流回到飞机外部环境中，所述开口(36)连通飞机机身内部和飞机外部环境并作为冷却剂出口。
24.根据权利要求23所述的方法，其特征在于，在所述飞机飞行过程中，作用在连通飞机机身内部和飞机外部环境并作为冷却剂出口的所述开口(36)上的压力比作用在由所述冷却器(10)的基体(1 所形成的所述飞机外壳部分上的压力低。
25.根据权利要求21至M中的任一项所述的方法，其特征在于，至少在所述飞机冷却系统(100)的一些工作阶段以如下方式控制所述冷却剂流动通过形成在所述冷却器(10) 的基体(1 上的所述冷却剂通道(16)，即使得所述冷却剂在所述基体(1 的第二表面 (20)区域进入形成在所述基体(1 上的所述冷却剂通道(16)，并在所述基体(1 的第一表面(18)区域流出形成在所述基体(1 上的所述冷却剂通道(16)，其中所述第二表面 (20)设计为在所述冷却器(10)安装在飞机上的状态下形成所述飞机外壳的内表面，所述第一表面(18)设计为在所述冷却器(10)安装在飞机上的状态下形成所述飞机外壳的外表
26.根据权利要求25所述的方法，其特征在于，在所述冷却剂流动通过所述冷却器 (10)的基体(1 之前，通过连通飞机机身内部和飞机外部环境且作为冷却剂入口的开口 (36)将所述冷却剂流从飞机外部环境中吸入。
27.根据权利要求21至沈中的任一项所述的方法，其特征在于，通过适当控制风门片的位置来控制流过开口(36)的冷却剂流量和/或飞机飞行过程中该风门片所产生的空气动力阻力，所述风门片限定连通飞机机身内部和飞机外部环境的所述开口(36)的流通横截面。
28.根据权利要求21至27中的任一项所述的方法，其特征在于，至少在所述飞机冷却系统(100)的一些工作阶段所述冷却剂流动经过所述基体(1 的第一表面(18)，该第一表面(18)设计为在所述冷却器(10)安装到飞机上的状态下形成所述飞机外壳的外表面。
29.根据权利要求观所述的方法，其特征在于，在所述冷却剂流动经过所述基体的第一表面(18)的所述飞机冷却系统(100)的工作阶段关闭连通飞机机身内部和飞机外部环境的开口(36)，该开口(36)在所述冷却剂流动通过所述冷却器(10)的基体(12)的所述飞机冷却系统(100)的工作阶段中作为冷却剂出口或作为冷却剂入口。
30.根据权利要求观或四所述的方法，其特征在于，在所述冷却剂流动经过所述基体的第一表面(18)的所述飞机冷却系统(100)的工作阶段关闭输送装置(32)，该输送装置用于在所述冷却剂流动通过所述冷却器(10)的基体(12)的所述飞机冷却系统(100)的工作阶段通过形成在所述冷却器(10)的基体(1 上的所述冷却剂通道(16)输送冷却剂。
31.根据权利要求观至30之中的任一项所述的方法，其特征在于，在所述冷却剂流动经过所述基体的第一表面(18)的所述飞机冷却系统(100)的工作阶段，通过从所述基体的第一表面(18)延伸的多个肋(30)控制所述冷却剂流动经过所述基体的第一表面(18)。
全文摘要
本发明涉及一种飞机冷却系统(100)的冷却器(10)，该冷却器包括基体(12)，该基体上设计有多个冷却剂通道(16)，该冷却剂通道从所述基体(12)的第一表面(18)延伸至该基体(12)的第二表面(20)，以允许冷却剂流动通过所述基体(12)。所述冷却器的基体(12)设计为形成飞机外壳的一部分。
文档编号B64D33/10GK102428004SQ201080018462
公开日2012年4月25日 申请日期2010年3月5日 优先权日2009年3月16日
发明者C·米勒, C·韦伯, R·施托尔特, R·雷瑙迪, T·鲍姆加特 申请人:空中客车作业有限公司