專利名稱：用于飛機(jī)的蒙皮的熱交換器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于飛機(jī)的蒙皮的熱交換器、一種用于飛機(jī)的冷卻系統(tǒng)、一種用 于飛機(jī)蒙皮的熱交換器的應(yīng)用以及一種具有至少一個(gè)用于蒙皮的熱交換器的飛機(jī)。
背景技術(shù)：
在現(xiàn)代的客機(jī)中存在各種各樣需要進(jìn)行冷卻的構(gòu)件。例如具有供冷或制冷的空調(diào) 系統(tǒng)，以便為機(jī)上乘客提供盡可能大的熱的舒適性，反之，例如一組電子儀器和裝置生成廢 熱，所述廢熱必需被送出飛機(jī)。由于在飛機(jī)中集成越來越多的電子儀器，所以安裝更多的冷 卻系統(tǒng)，該冷卻系統(tǒng)使用用于熱傳遞的液態(tài)的冷卻劑。這種類型的冷卻系統(tǒng)適于排出相對 大的熱量，這些熱量實(shí)際上不能在飛機(jī)中積累。此外，特別是由于較高的電力需求同樣不利 的是，借助于制冷機(jī)通過主動(dòng)的冷卻排出這樣大的熱量。在工業(yè)中，如在汽車行業(yè)、設(shè)備制造和電子工業(yè)中，存在用于儀器和其它裝置的冷 卻的熱傳遞的大量各種各樣的技術(shù)解決方案和結(jié)構(gòu)。已知的是，在飛機(jī)中使用換熱器，所述 換熱器通過蒙皮把它的熱量散出到飛機(jī)的周圍。這例如在EP 06 55 593 Al中說明的，但 是，如那里所說明的熱交換器應(yīng)用在用于食品的主動(dòng)的冷卻系統(tǒng)中，在此，為了支持其它的 降溫，還可附加使用蒙皮換熱器。由于客機(jī)的不同的操作腹板件，例如在強(qiáng)烈變化的環(huán)境溫 度中，公開的蒙皮換熱器只用于在相對于周圍空氣在較高的溫度差時(shí)常規(guī)的主動(dòng)的冷卻系 統(tǒng)的附加支持。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是，提供一種用于飛機(jī)的蒙皮的熱交換器，所述熱交換器適于將飛 機(jī)內(nèi)部的儀器和裝置的相對大的熱量散出到周圍空氣中，而不必在后臺(tái)通過真空或蒸發(fā)器 冷卻單元依賴于主動(dòng)的冷卻裝置。此外，本發(fā)明的目的是，建議一個(gè)用于飛機(jī)的冷卻系統(tǒng)， 在此，可以盡可能有效地通過用于飛機(jī)的蒙皮的熱交換器將熱量散出到飛機(jī)的周圍。該目的通過用于飛機(jī)蒙皮的熱交換器得以解決，其具有用于冷卻劑的至少一個(gè)輸 入管道和至少一個(gè)輸出管道和至少一束由冷卻劑穿流的冷卻劑通道，其中，用于在固定在 蒙皮上的熱交換器中將熱量散出到飛機(jī)周圍的所述冷卻劑通道至少局部直接定位在飛機(jī) 的蒙皮上。根據(jù)本發(fā)明的熱交換器為此設(shè)計(jì)，在與飛機(jī)蒙皮的直接接觸中通過一組冷卻劑通 道盡可能有效地傳遞熱量。優(yōu)選熱量盡可能無接觸阻力地傳遞到蒙皮上，這同樣意味著，冷 卻劑通道不一定必需具有封閉的表面，而是也可能到蒙皮開放。在此有利的是，熱流體直接與蒙皮接觸。相應(yīng)地要求，冷卻劑通道至少局部直接在飛機(jī)的蒙皮上，以至于它應(yīng)這樣設(shè)置 在一個(gè)固定面上或設(shè)置在熱交換器的固定蒙皮上的那一側(cè)上，即通過在蒙皮上固定熱交換 器得以實(shí)現(xiàn)冷卻劑通道和蒙皮之間的直接接觸。通過熱交換器需要的面積相應(yīng)的確定尺寸也能夠在冷卻介質(zhì)和周圍空氣之間的 相對微小的溫度差時(shí)導(dǎo)散較大的熱量，這通過特別是扁平的結(jié)構(gòu)得以實(shí)現(xiàn)。根據(jù)需要，可運(yùn) 行空氣-空氣熱交換器或者液體-空氣熱交換器以及氣冷的冷凝器。根據(jù)本發(fā)明的熱交換 器的有益的和一體化的要求，針對飛機(jī)的實(shí)際情況和特殊要求量身定制，以使得對于最優(yōu) 的飛機(jī)操作重要的性能參數(shù)盡可能少得被影響。詳細(xì)的這些性能參數(shù)特別是一個(gè)盡可能 小(附加的)的空氣阻力，一個(gè)更小的電流消耗，一個(gè)較小的負(fù)載以及較小的結(jié)構(gòu)空間需 求。對此，用于熱交換器的結(jié)構(gòu)空間的預(yù)定不是必需的。因此冷卻劑通道的長度也可最小 化，以至于管道和冷卻劑的負(fù)載能夠減少。這將由此解決，即冷卻劑，此外不僅限于液態(tài)的 冷卻劑，直接被導(dǎo)到飛機(jī)的蒙皮下，并且例如集成在蒙皮的內(nèi)側(cè)上時(shí)，只得出較小的徑向延 伸，在飛機(jī)的內(nèi)部不妨礙其它的組件。最小的電流消耗由用于輸送冷卻劑通過根據(jù)本發(fā)明 的熱交換器的電動(dòng)泵形成，但是，它比電動(dòng)冷卻系統(tǒng)的電流消耗明顯更小。在飛行操作期間，冷卻效果通過在蒙皮上流動(dòng)的周圍空氣實(shí)現(xiàn)。由于這個(gè)原因，根 據(jù)本發(fā)明的熱交換器優(yōu)選適用于電子應(yīng)急系統(tǒng)的冷卻，例如作為應(yīng)急能源系統(tǒng)的具有相對 較大量的廢熱的燃料電池。在地面上減少到外界空氣的散熱，以至于在無風(fēng)時(shí)作為不利的 情況在自由對流的部分上減少散熱。在燃料電池中的廢熱例如為90度時(shí)，并且地面的最高 外界溫度約為50度時(shí)，在所給出的溫度差中通過足夠大的熱交換器面積達(dá)到足夠的冷卻 效果。在該位置上指出，即冷卻劑通道不一定彼此分離且必需具有封閉的壁面。冷卻劑 通道既可以通過單獨(dú)的分離的管道線路或者諸如此類的構(gòu)造提供，也可以通過腹板形的幾 何邊界和設(shè)置在其上的薄片和朝向外殼開放的區(qū)域以及相應(yīng)于此的必要的密封裝置。在最 后的情況中能夠絕對有意義的是，單獨(dú)的冷卻劑通道彼此相連，并且不徹底分離，并且彼此 無關(guān)地引導(dǎo)冷卻劑。此外，根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的一個(gè)特別有利的實(shí)施形式具有用于容納冷卻劑通 道的外殼。但是，這里外殼不意味著封閉的箱狀物體，而是倒不如說是多個(gè)冷卻劑通道以框 架類型的空間結(jié)合，其可通過蓋和諸如此類的構(gòu)造封閉。原則上這種類型的、封閉的熱交換器可具有板形結(jié)構(gòu)，所述板型結(jié)構(gòu)類似于或者 相等于板式換熱器的結(jié)構(gòu)。下面單獨(dú)的熱交換器也被稱為“板”。在此，一個(gè)板通常由兩個(gè) 外表面組成，其中一個(gè)外表面指向機(jī)身中心，并且另一個(gè)外表面向外指向飛機(jī)周圍。熱流體 流到板中，并且通過板元件的至少一個(gè)外表面冷卻。板元件在外部具有相應(yīng)的表面結(jié)構(gòu)，其 導(dǎo)致良好的熱傳導(dǎo)。這里存在大量可能性，可安裝用于改進(jìn)熱交換器的結(jié)構(gòu)或肋。所述結(jié) 構(gòu)可通過沖制、變形或深沖、銑削生成。在一個(gè)擠塑板中，結(jié)構(gòu)可與生產(chǎn)中相似地安裝，包括 冷卻通道。在板元件內(nèi)部，熱流體引導(dǎo)通過通道、小管道或者諸如此類的構(gòu)造，以便熱量盡 可能均勻地分布在表面上。冷卻劑通道也可水平地、蛇形或者螺旋形設(shè)置。板元件也可由 兩個(gè)板半組成，所述板半隨后通過粘貼、焊接、熔焊例如滾縫焊相互連接。所述板也能夠熱 結(jié)合，例如通過在單片材料中的熔結(jié)。生成目標(biāo)明確的渦流的肋能夠因此更容易地引入。特別優(yōu)選的是，根據(jù)本發(fā)明的熱交換器齊平地安裝在位于內(nèi)部的機(jī)身結(jié)構(gòu)中，以至于所述機(jī)身結(jié)構(gòu)必需在該區(qū)域中更改或中斷。由于這個(gè)原因有利的是，當(dāng)外殼至少局部 地構(gòu)成承載的機(jī)身結(jié)構(gòu)時(shí)。因此已有的機(jī)身結(jié)構(gòu)能夠通過熱交換器的外殼補(bǔ)充，以至于機(jī) 身結(jié)構(gòu)的機(jī)械性能保持不變。特別優(yōu)選的是，所述外殼具有腹板和至少一個(gè)蓋。腹板在這里理解為扁平的構(gòu)件， 其由蒙皮延伸通過冷卻劑通道，并且能夠共同由一個(gè)蓋覆蓋。外殼的機(jī)械堅(jiān)固性通過所述 腹板得以提高，并且一體化變得更加容易。在根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的一個(gè)特別優(yōu)選的實(shí)施形式中，在所述蓋和所述冷卻劑 通道之間存在間隙，為了空氣穿流，該間隙具有至少一個(gè)入氣口和至少一個(gè)出氣口。因此， 冷卻劑通道的散熱能夠繼續(xù)提升，因?yàn)榇┝鞯目諝馕绽鋮s劑通道在表面上的熱量，所述 熱量不與蒙皮接觸。因此能夠提供一個(gè)更有效的冷卻系統(tǒng)。此外優(yōu)選的是，當(dāng)根據(jù)本發(fā)明的熱交換器在冷卻劑通道之間設(shè)有冷卻肋時(shí)，冷卻 劑通道同樣能夠在其碰觸冷卻肋的位置上散熱，以至于可散出的熱量的繼續(xù)提升通過熱交 換器進(jìn)行。在根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的另一優(yōu)選的實(shí)施形式中，所述腹板和/或冷卻肋具有 渦邊和/或槽，它們適用于空氣形成渦流。由于該原因，這是有利的，因?yàn)橥ㄟ^動(dòng)蕩地流動(dòng) 可實(shí)現(xiàn)更好的熱傳導(dǎo)。在根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的一個(gè)優(yōu)選的實(shí)施形式中，冷卻劑通道設(shè)置在蒙皮的內(nèi) 側(cè)上。這導(dǎo)致，使得不生成額外的空氣阻力，并且用于冷卻劑的輸入管道和輸出管道能特別 輕易地集成。但是，在該實(shí)施形式中取消在冷卻劑通道上流過的外界空氣的直接接觸。在根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的另一優(yōu)選的實(shí)施形式中，所述冷卻劑通道設(shè)置在蒙皮 的外側(cè)上。這構(gòu)造為，使得額外的空氣阻力通過設(shè)置在外面的熱交換器盡可能小，盡管如此 能夠保障冷卻劑通道的良好環(huán)流。在前段中提及的腹板和冷卻肋對這個(gè)實(shí)施形式也是可能 的，它們?nèi)缓髽?gòu)造為，使得額外的空氣阻力同樣被最小化。通過根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)的實(shí) 施形式，可散出的熱量明顯提升。冷卻劑通道至少局部實(shí)施為具有基本上圓形或者有角的橫截面的管道，其由于容 易制造是有利的。此外對此應(yīng)注意的是，管道的直徑或凈寬應(yīng)選擇盡可能小，以便減輕負(fù) 載，因?yàn)?，?dāng)加壓相等時(shí)，具有相對小的橫截面的管道比具有較大橫截面的管道需要的壁厚 明顯更小。具有小的管道橫截面的多個(gè)管道擴(kuò)大了表面，并且以這種方式提供如散熱的更 高的潛能。但是，同時(shí)應(yīng)注意，冷卻劑通道的橫截面不構(gòu)造為扁平的，使得在更高的冷卻管 壓力中得出提高的拱形傾斜。具有有角的橫截面的冷卻劑通道可在根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的一個(gè)有利的變體 中提供一種夾芯板芯，其能實(shí)現(xiàn)大量具有相對較薄的壁面的單獨(dú)的通道。在根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的一個(gè)有利的改進(jìn)構(gòu)造中，冷卻劑通道實(shí)施為在吸熱的 板和壓力板和/或飛機(jī)的蒙皮之間的間隙。這通過根據(jù)本發(fā)明的熱交換器簡化和改進(jìn)了冷 卻，因?yàn)槭褂迷陲w機(jī)的周圍或客艙中的空氣是特別簡單的。本發(fā)明不限于使用單獨(dú)的板，更 確切地說也可以使用具有位于其間的空隙或者諸如此類的構(gòu)造的一疊較大的板，以便繼續(xù) 提高冷卻效率。此外有利的是，當(dāng)在飛機(jī)的蒙皮中至少一個(gè)槽為了實(shí)現(xiàn)飛機(jī)周圍的氣流設(shè)置到至 少一個(gè)間隙中。冷空氣的吸收因此實(shí)際上能夠是無限的。也可以這樣設(shè)置且流體力學(xué)地配置多個(gè)槽，熱交換器的目標(biāo)明確的限定區(qū)域由定量的冷空氣流環(huán)流。此外有利的是，在或者從至少一個(gè)間隙中設(shè)置用于輸送空氣的風(fēng)扇，以至于冷卻 還能變得更強(qiáng)。此外，為了生成自由的對流有意義的是，在飛機(jī)蒙皮中設(shè)置兩個(gè)在垂直的方向上 間隔的槽。在較冷的環(huán)境和較小的熱負(fù)荷時(shí)，可不需附加的能源需求就已經(jīng)達(dá)到足夠的冷卻。最終有意義的是，為了減少氣體動(dòng)力學(xué)的流動(dòng)損失，平行于飛行方向設(shè)有至少一 個(gè)槽。此外，本發(fā)明通過具有至少一個(gè)封閉的冷卻劑循環(huán)和至少一個(gè)根據(jù)本發(fā)明的熱交 換器的冷卻系統(tǒng)得以解決。最終，該目的通過使用如上述標(biāo)準(zhǔn)所述的根據(jù)本發(fā)明的熱交換 器和具有至少一個(gè)根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的飛機(jī)得以滿足。


本發(fā)明的其它特征、優(yōu)點(diǎn)和應(yīng)用可能性在所述實(shí)施例和附圖的下述說明中給出。 在此，構(gòu)成所有已說明的和/或圖示出的特征本身，并且本發(fā)明的對象的任意組合也獨(dú)立 于它們的在單獨(dú)的權(quán)利要求或它們的相互關(guān)系中的合并。此外，在附圖中對相同或類似的 對象有相同的附圖標(biāo)記。圖Ia到Id示出關(guān)于在飛機(jī)的蒙皮上的熱交換器的結(jié)構(gòu)的簡化示意圖；圖加到2f示出熱交換器的可能的變體；圖3示出一個(gè)附加的空氣穿流的熱交換器的示意圖；圖如和4b示出在已裝配狀態(tài)中一個(gè)附加的空氣穿流的熱交換器的示意圖；圖示出附加的空氣穿流的熱交換器的另兩個(gè)實(shí)施例；圖6示出在飛機(jī)中根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)的一個(gè)總示意圖；圖7a和7b示出具有彼此交替的冷卻劑通道和空氣通道的三明治形熱交換器的示 意圖；圖8示出飛機(jī)的蒙皮的一個(gè)剖面，包括用于吸收周圍空氣的槽。圖9在一個(gè)剖視圖中示出一個(gè)熱交換器的實(shí)施例；圖10在一個(gè)剖視圖中示出一個(gè)熱交換器的實(shí)施例；圖11在一個(gè)剖視圖中示出一個(gè)熱交換器的實(shí)施例；圖12在一個(gè)剖視圖中示出一個(gè)熱交換器的實(shí)施例；
具體實(shí)施例方式在圖1中一般示出，熱交換器2如何能夠設(shè)置在飛機(jī)的蒙皮4上。在那里熱交換器 2設(shè)置在飛機(jī)的內(nèi)側(cè)6上。反之，在圖Ib中熱交換器2定位在飛機(jī)的外側(cè)8上。在這些不 同的裝配位置中需要注意，在熱交換器2上產(chǎn)生不同的機(jī)械要求。如熱交換器2設(shè)置在飛 機(jī)的內(nèi)側(cè)6上，那么熱交換器2必須在特殊的情況下被對齊以便吸收機(jī)身結(jié)構(gòu)負(fù)載。在相 對大面積的熱交換器2中，鑒于較大的熱量在沒有主動(dòng)的冷卻單元的情況下是可實(shí)現(xiàn)的， 在一些地方為了將熱交換器2齊平地安裝在蒙皮4上，必須更改或中斷在那里已有的具有 隔框、縱梁和其它的加固構(gòu)件的機(jī)身結(jié)構(gòu)。由于這個(gè)原因，要求通過熱交換器2機(jī)械地關(guān)閉所述空隙。相應(yīng)地，所述熱交換器2應(yīng)該具有外殼或者諸如此類的構(gòu)造，其配置成完全吸收 本地產(chǎn)生的負(fù)載。更改結(jié)構(gòu)正好對于導(dǎo)散較大的熱量可以是有意義的。這樣可以使例如整個(gè)機(jī)身部 分7的下部徑向縮短IOmm到25mm(徑向凹部9)，如在圖Id中所示。然后，徑向凹部9由 IOmm到25mm厚的熱交換器11填滿，以至于合成的飛機(jī)輪廓保持不變，并且不產(chǎn)生氣體動(dòng)力 學(xué)的流動(dòng)損失。在此，承載的結(jié)構(gòu)和飛機(jī)的蒙皮直到凹部保持不變。為了維護(hù)和修理目的， 蒙皮熱交換器能夠構(gòu)造為可簡單取下。也可設(shè)想在確定的情況中在沒有熱交換器的情況下 飛行，因?yàn)樵谠摲桨钢休喞^渡的突變是不必要的。但是，對于圖Ib中的根據(jù)本發(fā)明的熱交換器2得出如空氣阻力的最小化的必要 性，因?yàn)樵谙鄬^高的約為0. SMa的巡航速度中，飛機(jī)的橫截面上微小的改變已經(jīng)能夠?qū)?致可察覺的推進(jìn)燃料的額外消耗。由于這個(gè)原因，用于圖Ib中的裝配位置的根據(jù)本發(fā)明的 熱交換器2應(yīng)該設(shè)計(jì)成氣體動(dòng)力學(xué)平滑。在圖Ib中可見的邊應(yīng)通過相應(yīng)的覆蓋物氣體動(dòng) 力學(xué)地變平滑。如在圖Ib中示出的結(jié)構(gòu)首先適用于改裝現(xiàn)存的飛機(jī)或者適用于改裝測試 機(jī)。在圖Ic中示出一個(gè)實(shí)施為冷卻劑管道的冷卻劑通道10，其齊平地設(shè)置在蒙皮4 上。通過在冷卻劑通道10和蒙皮4之間的接觸，可在冷卻劑通道10和飛機(jī)蒙皮4之間發(fā) 生熱傳導(dǎo)。在圖加中示出根據(jù)本發(fā)明的熱交換器12的第一實(shí)施例。根據(jù)本發(fā)明的熱交換器 12具有支承板14，在該支承板上定位一組實(shí)施為冷卻劑管道的冷卻劑通道16。在冷卻劑通 道16之間存在腹板18，蓋20支承在所述腹板上。蓋20除了它作為機(jī)械構(gòu)件來吸收機(jī)身結(jié) 構(gòu)負(fù)載的功能以外，還用作所謂的“壓力板”與腹板18結(jié)合，然后，這特別是要求，當(dāng)在根據(jù) 本發(fā)明的熱交換器12的下方存在穿過飛機(jī)蒙皮的開口時(shí)。由于在飛行期間在飛機(jī)周圍和 機(jī)艙之間強(qiáng)大的壓力差，如果沒有適宜的作為壓力板的蓋20，空氣總是從機(jī)艙流出到周圍。 為了完成該目的可能的是，在所述蓋20和所述腹板18之間給出足夠尺寸的機(jī)械連接以及 足夠的密封。為了使支承板固定在蒙皮上，在以成束方式設(shè)置的冷卻劑通道16中在有些地方 省去或省略各個(gè)冷卻劑通道16，例如通過附圖標(biāo)記22示出的。在那里可以進(jìn)行螺栓連接或 者鉚接或者其它適宜的固定。在所示出的示例中，冷卻劑通道16具有基本上是圓形的橫截面，這導(dǎo)致，冷卻劑 通道16可設(shè)計(jì)一個(gè)相對較小的壁厚，因?yàn)樵趫A形橫截面中不產(chǎn)生例如在有角的橫截面中 產(chǎn)生的膨脹。力求使用盡可能大量的冷卻劑通道16，但是所述通道具有相對較小的橫截面。 因此，可繼續(xù)減少冷卻劑通道16的壁厚，并且可減少根據(jù)本發(fā)明的熱交換器12的徑向延 伸。然后，冷卻劑通道16的數(shù)量取決于必要的冷卻劑質(zhì)量流?，F(xiàn)實(shí)表明，管道橫截面位于 毫米的區(qū)域中，例如大約在2mm和IOmm之間。在圖2b中示出根據(jù)本發(fā)明的熱交換器M的第二實(shí)施例，在此，大量有角的冷卻劑 通道沈定位在支承板觀上。不要選擇太大的冷卻劑通道沈的凈寬，因?yàn)橥ㄟ^壓力負(fù)載由 于抽吸到冷卻劑通道沈中的冷卻劑可能產(chǎn)生膨脹。在所述實(shí)施例中應(yīng)相應(yīng)地致力于，選擇 相對多的冷卻劑通道26的數(shù)量，因此壁厚可設(shè)計(jì)為相對較低。在該實(shí)施例中，在冷卻劑通 道沈之間也可能存在用于在飛機(jī)蒙皮上固定支承板28的空隙30。
圖2c示出圖2b中的根據(jù)本發(fā)明的熱交換器M的一個(gè)變體，其附加地配備了冷卻 肋32，這些冷卻肋設(shè)置在冷卻劑通道沈之間。在圖2d中示出相似于圖2c的冷卻劑通道34的結(jié)構(gòu)，在此，在兩個(gè)相鄰的冷卻劑 通道34之間至少局部地設(shè)置冷卻肋36。在圖2e中介紹了通過夾芯板或者夾芯面板實(shí)現(xiàn)根據(jù)本發(fā)明的熱交換器38。夾芯 面板40位于支承板42上，并且由壓力板44覆蓋。在夾芯面板40中存在較大的相對多的 壁面46，所述壁面構(gòu)成各個(gè)冷卻劑通道48。最終，圖2f示出空氣通道45和53以及冷卻劑通道(熱流體)47可簡單實(shí)現(xiàn)的構(gòu) 造。所述通道可由波紋板49和鄰接地設(shè)置的蓋板51制成。這三個(gè)板51例如可由0.25mm 厚的鋼箔制成，并且焊接或熔焊(例如滾縫焊)。同樣可設(shè)想為以鋁、鈦或者甚至塑料制成。 在空氣通道45中可設(shè)置由約為0. 05mm厚的板制成的冷卻肋或旋渦體53，它用于形成空氣 的渦流以便提高熱傳導(dǎo)。在這里適于例如具有凸出的鋼箔截面的U形鋼箔部分。圖3示出根據(jù)本發(fā)明的熱交換器50的一個(gè)特殊的實(shí)施例，在此，上述實(shí)施例的優(yōu) 點(diǎn)相互結(jié)合。因此根據(jù)本發(fā)明的熱交換器50具有多個(gè)冷卻劑通道52，在這些冷卻劑通道之 間定位各個(gè)冷卻肋M(jìn)。在圖3中示出的情況中，每三個(gè)冷卻劑通道52構(gòu)成一組，這些組由 腹板56相互分隔。所述腹板56的尺寸確定為，使得在所述冷卻劑通道52和蓋58之間存 在間隙60。所述蓋58與腹板56和支承板62共同構(gòu)成外殼，其中，支承板62也可以是飛機(jī) 的蒙皮。在圖3中示范性示出，空氣如何能夠通過根據(jù)本發(fā)明的熱交換器50流動(dòng)通過冷卻 劑通道52。空氣通過入氣口 64到達(dá)熱交換器50的內(nèi)部，并且環(huán)流所述腹板56，所述腹板 具有用于形成迷宮式流動(dòng)通道的錯(cuò)位的開口 66。空氣最終從出氣口 68中流出，例如到飛機(jī) 的周圍。氣流逐段地沿與冷卻劑(同向流)相同的方向或者沿相反方向(逆流)或者從同 向流通過附加的側(cè)向流動(dòng)組件轉(zhuǎn)到逆流中流動(dòng)。通過根據(jù)本發(fā)明的熱交換器50的這個(gè)所 示出的結(jié)構(gòu)，冷卻效果通過在所述冷卻劑通道52和蒙皮或支承板62之間的熱傳導(dǎo)，以及通 過沿著冷卻劑通道52和沿著冷卻肋M(jìn)的氣流進(jìn)行。為了加強(qiáng)冷卻效應(yīng)，可設(shè)置例如具有 渦邊和/或開口的肋，通過該肋流過的空氣形成渦流，漩渦的、動(dòng)蕩的流動(dòng)具有一個(gè)熱傳導(dǎo) 系數(shù)，以至于散熱在該區(qū)域中能夠得以提升。在圖如中示出的根據(jù)本發(fā)明的熱交換器70具有入氣口 72和出氣口 74，空氣可通 過它們從飛機(jī)周圍流入?？諝饬鬟^冷卻劑通道76，并且通過出氣口 74離開機(jī)身。為了提高 效率可使用風(fēng)扇78，所述風(fēng)扇特別有利的是，當(dāng)飛機(jī)在地面上，并且沒有氣流籠罩時(shí)。冷卻 劑通過輸入管道80進(jìn)到冷卻劑通道76中，并且通過輸出管道82離開所述冷卻劑通道。冷 卻劑的流動(dòng)例如沿著與氣流相反的方向(逆流)進(jìn)行，但是，所述的根據(jù)本發(fā)明的熱交換器 不限于此，而是如果要求或者希望，在該實(shí)施例中也可以設(shè)置相同的流動(dòng)方向。由于需要在 飛機(jī)的蒙皮4中的開口 72和74，根據(jù)本發(fā)明的熱交換器70具有壓力板84。因此可避免， 空氣從機(jī)艙中流出到飛機(jī)周圍。最終，在圖4中，在根據(jù)本發(fā)明的熱交換器70的俯視圖中示出，如何能夠優(yōu)化熱傳 導(dǎo)。對此，冷卻肋86位于各個(gè)冷卻劑通道88之間，并且由從出氣口 72中流過的空氣環(huán)流。 即使穿流的空氣形成的渦流用于提高熱傳導(dǎo)也是有意義的，并且前面已經(jīng)說明，能夠通過 渦邊或者開口進(jìn)行。最終，圖如示出根據(jù)本發(fā)明的熱交換器90的另一實(shí)施例，在此，存在多個(gè)實(shí)施為翅片管的冷卻劑通道92，它們通過從入氣口 94流入的空氣以交叉流動(dòng)的方式環(huán)流。所述的 流入的空氣在環(huán)流冷卻劑通道92后通過出氣口 96離開根據(jù)本發(fā)明的熱交換器90。如在上 面已經(jīng)聲明的，這里也可以在出氣口 96的附近為了提高冷卻效率設(shè)置風(fēng)扇98。在圖fe中， 在冷卻劑通道92之間存在縱向加固構(gòu)件100，其也作為“縱梁”已知，并且用于機(jī)身的縱向 加固。由于其多數(shù)在飛機(jī)的蒙皮4中在入氣口 94上，在該實(shí)施例中也要求，壓力板102阻 止空氣從機(jī)艙中流出到周圍。最終在圖恥中介紹熱交換器104的另一示例，在此，冷卻劑通道106以安裝在飛 機(jī)的蒙皮中的翅片式冷卻器108的方式由空氣穿流。根據(jù)需要，翅片式冷卻器108通過附 加的風(fēng)扇110支持。在根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)中特別有利的是，按照圖6的樣本，以液體/液體的結(jié)構(gòu) 類型進(jìn)行集中式熱交換器112的一體化，其中，后者適于，從一個(gè)或多個(gè)熱源114中吸收熱 量，并且在一個(gè)或多個(gè)熱交換器116上均勻地散熱。這個(gè)結(jié)構(gòu)類型是非常有效的，因?yàn)榧词?熱源具有非常不同的廢熱量和具有高或低的廢熱溫度，它的熱量也能夠以集中式熱交換器 112中已有的液體量導(dǎo)散。因此，要為此留意，使得多個(gè)在飛機(jī)中已有的熱交換器116也能 夠均勻地充分利用。所以取消對于產(chǎn)生特別高的熱量的儀器各設(shè)置一個(gè)特有的熱交換器的 必要性。在下列附圖中示出對于在飛機(jī)中根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的一體化的示例，其全部 按照上述原則構(gòu)造。圖7a示出另一熱交換器118的示意圖，在此，交替用于加熱的流體的通道120和 用于冷流體的通道122。在此，有利的構(gòu)造可基本相應(yīng)于圖2中的熱交換器38的結(jié)構(gòu)。當(dāng) 在用于冷流體的通道中引導(dǎo)空氣時(shí)，附加的冷卻肋的一體化也是有意義的。此外熱量通過 外分界面導(dǎo)散。該熱交換器的寬度可位于10到25mm的區(qū)域中。圖7b示出另一熱交換器124，在此，并排設(shè)置多個(gè)形成空隙1 的板126。在每個(gè) 板126中或在每個(gè)板1 上例如在通道中引導(dǎo)熱流體。為了熱傳導(dǎo)，可沿著各板126的側(cè) 面上流動(dòng)，優(yōu)選為，使得每個(gè)板1 配備有接觸的冷的和加熱的流體，其中，冷流體和加熱 的流體可具有相反的流動(dòng)方向。下面由于簡化的原因示出如圖7b的總是只具有一個(gè)板1 的熱交換器，其中這不應(yīng)被理解為限制。圖8用于解釋以下剖視圖。示出飛機(jī)的蒙皮130的一部分，兩個(gè)彼此平行地設(shè)置 的空氣槽132和134位于其上，它們沿著飛機(jī)的飛行方向136延伸。槽132和134純示例 地略低于窗口 138，并且能夠一樣好地設(shè)置在飛機(jī)的其它部位上。所述槽132和134優(yōu)選只 有幾毫米寬，例如15mm。飛機(jī)的氣體動(dòng)力學(xué)的流動(dòng)損失由于槽沿著機(jī)身的縱向?qū)R小到可 忽略不計(jì)。圖9示出在后方通風(fēng)的板126的徑向分界面140和142上由自由對流導(dǎo)致的氣 流，其齊平地與蒙皮4對齊，并且在它的上側(cè)和底側(cè)上通過所述槽132和134與外殼分離。 在具有分界面142的板126的朝向機(jī)身的一側(cè)上存在間隙128。在飛行中，熱量通過反正 已有的空氣的蒙皮摩擦導(dǎo)散。在地面上，冷卻通過在分界面140和142上的自由對流進(jìn)行。 所述間隙128可為了支持自由對流具有至少IOmm的深度，其中板126例如可具有5mm的寬 度。通過所示的結(jié)構(gòu)構(gòu)成的熱交換器144由壓力板146對飛機(jī)內(nèi)部氣密地關(guān)閉。但是，通過自由對流的散熱是非常有限的。在較冷的部位上和當(dāng)需要導(dǎo)散的熱負(fù)荷較小時(shí)，這種形式的冷卻也許足夠。但是，更高的冷卻效應(yīng)可通過強(qiáng)迫對流得以實(shí)現(xiàn)。為 此，圖10示出熱交換器144的更改的結(jié)構(gòu)，其通過用于空氣在空隙1 之中運(yùn)動(dòng)的風(fēng)扇 148，其支持特別是在地面操作中的冷卻裝置。對冷卻裝置的運(yùn)行必要的電力可通過燃料電 池或通過地面供電裝置施加。如果使用根據(jù)本發(fā)明的熱交換器用于冷卻燃料電池時(shí)，那么 燃料電池是特別優(yōu)選的。在強(qiáng)迫對流中，所述間隙128也可根據(jù)空氣道的長度小于10mm。風(fēng)扇128的構(gòu)造 既可實(shí)現(xiàn)通風(fēng)，也可實(shí)現(xiàn)排氣。通過熱交換器150的已示出的實(shí)施例，此外，在與蒙皮4齊 平地對齊的分界面140上實(shí)現(xiàn)在飛行中的冷卻和在地面上的自由對流。圖11示出在具有單獨(dú)的間隙134的熱交換器152上的在分界面140和142上的 強(qiáng)迫氣流。在此，僅通過風(fēng)扇148實(shí)現(xiàn)冷卻。在飛行中，在未運(yùn)行的風(fēng)扇148中，空氣可通 過間隙巧4和156運(yùn)動(dòng)，所述間隙位于板1 和蒙皮4或壓力板146之間，當(dāng)在間隙134上 的壓力超過在出氣口 158上的壓力時(shí)。如希望應(yīng)在地面上通風(fēng)，那么入氣口 158必須設(shè)置 在間隙134的上方。通過根據(jù)本發(fā)明的熱交換器152達(dá)到很高的冷卻效果，并且因此特別 適于地面操作。最終在圖12中示出根據(jù)本發(fā)明的熱交換器的另一實(shí)施例，其在蒙皮4中具有單獨(dú) 的槽134。該實(shí)施例的特點(diǎn)在于，當(dāng)風(fēng)扇148運(yùn)行時(shí)，在隔框164的內(nèi)側(cè)162上實(shí)現(xiàn)最大可 能的冷卻。所述熱交換器不是必須集成在隔框164的外側(cè)上，它也可以集成在飛機(jī)中隔框 164的內(nèi)側(cè)162上或隔框164之間。此外也可設(shè)想為，使熱交換器160集成在客艙的底板中。以便因此同時(shí)加熱在很 大的飛行高度中降溫的區(qū)域(位于機(jī)艙下方的行李艙和諸如此類的構(gòu)造)。以這種方式開 辟了較大的面積，對結(jié)構(gòu)空間的影響不大。前提是在加壓區(qū)域中的通過壓力板146的相應(yīng) 的穩(wěn)定性和密封性。在此，不要求可能導(dǎo)致隔框或諸如此類構(gòu)造的重構(gòu)的飛機(jī)的結(jié)構(gòu)的修 改。圖7a到12的實(shí)施例指出，外殼理解為中心到各熱交換器的空間邊界，以至于該外 殼例如由蒙皮和壓力板以及其它用于制造密封性所必需的元件制成。此外，該實(shí)施例還具 有至少部分的承載功能。當(dāng)然也可以所有間隙設(shè)有冷卻肋和諸如此類的構(gòu)造，以便進(jìn)一步 改進(jìn)冷卻裝置。所有實(shí)施例適于，設(shè)置在機(jī)身的隔框和縱梁之間自由的外殼范圍上。同樣的也可 設(shè)想為，隔框的外直徑改變?yōu)?，使得能夠在飛機(jī)的隔框外側(cè)和蒙皮之間設(shè)置熱交換器。補(bǔ)充指出，“包括”不排除其它元件或步驟，并且“一個(gè)”不排除多個(gè)。此外指出，參 考上述實(shí)施例之一的特征或步驟也可與其它上述實(shí)施例的其它特征或步驟結(jié)合應(yīng)用。權(quán)利 要求中的附圖標(biāo)記不被視為限制。附體標(biāo)記清單2 熱交換器4 蒙皮6 內(nèi)側(cè)7 機(jī)身部分8 外側(cè)9 徑向凹部
11
10冷卻劑通道11熱交換器12熱交換器14支承板16冷卻劑通道18腹板20蓋22用于固定熱交換器的空隙24熱交換器26冷卻劑通道28支承板30用于固定熱交換器的空隙32冷卻肋34冷卻劑通道36冷卻肋38熱交換器40夾芯面板42支承板43熱交換器44壓力板45空氣通道46壁面47冷卻劑通道48冷卻劑通道49波紋板50熱交換器51蓋板52冷卻劑通道53冷卻肋或漩渦體54冷卻肋56腹板58蓋60間隙62支承板64入氣口66開口68出氣口70熱交換器72入氣口
74出氣口
76冷卻劑通道
78風(fēng)扇
80輸入管道
82輸出管道
84壓力板
86冷卻肋
88冷卻劑通道
90熱交換器
92冷卻劑通道
94入氣口
96出氣口
98風(fēng)扇
100縱梁
102壓力板
104熱交換器
106冷卻劑通道
108翅片式冷卻器
110風(fēng)扇
112集中式熱交換器
114熱源
116熱交換器
118熱交換器
120通道
122通道
124熱交換器
126板
128間隙
130蒙皮
132槽
134槽
136飛行方向
138窗
140分界面
142分界面
146壓力板
148風(fēng)扇
150熱交換器
152熱交換器
154間隙
156間隙
158出氣口
160熱交換器
162隔框內(nèi)側(cè)
164隔框
權(quán)利要求
1.用于飛機(jī)的蒙皮的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、1M、 144、150、152、160)，具有-至少一個(gè)用于冷卻劑的輸入管道(80)，-至少一個(gè)用于冷卻劑的輸出管道(82)，-至少一束由冷卻劑穿流的冷卻劑通道(10、16、26、；34、47、48、52、76、88、92、106、 120)，和其中，在固定在飛機(jī)的蒙皮(4)上的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、 116、118、124、144、150、152、160)中，用于將熱量散出到飛機(jī)的周圍的所述的冷卻劑通道 (10、16、26、34、48、52、76、88、92、106)至少局部地直接定位在飛機(jī)的蒙皮(4)上。
2.如權(quán)利要求1 所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、 124、144、150、152、160)，其中，所述熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、 118、124、144、150、152、160)此外具有用于容納冷卻劑通道(10、16、26、34、47、48、52、76、 88、92、106、120)的外殼。
3.如權(quán)利要求3 所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、 124、144、150、152、160)，其中，所述外殼至少局部地構(gòu)成承載的機(jī)身結(jié)構(gòu)。
4.如權(quán)利要求2 或 3 所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、 118、124、144、150、152、160)，其中，所述外殼具有腹板(18,56)和至少一個(gè)蓋(20、58)。
5.如權(quán)利要求4 所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、 124、144、150、152、160)，其中，在所述蓋(20,58)和所述冷卻劑通道(10、16、26、34、48、52、 76、88、92、106，120)之間構(gòu)成間隙(60)，所述間隙(60)為了穿流空氣具有至少一個(gè)入氣口 (64、72、94)和至少一個(gè)出氣口(68、78、96)。
6.如上述權(quán)利要求之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、 118、124、144、150、152、160)，其中，在所述冷卻劑通道(10、16、26、34、48、52、76、88、92、 106，120)之間設(shè)置一個(gè)或多個(gè)冷卻肋(32、36、54、86)。
7.如上述權(quán)利要求之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、 118、124、144、150、152、160)，其中，所述腹板(18,56)和 / 或冷卻肋(32、36、53、54、86)具 有渦邊和/或開口以便使流過的空氣形成渦流。
8.如上述權(quán)利要求之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、 118、124、144、150、152、160)，其中，所述冷卻劑通道(10、16、26、34、48、52、76、88、92、106， 120)設(shè)置在所述蒙皮(4)的內(nèi)側(cè)(6)上。
9.如權(quán)利要求1至7之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、 116)，其中，所述冷卻劑通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、92、106，120)設(shè)置在所述蒙 皮⑷的外側(cè)⑶上。
10.如上述權(quán)利要求之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、 116、118、124、144、150、152、160)，其中，所述冷卻劑通道(10、16、26、34、47、48、52、76、88、 92,106,120)至少局部實(shí)施為具有基本上圓形的橫截面或基本上有角的橫截面的管道。
11.如權(quán)利要求1-9 之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、 118、124、144、150、152、160)，其中，在一個(gè)夾芯板芯(40)中提供所述冷卻劑通道(10、16、 26、34、47、48、52、76、88、92、106，120)。
12.如上述權(quán)利要求之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、 116、118、124、144、150、152、160)，此外在吸收熱量的板(126)和壓力板(146)和/或飛機(jī) 的蒙皮(4)之間具有至少一個(gè)間隙(128、154、156)。
13.如權(quán)利要求12 所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、 124、144、150、152、160)，此外在飛機(jī)的蒙皮(4)中具有至少一個(gè)槽(134、132)以便實(shí)現(xiàn)氣 流從飛機(jī)的周圍進(jìn)入至少一個(gè)間隙(128、154、156)。
14.如權(quán)利要求13 所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、 124、144、150、152、160)，此外具有風(fēng)扇(148)以便空氣輸送到至少一個(gè)間隙(128、154、 156)中或從至少一個(gè)間隙(128、154、156)中輸送出。
15.如權(quán)利要求13 或 14 所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、 118、124、144、150、152、160)，在飛機(jī)的蒙皮(4)中具有兩個(gè)在垂直方向上間隔的槽(134、 132)以便生成對流。
16.如權(quán)利要求13到15之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、 116、118、124、144、150、152、160)，其中，至少一個(gè)槽(134,132)平行于飛行方向130分布。
17.用于飛機(jī)的冷卻系統(tǒng)，具有至少一個(gè)封閉的冷卻劑循環(huán)，并且具有如上述權(quán)利要求 1-11 之一所述的至少一個(gè)熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、1對、 144、150、152、160)。
18.如權(quán)利要求17所述的冷卻系統(tǒng)，此外具有集中式熱交換器(112)，以便吸收一個(gè)或 多個(gè)熱源(114)中的熱量，并且如上述權(quán)利要求1-16之一所述在多個(gè)熱交換器(2、11、43、 12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)上散熱。
19.如權(quán)利要求1-16 之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、 116、118、124、144、150、152、160)在飛機(jī)中的應(yīng)用。
20.用于在飛機(jī)中制造冷卻系統(tǒng)的方法，其中，將如權(quán)利要求1-16之一所述的熱交換 器(2、11、43、12、24、30、38、50、70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)固定在飛機(jī)的 蒙皮上。20.具有至少一個(gè)如權(quán)利要求1-16之一所述的熱交換器(2、11、43、12、24、30、38、50、 70、90、104、116、118、124、144、150、152、160)的飛機(jī)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于飛機(jī)的蒙皮(4)的熱交換器(70)，它包括至少一個(gè)用于冷卻劑的輸入管道(80)，至少一個(gè)用于冷卻劑的輸出管道(82)，和至少一束由冷卻劑穿流的冷卻劑通道(76)，其中，在固定在蒙皮上的熱交換器中用于散熱到飛機(jī)的周圍的冷卻劑通道至少局部地直接定位在飛機(jī)的蒙皮上。因此得出一個(gè)相對扁平和更有效的熱交換器，其不依賴于附加的主動(dòng)的冷卻裝置，并且它的面積根據(jù)需要導(dǎo)散的熱量來確定尺寸。此外，為了提高散熱，所述熱交換器可具有空氣環(huán)流的冷卻肋(86)。此外，本發(fā)明涉及用于具有至少一個(gè)這種類型的熱交換器的飛機(jī)的冷卻系統(tǒng)、這樣的熱交換器的應(yīng)用和具有至少一個(gè)這樣的熱交換器的飛機(jī)。
文檔編號(hào)B64D13/00GK102143887SQ200980129237
公開日2011年8月3日 申請日期2009年7月27日 優(yōu)先權(quán)日2008年7月31日
發(fā)明者馬庫斯·皮斯克 申請人:空中客車營運(yùn)有限公司