具有安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域中的冷卻系統(tǒng)的飛機(jī)尾部區(qū)域的制作方法
【專利摘要】一種飛機(jī)尾部區(qū)域（10）包括安裝在該飛機(jī)尾部區(qū)域（10）中的冷卻系統(tǒng)（12）。冷卻系統(tǒng)（12）包括：冷卻器（14），冷卻器（14）形成飛機(jī)尾部區(qū)域（10）的外蒙皮（16）的一部分，并包括允許環(huán)境空氣流動(dòng)通過且從冷卻器（14）的第一表面（22）延伸到冷卻器（14）的第二表面（24）的冷卻劑通道（20）。冷卻系統(tǒng)（12）還包括：風(fēng)扇系統(tǒng)（28），風(fēng)扇系統(tǒng)（28）適于至少在冷卻系統(tǒng)（12）的特定操作階段將環(huán)境空氣傳送通過冷卻器（14）的冷卻劑通道（20）；以及第一開口（34），第一開口（34）被形成在飛機(jī)尾部區(qū)域（10）的外蒙皮（16）中，并且在風(fēng)扇系統(tǒng)（28）的傳送操作中，第一開口（34）允許通過冷卻器（14）的冷卻劑通道（20）供應(yīng)到飛機(jī)尾部區(qū)域（10）的內(nèi)部中的環(huán)境空氣被排放回飛機(jī)環(huán)境中。
【專利說明】具有安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域中的冷卻系統(tǒng)的飛機(jī)尾部區(qū)域
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種具有安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域中的冷卻系統(tǒng)的飛機(jī)尾部區(qū)域，以及一種操作安裝在該飛機(jī)尾部區(qū)域中的冷卻系統(tǒng)的方法。
【背景技術(shù)】
[0002]燃料電池系統(tǒng)使得能夠以低排放和高效率來產(chǎn)生電流。因此目前致力于在各種移動(dòng)應(yīng)用中，例如在汽車工程或航空中，使用燃料電池系統(tǒng)來產(chǎn)生電能。例如，在飛機(jī)中，用燃料電池系統(tǒng)取代目前用于機(jī)載電源并由主發(fā)動(dòng)機(jī)或輔助動(dòng)力單元(APU)驅(qū)動(dòng)的發(fā)電機(jī)是可行的。燃料電池系統(tǒng)還可以被用于飛機(jī)上的緊急電源，并取代直到現(xiàn)在還在作為緊急動(dòng)力單元使用的沖壓空氣渦輪(RAT)。
[0003]除了電能，燃料電池在操作中還產(chǎn)生熱能，必須使用冷卻系統(tǒng)從燃料電池除去熱能，以防止燃料電池過熱。在飛機(jī)上使用的，例如用于機(jī)載電源的燃料電池必須被設(shè)計(jì)為使得它能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)電能的高需求。然而，從產(chǎn)生電能的角度看大功率的燃料電池還產(chǎn)生大量的熱能，因此具有高的冷卻需求。此外，在飛機(jī)上還提供了許多另外的技術(shù)設(shè)備，這些技術(shù)設(shè)備產(chǎn)生熱量并且必須被冷卻以確保安全運(yùn)行。這些技術(shù)設(shè)備包括例如飛機(jī)的空調(diào)單元或電子控制部件。
[0004]當(dāng)前使用的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)包括空氣入口開口，空氣入口開口通常被提供在飛機(jī)外蒙皮的區(qū)域中，并且空氣入口開口例如可以是沖壓空氣入口的形式，并且被用來將環(huán)境空氣作為冷卻劑傳送進(jìn)飛機(jī)冷卻系統(tǒng)中。通過接收來自飛機(jī)上要被冷卻的設(shè)備的熱而被加熱的冷卻空氣通常通過空氣出口開口被運(yùn)送回環(huán)境中，空氣出口開口也被提供在飛機(jī)外蒙皮的區(qū)域中。然而，形成在飛機(jī)外蒙皮中的空氣入口開口和空氣出口開口增加了空氣阻力，因此增加了飛機(jī)的燃料消耗。此外，經(jīng)由沖壓空氣入口供應(yīng)冷卻空氣的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)具有高的壓力損失、除了別的因素之外由通過該沖壓空氣入口的最大進(jìn)入空氣體積流量限制的冷卻能量，并具有相對(duì)大的重量。
[0005]從W02010/105744A2知曉一種飛機(jī)冷卻系統(tǒng)，該飛機(jī)冷卻系統(tǒng)適于冷卻燃料電池系統(tǒng)并包括具有環(huán)境空氣可以流動(dòng)通過的冷卻劑通道的冷卻器。冷卻劑通道被形成在冷卻器的基體中，當(dāng)冷卻器被安裝在飛機(jī)上時(shí)，冷卻器的外表面形成飛機(jī)外蒙皮的外表面。相比之下，當(dāng)冷卻器被安裝在飛機(jī)上時(shí)，基體的內(nèi)表面形成飛機(jī)外蒙皮的內(nèi)表面。在裝備該冷卻系統(tǒng)的飛機(jī)的飛行操作中，通過形成在冷卻器的基體中的冷卻劑通道的冷卻劑流動(dòng)被控制，使得冷卻劑在基體的外表面的區(qū)域中進(jìn)入形成在基體中的冷卻劑通道，并在基體的內(nèi)表面的區(qū)域中離開形成在基體中的冷卻劑通道。冷卻空氣通過形成在飛機(jī)的橫梁(transom)的區(qū)域中的開口被運(yùn)送出飛機(jī)。相比之下,在飛機(jī)的地面操作中，冷卻劑流動(dòng)被控制，使得冷卻空氣通過形成在飛機(jī)的橫梁區(qū)域中的開口被輸入。然后，冷卻空氣從基體的內(nèi)表面在朝向基體的外表面的方向上流動(dòng)通過形成在冷卻器的基體中的冷卻劑通道。

【發(fā)明內(nèi)容】
[0006]本發(fā)明基于提供安裝有節(jié)能飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的飛機(jī)尾部區(qū)域的目的，該節(jié)能飛機(jī)冷卻系統(tǒng)可以以低噪音操作，并且還適于從飛機(jī)上的發(fā)熱設(shè)備，例如從燃料電池系統(tǒng)帶走大量熱負(fù)載。本發(fā)明還基于提供操作安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域的這種飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的方法的目的。
[0007]該目的通過具有權(quán)利要求1的特征的飛機(jī)尾部區(qū)域和具有權(quán)利要求10的特征的操作安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域的飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的方法來實(shí)現(xiàn)。
[0008]根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)尾部區(qū)域包括安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域中的冷卻系統(tǒng)，該冷卻系統(tǒng)具有形成飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮的一部分的冷卻器。優(yōu)選地，冷卻器被布置在飛機(jī)尾部區(qū)域的下殼區(qū)域中，在飛機(jī)尾部區(qū)域的操作中，所述下殼區(qū)域面向地面。冷卻器具有使得能夠?qū)⒗鋮s器用作飛機(jī)外蒙皮部分的形狀、尺寸和結(jié)構(gòu)特性。特別地，冷卻器由使得能夠?qū)⒗鋮s器用作飛機(jī)外蒙皮部分的材料構(gòu)成。例如，冷卻器的主體可由金屬或塑料材料構(gòu)成，特別是由纖維增強(qiáng)塑料材料構(gòu)成。冷卻器優(yōu)選被可拆卸地安裝，這意味著冷卻器優(yōu)選地被安裝在相應(yīng)的支撐元件上，例如飛機(jī)結(jié)構(gòu)的部件，和/或被固定到飛機(jī)外蒙皮的與冷卻器相鄰的部分，從而冷卻器可以從其位置上相對(duì)容易地拆下。以這種方式，可以出于更換或維護(hù)目的而方便地接近布置在飛機(jī)尾部區(qū)域內(nèi)的部件。因此不必安裝使得能夠接近飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部的另外的通道門。這使得可以實(shí)現(xiàn)另外的重量減輕。
[0009]冷卻器包括允許環(huán)境空氣流動(dòng)通過且從冷卻器的形成飛機(jī)外蒙皮的外表面的第一表面延伸到冷卻器的形成飛機(jī)外蒙皮的內(nèi)表面的第二表面的冷卻劑通道。冷卻器可以被提供為僅具有冷卻劑通道，飛機(jī)上的發(fā)熱設(shè)備的冷卻劑可以通過該冷卻劑通道被輸送以進(jìn)行直接冷卻。然而，可替代地，冷卻器可以采用換熱器的形式。在冷卻器中，除了多個(gè)冷卻劑通道之外，可以形成多個(gè)傳熱介質(zhì)通道，在冷卻器的操作中，要被冷卻的傳熱介質(zhì)可以通過傳熱介質(zhì)通道流動(dòng)。如果冷卻劑被運(yùn)送通過冷卻劑通道，包含在冷卻劑中的冷卻能量可以被傳送到要被冷卻的傳熱介質(zhì)，從而傳熱介質(zhì)被冷卻。最后，將冷卻器既用作換熱器又用于運(yùn)送冷卻劑以直接冷卻飛機(jī)上的發(fā)熱設(shè)備是可行的。然后，當(dāng)冷卻劑流動(dòng)通過冷卻器時(shí)，它可以將冷卻能量傳遞到傳熱介質(zhì)，并且另外，在流動(dòng)通過冷卻器之前或之后，冷卻劑可以被用來直接冷卻飛機(jī)上的發(fā)熱部件或發(fā)熱系統(tǒng)。
[0010]冷卻器還可以包括從冷卻器的第一表面延伸的多個(gè)肋。肋優(yōu)選地適于用作流動(dòng)擋板，也就是例如在飛機(jī)的飛行操作中在第一冷卻器表面上沿需要的方向引導(dǎo)在第一冷卻器表面上流過的氣流。具有從第一冷卻器表面延伸的多個(gè)肋的這種形式的冷卻器的進(jìn)一步優(yōu)點(diǎn)在于肋保護(hù)冷卻器，特別是第一冷卻器表面，免受外部影響。為了在飛機(jī)的飛行操作中使由于肋引起的摩擦阻力最小化，并使第一冷卻器表面上的平穩(wěn)流動(dòng)成為可能，肋優(yōu)選地被排列為基本上平行于在飛機(jī)的飛行操作中在冷卻器的第一表面上流過的氣流的流向線。肋還可以具有在第一冷卻器表面的方向上彎曲的輪廓。從第一冷卻器表面延伸的肋可以由與冷卻器的主體相同的材料構(gòu)成，也可以由不同的材料構(gòu)成。例如，肋可以由金屬或塑料材料構(gòu)成，優(yōu)選由纖維增強(qiáng)塑料材料構(gòu)成。例如，在根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)尾部區(qū)域中，可以使用W02010/105744A2中描述的冷卻器。
[0011]根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)尾部區(qū)域還包括風(fēng)扇系統(tǒng)，該風(fēng)扇系統(tǒng)適于至少在冷卻系統(tǒng)的特定操作階段將環(huán)境空氣傳送通過冷卻器的冷卻劑通道。風(fēng)扇系統(tǒng)的操作可以借助于合適的控制單元被控制?？刂茊卧梢赃m于控制風(fēng)扇系統(tǒng)，從而特別是在裝備有飛機(jī)尾部區(qū)域的飛機(jī)的地面操作中，風(fēng)扇系統(tǒng)可以將環(huán)境空氣傳送通過冷卻器的冷卻劑通道。因此即使在飛機(jī)的地面操作中，確保通過冷卻器的冷卻劑通道的適當(dāng)?shù)牧鲃?dòng)，并因此確保冷卻系統(tǒng)的適當(dāng)運(yùn)行。然而，如果需要，即使在飛機(jī)的飛行操作中，控制單元可以控制風(fēng)扇系統(tǒng)，使得風(fēng)扇系統(tǒng)將環(huán)境空氣傳送通過冷卻器的冷卻劑通道。
[0012]最后，根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)尾部區(qū)域包括第一開口，第一開口被形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中，并且在風(fēng)扇系統(tǒng)的傳送操作中，第一開口允許通過冷卻器的冷卻劑通道供應(yīng)到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部中的環(huán)境空氣被排放回飛機(jī)環(huán)境中。
[0013]根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)尾部區(qū)域具有這樣的優(yōu)點(diǎn):冷卻器取代了在任何情況下均存在于飛機(jī)尾部區(qū)域中的部件，也就是飛機(jī)外蒙皮的一部分。因此根據(jù)其厚度，冷卻器不需要或者只需要很少的額外的安裝空間。冷卻器還導(dǎo)致了相對(duì)小的額外重量。最后，和常規(guī)系統(tǒng)相比，冷卻器使得冷卻劑可流動(dòng)通過的面積成倍增加。以這種方式，冷卻器提供了非常高的冷卻功率，并僅僅導(dǎo)致了非常小的壓力損失。因此，可以以特別有利的方式在飛機(jī)上使用冷卻器來從發(fā)熱設(shè)備，例如燃料電池系統(tǒng)，非常有效地帶走大量熱負(fù)載。
[0014]優(yōu)選地，冷卻器形成飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮的一部分，所述部分被布置為與飛機(jī)尾部區(qū)域的橫梁相距第一距離。例如，冷卻器與飛機(jī)尾部區(qū)域的橫梁相距的距離可以被選擇為使得冷卻器可以可靠地位于可能受尾部撞擊影響的飛機(jī)尾部區(qū)域部分(飛機(jī)降落時(shí)的飛機(jī)尾部區(qū)域的地面接觸)之外。風(fēng)扇系統(tǒng)優(yōu)選地被布置為與飛機(jī)尾部區(qū)域的橫梁相距第二距離，第二距離小于第一距離。
[0015]在根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)尾部區(qū)域的優(yōu)選實(shí)施例中，冷卻器和形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口相對(duì)于彼此定位，從而至少在冷卻系統(tǒng)的特定操作階段，環(huán)境空氣在壓力差驅(qū)動(dòng)下能通過第一開口被供應(yīng)到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部，并能通過冷卻器的冷卻劑通道被排放回飛機(jī)環(huán)境。換言之，冷卻器優(yōu)選被布置在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮的這樣的區(qū)域中:在裝備有飛機(jī)尾部區(qū)域的飛機(jī)的飛行操作中，與施加在第一開口上施加的壓力相比，施加在該區(qū)域的壓力較小。例如，與冷卻器相比，第一開口可以被布置為與飛機(jī)尾部區(qū)域的橫梁相距更小的距離。在根據(jù)本發(fā)明的這種形式的飛機(jī)尾部區(qū)域的情況下，在飛機(jī)的飛行操作中，在飛機(jī)外蒙皮的區(qū)域中任何情況下都存在的壓力差可以被用來將冷卻劑傳送通過冷卻器的冷卻劑通道，并最終通過用作冷卻劑出口的第一開口將冷卻劑傳送回飛機(jī)環(huán)境。然后，至少在飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的某些操作階段，可以以更小的功率操作風(fēng)扇系統(tǒng)，因此如果需要，風(fēng)扇系統(tǒng)可以被設(shè)計(jì)為具有更低功率，從而更緊湊并且重量更小。然而，至少不必總是在風(fēng)扇系統(tǒng)的最大功率范圍中操作風(fēng)扇系統(tǒng)，從而可以增加風(fēng)扇系統(tǒng)的壽命，并可以減少其維護(hù)責(zé)任。
[0016]根據(jù)本發(fā)明的集成在飛機(jī)尾部區(qū)域中的冷卻系統(tǒng)可以因此例如在風(fēng)扇系統(tǒng)的控制單元的控制下，在各種操作階段以不同的操作模式被操作。例如，在飛機(jī)的地面操作中，控制單元可以通過風(fēng)扇系統(tǒng)的相應(yīng)操作以這樣的方式來控制冷卻劑流動(dòng)，冷卻劑通過冷卻器的冷卻劑通道從外部流到內(nèi)部，并最終經(jīng)由第一開口從飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部排放回飛機(jī)環(huán)境中。相比之下，在飛機(jī)的飛行操作中，可以例如通過冷卻器和第一開口的相應(yīng)定位來控制冷卻劑流動(dòng)，從而冷卻劑經(jīng)由第一開口被供應(yīng)到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部中，并最終通過冷卻器的冷卻劑通道從內(nèi)部流到外部。
[0017]在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中，至少一個(gè)第二開口可以被形成，環(huán)境空氣可以通過第二開口被供應(yīng)到用于驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)以進(jìn)行冷卻的驅(qū)動(dòng)設(shè)備。第二開口優(yōu)選地被定位為使得通過第二開口流到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部中的環(huán)境空氣直接在用于驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)設(shè)備上流過。優(yōu)選地，與第一開口相比，第二開口被布置為與飛機(jī)尾部區(qū)域的橫梁相距更小的距離。
[0018]在形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口和/或第二開口的區(qū)域中，基本上平行于彼此延伸的多個(gè)薄片可以被提供。薄片可以在它們限定了不能被流動(dòng)通過的封閉表面的封閉位置和它們限定了允許經(jīng)由相應(yīng)的通流狹縫被流動(dòng)通過的表面的至少一個(gè)開放位置之間被逐步或連續(xù)調(diào)整。通過相應(yīng)地控制薄片的位置，經(jīng)由形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中第一開口和/或第二開口被輸送到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部中的空氣體積流量可以基于冷卻系統(tǒng)的冷卻空氣需求根據(jù)需要被靈活控制。另外，由于薄片的位置基于冷卻系統(tǒng)的冷卻空氣需求的靈活的可調(diào)整性，空氣阻力的優(yōu)化以及因此飛機(jī)的燃料消耗的優(yōu)化成為可能，因?yàn)樵陲w機(jī)的飛行操作中薄片的沖壓效果總是可以被選擇為僅與實(shí)現(xiàn)飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部中所需要的空氣體積流量所必須的沖壓效果一樣高。
[0019]薄片可以在形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口和/或第二開口的區(qū)域中被集成到飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮輪廓中，從而它們基于它們的位置直接密封或打開第一開口和/或第二開口。然而，可替代地，薄片可以被集成到風(fēng)門片，風(fēng)門片本身能在它密封形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口和/或第二開口的封閉位置和它打開形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口和/或第二開口的開放位置之間被逐步或連續(xù)調(diào)整。這種結(jié)構(gòu)使得能夠特別靈活地控制被供應(yīng)到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部中的空氣體積流量，因?yàn)橐环矫骘L(fēng)門片本身，另一方面薄片，均可以被達(dá)到相應(yīng)的位置來控制空氣的流量。在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中形成的第一開口和第二開口的區(qū)域?qū)⒈∑傻斤w機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮輪廓是可能的。另外，在形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口的區(qū)域和第二開口的區(qū)域，薄片均可被集成到風(fēng)門片。最后，其中薄片在一個(gè)開口的區(qū)域被集成到飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮輪廓并在另一個(gè)開口的區(qū)域被集成到風(fēng)門片的方案是可行的。
[0020]薄片優(yōu)選根據(jù)選擇能被調(diào)整到第一開放位置或第二開放位置。在薄片的第一開放位置，在飛機(jī)的飛行操作中圍繞飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮流動(dòng)的氣流可以流動(dòng)到薄片的內(nèi)表面，在薄片的封閉位置，薄片的內(nèi)表面面向飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部。以這種方式，薄片可以引導(dǎo)空氣通過第一開口和/或第二開口進(jìn)入飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部。相比之下，在薄片的第二開放位置，在飛機(jī)的飛行操作中圍繞飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮流動(dòng)的氣流可以流動(dòng)到薄片的外表面上，在薄片的封閉位置，薄片的外表面背離飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部。
[0021]在它們的第一開放位置，薄片在飛機(jī)的飛行操作中圍繞飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮流動(dòng)的氣流中產(chǎn)生高沖壓，因此使得能夠?qū)⒋蟮目諝怏w積流量輸送到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部。然而，這將導(dǎo)致空氣阻力的增加，并因此導(dǎo)致飛機(jī)燃料消耗的增加。在薄片的第二開放位置，薄片在飛機(jī)的飛行操作中圍繞飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮流動(dòng)的氣流中產(chǎn)生的沖壓顯著降低，因此薄片產(chǎn)生的空氣阻力顯著降低。如果只有少量空氣被輸入到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部，或者如果空氣將通過薄片限定的通流狹縫被運(yùn)送出飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部進(jìn)入環(huán)境中，因此將薄片定位在第二開放位置是有用的，以避免不必要地增加空氣阻力，并因此避免不必要地增加飛機(jī)的燃料消耗。
[0022]根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)尾部區(qū)域的風(fēng)扇系統(tǒng)可以包括可以冗余工作的兩個(gè)軸流式風(fēng)扇。然而，優(yōu)選地，風(fēng)扇系統(tǒng)包括一個(gè)徑流式風(fēng)扇。這里的“徑流式風(fēng)扇”可以被理解為在軸向方向，也就是在和風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)軸平行的方向吸入空氣，將空氣偏轉(zhuǎn)90°，最后在徑向方向?qū)⒖諝膺\(yùn)走。徑流式風(fēng)扇使得能夠進(jìn)行大的壓力增加，并且在操作中對(duì)于輸送到風(fēng)扇的空氣的流量的波動(dòng)的反應(yīng)不敏感。這使得風(fēng)扇系統(tǒng)能夠特別有效地操作。同時(shí)，使得能夠在沒有另外的風(fēng)扇的情況下操作，因此可以實(shí)現(xiàn)冷卻系統(tǒng)以低噪音操作。
[0023]形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口優(yōu)選地被相對(duì)于風(fēng)扇系統(tǒng)的徑流式風(fēng)扇徑向定位。這樣，在徑流式風(fēng)扇的操作中，在流動(dòng)通過冷卻器的冷卻劑通道后，冷卻空氣可以通過第一開口被特別有效地從飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部輸送回飛機(jī)環(huán)境中，而只具有低損失。
[0024]用于驅(qū)動(dòng)徑流式風(fēng)扇的驅(qū)動(dòng)設(shè)備可以在朝向飛機(jī)尾部區(qū)域的橫梁的方向上從徑流式風(fēng)扇延伸。例如，驅(qū)動(dòng)設(shè)備可以采用電動(dòng)機(jī)等的形式。出于維護(hù)和修理的目的，可以容易和方便地接近在朝向飛機(jī)尾部區(qū)域的橫梁的方向上從徑流式風(fēng)扇延伸的驅(qū)動(dòng)設(shè)備。如果需要也可以快速更換驅(qū)動(dòng)設(shè)備。
[0025]燃料電池系統(tǒng)的燃料箱可以被定位在冷卻器和風(fēng)扇系統(tǒng)之間。例如，燃料箱適于接收氫氣。在冷卻系統(tǒng)的所有操作階段，冷卻空氣在定位在冷卻器和風(fēng)扇系統(tǒng)之間的燃料箱上流過，因此燃料箱總是被充分通風(fēng)。這增加了燃料箱的安全。
[0026]在根據(jù)本發(fā)明的操作如上所述安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域中的冷卻系統(tǒng)的方法中，冷卻系統(tǒng)具有:冷卻器，冷卻器形成飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮的一部分，并包括允許環(huán)境空氣流動(dòng)通過且從冷卻器的第一表面延伸到冷卻器的第二表面的冷卻劑通道；風(fēng)扇系統(tǒng)；和第一開口，第一開口被形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中，風(fēng)扇系統(tǒng)至少在冷卻系統(tǒng)的特定操作階段通過冷卻器的冷卻劑通道將環(huán)境空氣傳送到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部。在風(fēng)扇系統(tǒng)的傳送操作中通過冷卻器的冷卻劑通道供應(yīng)到飛機(jī)尾部區(qū)域內(nèi)部的環(huán)境空氣通過形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口被排放回飛機(jī)環(huán)境中。
[0027]至少在冷卻系統(tǒng)的特定操作階段，在壓力差驅(qū)動(dòng)下，環(huán)境空氣可以通過第一開口被供應(yīng)到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部，并通過冷卻器的冷卻劑通道被排放回飛機(jī)環(huán)境。
[0028]環(huán)境空氣可以通過形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的至少一個(gè)第二開口被輸送到用于驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)以進(jìn)行冷卻的驅(qū)動(dòng)設(shè)備。
[0029]在形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口和/或第二開口的區(qū)域中，基本上平行于彼此延伸的多個(gè)薄片被提供。薄片可基于冷卻系統(tǒng)的操作狀態(tài)在其限定封閉表面的封閉位置和其限定了允許經(jīng)由相應(yīng)的通流狹縫被流動(dòng)通過的表面的至少一個(gè)開放位置之間被逐步或連續(xù)調(diào)整。
[0030]薄片可以在形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口和/或第二開口的區(qū)域中被集成到飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮輪廓，薄片還可以被集成到風(fēng)門片，風(fēng)門片本身基于冷卻系統(tǒng)的操作狀態(tài)在其密封形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口和/或第二開口的開放位置和其打開形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中的第一開口和/或第二開口的開放位置之間被逐步或連續(xù)調(diào)整。
[0031]薄片可以基于冷卻系統(tǒng)的操作狀態(tài)根據(jù)選擇被調(diào)整到第一開放位置或第二開放位置。在薄片的第一開放位置，在飛機(jī)的飛行操作中圍繞飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮沖擊的氣流沖擊薄片的內(nèi)表面上，在薄片的封閉位置，薄片的內(nèi)表面面向飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部。相比之下，在薄片的第二開放位置，在飛機(jī)的飛行操作中圍繞飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮流動(dòng)的氣流沖擊薄片的外表面，在薄片的封閉位置，薄片的外表面背離飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部。
[0032]被供應(yīng)到飛機(jī)尾部區(qū)域的內(nèi)部的環(huán)境空氣可以在被定位在冷卻器和徑流式風(fēng)扇之間的燃料電池系統(tǒng)的燃料箱上流過，以進(jìn)行冷卻。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0033]現(xiàn)在在所附示意圖的基礎(chǔ)上更詳細(xì)地解釋本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例，附圖中:
[0034]圖1a至Id示出了具有安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域的冷卻系統(tǒng)的飛機(jī)尾部區(qū)域的第一實(shí)施例的圖示；
[0035]圖2示出了冷卻系統(tǒng)的冷卻器的詳細(xì)圖示；
[0036]圖3示出了冷卻系統(tǒng)的徑流式風(fēng)扇的立體分解圖；
[0037]圖4a和4b示出了形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中并可由常規(guī)的密封風(fēng)門片密封的第一開口的詳細(xì)圖示；
[0038]圖5a和5b示出了形成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮中并且在其區(qū)域多個(gè)薄片被集成在飛機(jī)尾部區(qū)域的外蒙皮輪廓中的第一開口的詳細(xì)圖示；
[0039]圖6a和6b示出了具有安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域的冷卻系統(tǒng)的飛機(jī)尾部區(qū)域的第二實(shí)施例的側(cè)視圖和俯視圖；和
[0040]圖7a和7b示出了具有安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域的冷卻系統(tǒng)的飛機(jī)尾部區(qū)域的第三實(shí)施例的側(cè)視圖和后視圖。
【具體實(shí)施方式】
[0041]在圖1a至Id中，示出了其中安裝有冷卻系統(tǒng)12的飛機(jī)尾部區(qū)域10的第一實(shí)施例。冷卻系統(tǒng)12的冷卻器14形成飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16的一部分，該部分被布置為與飛機(jī)尾部區(qū)域10的橫梁15相距第一距離Al。特別地，冷卻器14與飛機(jī)尾部區(qū)域10的橫梁15相距的距離Al被選擇為使得冷卻器14可以可靠地位于飛機(jī)尾部區(qū)域10的可能受尾部撞擊影響的部分之外。冷卻器14被布置在飛機(jī)尾部區(qū)域10的下殼區(qū)域，該下殼區(qū)域在飛機(jī)尾部區(qū)域10操作時(shí)面向地面。
[0042]冷卻器14的主體由例如金屬或塑料材料，特別是纖維增強(qiáng)塑料材料的材料構(gòu)成，該材料的機(jī)械性能適應(yīng)于對(duì)飛機(jī)外蒙皮部分提出的需求。這確保了冷卻器14滿足由于其定位在飛機(jī)外蒙皮的區(qū)域中而導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)需求。冷卻器14被可拆卸地安裝在相應(yīng)的支撐元件上，例如飛機(jī)結(jié)構(gòu)的部件，和/或被固定到飛機(jī)外蒙皮的與冷卻器4相鄰的部分。因此冷卻器14可以從其位置處被相對(duì)容易地拆下，并可以出于更換或維護(hù)目的而方便地接近布置在飛機(jī)尾部區(qū)域10內(nèi)的部件。
[0043]從圖2中冷卻器14的詳細(xì)圖示中可以看到，冷卻器14的主體具有多個(gè)薄片18。薄片18界定出從冷卻器14的第一表面22延伸到冷卻器14的第二表面24的多個(gè)冷卻劑通道20。第一冷卻器表面22由此形成了飛機(jī)外蒙皮的外表面，而第二冷卻器表面24形成了飛機(jī)外蒙皮的內(nèi)表面?？諝饪梢酝ㄟ^形成在冷卻器14中的冷卻劑通道20流動(dòng)通過冷卻器14。流動(dòng)通過冷卻劑通道20的空氣被用來向飛機(jī)上的燃料電池系統(tǒng)供應(yīng)冷卻能量。為此，冷卻器14采用了換熱器的形式。當(dāng)冷卻空氣流動(dòng)通過冷卻器14的冷卻劑通道20時(shí)，由于冷卻能量被轉(zhuǎn)移到要被冷卻的發(fā)熱部件，冷卻空氣的冷卻能量含量不斷下降。如在下面更詳細(xì)解釋的那樣，冷卻空氣可以如圖2所示通過冷卻器14的冷卻劑通道20從外部流到內(nèi)部，也就是從第一冷卻器表面22在朝向第二冷卻器表面24的方向上流動(dòng)通過冷卻器14的冷卻劑通道20。然而，冷卻空氣也可以通過冷卻器14從內(nèi)部引導(dǎo)到外部，也就是從第二冷卻表面24在朝向第一冷卻表面22的方向上被引導(dǎo)通過冷卻器14。
[0044]形成飛機(jī)外蒙皮的外表面的第一冷卻器表面22具有這樣的結(jié)構(gòu):該結(jié)構(gòu)適于在裝備有飛機(jī)尾部區(qū)域10的飛機(jī)的飛行操作中，當(dāng)空氣在第一冷卻器表面22上流過時(shí)，降低第一冷卻器表面22的摩擦阻力。例如，在第一冷卻器表面22的區(qū)域中形成在冷卻器14的主體中的薄片18可以形成纖細(xì)的、邊緣尖銳的肋，它們基本上被排列為平行于在裝備有飛機(jī)尾部區(qū)域10的飛機(jī)的飛行操作中在第一冷卻器表面22上流過的氣流。第一冷卻器表面22的這種形式確保了飛機(jī)的摩擦阻力不會(huì)由于將冷卻器14集成到飛機(jī)外蒙皮而增加，相反甚至可被降低。這使得有可能實(shí)現(xiàn)節(jié)省燃料。
[0045]冷卻器14還包括從冷卻器14從第一表面22延伸的多個(gè)肋26。肋26起到流動(dòng)擋板的作用，并基本上被排列為平行于在裝備有飛機(jī)尾部區(qū)域10的飛機(jī)的飛行操作中在第一冷卻器表面22周圍流動(dòng)的氣流的流向線。肋26還具有在第一冷卻器表面22的方向上彎曲的輪廓。在飛機(jī)飛行操作中在第一冷卻器表面22上流過的氣流可以根據(jù)需要由肋26控制。肋26還保護(hù)冷卻器14，特別是第一冷卻器表面22，不受外部的影響，如飛鳥撞擊、冰凍侵襲等。
[0046]飛機(jī)尾部區(qū)域10還包括具有徑流式風(fēng)扇的風(fēng)扇系統(tǒng)28，其被布置為與飛機(jī)尾部區(qū)域10的橫梁15相距第二距離A2。第二距離A2小于第一距離Al，也就是風(fēng)扇系統(tǒng)28被布置為比冷卻器14更靠近飛機(jī)尾部區(qū)域10的橫梁15。在操作中，在圖3中詳細(xì)示出的徑流式風(fēng)扇沿軸向方向吸入空氣，也就是沿平行于風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)軸R的方向，將空氣偏轉(zhuǎn)90°，并且最后沿徑向方向?qū)⒖諝膺\(yùn)走。徑流式風(fēng)扇借助于保持架30 (參見圖3)被安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域10中?？纱娴兀３旨?0也可以是氣密壁。采用電動(dòng)機(jī)形式并由控制單元(未示出)控制的驅(qū)動(dòng)設(shè)備32驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)28。用于驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)28的驅(qū)動(dòng)設(shè)備32從徑流式風(fēng)扇在朝向飛機(jī)尾部區(qū)域10的橫梁15的方向上延伸，因此出于維護(hù)和修理的目的而可容易和方便地接近。如果需要，驅(qū)動(dòng)設(shè)備32也可以被快速更換。
[0047]最后，在飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16中，第一開口 34被形成。形成在飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16中的第一開口 34相對(duì)于徑流式風(fēng)扇徑向定位，也就是基本上和徑向風(fēng)扇一樣與飛機(jī)尾部區(qū)域10的橫梁15相距相同的距離A2。在裝備有飛機(jī)尾部區(qū)域10的飛機(jī)的飛行操作中，相比于外蒙皮16中由冷卻器14形成的部分，更高的壓力施加在外蒙皮16的形成第一開口部34的部分。以這種方式，在飛機(jī)的飛行操作中，在壓力差的驅(qū)動(dòng)下，環(huán)境空氣可以通過第一開口 34流入飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部中，并通過冷卻器14的冷卻劑通道20輸送回飛機(jī)環(huán)境中。為此風(fēng)扇系統(tǒng)28的操作是不必要的。
[0048]在飛機(jī)的地面操作中，在控制單元的控制下，驅(qū)動(dòng)設(shè)備32驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)28，使得徑流式風(fēng)扇將來自飛機(jī)環(huán)境的空氣通過冷卻器14的冷卻劑通道20吸入飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部。然后空氣經(jīng)由相對(duì)于徑流式風(fēng)扇徑向定位的第一開口 34被運(yùn)送出飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部。在裝備有飛機(jī)尾部區(qū)域10的飛機(jī)的飛行操作和地面操作中，被輸送到飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部的空氣在其流動(dòng)通過飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部時(shí)，借助于冷卻系統(tǒng)12被輸送通過待被冷卻的燃料電池系統(tǒng)的燃料箱36。以這種方式，適于接收氫氣并被布置在冷卻器14和風(fēng)扇系統(tǒng)28之間的冷卻空氣流動(dòng)路徑中的箱36總是能被充分地通風(fēng)。
[0049]在飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16中，第二開口 38也被形成，環(huán)境空氣可以通過第二開口 38被輸送到用于驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)28以進(jìn)行冷卻的驅(qū)動(dòng)設(shè)備32。第二開口 38被定位為使得通過第二開口 38被輸送到飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部的環(huán)境空氣直接在用于驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)28的驅(qū)動(dòng)設(shè)備32上流過。
[0050]形成在飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16中的第一開口 34可以由圖4a和4b示出的常規(guī)的密封風(fēng)門片40密封。然而，可替代地，第一開口 34也可以由多個(gè)薄片42密封，多個(gè)薄片42基本上平行于彼此延伸，并可相對(duì)于飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16傾斜(參見圖5a和5b)。在圖5a和5b所示的結(jié)構(gòu)中，第一開口 34的區(qū)域中的薄片42被集成到飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮輪廓，并可以在封閉位置和兩個(gè)不同的開放位置之間被逐步或連續(xù)調(diào)整，在封閉位置，它們限定了封閉表面并密封第一開口 34，在兩個(gè)不同的開放位置，它們限定了經(jīng)由相應(yīng)的通流狹縫43可以流動(dòng)通過的表面。
[0051]在薄片42的第一開放位置(參見圖5a)，在飛機(jī)的飛行操作中圍繞飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16流動(dòng)的氣流L流動(dòng)到薄片42的內(nèi)表面42a上，在薄片42的封閉位置，薄片42的內(nèi)表面42a面向飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部。因此，薄片42偏轉(zhuǎn)通過第一開口 34進(jìn)入飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部的空氣。相比之下，在薄片42的第二開放位置(參見圖5b)，在飛機(jī)的飛行操作中圍繞飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16流動(dòng)的氣流L流動(dòng)到薄片42的外表面42b上，在薄片42的封閉位置，薄片42的外表面42b背離飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部。
[0052]在它們的第一開放位置，薄片42在飛機(jī)的飛行操作中圍繞飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16流動(dòng)的氣流L中產(chǎn)生高沖壓，因此使得能夠?qū)⒋蟮目諝怏w積流量輸送到飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部。薄片42可以均具有相同的形狀。相比之下，在根據(jù)圖5a和5b的結(jié)構(gòu)中，薄片42的大小，也就是面積，在氣流L的方向上增加。以這種方式，即使在根據(jù)圖5a的薄片42的第一開放位置在氣流L的方向上被布置為在其它薄片42 “后面“的薄片42依然具有可以在上面流動(dòng)的面積，并可以在氣流L中產(chǎn)生沖壓。另一方面，如果只有少量空氣將被輸入到飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部，或者如果空氣將通過由薄片42限定的通流狹縫43被運(yùn)送出飛機(jī)尾部區(qū)域10的內(nèi)部進(jìn)入環(huán)境中，因此將薄片42定位在它們的第二開放位置是有用的，以避免增加空氣阻力，并由此避免不必要地增加飛機(jī)的燃料消耗。
[0053]形成在飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16中的第二開口 38也可以由常規(guī)的密封風(fēng)門片密封。然而，可替代地，第二開口 38也可以由多個(gè)薄片42密封，多個(gè)薄片42基本上平行于彼此延伸，并可以相對(duì)于飛機(jī)尾部區(qū)域10的外蒙皮16傾斜。
[0054]圖6a和6b所示的飛機(jī)尾部區(qū)域10的第二實(shí)施例與根據(jù)圖1a至Id的布置的不同在于，風(fēng)扇系統(tǒng)28具有冗余工作的兩個(gè)或更多軸流式風(fēng)扇，而不是徑流式風(fēng)扇。此外，第一開口 34不是被定位在飛機(jī)尾部區(qū)域10的下殼的區(qū)域中，而是在飛機(jī)尾部區(qū)域10的上殼的區(qū)域中。在第一開口 34的區(qū)域中，可在封閉位置與開放位置之間被調(diào)整的風(fēng)門片44被布置。在其封閉位置，風(fēng)門片44密封第一開口 34。相比之下，在其開放位置，風(fēng)門片44打開第一開口 34。可以相對(duì)于風(fēng)門片44的基部區(qū)域傾斜的薄片42被集成到風(fēng)門片44中，并可以在封閉位置和兩個(gè)不同的開放位置之間被逐步地或連續(xù)地調(diào)整，在封閉位置，它們限定封閉表面，在兩個(gè)不同的開放位置，它們限定經(jīng)由相應(yīng)的通流狹縫43可以流動(dòng)通過的表面。除此之外，圖6a和6b所示的飛機(jī)尾部區(qū)域10的結(jié)構(gòu)和操作模式相應(yīng)于根據(jù)圖1a至Id的飛機(jī)尾部區(qū)域10的結(jié)構(gòu)和操作模式。
[0055]最后，圖7a和7b示出了飛機(jī)尾部區(qū)域10的第三實(shí)施例，其中兩個(gè)冗余工作的軸流式風(fēng)扇被布置在飛機(jī)尾部區(qū)域10的冷卻器14和橫梁15之間的流動(dòng)路徑中，從而第一開口 34被定位在橫梁15的區(qū)域中。除此之外，圖7a和7b所示的飛機(jī)尾部區(qū)域10的結(jié)構(gòu)和操作模式相應(yīng)于根據(jù)圖6a和6b的飛機(jī)尾部區(qū)域10的結(jié)構(gòu)和操作模式。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)尾部區(qū)域(10)，所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)具有安裝在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)中的冷卻系統(tǒng)(12)，所述冷卻系統(tǒng)(12)包括: 冷卻器(14)，所述冷卻器(14)形成所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的外蒙皮(16)的一部分，并包括允許環(huán)境空氣流動(dòng)通過且從所述冷卻器(14)的第一表面(22)延伸到所述冷卻器(14)的第二表面(24)的冷卻劑通道(20)； 風(fēng)扇系統(tǒng)(28)，所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)適于至少在所述冷卻系統(tǒng)(12)的特定操作階段將環(huán)境空氣傳送通過所述冷卻器(14)的所述冷卻劑通道(20)； 第一開口(34)，所述第一開口(34)被形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中，并且在所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)的傳送操作中，所述第一開口(34)允許通過所述冷卻器(14)的所述冷卻劑通道(20)供應(yīng)到所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的內(nèi)部中的環(huán)境空氣被排放回到飛機(jī)環(huán)境中。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)尾部區(qū)域， 其特征在于，所述冷卻器(14)形成所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的外蒙皮(16)的一部分，所述部分被布置為與所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的橫梁(15)相距第一距離(Al)，并且所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)被布置為與所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述橫梁(15)相距第二距離(A2)，所述第二距離(A2)小于所述第一距離(Al)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機(jī)尾部區(qū)域， 其特征在于，所述冷卻器(14)和形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口(34)相對(duì)于彼此定位，從而至少在所述冷卻系統(tǒng)(12)的特定操作階段，在壓力差驅(qū)動(dòng)下，環(huán)境空氣通 過所述第一開口(34)能供應(yīng)到所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述內(nèi)部中，并通過所述冷卻器(14)的所述冷卻劑通道(20)能排放回到所述飛機(jī)環(huán)境(10)中，和/或在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中，至少一個(gè)第二開口(38)被形成，并且環(huán)境空氣通過所述第二開口(38)能供應(yīng)到用于驅(qū)動(dòng)所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)以進(jìn)行冷卻的驅(qū)動(dòng)設(shè)備(32)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)尾部區(qū)域， 其特征在于，在形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口(34)和/或所述第二開口(38)的區(qū)域中，基本上平行于彼此延伸的多個(gè)薄片(42)被提供，所述薄片(42)在所述薄片(42)限定封閉表面的封閉位置和所述薄片(42)限定允許經(jīng)由相應(yīng)的通流狹縫(43)被流動(dòng)通過的表面的至少一個(gè)開放位置之間能逐步或連續(xù)調(diào)整。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機(jī)尾部區(qū)域， 其特征在于，所述薄片(42)在形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口(34)和/或所述第二開口(38)的所述區(qū)域中被集成到所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的外蒙皮輪廓中，和/或所述薄片(42)被集成到風(fēng)門片(44)中，所述風(fēng)門片(44)本身在所述風(fēng)門片(44)密封形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口( 34 )和/或所述第二開口( 38 )的封閉位置和所述風(fēng)門片(44 )打開形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口(34)和/或所述第二開口(38)的開放位置之間能逐步或連續(xù)調(diào)整。
6.根據(jù)權(quán)利要求4或5所述的飛機(jī)尾部區(qū)域， 其特征在于，所述薄片(42)根據(jù)選擇能調(diào)整到第一開放位置或第二開放位置，其中在所述薄片(42)的所述第一開放位置，所述薄片(42)的內(nèi)表面(42a)適于被在所述飛機(jī)的飛行操作中圍繞所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)流動(dòng)的氣流(L)沖擊，在所述薄片(42)的所述封閉位置，所述薄片(42)的所述內(nèi)表面(42a)面向所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的內(nèi)部，并且其中在所述薄片(42)的所述第二開放位置，所述薄片(42)的外表面(42a)適于被在所述飛機(jī)的飛行操作中圍繞所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)流動(dòng)的氣流(L)沖擊，在所述薄片(42)的所述封閉位置，所述薄片(42)的所述外表面(42a)背離所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的內(nèi)部。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)尾部區(qū)域， 其特征在于，所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)包括徑流式風(fēng)扇。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的飛機(jī)尾部區(qū)域， 其特征在于，形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口(34)相對(duì)于所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)的所述徑流式風(fēng)扇徑向定位，和/或用于驅(qū)動(dòng)所述徑流式風(fēng)扇的驅(qū)動(dòng)設(shè)備(32)在朝向所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述橫梁(15)的方向上從所述徑流式風(fēng)扇延伸。
9.根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)尾部區(qū)域， 其特征在于，燃料電池系統(tǒng)的燃料箱(36)被定位在所述冷卻器(14)和所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)之間。
10.一種用于操作安裝在飛機(jī)尾部區(qū)域(10)中的冷卻系統(tǒng)(12)的方法，所述冷卻系統(tǒng)`(12)具有:冷卻器(14)，所述冷卻器(14)形成所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的外蒙皮(16)的一部分，并包括允許環(huán)境空氣流動(dòng)通過且從所述冷卻器(14)的第一表面(22)延伸到所述冷卻器(14)的第二表面(24)的冷卻劑通道(20);風(fēng)扇系統(tǒng)(28);和第一開口(34),所述第一開口(34)被形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中，其中在操作安裝在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)中的所述冷卻系統(tǒng)(12)的所述方法中，所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)至少在所述冷卻系統(tǒng)(12)的特定操作階段通過所述冷卻器(14)的所述冷卻劑通道(20)將環(huán)境空氣傳送到所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的內(nèi)部中，并且在所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)的傳送操作中通過所述冷卻器(14)的所述冷卻劑通道(20)供應(yīng)到所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述內(nèi)部中的所述環(huán)境空氣通過形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口( 34)被排放回到所述飛機(jī)環(huán)境中。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，其特征在于，至少在所述冷卻系統(tǒng)(12)的特定操作階段，在壓力差驅(qū)動(dòng)下，環(huán)境空氣通過所述第一開口(34)被供應(yīng)到所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述內(nèi)部中，并通過所述冷卻器(14)的所述冷卻劑通道(20)被排放回到所述飛機(jī)環(huán)境中，和/或環(huán)境空氣通過形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的至少一個(gè)第二開口(38)被供應(yīng)到用于驅(qū)動(dòng)所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)以進(jìn)行冷卻的驅(qū)動(dòng)設(shè)備(38)。
12.根據(jù)權(quán)利要求10或11所述的方法， 其特征在于，在形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口(34)和/或所述第二開口(38)的區(qū)域中，基本上平行于彼此延伸的多個(gè)薄片(42)被提供，所述薄片(42)基于所述冷卻系統(tǒng)(12)的操作狀態(tài)在所述薄片(42)限定封閉表面的封閉位置和所述薄片(42)限定允許經(jīng)由相應(yīng)的通流狹縫(43)被流動(dòng)通過的表面的至少一個(gè)開放位置之間被逐步或連續(xù)調(diào)整。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的方法， 其特征在于，所述薄片(42)在形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口(34)和/或所述第二開口(38)的所述區(qū)域中被集成到所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的外蒙皮輪廓中，和/或所述薄片(42)被集成到風(fēng)門片(44)中，所述風(fēng)門片(44)本身基于所述冷卻系統(tǒng)(12)的操作狀態(tài)在所述風(fēng)門片(44)密封形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口(34)和/或所述第二開口(38)的封閉位置和所述風(fēng)門片(44)打開形成在所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)中的所述第一開口(34)和/或所述第二開口(38)的開放位置之間被逐步或連續(xù)調(diào)整。
14.根據(jù)權(quán)利要求12或13所述的方法， 其特征在于，所述薄片(42)基于所述冷卻系統(tǒng)(12)的操作狀態(tài)根據(jù)選擇被調(diào)整到第一開放位置或第二開放位置，其中在所述薄片(42)的所述第一開放位置，在所述飛機(jī)的飛行操作中圍繞所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)流動(dòng)的氣流(L)沖擊到所述薄片(42)的內(nèi)表面(42a)上，在所述薄片(42)的所述封閉位置，所述薄片(42)的所述內(nèi)表面(42a)面向所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的內(nèi)部，并且其中在所述薄片(12)的所述第二開放位置，在所述飛機(jī)的飛行操作中圍繞所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述外蒙皮(16)沖擊的氣流(L)沖擊到所述薄片(42)的外表面(42b)上，在所述薄片(42)的所述封閉位置，所述薄片(42)的所述外表面(42b)背離所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的內(nèi)部。
15.根據(jù)權(quán)利要求10至14中任一項(xiàng)所述的方法， 其特征在于，被供應(yīng)到所述飛機(jī)尾部區(qū)域(10)的所述內(nèi)部中的環(huán)境空氣在燃料電池系統(tǒng)的燃料箱(36)上流過，以進(jìn)行冷卻，所述燃料電池系統(tǒng)的所述燃料箱(36)被定位在所述冷卻器(14)和所述風(fēng)扇系統(tǒng)(28)之間。
【文檔編號(hào)】B64D33/10GK103492267SQ201280019688
【公開日】2014年1月1日 申請(qǐng)日期:2012年3月23日 優(yōu)先權(quán)日:2011年3月25日
【發(fā)明者】阿爾夫-亨寧·斯托爾特, 烏多·克勞塞, 布魯諾·斯泰費(fèi), 克利斯汀·穆勒, 弗洛里安·艾爾肯, 烏韋·沃爾拉布 申請(qǐng)人:空中客車作業(yè)有限公司