專利名稱：飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種特別適合于冷卻安裝在飛機(jī)上的燃料電池系統(tǒng)的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
燃料電池系統(tǒng)可以低輻射、高效率地產(chǎn)生電流。由于這個(gè)原因，目前正致力于在各 種移動應(yīng)用(舉例而言，例如汽車工程和航空學(xué))中利用燃料電池系統(tǒng)來產(chǎn)生電能。例如， 可以設(shè)想到在飛機(jī)中用燃料電池系統(tǒng)代替目前用于在飛機(jī)上供應(yīng)電力并由主發(fā)動機(jī)或輔 助發(fā)動機(jī)(APU)驅(qū)動的發(fā)電機(jī)。而且，燃料電池系統(tǒng)還可用于向飛機(jī)供應(yīng)應(yīng)急電力并代替 一直用作應(yīng)急電力系統(tǒng)的沖壓空氣渦輪(RAT)。除電能以外，燃料電池在運(yùn)行期間還會產(chǎn)生熱能，為了防止燃料電池過熱，該熱能 必須借助于冷卻系統(tǒng)從燃料電池中移除。因此，安裝在飛機(jī)中、例如用于機(jī)上電力供應(yīng)的燃 料電池必須被設(shè)計(jì)成能夠滿足對電能的高度需求。然而，為產(chǎn)生電能而具有高容量的燃料 電池也會產(chǎn)生大量熱能，因此具有高冷卻要求。此外，在飛機(jī)上還設(shè)有大量其他產(chǎn)生熱且必 須被冷卻以確保運(yùn)行的可靠模式的技術(shù)裝置。這些技術(shù)裝置例如包括飛機(jī)的空氣調(diào)節(jié)單元 或電子部件。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種具有緊湊結(jié)構(gòu)的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其甚至能夠在高環(huán)境溫 度下將高熱負(fù)荷從飛機(jī)上的生熱裝置(例如燃料電池系統(tǒng))中可靠、有效的移除。為了實(shí)現(xiàn)這個(gè)目的，一種根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)包括冷卻元件，所述冷卻元 件包括殼體、形成在所述殼體中的冷卻空氣入口、以及設(shè)置在所述殼體的側(cè)表面上并供被 供應(yīng)通過所述冷卻空氣入口的冷卻空氣能夠流動通過的多個(gè)換熱器。所述冷卻元件可包括 例如大致正六面體形或立方形的殼體。于是，所述冷卻空氣入口可形成在例如所述殼體的 一個(gè)側(cè)表面上，換熱器被布置在所述殼體的多個(gè)或全部其他側(cè)表面上。與所述冷卻元件的緊湊的單元體積相比，該冷卻元件具有大換熱面積并因此具有 優(yōu)良的冷卻能力。另外，得益于所述冷卻空氣分布在大換熱面積上，穿過所述冷卻元件的冷 卻空氣流的壓力損失可以有利的方式保持較低。因此，根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)可以非 常有效的方式運(yùn)行，并且能夠從飛機(jī)上的生熱裝置中移除更高的熱負(fù)荷。根據(jù)本發(fā)明的所述飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的冷卻空氣供應(yīng)通道將形成在飛機(jī)尾段中的冷 卻空氣供應(yīng)口連接到所述冷卻元件的所述冷卻空氣入口。這里，“飛機(jī)尾段”表示相對于所 述飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)置在尾側(cè)的飛機(jī)區(qū)域。所述冷卻空氣供應(yīng)通道可由管道界定。然而，如果 給定了所述冷卻元件和/或所述冷卻元件的所述空氣入口相對于所述冷卻空氣供應(yīng)口的 對應(yīng)布置，也可以選擇性地省去用于界定所述冷卻空氣供應(yīng)通道的管道。當(dāng)飛機(jī)處于飛行中時(shí)，通常相對較高的壓力作用于所述飛機(jī)的機(jī)頭段上。與此相 反，低壓通常沿飛機(jī)飛行時(shí)空氣流動所圍繞的機(jī)身輪廓形成。最后，比作用于所述飛機(jī)的所 述機(jī)頭段上的壓力低但比沿空氣流動所圍繞的機(jī)身輪廓引起的低壓高的壓力作用于形成在所述飛機(jī)的尾段中的冷卻空氣供應(yīng)口上。因此，所述冷卻空氣供應(yīng)口的區(qū)域中的壓力條 件可以有利的方式被利用以將周圍的空氣傳送通過所述冷卻空氣供應(yīng)口和所述冷卻空氣 供應(yīng)通道而至所述冷卻元件的所述冷卻空氣入口。同時(shí)，形成在所述飛機(jī)的尾段中的冷卻 空氣供應(yīng)口比位于所述飛機(jī)的在飛機(jī)飛行時(shí)暴露于較高壓力的機(jī)頭段中的冷卻空氣供應(yīng) 口更不易于結(jié)垢。另外，形成在所述飛機(jī)的所述尾段中的冷卻空氣供應(yīng)口可僅引起輕微的 附加氣動阻力。最后，根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)包括將所述冷卻元件的所述換熱器連接到冷卻 空氣排放口的冷卻空氣出口通道。因此，所述冷卻空氣出口通道用于將流動通過所述冷卻 元件的所述換熱器之后已經(jīng)變暖的冷卻空氣反饋回環(huán)境中。與所述冷卻空氣供應(yīng)通道類 似，所述冷卻空氣出口通道也可由管道界定。然而，如果給定了所述冷卻元件在飛機(jī)中的對 應(yīng)布置，也可以選擇性地省去用于界定所述冷卻空氣出口通道的管道。所述冷卻空氣出口通道優(yōu)選地形成在當(dāng)所述飛機(jī)飛行時(shí)比在該飛機(jī)飛行時(shí)作用 于所述冷卻空氣供應(yīng)口上的壓力低的壓力主導(dǎo)的區(qū)域。于是，作用于所述冷卻空氣供應(yīng)口 上的壓力與主導(dǎo)在所述冷卻空氣排放口的所述區(qū)域中的壓力之間的差可以有利的方式被 利用，以將周圍的空氣供給通過所述冷卻空氣供應(yīng)口和所述冷卻空氣供應(yīng)通道而至所述冷 卻元件的所述冷卻空氣入口，并將已經(jīng)流動通過所述冷卻元件的所述換熱器之后的冷卻空 氣通過所述冷卻空氣出口通道和所述冷卻空氣排放口排放到環(huán)境中。因而，根據(jù)本發(fā)明的 所述飛機(jī)冷卻系統(tǒng)對用于驅(qū)動冷卻空氣供給裝置的電能需求顯著減少。 所述冷卻元件優(yōu)選地包括設(shè)置在所述冷卻空氣入口的所述區(qū)域中的風(fēng)扇。所述風(fēng) 扇可被配置為徑流風(fēng)扇、斜流風(fēng)扇，或者在淺的冷卻元件的情況下為橫流風(fēng)扇。作為軸流風(fēng) 扇的所述風(fēng)扇的配置可進(jìn)一步設(shè)想到。優(yōu)選被配置為徑流風(fēng)扇的風(fēng)扇用于將流動通過所述 冷卻空氣供應(yīng)通道的空氣吸取到所述冷卻元件的所述冷卻空氣入口，然后沿相對于所述徑 流風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)軸線的徑向推動所述空氣通過設(shè)置在所述冷卻元件殼體的所述側(cè)表面上的 所述換熱器。所述風(fēng)扇可被配置為壓縮機(jī)。借助于所述風(fēng)扇，即使所述冷卻空氣供應(yīng)口和 所述冷卻空氣排放口的區(qū)域中的壓力條件例如在所述飛機(jī)的地面運(yùn)行期間不允許充足地 傳送冷卻空氣通過所述冷卻元件，也可以保障冷卻空氣向所述冷卻元件的所述冷卻空氣入 口的適當(dāng)?shù)墓?yīng)。在根據(jù)本發(fā)明的所述飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的所述冷卻空氣供應(yīng)通道中可設(shè)置有另外的 風(fēng)扇。與所述冷卻元件風(fēng)扇類似，所述另外的風(fēng)扇也可被配置為徑流風(fēng)扇、斜流風(fēng)扇或橫流 風(fēng)扇。作為軸流風(fēng)扇的所述風(fēng)扇的配置可進(jìn)一步設(shè)想到。所述另外的風(fēng)扇用于將冷卻空氣 朝形成在所述冷卻元件殼體中的所述冷卻空氣入口的方向供給通過所述冷卻空氣供應(yīng)通 道。即使在所述冷卻空氣供應(yīng)口和/或所述冷卻空氣排放口的區(qū)域中出現(xiàn)不利的壓力條件 的情況下，和/或在所述冷卻元件風(fēng)扇失效的情況下，所述另外的風(fēng)扇仍保障高系統(tǒng)備用， 這是因?yàn)樵摿硗獾娘L(fēng)扇允許冷卻空氣向所述冷卻元件的所述冷卻空氣入口的充足供應(yīng)。因 此，在所述飛機(jī)的所有運(yùn)行狀態(tài)下，即也在地面運(yùn)行期間，所述飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的最佳性能得 到保障。此外，例如在所述飛機(jī)的地面運(yùn)行期間，可以使用所述另外的風(fēng)扇代替所述冷卻元 件的風(fēng)扇以供給冷卻空氣并因此選擇性地減少噪音排放。根據(jù)本發(fā)明的所述飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的所述冷卻空氣供應(yīng)口可設(shè)置在所述飛機(jī)的尾 端面的區(qū)域中。當(dāng)所述飛機(jī)飛行時(shí)，所述冷卻空氣在進(jìn)入設(shè)置在飛機(jī)尾端面的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口之前沿與飛行方向相反的飛機(jī)輪廓方向流動。因此，設(shè)置在飛機(jī)尾端面的區(qū) 域中的冷卻空氣供應(yīng)口在所述飛機(jī)飛行時(shí)僅遭受很低的結(jié)冰風(fēng)險(xiǎn)。所述冷卻空氣排放口可 設(shè)置在機(jī)身下部殼體的區(qū)域中。優(yōu)選地，所述冷卻空氣排放口設(shè)置在所述機(jī)身下部殼體的 接近冷卻元件或至少在冷卻元件附近的部分中。設(shè)置在飛機(jī)尾端面的區(qū)域中的冷卻空氣供 應(yīng)口和設(shè)置在機(jī)身下部殼體的區(qū)域中的冷卻空氣排放口使所述冷卻空氣供應(yīng)口和所述冷 卻空氣排放口之間的壓力差能被最佳地利用。尤其是還保障優(yōu)良的防結(jié)垢保護(hù)。在根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)的可替換形式中，所述冷卻空氣供應(yīng)口可設(shè) 置在飛機(jī)的方向舵單元或發(fā)動機(jī)掛架的區(qū)域中。例如，所述冷卻空氣供應(yīng)口可設(shè)置在所述 方向舵單元的前緣的區(qū)域中，或設(shè)置在發(fā)動機(jī)掛架的前緣的用于將發(fā)動機(jī)緊固到飛機(jī)尾段 的機(jī)身的區(qū)域中。根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)可以僅包括一個(gè)冷卻空氣供應(yīng)口。然而，如 果需要，也可以提供兩個(gè)或更多個(gè)冷卻空氣供應(yīng)口。例如，分別用于將發(fā)動機(jī)緊固到機(jī)身的 兩個(gè)發(fā)動機(jī)掛架可以分別被提供有冷卻空氣供應(yīng)口。優(yōu)選地，每個(gè)冷卻空氣供應(yīng)口通過對 應(yīng)的冷卻空氣供應(yīng)通道連接冷卻元件的空氣入口。所述冷卻空氣供應(yīng)通道可被配置為沖壓空氣通道的形式。因而，所述冷卻空氣供 應(yīng)口可被設(shè)計(jì)為例如NACA(美國國家航空咨詢委員會)冷卻空氣供應(yīng)口。被配置為沖壓空 氣通道的所述冷卻空氣供應(yīng)通道還可包括擴(kuò)壓器。當(dāng)所述飛機(jī)飛行時(shí)，通過所述冷卻空氣 供應(yīng)口進(jìn)入所述供應(yīng)通道的冷卻空氣然后以在所述擴(kuò)壓器的區(qū)域中減小的流速流動通過 所述冷卻空氣供應(yīng)通道。因此，在所述擴(kuò)壓器中，壓力的動壓分量被部分地轉(zhuǎn)變?yōu)殪o壓，從 而與環(huán)境壓力相比，隨著沖壓壓力的形成也會涉及靜態(tài)的過壓力。該沖壓壓力致使和/或 幫助所述冷卻空氣朝所述冷卻元件的方向和/或通過所述冷卻元件的所述換熱器的流動。為了控制通過所述冷卻空氣供應(yīng)口的冷卻空氣流，所述冷卻空氣供應(yīng)口可配備有 被配置為例如襟翼形式的關(guān)閉元件。如果需要，所述關(guān)閉元件優(yōu)選被設(shè)計(jì)為關(guān)閉所述冷卻 空氣供應(yīng)口或打開冷卻空氣供應(yīng)口的期望的流動截面。優(yōu)選地，所述關(guān)閉元件能無限調(diào)節(jié) 所述冷卻空氣供應(yīng)口的流動截面。采用類似的方式，所述冷卻空氣排放口可被提供有例如 同樣被配置為襟翼形式的關(guān)閉元件。與所述冷卻空氣供應(yīng)口的關(guān)閉元件類似，如果需要，所 述冷卻空氣排放口的所述關(guān)閉元件可被設(shè)計(jì)為關(guān)閉或者完全或部分地打開所述冷卻空氣 排放口的流動截面。優(yōu)選地，同樣可以對所述冷卻空氣排放口的流動截面進(jìn)行無限調(diào)節(jié)。通 過所述關(guān)閉元件，可幫助在所述冷卻空氣供應(yīng)口和所述冷卻空氣排放口的區(qū)域中調(diào)節(jié)期望 的壓力條件。所述冷卻空氣供應(yīng)口可被配置為淺平的前部設(shè)置的戽斗式冷卻空氣供應(yīng)口。如果 所述冷卻空氣供應(yīng)口設(shè)置在所述飛機(jī)方向舵單元的區(qū)域中或設(shè)置在所述飛機(jī)的發(fā)動機(jī)掛 架的區(qū)域中，則這樣設(shè)計(jì)的冷卻空氣供應(yīng)口特別地有利。在所述冷卻空氣供應(yīng)通道中可設(shè)置有冷卻空氣團(tuán)流偏轉(zhuǎn)裝置。所述冷卻空氣團(tuán)流 偏轉(zhuǎn)裝置優(yōu)選地被設(shè)計(jì)為在第一位置朝所述冷卻元件的所述冷卻空氣入口的方向引導(dǎo)流 動通過所述冷卻空氣供應(yīng)通道的冷卻空氣團(tuán)流。另一方面，在第二位置，所述冷卻空氣團(tuán)流 偏轉(zhuǎn)裝置被優(yōu)選地設(shè)計(jì)為例如將流動通過所述冷卻空氣供應(yīng)通道的冷卻空氣團(tuán)流朝另外 的備用冷卻元件的方向引導(dǎo)經(jīng)過所述冷卻元件。所述另外的備用冷卻元件可與所述冷卻元 件具有相同的結(jié)構(gòu)。例如，在根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的冷卻元件失效的情況下，所述冷 卻空氣團(tuán)流偏轉(zhuǎn)裝置被設(shè)計(jì)為移動到其第二位置，以將流動通過所述冷卻空氣供應(yīng)通道的冷卻空氣團(tuán)流朝所述另外的備用冷卻元件的方向引導(dǎo)，并因此確保根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻 系統(tǒng)即使在所述冷卻元件失效的情況下仍適當(dāng)?shù)陌l(fā)揮功能。所述冷卻空氣團(tuán)流偏轉(zhuǎn)裝置可 借助電動馬達(dá)在其第一位置和其第二位置之間移動。出于備用的原因，可被設(shè)置在例如共 用的軸上的兩個(gè)電動馬達(dá)可被提供，以在需要時(shí)在其第一位置和其第二位置之間移動所述 冷卻空氣團(tuán)流偏轉(zhuǎn)裝置。根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)可進(jìn)一步包括利用在流動通過所述冷卻元件的所述 換熱器之后的冷卻空氣中儲存的熱的裝置。所述利用在流動通過所述冷卻元件的所述換熱 器之后的冷卻空氣中儲存的熱的裝置可為例如發(fā)動機(jī)預(yù)加熱裝置、燃料預(yù)加熱裝置或用于 將水注入到飛機(jī)發(fā)動機(jī)中的裝置。在流動通過所述冷卻元件的所述換熱器之后已經(jīng)變暖的 所述冷卻空氣可用于例如直接預(yù)加熱設(shè)置在所述飛機(jī)的所述尾段中的發(fā)動機(jī)。可替換地， 在所述發(fā)動機(jī)預(yù)加熱裝置中存儲在所述冷卻空氣中的所述熱可例如通過換熱器僅僅被傳 送到另外的用于預(yù)加熱所述發(fā)動機(jī)的介質(zhì)。采用類似方式，在流動通過所述冷卻元件的所 述換熱器之后已經(jīng)變暖的所述冷卻空氣可用于直接預(yù)加熱待被供應(yīng)到所述飛機(jī)的所述發(fā) 動機(jī)或供應(yīng)到設(shè)在所述飛機(jī)上的燃料電池系統(tǒng)的燃料。然而，可替換地，在所述燃料預(yù)加熱 裝置中存儲在所述冷卻空氣中的所述熱也可例如通過合適的換熱器僅僅傳送到另外的用 于預(yù)加熱燃料的介質(zhì)。在用于加熱待被注入到飛機(jī)發(fā)動機(jī)中的水的裝置中，在流動通過所 述冷卻元件的所述換熱器之后的所述冷卻空氣中儲存的熱可以有利的方式直接或間接地 被利用，以預(yù)加熱待被注入到所述發(fā)動機(jī)的水或保護(hù)所述水注入裝置的輸水管使之免于結(jié) 冰。在根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的特別優(yōu)選形式的結(jié)構(gòu)中，所述冷卻元件的至少一 個(gè)換熱器整體式形成到燃料電池系統(tǒng)的冷卻回路中，即，用于從所述燃料電池中移除在所 述燃料電池運(yùn)轉(zhuǎn)期間產(chǎn)生的廢熱的冷卻回路。由于具有高的冷卻能力，根據(jù)本發(fā)明的所述 飛機(jī)冷卻系統(tǒng)能從所述燃料電池中可靠地移除在燃料電池運(yùn)行期間產(chǎn)生的高熱負(fù)荷。在這 種情況下，所述冷卻元件的所述換熱器可采用備用裝置的形式，以在即使所述冷卻元件的 一個(gè)或更多個(gè)換熱器失效的情況下仍保障所述燃料電池系統(tǒng)的適當(dāng)冷卻。附加地或可替換地，進(jìn)一步可以將所述冷卻元件的一個(gè)或更多個(gè)換熱器整體式形 成到飛機(jī)空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的冷卻回路、發(fā)動機(jī)冷卻回路、用于水冷凝和水生成的冷卻回路和/ 或用于冷卻所述飛機(jī)上的電子部件的冷卻回路中。因此，可主要例如用于將必需的冷卻能 量供應(yīng)到所述飛機(jī)上的燃料電池系統(tǒng)的根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)可以有利的方式與所 述飛機(jī)上的其他冷卻系統(tǒng)組合并因而還向其他消耗體提供冷卻能力。原則上，所述冷卻元件的所述換熱器可以直接整體式形成到提供在飛機(jī)上的各個(gè) 冷卻系統(tǒng)的冷卻回路中。然而，可替換地，將冷卻能量傳送到中間冷卻器也是可以設(shè)想到 的。出于安全原因，如果所述冷卻元件的換熱器沒有直接整體式形成到提供在飛機(jī)上的冷 卻系統(tǒng)的冷卻回路(例如油冷卻回路)中，則中間冷卻器的使用將具有特別的意義。特別 是，如果所述冷卻元件的所述換熱器整體式形成到發(fā)動機(jī)冷卻回路中，則線路布置必須使 得在所有運(yùn)行狀態(tài)下適當(dāng)?shù)睦鋮s功能得到保障，但例如由發(fā)動機(jī)部件或類似部件引起的所 述線路的損壞除外。根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)可以根據(jù)對其冷卻能力的需求而設(shè)計(jì)并可 依照模塊化原則形成。另外，可以使所述系統(tǒng)對系統(tǒng)周邊結(jié)構(gòu)具有最佳的適應(yīng)性。根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)優(yōu)選地進(jìn)一步包括用于影 發(fā)動機(jī)掛架處的流動的裝置。所述用于影響流動的裝置可連接到所述冷卻空氣出口通道和/或所述冷卻空氣排放 口?？商鎿Q地，所述用于影響流動的裝置可直接連接到所述冷卻元件的所述換熱器，以接收 從所述換熱器出來的冷卻空氣并將該冷卻空氣供給到一個(gè)或更多個(gè)發(fā)動機(jī)掛架。得益于對 發(fā)動機(jī)掛架區(qū)域中的流動的有目的的影響，可實(shí)現(xiàn)噪音排放的有利減小。


下面結(jié)合附屬的概略圖給出根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的三個(gè)優(yōu)選實(shí)施例的詳 細(xì)描述圖1為飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的冷卻元件的三維視圖，圖2為具有設(shè)置在飛機(jī)尾端面的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，圖3為具有設(shè)置在飛機(jī)尾端面的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口并具有設(shè)置在冷卻空 氣供應(yīng)通道中的軸流風(fēng)扇的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，圖4為具有設(shè)置在方向舵單元的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，以及圖5為具有設(shè)置在發(fā)動機(jī)掛架的區(qū)域中的兩個(gè)冷卻空氣供應(yīng)口的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)。
具體實(shí)施例方式圖1示出適于使用在圖2至圖5所示的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10中的冷卻元件12。冷卻 元件12包括大致立方形的殼體14。冷卻元件12的前側(cè)表面16上設(shè)有冷卻空氣入口 18。 在冷卻空氣入口 18的區(qū)域中設(shè)置有徑流風(fēng)扇20。徑流風(fēng)扇20用于朝冷卻空氣入口 18的 方向(如圖1中的箭頭P入所示)吸取冷卻空氣，然后相對于徑流風(fēng)扇20的旋轉(zhuǎn)軸線22 沿徑向向外(如圖1中的箭頭P出所示)推動冷卻空氣。冷卻元件12的鄰接前側(cè)表面16 的側(cè)表面24、26、28、30上分別設(shè)有換熱器32、34、36、38。通過冷卻空氣入口 18流入冷卻元 件12的殼體14中的冷卻空氣流動通過換熱器32、34、36、38，并由此以相對較低的壓力損失 將冷卻能量傳遞到流動通過所述換熱器的冷卻通道的待被冷卻的介質(zhì)。如圖2至圖5所揭示，飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10的冷卻元件12設(shè)置在機(jī)身的尾段。當(dāng)飛 機(jī)冷卻系統(tǒng)10用于冷卻燃料電池系統(tǒng)(該燃料電池系統(tǒng)代替飛機(jī)的APU且未在附圖中示 出)時(shí)，冷卻元件12的這種設(shè)置是有利的。在機(jī)身的尾段中傳統(tǒng)上用于容納APU的安裝空 間可因而用作飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10的冷卻元件12的安裝空間。在圖2所示的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10中，冷卻元件12的冷卻空氣入口 18連接到被配置 為沖壓空氣通道形式的冷卻空氣供應(yīng)通道40。冷卻空氣供應(yīng)通道40通到形成在飛機(jī)尾端 面42的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口 44。冷卻空氣供應(yīng)口 44上設(shè)有被配置為襟翼形式的關(guān)閉 元件，該關(guān)閉元件用于關(guān)閉冷卻空氣供應(yīng)口 44或打開冷卻空氣供應(yīng)口 44的期望的流動可 變截面。被供應(yīng)通過冷卻空氣供應(yīng)通道40而至冷卻元件12的冷卻空氣在流動通過冷卻元 件12的換熱器32、34、36、38之后被引導(dǎo)通過冷卻空氣出口通道46而至形成在機(jī)身下部殼 體48中的冷卻空氣排放口 50。與冷卻空氣供應(yīng)口 44類似，冷卻空氣排放口 50上設(shè)有被配 置為襟翼形式的關(guān)閉元件，該關(guān)閉元件用于關(guān)閉冷卻空氣排放口 50或打開冷卻空氣排放 口 50的期望的流動可變截面。當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，作用于設(shè)置在該飛機(jī)的尾端面42的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口 44上的壓力高于作用于形成在機(jī)身下部殼體48中的冷卻空氣排放口 50上的壓力。該壓力差 可以有利的方式被利用以將冷卻空氣供給通過飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10的冷卻元件12。在所述飛 機(jī)的地面運(yùn)行期間，冷卻元件12的軸流風(fēng)扇20確保將冷卻空氣適當(dāng)?shù)毓?yīng)到冷卻元件12。 形成在飛機(jī)尾端面42的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口 44比設(shè)置在所述飛機(jī)的機(jī)頭段中的冷卻 空氣供應(yīng)口更不易于結(jié)垢。另外，由于冷卻空氣供應(yīng)口 44的區(qū)域中的流動情況，即由于冷 卻空氣在進(jìn)入冷卻空氣供應(yīng)口 44之前沿與飛行方向相反的方向流動，結(jié)冰的風(fēng)險(xiǎn)降低。最 后，設(shè)置在飛機(jī)尾端面42的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口 44可具有低附加氣動阻力。如已經(jīng)提到的，飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10用作設(shè)置在飛機(jī)上的燃料電池系統(tǒng)的冷卻系統(tǒng)。 冷卻元件12的至少兩個(gè)換熱器32、34因而被整體式形成到冷卻回路中以冷卻燃料電池，其 中換熱器32、34作為備用冷卻裝置。因此，即使在一個(gè)換熱器32、34失效的情況下，也可以 通過另一換熱器34、32保障所述燃料電池系統(tǒng)尤其是被提供在該燃料電池系統(tǒng)中的燃料 電池的適當(dāng)冷卻。冷卻元件12的其余的換熱器36、38被整體式形成到飛機(jī)空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的回路中 和發(fā)動機(jī)冷卻回路中?？商鎿Q地，換熱器36、38可被整體式形成到用于冷卻飛機(jī)上的電子 部件的冷卻回路中或任何其他被提供在飛機(jī)上的冷卻回路中。由飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10產(chǎn)生的 冷卻能力可因此被供應(yīng)到飛機(jī)上的多個(gè)消耗體。換熱器36、38可被直接整體式形成到對應(yīng) 的冷卻回路中。然而，如果需要出于安全原因或期望的其他原因，冷卻元件12的換熱器36、 38還可以熱耦接到中間冷卻器，以通過該中間冷卻器間接地將冷卻能量傳遞到冷卻回路。在冷卻空氣供應(yīng)通道40中設(shè)置有冷卻空氣團(tuán)流偏轉(zhuǎn)裝置(未在圖2中示出)。在 第一位置，電動馬達(dá)操作的冷卻空氣團(tuán)流偏轉(zhuǎn)裝置引導(dǎo)所述冷卻空氣朝冷卻元件12的方 向流動通過冷卻空氣供應(yīng)通道40。另一方面，在第二位置，冷卻空氣團(tuán)流偏轉(zhuǎn)裝置將冷卻 元件12與冷卻空氣供應(yīng)通道40隔開并確保流動通過冷卻空氣供應(yīng)通道40的冷卻空氣被 引導(dǎo)到另外的備用冷卻元件12 (未在圖2中示出)。因此，即使在冷卻元件12失效的情況 下，也可保障飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10的適當(dāng)功能。流動通過冷卻元件12的換熱器32、34、36、38之后而變暖的冷卻空氣用于預(yù)加熱 設(shè)置在所述飛機(jī)的尾段中的兩個(gè)發(fā)動機(jī)52、54(僅在圖5中示出)并用于預(yù)加熱待被提供 到發(fā)動機(jī)52、54的燃料。因流動通過冷卻元件12的發(fā)動機(jī)32、34、36、38而被加熱的冷卻 空氣還用在水注入裝置中，從而預(yù)加熱待被注入到發(fā)動機(jī)52、54中以減少排放的水，并防 止該水注入裝置的輸水管結(jié)冰。圖3中所示的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10與出現(xiàn)于圖2中的布置的區(qū)別在于冷卻空氣供應(yīng) 通道40中另外設(shè)置有軸流風(fēng)扇56。軸流風(fēng)扇56幫助冷卻空氣朝冷卻元件12的冷卻空氣 入口 18的方向流動通過冷卻空氣供應(yīng)通道40。因此，軸流風(fēng)扇56提供關(guān)于冷卻元件12的 徑流風(fēng)扇20的特定備用，并且還確保在飛機(jī)地面運(yùn)行期間當(dāng)冷卻空氣供應(yīng)口 44與冷卻空 氣排放口 50之間沒有壓力差可用于將冷卻空氣供給通過冷卻元件12時(shí)有充足的冷卻空氣 團(tuán)流。在其他方面，圖3所示的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10的結(jié)構(gòu)和運(yùn)行模式對應(yīng)于根據(jù)圖2的布置 的結(jié)構(gòu)和運(yùn)行模式。與圖2和圖3中所示的布置不同，在圖4所示的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10中，冷卻空氣供 應(yīng)口 44設(shè)置在飛機(jī)方向舵單元58的前緣的區(qū)域中。冷卻空氣供應(yīng)口 44可以被配置為淺 平的戽斗式冷卻空氣供應(yīng)口的形式，或者可以采用全壓和/或沖壓空氣入口的形式。另一方面，冷卻空氣排放口 50位于飛機(jī)尾端面42的區(qū)域中。同樣，采用這種布置，當(dāng)飛機(jī)飛行 時(shí)，作用于冷卻空氣供應(yīng)口 44上的壓力與主導(dǎo)在冷卻空氣排放口 50的區(qū)域中的壓力之間 的差可以用于將冷卻空氣團(tuán)流供給通過冷卻元件12。在其他方面，圖4所示的飛機(jī)冷卻系 統(tǒng)10的結(jié)構(gòu)和運(yùn)行模式對應(yīng)于圖2和圖3所示的布置的結(jié)構(gòu)和運(yùn)行模式。
最后，圖5中所示的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)10與根據(jù)圖4的布置的區(qū)別在于飛機(jī)冷卻系統(tǒng) 10包括形成在承載發(fā)動機(jī)52、54的兩個(gè)掛架60、62中的兩個(gè)冷卻空氣供應(yīng)口 44、44’ (代 替設(shè)置在所述飛機(jī)的方向舵單元58的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口 44)。冷卻空氣供應(yīng)口 44、 44’通過兩個(gè)冷卻空氣供應(yīng)通道40、40’連接到冷卻元件12的冷卻空氣入口 18。如圖4中 所示的布置，冷卻空氣的排放通過形成在飛機(jī)尾端面42的區(qū)域中的冷卻空氣排放口 50實(shí) 現(xiàn)。這里，同樣，當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，冷卻空氣供應(yīng)口 44、44’與冷卻空氣排放口 50之間的壓力 差可以用于將冷卻空氣團(tuán)流供給通過冷卻元件12。一些排放的空氣還可同時(shí)被用于例如通 過空氣排出影響在所述發(fā)動機(jī)承載器處的流動。
權(quán)利要求
一種飛機(jī)冷卻系統(tǒng)(10)，包括冷卻元件(12)，包括殼體(14)、形成在所述殼體(14)中的冷卻空氣入口(18)以及設(shè)置在所述殼體(14)的側(cè)表面(24，26，28，30)上且供被供應(yīng)通過所述冷卻空氣入口(18)的冷卻空氣能夠流動通過的多個(gè)換熱器(32，34，36，38)；冷卻空氣供應(yīng)通道(40)，將形成在所述飛機(jī)的尾端面(42)的區(qū)域中的冷卻空氣供應(yīng)口(44)連接到所述冷卻元件(12)的所述冷卻空氣入口(18)；以及冷卻空氣出口通道(46)，將所述冷卻元件(12)的所述換熱器(32、34、36、38)連接到冷卻空氣排放口(50)，其中所述冷卻空氣排放口(50)設(shè)置在機(jī)身下部殼體(48)的區(qū)域中，當(dāng)所述飛機(jī)飛行時(shí)，作用于所述冷卻空氣排放口(50)上的壓力比作用于設(shè)置在所述飛機(jī)的所述尾端面(42)的區(qū)域中的所述冷卻空氣供應(yīng)口(44)上的壓力低。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其特征在于所述冷卻元件(12)進(jìn)一步包括 設(shè)置在所述冷卻空氣入口(18)的區(qū)域中的風(fēng)扇(20)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其特征在于在所述冷卻空氣供應(yīng)通道 (40)中設(shè)置有另外的風(fēng)扇(56)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其特征在于所述冷卻空氣供 應(yīng)通道(40)被配置為沖壓空氣通道的形式。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其特征在于所述冷卻空氣供 應(yīng)口(44)被配置為戽斗式空氣供應(yīng)口的形式。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其特征在于在所述冷卻空氣 供應(yīng)通道(40)中設(shè)置有冷卻空氣團(tuán)流偏轉(zhuǎn)裝置，所述冷卻空氣團(tuán)流偏轉(zhuǎn)裝置被設(shè)計(jì)為在 第一位置，將流動通過所述冷卻空氣供應(yīng)通道(40)的所述冷卻空氣團(tuán)流朝所述冷卻元件 (12)的所述冷卻空氣入口(18)的方向引導(dǎo)，在第二位置，將流動通過所述冷卻空氣供應(yīng)通 道(40)的所述冷卻空氣團(tuán)流引導(dǎo)經(jīng)過所述冷卻元件(12)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其特征在于利用在流動通過 所述冷卻元件(12)的所述換熱器(32、34、36、38)之后的所述冷卻空氣中儲存的熱的裝置。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其特征在于所述利用在流動通過所述冷卻 元件(12)的所述換熱器(32、34、36、38)之后的所述冷卻空氣中儲存的熱的裝置是發(fā)動機(jī) 預(yù)加熱裝置、燃料預(yù)加熱裝置或用于加熱待被注入到飛機(jī)發(fā)動機(jī)中的水的裝置。
9.根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其特征在于所述冷卻元件 (12)的所述換熱器(32、34、36、38)整體式形成到燃料電池系統(tǒng)的冷卻回路、飛機(jī)空氣調(diào)節(jié) 系統(tǒng)的冷卻回路、發(fā)動機(jī)冷卻回路、用于水冷凝和水生成的冷卻回路和/或用于冷卻所述 飛機(jī)上的電子部件的冷卻回路中。
10.根據(jù)權(quán)利要求1至9中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，其特征在于連接到所述冷卻 空氣出口通道(46)的用于影響發(fā)動機(jī)掛架(60、62)處的流動的裝置。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)冷卻系統(tǒng)(10)，其包括冷卻元件(12)，該冷卻元件(12)包括殼體(14)、形成在所述殼體(14)中的冷卻空氣入口(18)、以及設(shè)置在所述殼體(14)的側(cè)表面(24，26，28，30)上且供被供應(yīng)到所述冷卻空氣入口(18)的冷卻空氣流動通過的多個(gè)換熱器(32，34，36，38)。冷卻空氣供應(yīng)通道(40，40’)將形成在飛機(jī)尾段中的冷卻空氣供應(yīng)口(44，44’)連接到所述冷卻元件(12)的所述冷卻空氣入口(18)。冷卻空氣出口通道(46)將所述冷卻元件(12)的所述換熱器(32，34，36，38)連接到冷卻空氣排放口(50)。
文檔編號B64D13/00GK101903245SQ200880121683
公開日2010年12月1日 申請日期2008年11月21日 優(yōu)先權(quán)日2007年12月20日
發(fā)明者烏韋·沃爾拉布, 托爾文·鮑姆加特, 沃克·皮尊卡, 阿爾夫-亨寧·斯托爾特 申請人:空中客車作業(yè)有限公司