飛行器外蒙皮換熱器和制造飛行器外蒙皮換熱器的方法
【專利摘要】一種換熱器(100、200、300)包括多個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)，其被并排布置以限定換熱器(100、200、300)的多層主體(102、202、302)，其中每個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)被提供有設(shè)計(jì)為允許載熱介質(zhì)流動(dòng)通過的至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道(14、24、34、44)，其中換熱器(100、200、300)的多層主體(102、202、302)的至少一部分被提供有曲率，其被設(shè)計(jì)為允許換熱器(100、200、300)用作飛行器的彎曲的外蒙皮部分，并且其中多層主體(102、202、302)的所述至少一部分的相鄰的傳熱模塊(10、20、30)被布置為它們的中心軸線(A)彼此之間具有傾角，使得每個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)對準(zhǔn)由換熱器(100、200、300)的外表面(106、206、306)限定的局部密切圓的中心。
【專利說明】飛行器外蒙皮換熱器和制造飛行器外蒙皮換熱器的方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛行器外蒙皮換熱器、涉及這種外蒙皮換熱器在飛機(jī)中的用途以及涉及用于制造這種飛行器外蒙皮換熱器的方法。

【背景技術(shù)】
[0002]燃料電池系統(tǒng)能夠低排放、高效率地產(chǎn)生電流。為此，目前致力于使用燃料電池系統(tǒng)在諸如例如在汽車工程學(xué)或航空學(xué)之類的各種移動(dòng)應(yīng)用中產(chǎn)生電能。例如，可以設(shè)想在飛機(jī)中利用燃料電池系統(tǒng)取代發(fā)電機(jī)，發(fā)電機(jī)目前被用于在機(jī)上提供電力并且發(fā)電機(jī)由主引擎或輔助動(dòng)力單元(APU)驅(qū)動(dòng)。此外，燃料電池系統(tǒng)還可被用于向飛機(jī)提供應(yīng)急電力并且替代至今仍用作應(yīng)急電力系統(tǒng)的沖壓空氣渦輪機(jī)(RAT)。
[0003]除了電能，燃料電池在運(yùn)行期間產(chǎn)生熱能，該熱能必須在冷卻系統(tǒng)的幫助下從燃料電池移除，從而防止燃料電池過熱。安裝在飛機(jī)中例如用于機(jī)上電源的燃料電池系統(tǒng)因此必須被設(shè)計(jì)為使得其能夠滿足高的電能需求。然而，具有用于產(chǎn)生電能的高容量的燃料電池還產(chǎn)生大量的熱能，因此具有高的冷卻需求。此外，在飛行器上，特別是在飛機(jī)上，提供了大量另外的技術(shù)設(shè)備，這些技術(shù)設(shè)備產(chǎn)生熱并且必須被冷卻從而確?？煽康倪\(yùn)行。例如在飛機(jī)中，這些技術(shù)設(shè)備尤其包括飛機(jī)的空調(diào)單元和電子控制部件。
[0004]在航空領(lǐng)域，因此已經(jīng)致力于在飛機(jī)冷卻系統(tǒng)中采用外蒙皮換熱器，以便將來自飛機(jī)上待冷卻的設(shè)備的熱移除到飛機(jī)周圍環(huán)境中。例如，DE 10 2008 026 536 Al和US2011/0146957 Al描述了直接集成到飛機(jī)外蒙皮中的換熱器。該換熱器包括允許載熱流體流動(dòng)通過的冷卻回路，其被嵌入在飛機(jī)外蒙皮中，從而被熱聯(lián)接到環(huán)境空氣。
[0005]從WO 2010/105744A2進(jìn)一步得知提供一種用于飛機(jī)冷卻系統(tǒng)的冷卻器，其包括被設(shè)計(jì)為形成飛機(jī)外蒙皮一個(gè)部分的基體。在冷卻器的基體中，提供有從基體的第一表面延伸到基體的第二表面并且允許冷卻劑流動(dòng)通過基體的多個(gè)冷卻劑通道。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明基于的目的在于明確說明一種換熱器和一種用于制造這種換熱器的方法，該換熱器適于在飛行器外蒙皮的任何期望部分中用作飛行器外蒙皮換熱器。
[0007]該目的通過具有權(quán)利要求1的特征的換熱器和具有權(quán)利要求13的特征用于制造換熱器的方法而被實(shí)現(xiàn)。
[0008]根據(jù)本發(fā)明的換熱器包括多個(gè)傳熱模塊。多個(gè)傳熱模塊被并排布置以限定換熱器的多層主體。具體地，在換熱器的多層主體中，傳熱模塊被布置為使得相鄰的傳熱模塊的傳熱模塊主體的側(cè)表面彼此面對。傳熱模塊主體的側(cè)表面優(yōu)選形成傳熱模塊主體的主表面，即傳熱模塊主體的具有最大面積的表面。傳熱模塊主體可進(jìn)一步包括適于形成換熱器的內(nèi)表面的一部分的內(nèi)表面和適于形成換熱器的外表面的一部分的外表面。
[0009]例如，傳熱模塊主體可為扁平管的形式，其具有非常小的厚度(側(cè)表面之間的距離)、小的高度(內(nèi)表面與外表面之間的距離)、但相對大的長度(傳熱模塊主體的端面之間的距離)。傳熱模塊主體可以以擠壓工藝形成，并且可由允許將換熱器用作飛行器外蒙皮部分的任何期望的材料構(gòu)成。優(yōu)選地，用于制造傳熱模塊主體的材料具有良好的傳熱性能。
[0010]每個(gè)傳熱模塊被提供有設(shè)計(jì)為允許載熱介質(zhì)流動(dòng)通過的至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道。流動(dòng)通過傳熱介質(zhì)通道的載熱介質(zhì)可為適于排放來自發(fā)熱部件的熱的任何期望的液態(tài)或氣態(tài)流體。當(dāng)換熱器被安裝在飛行器中時(shí)，特別是被安裝在飛機(jī)中時(shí)，換熱器可形成用于冷卻飛行器上的發(fā)熱部件的冷卻系統(tǒng)的一部分。冷卻系統(tǒng)可包括傳送單元，例如泵，以便將載熱介質(zhì)傳送通過換熱器的傳熱介質(zhì)通道。
[0011]換熱器的多層主體的至少一部分被提供有曲率，該曲率被設(shè)計(jì)為允許換熱器被用作飛行器的彎曲的外蒙皮部分。也就是說，換熱器的多層主體被提供有曲率，該曲率適于換熱器旨在形成的飛行器外蒙皮部分的曲率。術(shù)語“曲率”在本申請的上下文中表示定量參數(shù)，其是曲率半徑的倒數(shù)并且以ι/m測量。
[0012]多層主體的至少一個(gè)部分的相鄰的傳熱模塊被布置為它們的中心軸線彼此之間具有傾角，使得每個(gè)傳熱模塊均對準(zhǔn)由換熱器的外表面限定的局部密切圓(localosculating circle)的中心。傳熱模塊的傳熱模塊主體的橫截面形狀和/或傳熱模塊在換熱器多層主體中的順序可被選擇為按照期望調(diào)節(jié)換熱器多層主體的曲率。換熱器多層主體的傳熱模塊可具有相同或不同的傳熱模塊主體。
[0013]換熱器的模塊化設(shè)計(jì)允許按照期望定制換熱器的形狀，即換熱器的曲率，從而使得換熱器能夠在飛行器外蒙皮的任何期望的部分中被用作飛行器外蒙皮換熱器，同時(shí)僅使用有限數(shù)量的不同的傳熱模塊。因此，換熱器可在飛行器外蒙皮的任何期望部分中被安裝為飛行器外蒙皮換熱器。
[0014]換熱器的換熱器多層主體可包括包含具有矩形橫截面的傳熱模塊主體的至少一個(gè)傳熱模塊。為了向換熱器的換熱器多層主體提供期望的曲率，換熱器多層主體優(yōu)選進(jìn)一步包括包含具有如下橫截面形狀的傳熱模塊主體的至少一個(gè)傳熱模塊，該橫截面形狀朝向由換熱器的外表面限定的密切圓的中心逐漸變窄。具有如下傳熱模塊主體的傳熱模塊可被用在具有凸曲率的換熱器中，該傳熱模塊主體的橫截面形狀沿從傳熱模塊主體的外表面到內(nèi)表面的方向逐漸變窄,而包含具有如下截頭圓錐形橫截面的傳熱模塊主體的傳熱模塊可被用在具有凹曲率的換熱器中，該截頭圓錐形橫截面沿從傳熱模塊主體的內(nèi)表面到外表面的方向逐漸變窄。
[0015]在換熱器多層主體中的傳熱模塊的傳熱模塊主體的橫截面形狀可沿平行于換熱器的曲率軸線(curvature axis)的方向變化。然而，橫截面形狀的變化不應(yīng)當(dāng)導(dǎo)致載熱介質(zhì)沿提供在傳熱模塊中的傳熱介質(zhì)通道的流速的明顯改變。換熱器的換熱器多層主體可僅由具有如下傳熱模塊主體的傳熱模塊限定，該傳熱模塊主體具有朝向由換熱器的外表面限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀，從而使得換熱器具有大的曲率，即繞曲率軸線具有小的曲率半徑。通過采用包含具有矩形橫截面的傳熱模塊主體的傳熱模塊和包含具有朝向由傳熱模塊主體中的換熱器的外表面限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀的傳熱模塊主體的傳熱模塊，可得到具有微小曲率的換熱器，即繞曲率軸線具有大的曲率半徑。
[0016]在包含具有朝向由換熱器的外表面限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀的傳熱模塊主體的傳熱模塊中，錐角可對應(yīng)于傳熱模塊的中心軸線相對于相鄰的傳熱模塊的中心軸線的傾角。結(jié)果，相鄰的傳熱模塊的側(cè)面被定向?yàn)楸舜似叫?。包含具有以大的錐角朝向由換熱器的外表面限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀的傳熱模塊主體的傳熱模塊可被用于制造具有大曲率的換熱器，即繞曲率軸線具有小的曲率半徑。與之相反，包含具有以小的錐角朝向由換熱器的外表面限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀的傳熱模塊主體的傳熱模塊可被用于制造具有微小曲率的換熱器，即繞曲率軸線的大的曲率半徑。
[0017]提供在傳熱模塊中的至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道被設(shè)計(jì)為允許載熱介質(zhì)沿平行于換熱器的曲率軸線的方向流動(dòng)通過至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道。當(dāng)換熱器被安裝在飛行器中從而形成飛行器外蒙皮的一部分時(shí)，在飛行器外蒙皮上流過的環(huán)境空氣用于排放來自流動(dòng)通過提供在傳熱模塊中的傳熱介質(zhì)通道的載熱介質(zhì)的熱。當(dāng)換熱器被安裝在飛機(jī)中時(shí)，傳熱介質(zhì)通道優(yōu)選沿平行于飛機(jī)的縱向軸線的方向，并且因此平行于在飛機(jī)飛行運(yùn)行中環(huán)境空氣在飛機(jī)外蒙皮上流動(dòng)的方向延伸。傳熱介質(zhì)可經(jīng)由供應(yīng)歧管被供應(yīng)到傳熱介質(zhì)通道并且經(jīng)由排放歧管從傳熱介質(zhì)通道排放。通過傳熱介質(zhì)通道的載熱介質(zhì)流可為單向或雙向的。如果期望，換熱器可被設(shè)計(jì)為允許通過傳熱介質(zhì)通道的載熱介質(zhì)流的至少一個(gè)180度的轉(zhuǎn)向，使得載熱介質(zhì)流蜿蜒通過換熱器多層主體。
[0018]如果期望，用在換熱器中的傳熱模塊還可包括一個(gè)以上的傳熱介質(zhì)通道。這些傳熱介質(zhì)通道可沿傳熱模塊的軸線的方向被布置在彼此之上，即沿基本平行于傳熱模塊的傳熱模塊主體的側(cè)表面且基本垂直于傳熱模塊主體的內(nèi)表面和外表面的方向被布置在彼此之上，并且平行于換熱器的曲率軸線延伸。與傳熱模塊的傳熱模塊主體的外表面相鄰的傳熱介質(zhì)通道于是有利地用作引導(dǎo)傳送來自飛行器上具有相對高的冷卻功率需求的發(fā)熱設(shè)備的熱的載熱介質(zhì)，而與傳熱模塊的傳熱模塊主體的內(nèi)表面相鄰的傳熱介質(zhì)通道有利地被分派給傳送來自飛行器上具有較低冷卻功率需求的發(fā)熱設(shè)備的熱的載熱介質(zhì)。
[0019]至少一個(gè)傳熱模塊的傳熱模塊主體可具有內(nèi)表面，該內(nèi)表面適于形成換熱器的內(nèi)表面的一部分并且具有適應(yīng)換熱器旨在形成的飛行器外蒙皮部分的內(nèi)表面的曲率的曲率。如果飛行器外蒙皮部分以及因此換熱器具有凸曲率，則傳熱模塊主體的內(nèi)表面優(yōu)選具有微小的凹曲率。如果飛行器外蒙皮部分以及因此換熱器具有凹曲率，則傳熱模塊主體的內(nèi)表面優(yōu)選具有微小的凸曲率。
[0020]類似地,至少一個(gè)傳熱模塊的傳熱模塊主體可具有外表面，該外表面適于形成換熱器的外表面的一部分并且具有適應(yīng)換熱器旨在形成的飛行器外蒙皮部分的外表面的曲率的曲率。如果飛行器外蒙皮部分以及因此換熱器具有凸曲率，則傳熱模塊主體的外表面優(yōu)選具有微小的凸曲率。如果飛行器外蒙皮部分以及因此換熱器具有凹曲率，則傳熱模塊主體的外表面優(yōu)選具有微小的凹曲率。優(yōu)選地，傳熱模塊的內(nèi)表面的曲率半徑小于傳熱模塊主體的外表面的曲率半徑。
[0021]至少一個(gè)傳熱模塊可包括肋，該肋形成換熱器多層主體的外表面的突出部分。優(yōu)選地，肋沿平行于換熱器的曲率軸線的方向延伸。當(dāng)換熱器被安裝在飛機(jī)中時(shí)，肋優(yōu)選沿平行于飛機(jī)的縱向軸線并且因此與在飛機(jī)的飛行運(yùn)行時(shí)環(huán)境空氣在飛機(jī)外蒙皮上流動(dòng)的方向平行的方向延伸。肋增強(qiáng)換熱器的冷卻性能，并且保護(hù)多層主體特別是其外表面不受外部影響。然而，當(dāng)被安裝在飛行器中特別是飛機(jī)中時(shí)，肋增加由換熱器導(dǎo)致的空氣動(dòng)力學(xué)阻力。
[0022]肋可被形成為與傳熱模塊的傳熱模塊主體成一體。進(jìn)一步，肋可由與傳熱模塊的傳熱模塊主體相同的材料構(gòu)成，但也可由不同的材料構(gòu)成。例如，肋可由金屬或塑料材料制成，優(yōu)選由纖維增強(qiáng)塑料材料制成。特別優(yōu)選地，肋在擠壓工藝中與傳熱模塊的傳熱模塊主體一體形成。肋可具有基本為三角形的橫截面。進(jìn)一步，肋可具有圓形末端。
[0023]換熱器可包括彼此緊鄰地設(shè)置的傳熱模塊。在換熱器的另一實(shí)施例中，換熱器的多層主體中的至少兩個(gè)相鄰的傳熱模塊可通過分離元件彼此分離。分離元件優(yōu)選由具有良好熱傳遞特性的材料構(gòu)成?？商娲?，分離元件可具有絕熱特性。一般而言，分離元件可用作換熱器的多層主體中的傳熱模塊之間的分隔件。作為分隔件，分離元件可被設(shè)計(jì)和布置為防止環(huán)境空氣進(jìn)入相鄰的傳熱模塊之間的空間中。換熱器于是具有表面換熱器的功能，并且當(dāng)被用在飛行器中特別是飛機(jī)中時(shí)僅導(dǎo)致低的空氣動(dòng)力學(xué)損失。
[0024]換熱器包括分離元件，該分離元件為大體上U形的，并且具有在相鄰的傳熱模塊的傳熱模塊主體的側(cè)表面之間延伸的兩個(gè)基本平行的腿部。進(jìn)一步，分離元件可包括沿平行于換熱器的曲率軸線的方向在腿部之間延伸的連接桿。連接桿防止環(huán)境空氣進(jìn)入兩個(gè)相鄰的傳熱模塊之間的空間，并且允許形成換熱器的平滑外表面。連接桿的外表面可平行于通過分離元件彼此分離的相鄰的傳熱模塊的傳熱模塊主體的外表面延伸，并且按照需要可為平坦的或者彎曲的。
[0025]可替代地或另外地，換熱器包括分離元件，該分離元件包括在相鄰的傳熱模塊的傳熱模塊主體的側(cè)表面之間延伸的空氣側(cè)翅片?？諝鈧?cè)翅片可為鋸齒形翅片(offset fin)或百葉式翅片，并且可按照換熱器的傳熱要求進(jìn)行設(shè)計(jì)。當(dāng)換熱器被安裝在飛行器特別是飛機(jī)中時(shí)，這種類型的分離元件允許環(huán)境空氣進(jìn)入兩個(gè)相鄰的傳熱模塊之間的空間，并且因此增強(qiáng)了換熱器的冷卻能力。為了使由分離元件的設(shè)計(jì)導(dǎo)致的額外的空氣動(dòng)力學(xué)阻力盡可能小，分離元件可包括銳緣的細(xì)小槽，當(dāng)換熱器被安裝在飛行器特別是飛機(jī)中時(shí)，銳緣的細(xì)小槽被定向?yàn)槠叫杏诋?dāng)飛行器移動(dòng)時(shí)在飛行器的外表面上流動(dòng)的環(huán)境空氣的流線。這種表面結(jié)構(gòu)帶來所謂的“鯊魚皮效應(yīng)”，即其使由換熱器導(dǎo)致的摩擦阻力減小。
[0026]換熱器特別適于用在飛機(jī)中。飛機(jī)冷卻系統(tǒng)因此可包括如上所述的至少一個(gè)換熱器，該至少一個(gè)換熱器可被集成在飛機(jī)外蒙皮中，優(yōu)選位于飛機(jī)機(jī)身的下部區(qū)域中，從而保護(hù)換熱器免受太陽輻射。
[0027]在一種用于制造換熱器的方法中，多個(gè)傳熱模塊被并排布置以限定換熱器的多層主體，其中每個(gè)傳熱模塊被提供有至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道，該至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道被設(shè)計(jì)為允許載熱介質(zhì)流動(dòng)通過，其中換熱器的多層主體的至少一部分被提供有曲率，該曲率被設(shè)計(jì)為允許換熱器用作飛行器的彎曲的外蒙皮部分，并且其中多層主體的至少一部分的相鄰的傳熱模塊被布置為它們中心軸線彼此之間具有傾角，使得每個(gè)傳熱模塊對準(zhǔn)由換熱器的外表面限定的局部密切圓的中心。
[0028]優(yōu)選地，傳熱模塊被并排布置在制造模型中，并且在被布置在制造模型中時(shí)相對于彼此固定。
[0029]可沿與傳熱模塊的傳熱模塊主體的側(cè)表面基本垂直的方向向并排布置的傳熱模塊施加偏壓力，直到傳熱模塊相對于彼此固定為止。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0030]現(xiàn)在參照所附示意圖更詳細(xì)地闡釋本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例，附圖中:
[0031]圖1A至圖1D示出被設(shè)計(jì)為形成換熱器多層主體的層的傳熱模塊的四個(gè)不同的實(shí)施例的圖示，
[0032]圖2示出在制造之后且在集成到飛機(jī)外蒙皮之前的具有多層主體的換熱器的圖示，
[0033]圖3示出具有多層主體的換熱器在集成到飛機(jī)外蒙皮中時(shí)的剖視圖，
[0034]圖4示出可替代換熱器在集成到飛機(jī)外蒙皮中時(shí)的剖視圖，
[0035]圖5示出根據(jù)圖4的可替代換熱器的三維視圖，和
[0036]圖6示出換熱器在其制造過程期間被容納在制造模型中時(shí)的圖示。

【具體實(shí)施方式】
[0037]圖1A至圖1D示出傳熱模塊10、20、30、40的四個(gè)不同的實(shí)施例，每個(gè)傳熱模塊均可形成例如如圖2至圖5中的一個(gè)所示的換熱器100、200、300的多層主體102、202、302的一層。每個(gè)換熱器多層主體102、202、302包括如圖1A至圖1D中所示的多個(gè)傳熱模塊10、20、30、40。如果期望，在換熱器多層主體102、202、302中可只采用一種類型的傳熱模塊10、
20、30、40。然而，可替代地，還可設(shè)想到為換熱器多層主體102、202、302配備如圖1A、圖1B、圖1C或圖1D中所示的至少兩種不同類型的傳熱模塊10、20、30、40。
[0038]圖1A中所示的傳熱模塊10包括傳熱模塊主體1a和與傳熱模塊主體1a —體形成的肋或翅片12。然而，肋或翅片12和傳熱模塊主體1a還可被形成為分離的部件，這些分離的部件彼此連接從而形成圖1A中所示的傳熱模塊10。傳熱模塊10的傳熱模塊主體1a具有大體上矩形的橫截面，并且被提供有四個(gè)傳熱介質(zhì)通道14。傳熱介質(zhì)通道14也具有大體上矩形的橫截面，并且被設(shè)計(jì)為允許傳熱介質(zhì)流動(dòng)通過。具體地，傳熱介質(zhì)通道14被設(shè)計(jì)為允許傳熱介質(zhì)沿垂直于傳熱模塊10的軸線A的方向流動(dòng)通過傳熱模塊10的傳熱模塊主體10a。
[0039]傳熱模塊10的傳熱模塊主體1a進(jìn)一步包括內(nèi)表面18以及兩個(gè)基本平行的側(cè)表面16。傳熱模塊主體1a的內(nèi)表面18被設(shè)置為與肋或翅片12相對，并且可如圖1A中所示為平坦的，或者可被提供有期望的曲率。當(dāng)傳熱模塊10被安裝在換熱器多層主體102、202,302中時(shí)，傳熱模塊主體1a的內(nèi)表面18形成換熱器100、200、300的內(nèi)表面104、204、304的一部分。與此相反，肋或翅片12形成換熱器100、200、300的外表面106、206、306的突出部分。如從圖1A變得明顯的，肋或翅片12具有基本三角形的橫截面，即沿與傳熱模塊10的軸線A平行的方向從肋或翅片12的被設(shè)置為與傳熱模塊主體1a相鄰的基部向肋或翅片12的被設(shè)置為遠(yuǎn)離傳熱模塊主體10的末端逐漸變窄的橫截面。肋或翅片12的末端具有圓形形狀。
[0040]圖1B的傳熱模塊20與圖1A中所示的傳熱模塊10的不同之處在于，其不具有附接到傳熱模塊主體20a或與傳熱模塊主體20 —體形成的肋或翅片。而且，傳熱模塊20的傳熱模塊主體20a具有大體上矩形的橫截面，并且被提供有四個(gè)傳熱介質(zhì)通道24，該四個(gè)傳熱介質(zhì)通道24也具有大體上矩形的橫截面。傳熱模塊20的傳熱模塊主體20a包括內(nèi)表面28以及兩個(gè)基本平行的側(cè)表面26，其中當(dāng)傳熱模塊20被安裝在換熱器多層主體102、202、302中時(shí)，傳熱模塊主體20a的內(nèi)表面28適于形成換熱器100、200、300的內(nèi)表面104、204、304的一部分。內(nèi)表面28可如圖1B中所示為平坦的，或者可被提供有曲率。
[0041]傳熱模塊20的傳熱模塊主體20a進(jìn)一步包括被設(shè)置為與內(nèi)表面28相對的外表面22。當(dāng)傳熱模塊20被安裝在換熱器100、200、300中時(shí)，傳熱模塊主體20a的外表面22形成換熱器100、200、300的外表面106、206、306的一部分。與內(nèi)表面28類似，外表面22可如圖1B中所示為平坦的并且基本上平行于內(nèi)表面28延伸，或者可被提供有曲率。
[0042]圖1C的傳熱模塊30大體上對應(yīng)于圖1B中所示的傳熱模塊20，然而，其傳熱模塊主體30a具有朝向由包括傳熱模塊30的換熱器100、200、300的外表面106、206、306限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀。相應(yīng)地，每個(gè)傳熱介質(zhì)通道34也具有朝向由包括傳熱模塊30的換熱器100、200、300的外表面106、206、306限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀。傳熱模塊主體30a的兩個(gè)側(cè)表面36是傾斜的，從而沿與傳熱模塊30的軸線A平行且從傳熱模塊主體30a的外表面32至內(nèi)表面38的方向彼此接近。側(cè)表面36可為傾斜的，從而限定傳熱模塊主體30a的橫截面形狀的錐角為大約I至2°，特別地1.6°。
[0043]當(dāng)傳熱模塊30被安裝在換熱器100、200、300的換熱器多層主體102、202、302中時(shí)，傳熱模塊主體30a的內(nèi)表面38適于形成換熱器100、200、300的內(nèi)表面104、204、304的一部分。內(nèi)表面38具有凹形形狀。傳熱模塊30a的外表面32被設(shè)置為與內(nèi)表面38相對，并且當(dāng)傳熱模塊30被安裝在換熱器100、200、300的換熱器多層主體102、202、302中時(shí)，夕卜表面32適于形成換熱器100、200、300的外表面106、206、306的一部分。外表面32具有凸形形狀。然而，還可設(shè)想到為傳熱模塊30的傳熱模塊主體30a提供平坦的內(nèi)、外表面38、32，或者提供凸形內(nèi)表面38和凹形外表面32。
[0044]圖1D中所示的傳熱模塊40大體上對應(yīng)于圖1A中所示的傳熱模塊10，然而，其傳熱模塊主體40a具有朝向由包括傳熱模塊40的換熱器100、200、300的外表面106、206、306限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀。相應(yīng)地，每個(gè)傳熱介質(zhì)通道44也具有朝向由包括傳熱模塊40的換熱器100、200、300的外表面106、206、306限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀。傳熱模塊主體40a的兩個(gè)側(cè)表面46是傾斜的，從而沿與傳熱模塊40的軸線A平行且從傳熱模塊主體40a的外表面42至內(nèi)表面48的方向彼此接近。側(cè)表面46可為傾斜的從而限定傳熱模塊主體40a的橫截面形狀的錐角為大約I至2°，特別地1.6°。傳熱模塊主體40a的內(nèi)表面48具有凹形形狀。然而，還可設(shè)想到為傳熱模塊40的傳熱模塊主體40a提供平坦的或凸形的內(nèi)表面38。
[0045]圖2中所示的換熱器100包括由兩種不同類型的傳熱模塊40、30形成的多層主體102，即^^一個(gè)如圖1D中所示的傳熱模塊40和十個(gè)如圖1C中所示的傳熱模塊30。在根據(jù)圖2的換熱器100的多層主體102中，不同的傳熱模塊40、30被布置為使得傳熱模塊40的側(cè)表面46面對兩個(gè)相鄰的傳熱模塊30的側(cè)表面36，反之亦然。傳熱模塊40、30因此限定多層主體102的交替層。具體地，多層主體102的相鄰傳熱模塊40、30被布置為它們的中心軸線A彼此之間具有傾角，使得每個(gè)傳熱模塊30、40均對準(zhǔn)由換熱器100的外表面106限定的局部密切圓的中心。因此，限定出換熱器100的多層主體102，多層主體102繞曲率軸線C彎曲。
[0046]多層主體102的曲率半徑依賴于傳熱模塊主體40a、30a的形狀。例如，通過在多層主體102中采用具有傳熱模塊主體40a、30a的傳熱模塊40、30，能夠獲得多層主體102的最小曲率半徑為500mm,傳熱模塊主體40a、30a的側(cè)表面46、36限定傳熱模塊主體40a的橫截面形狀的錐角為大約1.6度。傳熱模塊40、30的傳熱介質(zhì)通道44、34允許傳熱介質(zhì)沿與換熱器100的曲率軸線C平行的方向流動(dòng)通過傳熱模塊10、30的傳熱模塊主體10a、30a。
[0047]因此通過適當(dāng)?shù)卣{(diào)整傳熱模塊40、30的傳熱模塊主體40a、40a的橫截面形狀，可定制換熱器100的曲率半徑。然而，還可設(shè)想到通過在換熱器100的多層主體102中安裝不同類型的傳熱模塊來定制換熱器100的曲率半徑，即如下的傳熱模塊:該傳熱模塊的傳熱模塊主體具有不同的橫截面形狀。例如，在圖2的換熱器100中，代替?zhèn)鳠崮K40，傳熱模塊10被采用以增加換熱器100的曲率半徑，傳熱模塊10的傳熱模塊主體具有矩形橫截面形狀。當(dāng)然，所有的或僅選擇數(shù)量的傳熱模塊40可由傳熱模塊10取代。類似地，換熱器100的所有的或者選擇數(shù)量的傳熱模塊30可由傳熱模塊20取代以增加換熱器100的曲率半徑。
[0048]在圖2所示的換熱器100的實(shí)施例中，多層主體102進(jìn)一步包括多個(gè)分離元件50。分離元件50沿曲率軸線C方向的剖視圖示出在圖2的詳細(xì)視圖中。分離元件50被提供在交替的傳熱模塊40、30之間，并且因此用作將相鄰的傳熱模塊40、30彼此分隔開的分隔件。每個(gè)分離元件50為大體上U形的，并且包括在相鄰的傳熱模塊40、30的傳熱模塊主體40a、30a的側(cè)表面46、36之間延伸的兩個(gè)基本平行的腿部52。類似于傳熱模塊40、30的傳熱模塊主體40a、30a，分離元件50的腿部52可具有朝向由換熱器100的外表面106限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀。與采用包括具有矩形橫截面的腿部52的分離元件50相t匕，通過采用包括具有朝向由換熱器100的外表面106限定的密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀的腿部52的分離元件50，能夠獲得換熱器100的較小的曲率半徑。然而，還可設(shè)想到為所有或選擇數(shù)量的分離元件50提供具有矩形橫截面的腿部52，從而按照期望定制換熱器100的曲率半徑。
[0049]連接桿53沿平行于換熱器100的曲率軸線C的方向在每個(gè)分離元件50的腿部52之間延伸，并且具有外表面，該外表面被設(shè)計(jì)為形成多層主體102的外表面的平滑部分。具體地，多層主體102的外表面由分離元件50的連接桿的外表面、傳熱模塊40的肋或翅片
12、另一分離元件50的連接桿和傳熱模塊30的外表面32的周期性序列形成。分離元件50的連接桿53防止環(huán)境空氣進(jìn)入兩個(gè)相鄰的傳熱模塊30、40之間的空間中。因此，當(dāng)被用在飛行器特別是飛機(jī)中時(shí)，換熱器100具有表面換熱器的功能并且僅導(dǎo)致低的空氣動(dòng)力學(xué)損失。
[0050]如上所述，傳熱模塊30的外表面32具有凸形形狀，該凸形形狀適應(yīng)換熱器100的繞曲率軸線C的外表面106的期望曲率半徑。與傳熱模塊30的外表面32類似，分離元件50的連接桿53的外表面也可被提供有凸曲率，該凸曲率適應(yīng)換熱器100的繞曲率軸線C的外表面106的期望的曲率半徑。進(jìn)一步，與傳熱模塊30、40的內(nèi)表面38、48類似，分離元件50的腿部52的內(nèi)表面可被提供有凹曲率，該凹曲率適應(yīng)適應(yīng)換熱器100的繞曲率軸線C的內(nèi)表面104的期望的曲率半徑。
[0051]作為對圖2所示的分離元件50的替代，換熱器100的多層主體102還可被提供有分離元件250’，其被用在圖4和圖5的換熱器300中，并且在下面將更被詳細(xì)地描述。
[0052]如圖2中所示的換熱器100進(jìn)一步包括兩個(gè)連接元件60。每個(gè)連接元件60具有基本L形的橫截面并且包括第一腿部62和第二腿部64。每個(gè)連接元件60的第一腿部62形成多層主體102的最外層。第二腿部64基本垂直地從第一腿部62延伸。連接元件60適于以空氣動(dòng)力學(xué)上有利的方式連接到飛行器的外蒙皮，使得換熱器100被集成到飛行器外蒙皮中從而形成其一部分。
[0053]圖3示出具有多層主體202的另一換熱器200，其在被集成到飛行器外蒙皮210中時(shí)形成其一部分。連接元件260被提供，其用于以空氣動(dòng)力學(xué)上有利的方式將換熱器200集成到飛行器外蒙皮210中。換熱器200的多層主體202包括六個(gè)如圖1D中所示的傳熱模塊40、一個(gè)如圖1A中所示的傳熱模塊20、四個(gè)如圖1B中所示傳熱模塊20和三個(gè)如圖1C中所示的傳熱模塊30。在多層主體202的層序列中，如圖1B或圖1C中所示的傳熱模塊20或30與圖1D中所示的傳熱模塊40交替，并且與圖1A中所示的傳熱模塊10交替一次。如上面已經(jīng)討論的，通過適當(dāng)?shù)剡x擇換熱器200的多層主體202中的傳熱模塊的類型和順序，能夠按照期望定制換熱器200的曲率，從而使其適應(yīng)于待集成換熱器200的飛行器外蒙皮的形狀以及特別是其曲率。特別地，換熱器200的曲率與飛行器外蒙皮的曲率匹配，從而將由于換熱器產(chǎn)生的空氣動(dòng)力學(xué)損失盡可能地降低。
[0054]圖3的換熱器200還被提供有在交替的傳熱模塊10、20、30、40之間以及還在兩個(gè)最外部的傳熱模塊20、40與連接元件260之間的分離元件50。分離元件50的連接桿53中的每個(gè)均被提供為被設(shè)計(jì)為形成多層主體202的外表面的平滑部分。
[0055]形成飛行器外蒙皮310的一部分的圖4和圖5的可替代換熱器300與圖3中所示的換熱器200的不同之處僅在于，其包括具有空氣側(cè)翅片的分離元件250’，而不是分離元件50。分離元件250’允許冷卻介質(zhì)，特別是環(huán)境空氣進(jìn)入相鄰的傳熱模塊10、20、30、40之間的空間中，并且因此支持從流動(dòng)通過傳熱模塊10、20、30、40的傳熱通道14、24、34、44的傳熱介質(zhì)向冷卻介質(zhì)的傳熱。
[0056]上述換熱器100、200、300特別適于集成到飛機(jī)外蒙皮中，并且可被用在飛機(jī)中以便向飛機(jī)上的發(fā)熱部件供應(yīng)冷卻能量。圖2至圖4中示出的換熱器100、200、300具有凸曲率，并且因此適于形成飛機(jī)外蒙皮的例如在飛機(jī)的尾部區(qū)域中的具有凸曲率的部分。然而，換熱器還可被提供有凹曲率，從而適于形成飛機(jī)外蒙皮的具有凹曲率的部分。如果期望，傳熱模塊的傳熱模塊主體可具有凸形內(nèi)表面和凹形外表面。進(jìn)一步，通過適當(dāng)?shù)剡x擇傳熱模塊的傳熱模塊主體的形狀和/或傳熱模塊的順序，可獲得具有變化曲率的換熱器。例如，可獲得包括具有凸曲率的第一部分和具有凹曲率的第二部分的換熱器。
[0057]當(dāng)換熱器100、200、300被安裝在飛機(jī)中時(shí)，流動(dòng)通過提供在傳熱模塊10、20、30、40的傳熱模塊主體10a、20a、30a、40a中的傳熱通道14、24、34、44的傳熱介質(zhì)通過向特別是在飛機(jī)的飛行運(yùn)行期間在換熱器多層主體102、202、302的外表面上流過的環(huán)境空氣的傳熱而被冷卻。典型地，換熱器100、200、300在飛機(jī)中被安裝為使得肋或翅片12沿與在飛機(jī)的飛行運(yùn)行期間環(huán)境空氣在飛機(jī)外蒙皮上流動(dòng)的方向平行的方向延伸。肋或翅片12增強(qiáng)了換熱器100、200、300的冷卻性能，但增加了由換熱器100、200、300導(dǎo)致的空氣動(dòng)力學(xué)阻力。
[0058]通過提供具有如下分離元件250’的換熱器100、200、300可進(jìn)一步增強(qiáng)換熱器100,200,300的冷卻性能，分離元件250’允許在飛機(jī)飛行運(yùn)行期間在飛機(jī)外蒙皮上流過的環(huán)境空氣進(jìn)入提供在換熱器多層主體102、202、302中的在相鄰的傳熱模塊10、20、30、40之間的空間中，并且因此允許直接從流動(dòng)通過傳熱模塊10、20、30、40的傳熱通道14、24、34、44的傳熱介質(zhì)排放熱。然而，允許環(huán)境空氣進(jìn)入提供在換熱器多層主體102、202、302中的在相鄰的傳熱模塊10、20、30、40之間的空間的分離元件250，還增加由換熱器100、200、300
導(dǎo)致的空氣動(dòng)力學(xué)損失。
[0059]圖6示出用于制造換熱器100、200、300的制造模型400。包括傳熱模塊10、20、30和/或40和分離元件50、250和/或250’的多個(gè)層被容納在制造模型400中。在制造模型400中的傳熱模塊10、20、30、40的類型和順序被選擇為使得獲得的換熱器100、200或300的曲率匹配換熱器100、200、300旨在形成的飛機(jī)外蒙皮的部分的曲率。當(dāng)被接收在制造模型400中時(shí)，多個(gè)層相對于彼此固定。
[0060]如圖6中所示，制造模型400被提供有用于支撐傳熱模塊10、20、30、40的層支撐部410，支撐部410符合換熱器100、200或300旨在形成的飛機(jī)外蒙皮的部分的曲率。進(jìn)一步，制造模型400包括可移動(dòng)元件420，可移動(dòng)元件420通過使用兩個(gè)螺旋彈簧430被預(yù)加應(yīng)力，并且用于沿與傳熱模塊10、20、30、40的傳熱模塊主體10a、20a、30a、40a的側(cè)表面
16、26、36、46基本垂直的方向向傳熱模塊10、20、30、40施加偏壓力，直到傳熱模塊10、20、30,40相對于彼此被固定為止。
【權(quán)利要求】
1.一種換熱器(100、200、300)，包括多個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)，該多個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)被并排布置以限定所述換熱器(100、200、300)的多層主體(102、202、302)，其中每個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)被提供有至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道(14、24、34、44)，該至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道(14、24、34、44)被設(shè)計(jì)為允許載熱介質(zhì)流動(dòng)通過，其中所述換熱器(100.200.300)的多層主體(102、202、302)的至少一部分被提供有曲率，該曲率被設(shè)計(jì)為允許所述換熱器(100、200、300)被用作飛行器的彎曲的外蒙皮部分，并且其中所述多層主體(102、202、302)的所述至少一部分的相鄰的傳熱模塊(10、20、30)被布置為該相鄰的傳熱模塊(10、20、30)的中心軸線(A)彼此之間具有傾角，使得每個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)對準(zhǔn)由所述換熱器(100、200、300)的外表面(106、206、306)限定的局部密切圓的中心。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的換熱器，其中所述換熱器的多層主體(102、202、302)包括具有傳熱模塊主體(10a、20a、30a、40a)的至少一個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)，所述傳熱模塊主體(10a、20a、30a、40a)具有朝向所述密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的換熱器，其中在包含具有朝向所述密切圓的中心逐漸變窄的橫截面形狀的傳熱模塊主體(30a、40a)的傳熱模塊(30、40)中，錐角對應(yīng)于所述傳熱模塊(30,40)的中心軸線(A)相對于相鄰的傳熱模塊(10、20、30、40)的中心軸線(A)的傾角。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任一項(xiàng)所述的換熱器，其中提供在所述傳熱模塊(10、20、30、40)中的所述至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道(14、24、34、44)被設(shè)計(jì)為允許載熱介質(zhì)沿與所述換熱器(100、200、300)的曲率軸線(C)平行的方向流動(dòng)通過。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一項(xiàng)所述的換熱器，其中至少一個(gè)傳熱模塊(30、40)的所述傳熱模塊主體(30a、40a)具有內(nèi)表面(38、48)，該內(nèi)表面(38、48)適于形成所述換熱器(100.200.300)的內(nèi)表面(104、204、304)的一部分，并且該內(nèi)表面(38、48)具有適應(yīng)所述換熱器(100、200、300)旨在形成的飛行器外蒙皮部分的內(nèi)表面的曲率的曲率。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一項(xiàng)所述的換熱器，其中至少一個(gè)傳熱模塊(30)的所述傳熱模塊主體(30a)具有外表面(32)，該外表面(32)適于形成所述換熱器(100、200、300)的外表面的一部分，并且該外表面(32)具有適應(yīng)所述換熱器(100、200、300)旨在形成的飛行器外蒙皮部分的外表面的曲率的曲率，其中所述傳熱模塊主體(30a、40a)的內(nèi)表面(38、48)的曲率半徑優(yōu)選小于所述傳熱模塊主體(30a)的外表面(32)的曲率半徑。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任一項(xiàng)所述的換熱器，其中至少一個(gè)傳熱模塊(10、40)包括肋(12)，該肋(12)形成所述換熱器的多層主體(102、202、302)的外表面的突出部分。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的換熱器，其中所述肋(12)被形成為與所述傳熱模塊(10、40)的傳熱模塊主體(10a、40a)成一體，所述肋(12)具有基本圓錐形的橫截面，和/或所述肋(12)被提供有圓形末端。
9.根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一項(xiàng)所述的換熱器，其中在所述換熱器(100、200、300)的多層主體(102、202、302)中的至少兩個(gè)相鄰的傳熱模塊(10、20、30、40)通過分離元件(50、250、250’ )彼此分離開。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的換熱器，其中所述換熱器(100、200、300)包括分離元件(50、250)，該分離元件(50、250)為大體上U形的，并且該分離元件(50、250)具有在相鄰的傳熱模塊(10、20、30、40)的所述傳熱模塊主體(10a、20a、30a、40a)的側(cè)表面(16、26、36、46)之間延伸的兩個(gè)基本平行的腿部(52)和沿與所述換熱器(100、200、300)的曲率軸線(C)平行的方向在所述腿部(52)之間延伸的連接桿(53)。
11.根據(jù)權(quán)利要求9或10所述的換熱器，其中所述換熱器(100、200、300)包括分離元件(250’)，該分離元件(250’ )包括在相鄰的傳熱模塊(10、20、30、40)的所述傳熱模塊主體(10a、20a、30a、40a)的側(cè)表面(16、26、36、46)之間延伸的空氣側(cè)翅片(250，a)。
12.一種根據(jù)權(quán)利要求1至11中任一項(xiàng)所述的換熱器在飛機(jī)中的用途。
13.一種制造換熱器(100、200、300)的方法，其中多個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)被并排布置以限定所述換熱器(100、200、300)的多層主體(102、202、302)，其中每個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)被提供有至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道(14、24、34、44)，該至少一個(gè)傳熱介質(zhì)通道(14、24、34、44)被設(shè)計(jì)為允許載熱介質(zhì)流動(dòng)通過，其中所述換熱器(100、200、300)的多層主體(102、202、302)的至少一部分被提供有曲率，該曲率被設(shè)計(jì)為允許所述換熱器(100、200、300)被用作飛行器的彎曲的外蒙皮部分，并且其中所述多層主體(102、202、302)的所述至少一部分的相鄰的傳熱模塊(10、20、30)被布置為該相鄰的傳熱模塊(10、20,30)的中心軸線(A)彼此之間具有傾角，使得每個(gè)傳熱模塊(10、20、30、40)對準(zhǔn)由所述換熱器(100、200、300)的外表面(106,206,306)限定的局部密切圓的中心。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其中所述傳熱模塊(10、20、30、40)被并排布置在制造模型(400)中，并且在被布置在所述制造模型(400)中時(shí)相對于彼此固定。
15.根據(jù)權(quán)利要求13或14所述的方法，其中沿與所述傳熱模塊(10、20、30、40)的傳熱模塊主體(10a、20a、30a、40a)的側(cè)表面(16、26、36、46)基本垂直的方向向并排布置的所述傳熱模塊(10、20、30、40)施加偏壓力，直到所述傳熱模塊(10、20、30、40)相對于彼此固定為止。
【文檔編號(hào)】B64D13/00GK104245510SQ201380022262
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2013年3月28日 優(yōu)先權(quán)日:2012年4月5日
【發(fā)明者】弗洛里安·艾爾肯, 烏韋·奧爾, 馬丁·默格爾 申請人:空中客車作業(yè)有限公司