Охлаждающее устройство для системы охлаждения воздушного судна, система охлаждения воздушного судна и способ ее эксплуатации

Изобретение относится к области авиации. Охлаждающее устройство (10) для системы (100) охлаждения воздушного судна содержит матричный корпус (12), в котором выполнено множество каналов (16) для охлаждающей среды, проходящих от первой поверхности (18) матричного корпуса (12) ко второй поверхности (20) матричного корпуса (12), таким образом, охлаждающая среда может протекать через матричный корпус (12). Матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) образует секцию наружной обшивки воздушного судна. Обеспечивается энергоэффективная работа системы охлаждения воздушного судна для отвода больших тепловых нагрузок от тепловыделяющего устройства. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к охлаждающему устройству для системы охлаждения воздушного судна, к системе охлаждения воздушного судна, которая оснащена таким охлаждающим устройством и пригодна, например, для охлаждения системы топливных элементов, используемой на борту воздушного судна, а также к способу эксплуатации указанной системы охлаждения воздушного судна.

Уровень техники

Системы топливных элементов обеспечивают генерирование электрического тока при низком уровне вредных выделений и с высоким коэффициентом полезного действия. При этом в настоящее время существует тенденция использовать системы топливных элементов для генерирования электрической энергии в различных мобильных устройствах, например, в автомобильной технике или в авиации. Так, например, генераторы, которые применяются в настоящее время в воздушном судне для бортового электроснабжения и приводятся в действие от основных силовых установок или от вспомогательной силовой установки (Auxiliary Power Unit, APU), можно заменить системой топливных элементов. Кроме того, систему топливных элементов можно также использовать для аварийного электроснабжения воздушного судна и заменить турбину с приводом от набегающего воздуха (Ram Air Turbine, RAT), применяемую до сих пор в качестве агрегата аварийного электроснабжения.

Кроме электрической энергии топливный элемент во время работы генерирует также тепловую энергию, которую необходимо отводить от топливного элемента при помощи системы охлаждения для того, чтобы предотвратить перегрев топливного элемента. Система топливных элементов, применяемая в воздушном судне, например, для бортового электроснабжения, должна быть выполнена таким образом, чтобы она могла удовлетворять высокую потребность в электрической энергии. Однако топливный элемент, мощный с точки зрения генерирования электрической энергии, генерирует также большое количество тепловой энергии и поэтому имеет большую потребность в охлаждении. Кроме того, на борту воздушного судна предусмотрено множество других технических устройств, выделяющих теплоту, которую необходимо охлаждать для обеспечения надежности их функционирования. К таким техническим устройствам относятся, например, агрегаты для кондиционирования воздуха или электронные элементы системы управления воздушного судна.

Применяемые в настоящее время системы охлаждения воздушного судна обычно содержат воздухозаборники, предусмотренные в области наружной обшивки воздушного судна, которые могут быть выполнены, например, в виде воздухозаборников набегающего потока воздуха и служат для того, чтобы подавать воздух из окружающей среды в качестве охлаждающей среды в систему охлаждения воздушного судна. Охлаждающий воздух, нагретый в результате отбора теплоты от охлаждаемых устройств на борту воздушного судна, как правило, возвращается в окружающую среду через отверстия для выпуска воздуха, также предусмотренные в области наружной обшивки воздушного судна. Однако воздухозаборники и отверстия для выпуска воздуха, выполненные в наружной обшивке воздушного судна повышают аэродинамическое сопротивление и тем самым - расход топлива воздушного судна. Кроме того, системы охлаждения воздушного судна, снабжаемые охлаждающим воздухом через воздухозаборники набегающего потока воздуха, имеют высокие потери напора, в частности, вследствие того, что мощность охлаждения ограничивается максимальным объемным потоком приточного воздуха через воздухозаборники набегающего потока воздуха, а также относительно большой вес.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является компактное охлаждающее устройство, пригодное для применения в системе охлаждения воздушного судна, которое имеет облегченную конструкцию и обеспечивает энергоэффективную работу системы охлаждения воздушного судна, предусмотренной на борту воздушного судна также для отвода больших тепловых нагрузок от тепловыделяющего устройства, например, от системы топливных элементов. Кроме того, задачей изобретения является система охлаждения воздушного судна, оснащенная таким охлаждающим устройством, и способ эксплуатации указанной системы охлаждения воздушного судна.

Эта задача решена при помощи охлаждающего устройства для системы охлаждения воздушного судна с признаками пункта 1 формулы изобретения, системы охлаждения воздушного судна с признаками пункта 9 формулы изобретения и способа эксплуатации системы охлаждения воздушного судна с признаками пункта 21 формулы изобретения.

Охлаждающее устройство согласно изобретению, пригодное для применения в системе охлаждения воздушного судна, содержит матричный корпус, в котором образовано множество каналов для охлаждающей среды, проходящих от первой поверхности матричного корпуса ко второй поверхности матричного корпуса, таким образом, охлаждающая среда может протекать через матричный корпус. Первая поверхность матричного корпуса предпочтительно расположена напротив второй поверхности матричного корпуса. Так, например, первая поверхность матричного корпуса может образовывать наружную поверхность матричного корпуса, в то время как вторая поверхность матричного корпуса может образовывать внутреннюю поверхность матричного корпуса. Каналы для охлаждающей среды могут иметь любую произвольную форму. Важно только, чтобы они обеспечивали возможность протекания охлаждающей среды через матричный корпус. В принципе, матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению можно выполнить таким образом, чтобы через него проходила любая охлаждающая среда. Однако предпочтительно охлаждающее устройство согласно изобретению применяется в системе охлаждения воздушного судна, в которой в качестве охлаждающей среды используется воздух, предпочтительно - воздух из окружающей среды. Поэтому матричный корпус и, в частности, каналы для охлаждающей среды, образованные в матричном корпусе, предпочтительно выполнены таким образом, чтобы воздух мог беспрепятственно протекать через матричный корпус.

Матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению может быть снабжен только каналами для охлаждающей среды, по которым охлаждающую среду можно подводить к тепловыделяющему устройству на борту воздушного судна для прямого охлаждения. Однако альтернативно этому охлаждающее устройство может быть также выполнено в виде теплообменника. В этом случае в матричном корпусе наряду с множеством каналов для охлаждающей среды может быть образовано также множество каналов для теплоносителя, по которым во время работы охлаждающего устройства может протекать охлаждаемый теплоноситель. Когда охлаждающая среда проходит по каналам для охлаждающей среды, холодильная энергия, содержащаяся в охлаждающей среде, может передаваться охлаждаемому теплоносителю и, таким образом, охлаждать теплоноситель. В конечном счете, охлаждающее устройство согласно изобретению можно использовать как в качестве теплообменника, так и для подвода охлаждающей среды с целью прямого охлаждения тепловыделяющего устройства на борту воздушного судна. При этом охлаждающая среда, проходя через матричный корпус, может отдавать холодильную энергию теплоносителю и, кроме того, может быть использовано до или после прохождения матричного корпуса для прямого охлаждения тепловыделяющего компонента или тепловыделяющей системы на борту воздушного судна.

Матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению образует секцию наружной обшивки воздушного судна. Иными словами, матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению имеет форму, размеры и конструктивные свойства, которые позволяют использовать матричный корпус в качестве части наружной обшивки воздушного судна. Кроме того, матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению выполнен из материала, который дает возможность использовать матричный корпус в качестве наружной обшивки воздушного судна. Так, например, матричный корпус может быть выполнен из металла или из полимерного материала, в частности, из полимерного материала, армированного волокном.

Достоинство охлаждающего устройства согласно изобретению заключается в том, что матричный корпус заменяет деталь, так или иначе имеющуюся на борту воздушного судна, а, именно, часть наружной обшивки воздушного судна. Поэтому для установки матричного корпуса охлаждающего устройства не требуется или, в зависимости от толщины матричного корпуса, требуется лишь небольшое монтажное пространство. Кроме того, охлаждающее устройство согласно изобретению вызывает сравнительно небольшое увеличение веса. И, наконец, охлаждающее устройство согласно изобретению по сравнению с традиционными системами позволяет увеличить поверхность, по которой может протекать охлаждающая среда. Благодаря этому охлаждающее устройство создает очень высокую мощность охлаждения и, кроме того, имеет лишь очень незначительные потери давления. Поэтому охлаждающее устройство согласно изобретению может быть использовано особенно предпочтительным образом на борту воздушного судна для того, чтобы с высокой эффективностью отводить большие тепловые нагрузки от тепловыделяющего устройства, например, от системы топливных элементов.

Матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению предпочтительно содержит множество пластин, которые ограничивают каналы для охлаждающей среды, образованные в матричном корпусе. Такой матричный корпус, имеющий пластинчатую конструкцию, обеспечивает беспрепятственное протекание охлаждающей среды, в частности, воздуха, с особенно низкими потерями давления. Пластинчатую конструкцию матричного корпуса можно приспособить для установки охлаждающего устройства согласно изобретению в наружной обшивке воздушного судна. В частности, пластинчатая конструкция может быть выполнена таким образом, чтобы она в зависимости, например, от воздушного потока, доминирующего во время полета воздушного судна в области охлаждающего устройства, обеспечивала оптимальное протекание потока через матричный корпус. Пластинчатую конструкцию матричного корпуса можно реализовать при помощи отдельных, соединенных друг с другом плоских пластин. Однако альтернативно этому можно также изготовить матричный корпус из пенообразного материала, который обладает требуемыми свойствами для пропускания потока.

Первая поверхность матричного корпуса предпочтительно образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна в смонтированном положении охлаждающего устройства в воздушном судне, и предпочтительно имеет такую структуру, которая во время полета воздушного судна, когда воздух перетекает через первую поверхность матричного корпуса, способна уменьшать сопротивление трения первой поверхности матричного корпуса. Если матричный корпус имеет пластинчатую конструкцию, пластины, могут образовывать, например, в области первой поверхности матричного корпуса, мелкие канавки с острыми кромками, которые направлены параллельно линиям потока, перетекающего через первую поверхность матричного корпуса во время полета воздушного судна. Такая структура поверхности создает, так называемый "эффект акульей кожи", т.е., вызывает уменьшение сопротивления трения первой поверхности матричного корпуса. Вследствие этого матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению может быть выполнен таким образом, чтобы он по сравнению с "гладкой" наружной обшивкой воздушного судна не только не увеличивал сопротивление трению и, следовательно, не требовал повышения расхода топлива воздушного судна, но имел бы такие поверхностные свойства, которые позволяют уменьшить сопротивление трению матричного корпуса.

Матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению может иметь многослойную конструкцию в направлении прохождения охлаждающей среды по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе. Так, например, матричный корпус может содержать наружную часть, которая ораничена первой поверхностью матричного корпуса, внутреннюю часть, которая ограничена второй поверхностью матричного корпуса, а также среднюю часть, которая расположена между наружной и внутренней частью. Если требуется, различные части матричного корпуса могут содержать каналы для охлаждающей среды и/или каналы для теплоносителя, выполненные различным образом, поэтому они имеют различную пропускающую способность. В то же время многослойный, т.е., содержащий несколько частей, пропускающих охлаждающую среду и/или теплоноситель, матричный корпус может быть снабжен этими частями, но с одинаковыми конструкциями каналов для охлаждающей среды и/или конструкциями каналов для теплоносителя. В этом случае все части матричного корпуса, несмотря на многослойную конструкцию, имеют одинаковую пропускающую способность.

Различные части матричного корпуса могут служить для того, чтобы снабжать холодильной энергией различные тепловыделяющие устройства на борту воздушного судна. Предпочтительно, чтобы та часть матричного корпуса, которая является первой для прохождения охлаждающей среды во время работы охлаждающего устройства, была присоединена к тепловыделяющему устройству на борту воздушного судна, которое имеет сравнительно высокую потребность в охлаждающей мощности. Части матричного корпуса, по которым во время работы охлаждающего устройства проходит охлаждающая среда, которая уже прошла через другие части матричного корпуса и при этом отдавала холодильную энергию, напротив, предпочтительно соединяется с тепловыделяющими устройствами на борту воздушного судна, которые имеют небольшую потребность в охлаждающей мощности, т.е., могут в достаточной степени охлаждаться охлаждающей средой, которая уже отдала часть своей холодильной энергии.

В принципе, охлаждающее устройство согласно изобретению может быть выполнено таким образом, чтобы его матричный корпус мог образовывать любую часть наружной обшивки воздушного судна. Для этого требуется только, чтобы матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению имел контуры и радиусы кривизны, необходимые для сопряжения матричного корпуса с геометрией фюзеляжа воздушного судна. Однако матричный корпус охлаждающего устройства согласно изобретению предпочтительно образует секцию наружной обшивки воздушного судна, расположенную в хвостовой части или в нижней части фюзеляжа воздушного судна. Если матричный корпус охлаждающего устройства расположен в хвостовой части или в нижней части фюзеляжа воздушного судна, он относительно хорошо защищен от наружных воздействий, например, от столкновения с птицами, столкновения с кусками льда или от повреждений, вызываемых деталями двигательной установки или другими объектами. Кроме того, охлаждающее устройство, расположенное в хвостовой части или в нижней части фюзеляжа воздушного судна, можно особенно предпочтительным образом использовать для того, чтобы обеспечивать холодильной энергией тепловыделяющие компоненты, установленные в этих областях воздушного судна, поскольку в таком случае можно по меньшей мере в значительной степени отказаться от сложных и тяжелых систем трубопроводов. Кроме того, во время полета воздушного судна в хвостовой части и в нижней части фюзеляжа создается такое соотношение давлений, которое облегчает прохождение охлаждающей среды по каналам, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства.

В предпочтительном варианте осуществления охлаждающего устройства согласно изобретению матричный корпус охлаждающего устройства может быть выполнен таким образом, чтобы он образовывал часть наружной обшивки воздушного судна, соседнюю с хвостовым срезом. Так, например, матричный корпус может иметь такую форму и размеры, чтобы вся часть наружной обшивки воздушного судна, соседняя с хвостовым срезом, была образована матричным корпусом. В этом случае матричный корпус предпочтительно имеет форму полого усеченного конуса. Однако в случае необходимости матричный корпус может быть также выполнен таким образом, чтобы он образовывал только элемент части наружной обшивки воздушного судна, соседней с хвостовым срезом воздушного судна. Предпочтительно матричный корпус имеет такую форму и размеры, которые позволяют ему образовывать нижнюю или верхнюю область части наружной обшивки воздушного судна, соседней с хвостовым срезом. При этом матричный корпус может иметь форму половины полого усеченного конуса.

Охлаждающее устройство согласно изобретению может также содержать множество ребер, которые выступают из первой поверхности матричного корпуса и образуют наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна, когда охлаждающее устройство установлено в воздушном судне. Эти ребра предпочтительно служат в качестве направляющих щитков, т.е., для того, чтобы направлять воздушный поток, например, перетекающий через первую поверхность матричного корпуса, в нужном направлении вдоль первой поверхности матричного корпуса. Размещение ребер на первой поверхности матричного корпуса целесообразно, в частности, в том случае, когда охлаждающее устройство согласно изобретению, как подробнее поясняется ниже, по меньшей мере во время определенных этапов работы должно функционировать в режиме перетекающего потока, в котором охлаждающая среда проходит не через каналы для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе, а перетекает через первую поверхность матричного корпуса. Еще одно достоинство конструкции охлаждающего устройства согласно изобретению с множеством ребер, выходящих из первой поверхности матричного корпуса, состоит в том, что эти ребра защищают матричный корпус и, в частности, первую поверхность матричного корпуса, от наружных воздействий.

Для того чтобы во время полета воздушного судна минимизировать сопротивление трения, создаваемое ребрами, и обеспечить равномерное перетекание первой поверхности матричного корпуса, ребра предпочтительно ориентированы по существу параллельно линиям потока воздуха, перетекающего через первую поверхность матричного корпуса во время полета воздушного судна. Кроме того, ребра могут иметь контур, искривленный в направлении первой поверхности матричного корпуса. Ребра, выступающие из первой поверхности матричного корпуса, могут быть выполнены из такого же материала, как матричный корпус, или из другого материала. Так, например, ребра могут быть изготовлены из металла или из полимерного материала, предпочтительно - из полимерного материала, армированного волокном.

Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению содержит по меньшей мере одно охлаждающее устройство, описанное выше. В принципе, система охлаждения согласно изобретению может быть оснащена только одним охлаждающим устройством согласно изобретению, которое может быть расположено на соответствующем участке фюзеляжа воздушного судна. Однако система охлаждения воздушного судна согласно изобретению может быть также снабжена несколькими охлаждающими устройствами согласно изобретению. Так, например, система охлаждения воздушного судна может содержать по меньшей мере одно охлаждающее устройство, расположенное в хвостовой части воздушного судна, а также по меньшей мере одно охлаждающее устройство, расположенное в нижней части фюзеляжа воздушного судна. Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению может быть выполнена с возможжностью снабжения холодильной энергией определенного тепловыделяющего компонента или определенной тепловыделяющей системы на борту воздушного судна. Однако в случае необходимости система охлаждения воздушного судна согласно изобретению может быть выполнена таким образом, чтобы она могла служить в качестве центральной системы охлаждения воздушного судна.

Система охлаждения согласно изобретению снабжена охлаждающим устройством, которое имеет малый вес и не требует или требует лишь небольшого пространства для установки на борту воздушного судна. Кроме того, в системе охлаждения воздушного судна согласно изобретению можно по меньшей мере частично отказаться от трубопроводов и монтажных компонентов. Поэтому система охлаждения воздушного судна может иметь одновременно малый вес и компактную конструкцию. Кроме того, система охлаждения согласно изобретению, благодаря большой поверхности охлаждающего устройства, по которой проходит поток, отличается высокой мощностью охлаждения. При этом низкие потери давления при прохождении потока через охлаждающее устройство обеспечивают особенно энергоэффективную работу системы. Охлаждающие устройства системы охлаждения согласно изобретению, в особенности при соответствующем расположении, например, в хвостовой части или в нижней части фюзеляжа воздушного судна, лишь незначительно загрязняются, поэтому вся система требует только небольшого технического обслуживания. При этом к охлаждающему устройству системы охлаждения согласно изобретению во время монтажа и при проведении технического обслуживания имеется простой доступ.

Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению предпочтительно содержит блок управления, который обеспечивает управление протеканием охлаждающей среды по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства, по меньшей мере на определенных этапах работы системы охлаждения таким образом, чтобы охлаждающая среда в области первой поверхности матричного корпуса, которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне, входила в каналы для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе, а в области второй поверхности матричного корпуса, которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне, выходила из каналов для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе. Иными словами, блок управления обеспечивает управление протеканием охлаждающей среды по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства, таким образом, чтобы охлаждающая среда, предпочтительно - воздух из окружающей среды, подавалась по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства, из окружающей среды воздушного судна во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна, т.е., чтобы охлаждающая среда проходила снаружи внутрь матричного корпуса охлаждающего устройства.

Охлаждающая среда может отдавать свою холодильную энергию при прохождении по каналам, выполненным в матричном корпусе для охлаждающей среды, теплоносителю, который также проходит по каналам для теплоносителя, выполненным в матричном корпусе. Альтернативно этому или дополнительно охлаждающая среда, проходящая по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе, может быть также использована во внутренней части фюзеляжа воздушного судна для прямого охлаждения тепловыделяющего компонента или тепловыделяющей системы. Для управления протеканием охлаждающей среды по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства, блок управления может обеспечивать соответствующее управление, например, работой подающего устройства, в частности, вентилятора.

Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению предпочтительно содержит также отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и на тех этапах работы системы охлаждения, когда охлаждающая среда протекает через матричный корпус охлаждающего устройства от первой поверхности матричного корпуса в направлении второй поверхности матричного корпуса, служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, через которое охлаждающую среду после прохождения матричного корпуса можно возвращать в окружающую среду воздушного судна. При этом отверстие, предусмотренное, например, в наружной обшивке воздушного судна, может создавать переменное поперечное сечение проходящего потока и/или, например, закрываться при помощи заслонки. Блок управления, который обеспечивает управление протеканием охлаждающей среды через охлаждающее устройство по каналам, выполненным в матричном корпусе для охлаждающей среды, например, при помощи соответствующего управления подающим устройством, можно также использовать для того, чтобы управлять переменным поперечным сечением потока, проходящего через указанное отверстие, и/или положением заслонки для закрытия этого отверстия. Однако в случае необходимости можно также использовать отдельный блок управления для управления переменным поперечным сечением потока, проходящего через отверстие, и/или заслонкой. Если требуется, отверстие может быть расположено в такой области наружной обшивки воздушного судна, которая позволяет дополнительно использовать поток охлаждающей среды после прохождения ей матричного корпуса охлаждающего устройства и перед возвращеним в окружающую среду воздушного судна для прямого охлаждения тепловыделяющего устройства на борту воздушного судна.

Особенно энергоэффективный режим работы системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению возможен в том случае, когда отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, расположено в той области наружной обшивки воздушного судна, на которую как на часть наружной обшивки воздушного судна, образованную матричным корпусом охлаждающего устройства, во время полета воздушного судна действует очень малое давление. При такой конструкции системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению разность давления, которая всегда существует во время полета воздушного судна в области наружной обшивки воздушного судна, можно использовать для подачи охлаждающей среды через матричный корпус охлаждающего устройства, а в конце - для возврата в окружающую среду воздушного судна через отверстие, которое служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды. При этом подающее устройство системы охлаждения воздушного судна, выполненное, например, в виде вентилятора или т.п., по меньшей мере на некоторых этапах работы системы охлаждения воздушного судна может работать с меньшей мощностью. В этом случае подающее устройство может иметь меньшую мощность и, следовательно, более компактную и облегченную конструкцию. При этом по меньшей не требуется постоянно использовать подающее устройство в области его максимальной мощности, благодаря чему можно повысить долговечность подающего устройства и уменьшить объем его технического обслуживания.

Отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, может быть расположено в области хвостового среза воздушного судна, в области кромки вертикального оперения, противоположной хвостовой части воздушного судна, и/или в нижней части фюзеляжа воздушного судна. Очевидно, что расположение отверстия предпочтительно согласуется с расположением охлаждающего устройства в фюзеляже воздушного судна. Так, например, расположение отверстия в области хвостового среза или в области кромки вертикального оперения, противоположной хвостовой части воздушного судна, предлагается в том случае, если матричный корпус охлаждающего устройства образует секцию наружной обшивки в хвостовой части воздушного судна. Расположение отверстия в нижней части фюзеляжа воздушного судна является предпочтительным в сочетании с охлаждающим устройством, матричный корпус которого образует секцию наружной обшивки воздушного судна, расположенную в нижней части фюзеляжа.

Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению может также содержать блок управления, который обеспечивает управление протеканием охлаждающей среды по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства, по меньшей мере на определенных этапах работы системы охлаждения таким образом, чтобы охлаждающая среда в области второй поверхности матричного корпуса, которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне, входила в каналы для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе, а в области первой поверхности матричного корпуса, которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне, выходила из каналов для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе. Иными словами, блок управления обеспечивает управление протеканием охлаждающей среды таким образом, чтобы охлаждающая среда протекала через матричный корпус изнутри наружу, т.е., из внутренней части фюзеляжа воздушного судна в направлении окружающей среды воздушного судна. Для управления протеканием охлаждающей среды по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства, блок управления может обеспечивать, например, соответствующее управление работой подающего устройства системы охлаждения воздушного судна, например, вентилятора или т.п.

В принципе, система охлаждения воздушного судна согласно изобретению может содержать блок управления, который может обеспечивать только управление протеканием охлаждающей среды в одном направлении по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства. Однако предпочтительно система охлаждения воздушного судна согласно изобретению содержит блок управления, который может на различных этапах работы системы охлаждения воздушного судна управлять протеканием охлаждающей среды в различных направлениях по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства. В этом случае система охлаждения воздушного судна может работать при наземной эксплуатации и во время полета воздушного судна в различных режимах. Так, например, блок управления может обеспечивать управление протеканием охлаждающей среды при наземной эксплуатации воздушного судна таким образом, чтобы охлаждающая среда проходила через матричный корпус охлаждающего устройства снаружи внутрь. В режиме полета воздушного судна блок управления, напротив, может обеспечивать управление протеканием охлаждающей среды таким образом, чтобы охлаждающая среда проходила через матричный корпус охлаждающего устройства изнутри наружу. Однако альтернативно этому можно также предусмотреть при наземной эксплуатации воздушного судна протекание через матричный корпус изнутри наружу, а во время полета воздушного судна - протекание через матричный корпус снаружи внутрь.

Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению может также содержать отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и предназначено для того, чтобы на тех этапы работы системы охлаждения, когда охлаждающая среда протекает через матричный корпус охлаждающего устройства от второй поверхности матричного корпуса в направлении первой поверхности матричного корпуса, служить в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды, через которое можно отбирать охлаждающую среду перед ее протеканием через матричный корпус из окружающей среды воздушного судна. Отверстие, предусмотренное в наружной обшивке воздушного судна, может обеспечивать, например, переменное поперечное сечение проходящего через него потока и/или, например, закрываться при помощи заслонки. Блок управления, который служит для того, чтобы управлять протеканием охлаждающей среды по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства, например, посредством соответствующего управления подающим устройством, можно также использовать для того, чтобы управлять переменным поперечным сечением потока, проходящего через отверстие и/или положением заслонки для закрытия отверстия. Однако в случае необходимости можно использовать также отдельный блок управления для управления изменением поперечного сечения потока, проходящего через отверстие, и/или заслонкой. Если требуется, в области наружной обшивки воздушного судна можно предусмотреть отверстие, которое позволяет использовать поток охлаждающей среды перед протеканием через матричный корпус охлаждающего устройства для прямого охлаждения тепловыделяющего устройства на борту воздушного судна. Если требуется, отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды, выполнить в виде воздухозаборника совкового типа, установленного фронтально заподлицо с поверхностью.

При этом особенно энергоэффективный режим работы системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению возможен в том случае, когда на отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды и которое расположено в области наружной обшивки воздушного судна, во время полета воздушного судна действует более высокое давление, чем на часть наружной обшивки воздушного судна, образованной матричным корпусом охлаждающего устройства. При такой конструкции системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению разность давлений, которая всегда возникает во время полета воздушного судна в области наружной обшивки воздушного судна, можно использовать для подачи охлаждающей среды через отверстие, которое служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды, во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна, а затем для возврата через матричный корпус охлаждающего устройства обратно в окружающую среду воздушного судна. Тогда подающее устройство системы охлаждения воздушного судна, выполненное, например, в виде вентилятора или т.п., может работать по меньшей мере на некоторых этапах работы системы охлаждения воздушного судна с меньшей мощностью. В этом случае подающее устройство может иметь меньшую мощность и, следовательно, более компактную и облегченную конструкцию. При этом по меньшей не требуется постоянно использовать подающее устройство в области максимума его мощности, благодаря чему можно повысить долговечность подающего устройства и уменьшить объем его технического обслуживания.

Отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, может быть расположено в области хвостового среза воздушного судна, в области кромки вертикального оперения, противоположной хвостовой части воздушного судна, и/или в нижней части фюзеляжа воздушного судна. Очевидно, что расположение отверстия предпочтительно согласуется с расположением охлаждающего устройства в фюзеляже воздушного судна. Так, например, расположение отверстия в области хвостового среза или в области кромки вертикального оперения, противоположной хвостовой части воздушного судна, предлагается в том случае, если матричный корпус охлаждающего устройства образует секцию наружной обшивки в хвостовой части воздушного судна. Расположение отверстия в нижней части фюзеляжа воздушного судна является предпочтительным в сочетании с охлаждающим устройством, матричный корпус которого образует секцию наружной обшивки воздушного судна, расположенную в нижней части фюзеляжа.

В принципе, система охлаждения воздушного судна может содержать несколько отверстий, которые соединяют внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и могут служить в качестве только выпускного отверстия для охлаждающей среды или в качестве только впускного отверстия для охлаждающей среды. Однако для минимизации аэродинамического сопротивления, создаваемого системой охлаждения во время полета воздушного судна, система охлаждения воздушного судна предпочтительно содержит только одно отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и в зависимости от режима работы системы охлаждения воздушного судна служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды или в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды.

Блок управления системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению может также обеспечивать управление объемным потоком охлаждающей среды, который протекает через отверстие, при помощи соответствующего управления положением управляющего элемента, выполненного, например, в виде заслонки, который изменяет поперечное сечение потока, проходящего через отверстие, соединяющее внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна. При помощи управления объемным потоком охлаждающей среды, проходящим через отверстие, можно, например, регулировать мощность охлаждения, подаваемую в систему охлаждения воздушного судна. Кроме того, блок управления при помощи соответствующего управления положением заслонки, которая, в свою очередь управляет поперечным сечением потока, проходящего через отверстие, во время полета воздушного судна может управлять аэродинамическим сопротивлением, создаваемым заслонкой. Так, например, если требуется, блок управления может установливать заслонку в соответствующее положение в отверстии, чтобы использовать заслонку в качестве дополнительного аэродинамического тормоза.

Система охлаждения воздушного судна согласно изобретению предпочтительно содержит также блок управления, который обеспечивает управление протеканием охлаждающей среды таким образом, чтобы по меньшей мере на определенных этапах работы охлаждающая среда перетекала через первую поверхность матричного корпуса системы охлаждения воздушного судна, которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне. Иными словами, блок управления обеспечивает управление протеканием охлаждающей среды таким образом, чтобы охлаждающая среда, по существу, не протекала по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства, а вместо этого перетекала через первую поверхность матричного корпуса. Блок управления может представлять собой отдельный блок управления. Однако предпочтительно система охлаждения воздушного судна согласно изобретению содержит блок управления, который может управлять системой охлаждения воздушного судна как в режиме протекания, т.е., в режиме работы, в котором охлаждающая среда протекает через матричный корпус охлаждающего устройства, так и в режиме перетекания, т.е., в режиме работы, когда охлаждающая среда перетекает через первую поверхность матричного корпуса.

Для того чтобы управлять системой охлаждения воздушного судна согласно изобретению в режиме перетекания, блок управления предпочтительно обеспечивает управление таким образом, чтобы на этапах работы системы охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность матричного корпуса, закрывать отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и которое служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды или в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды на этапах работы системы охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус охлаждающего устройства. Иными словами, блок управления, например, устанавливает заслонку, закрывающую указанное отверстие, в закрытое положение.

Кроме того, блок управления на этапах работы системы охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность матричного корпуса, может выключать подающее устройство, которое на этапах работы системы охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус, служит для того, чтобы подавать охлаждающую среду по каналам, выполненным для охлаждающей среды в матричном корпусе охлаждающего устройства. Иными словами, в режиме перетекания системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению блок управления выключает подающее устройство, предназначенное для подачи охлаждающей среды по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства.

В результате закрытия отверстия, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, и выключения подающего устройства по меньшей мере основная часть охлаждающей среды только перетекает через первую поверхность матричного корпуса и не поступает в каналы для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе. Работа системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению в режиме перетекания предлагается, в частности, во время полета воздушного судна. При наземной эксплуатации воздушного судна, напротив, предпочтительна работа системы охлаждения воздушного судна в режиме протекания. В режиме перетекания системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению поток охлаждающей среды протекает над первой поверхностью матричного корпуса предпочтительно через множество ребер, которые выступают из первой поверхности матричного корпуса и предпочтительно направлены, по существу, параллельно линиям воздушного потока, который перетекает через первую поверхность матричного корпуса во время полета воздушного судна.

В способе эксплуатации системы охлаждения воздушного судна согласно изобретению через матричный корпус охлаждающего устройства, в котором выполнено множество каналов для охлаждающей среды, проходящих от первой поверхности матричного корпуса ко второй поверхности матричного корпуса, и который образует секцию наружной обшивки воздушного судна, по меньшей мере на определенных этапах работы системы охлаждения воздушного судна протекает охлаждающая среда.

Потоком охлаждающей среды, протекающим по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства, можно управлять таким образом, чтобы охлаждающая среда по меньшей мере на определенных этапах работы системы охлаждения воздушного судна в области первой поверхности матричного корпуса, которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне, входила в каналы для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе, а в области второй поверхности матричного корпуса, которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне, выходила из каналов для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе. Иными словами, потоком охлаждающей среды через матричный корпус можно управлять таким образом, чтобы охлаждающая среда протекала через матричный корпус снаружи внутрь.

Поток охлаждающей среды после прохождения матричного корпуса охлаждающего устройства предпочтительно возвращается в окружающую среду воздушного судна через отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды.

На отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, во время полета воздушного судна предпочтительно действует меньшее давление, чем на часть наружной обшивки воздушного судна, образованной матричным корпусом охлаждающего устройства.

Потоком охлаждающей среды, протекающим по каналам, выполненным для охлаждающей среды в матричном корпусе охлаждающего устройства, можно также управлять таким образом, чтобы охлаждающая среда по меньшей мере на определенных этапах работы системы охлаждения воздушного судна в области второй поверхности матричного корпуса, которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне, входила в каналы для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе, а в области первой поверхности матричного корпуса, которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне, выходила из каналов для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе. Иными словами, потоком охлаждающей среды можно управлять таким образом, чтобы охлаждающая среда протекала через матричный корпус изнутри наружу.

Перед протеканием охлаждающего устройства через матричный корпус поток охлаждающей среды отбирается из окружающей среды воздушного судна через отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды.

Благодаря соответствующему управлению положением заслонки, определяющей поперечное сечение потока через отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды, можно регулировать объемный поток охлаждающей среды, протекающий через отверстие, и/или аэродинамическое сопротивление, создаваемое заслонкой во время полета воздушного судна.

Охлаждающая среда по меньшей мере на определенных этапах работы системы охлаждения воздушного судна может перетекать через первую поверхность матричного корпуса, которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства в воздушном судне. Иными словами, на определенных этапах работы системы охлаждения воздушного судна охлаждающая среда направляется не по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе, а вдоль первой поверхности матричного корпуса. Такое управление протеканием охлаждающей среды предлагается, в частности, во время полета воздушного судна.

На этапах работы системы охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность матричного корпуса, предпочтительно закрывается отверстие, которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и которое на этапах работы системы охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус охлаждающего устройства, служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды или в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды.

Кроме того, на этапах работы системы охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность матричного корпуса, предпочтительно используется подающее устройство, которое на этапах работы системы охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус охлаждающего устройства, служит для того, чтобы подавать охлаждающую среду по каналам для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе охлаждающего устройства.

На этапах работы системы охлаждения, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность матричного корпуса, поток охлаждающей среды протекает над первой поверхностью матричного корпуса предпочтительно через множество ребер, которые выступают из первой поверхности матричного корпуса и направлены предпочтительно параллельно линиям воздушного потока, который перетекает через первую поверхность матричного корпуса во время полета воздушного судна.

Краткое описание чертежей

Ниже приведено более подробное описание примеров осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые схематические чертежи, на которых представлены:

фигура 1 - изображение первого примера осуществления холодильного устройства, пригодного для применения в системе охлаждения воздушного судна,

фигура 2 - вид в поперечном разрезе охлаждающего устройства с фигуры 1,

фигура 3 - охлаждающее устройство с фигуры 1, установленное в воздушном судне,

фигура 4 - изображение второго примера осуществления холодильного устройства, пригодного для применения в системе охлаждения воздушного судна,

фигура 5 - вид в поперечном разрезе охлаждающего устройства с фигуры 4,

фигура 6 - вид в поперечном разрезе третьего примера осуществления холодильного устройства, пригодного для применения в системе охлаждения воздушного судна,

фигура 7 - вид сбоку воздушного судна, оснащенного системой охлаждения с несколькими холодильными устройствами,

фигура 8 - вид снизу фюзеляжа воздушного судна с фигуры 7,

фигура 9 - первый пример осуществления системы охлаждения воздушного судна, работающей в первом режиме,

фигура 10 - система охлаждения воздушного судна с фигуры 9, работающая во втором режиме,

фигура 11 - второй пример осуществления системы охлаждения воздушного судна, работающей в первом режиме,

фигура 12 - система охлаждения воздушного судна с фигуры 11, работающая во втором режиме,

фигура 13 - третий пример осуществления системы охлаждения воздушного судна, работающей в первом режиме,

фигура 14 - детальное изображение системы охлаждения воздушного судна с фигуры 13,

фигура 15 - система охлаждения воздушного судна с фигуры 13, работающая во втором режиме, и

фигура 16 - детальное изображение системы охлаждения воздушного судна с фигуры 15.

Осуществление изобретения

На фигурах 1-3 показан первый пример осуществления охлаждающего устройства 10, пригодного для применения в системе 100 охлаждения воздушного судна (см. фигуры 7-13 и 15). Охлаждающее устройство 10, показанное на фигурах 1-3, содержит матричный корпус 12, который включает множество пластин 14, схематически представленных на фигурах 1 и 3. Пластины 14 ограничивают множество каналов 16 для охлаждающей среды, которые проходят от первой поверхности 18 матричного корпуса 12 ко второй поверхности 20 матричного корпуса 12 (см. фигуру 2).

Матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10 имеет форму полого усеченного конуса и, как, в частности, видно на фигуре 3, образует секцию наружной обшивки воздушного судна, соседнюю с хвостовым срезом 22 воздушного судна. Иными словами, матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10 заменяет соседнюю с хвостовым срезом 22 область наружной обшивки воздушного судна, которая имеется в остальных областях воздушного судна. Таким образом, первая поверхность 18 матричного корпуса при установке охлаждающего устройства 10 в воздушном судне образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна, в то время как вторая поверхность 20 матричного корпуса при установке охлаждающего устройства 10 в воздушном судне образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна. Матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10 выполнен из соответствующего материала, например, из металла или полимерного материала, в частности, из полимерного материала, армированного волокном, механические свойства которого удовлетворяют требованиям, предъявляемым к части наружной обшивки воздушного судна. Тем самым обеспечивается соответствие охлаждающего устройства 10 конструктивным требованиям, которые обусловлены его расположением в области наружной обшивки воздушного судна.

Воздух может протекать через матричный корпус 12 по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12. Воздух, протекающий через матричный корпус 12 по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12, может быть использован в системе 100 охлаждения воздушного судна для того, чтобы снабжать холодильной энергией тепловыделяющее устройство на борту воздушного судна. Воздух, подаваемый по каналам 16 для охлаждающей среды, можно прямо или косвенно использовать для охлаждения тепловыделяющего компонента или тепловыделяющей системы на борту воздушного судна. Так, например, воздух, подаваемый из окружающей среды воздушного судна по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12 охлаждающего устройства 10, во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна, можно непосредственно использовать для того, чтобы он обтекал тепловыделяющие компоненты, расположенные во внутренней части фюзеляжа воздушного судна, и при этом отдавал им холодильную энергию. Однако оптимальное использование холодильной энергии, содержащейся в воздухе из окружающей среды, возможно только в том случае, если матричный корпус 12, как, в частности, видно на фигуре 2, выполнен в виде многослойного теплообменника.

На фигуре 2 показано, что матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10 содержит первый слой 24 теплообменника, ограниченный первой поверхностью 18 матричного корпуса, второй слой 26 теплообменника, ограниченный второй поверхностью 20 матричного корпуса, а также третий слой 28 теплообменника, расположенный между первым слоем 24 теплообменника и вторым слоем 26 теплообменника. Три слоя 24, 26, 28 теплообменника содержат каналы для теплоносителя, по которым протекает охлаждаемый теплоноситель. Слои 24, 26, 28 соединяются с различными тепловыделяющими системами на борту воздушного судна, т.е., они служат для того, чтобы подводить к этим тепловыделяющим системам холодильную энергию.

Когда охлаждающий воздух протекает через матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10, как показано на фигуре 1, снаружи внутрь, т.е., от первой поверхности 18 матричного корпуса в направлении второй поверхности 20 матричного корпуса, происходит постоянный отбор холодильной энергии, содержащейся в охлаждающем воздухе, при прохождении матричного корпуса 12 путем передачи холодильной энергии первому слою 24 теплообменника, третьему слою 28 теплообменника и, наконец, второму слою 26 теплообменника. Поэтому оптимальное использование холодильной энергии, содержащейся в охлаждающем воздухе, обеспечивается только в том случае, когда первый слой 24 теплообменника используется для того, чтобы охлаждать тепловыделяющую систему с высокой потребностью в охлаждающей мощности. Третий слой 28 теплообменника и, конечно, второй слой 26 теплообменника, напротив, целесообразно использовать для того, чтобы снабжать тепловыделяющие системы с меньшей потребностью в охлаждающей мощности холодильной энергией, которая остается в охлаждающем воздухе после прохождения первого слоя 24 теплообменника.

Как более подробно поясняется ниже, охлаждающий воздух можно также пропускать изнутри наружу, т.е., от второй поверхности 20 матричного корпуса в направлении первой поверхности 18 матричного корпуса через матричный корпус 12 охлаждающего устройства. В этом случае целесообразно использовать второй слой 26 теплообменника для охлаждения тепловыделяющей системы с высокой потребностью в охлаждающей мощности. При этом третий слой 28 теплообменника и первый слой 24 теплообменника, напротив, целесообразно использовать для того, чтобы снабжать тепловыделяющие системы с меньшей потребностью в охлаждающей мощности холодильной энергией, которая остается в охлаждающем воздухе после прохождения второго слоя 26 теплообменника.

Кроме того, подводом охлаждающего воздуха в различные слои 24, 26, 28 теплообменника можно управлять при помощи, так называемого, затвора. Если тепловыделяющая система, соединенная с одним из слоев 24, 26, 28 теплообменника, имеет высокую потребность в охлаждающей мощности, при помощи соответствующего управления позициями затвора можно обеспечить достаточный подвод охлаждающего воздуха в этот слой 24, 26, 28 теплообменника. Аналогично этому при помощи соответствующего управления позициями затвора можно уменьшить или даже прекратить подвод охлаждающего воздуха в определенный слой 24, 26, 28 теплообменника, если тепловыделяющая система, соединенная с этим слоем 24, 26, 28 теплообменника, имеет низкую потребность в охлаждающей мощности или вообще не имеет такой потребности. Это позволяет особенно эффективно и результативно использовать подаваемый охлаждающий воздух.

Очевидно, что охлаждающий воздух, протекающий через матричный корпус 12, даже в том случае, если матричный корпус 12 выполнен в виде теплообменника, можно дополнительно использовать для прямого охлаждения тепловыделяющих компонентов, расположенных во внутренней части фюзеляжа воздушного судна. Так, например, охлаждающий воздух может обтекать тепловыделяющие компоненты после протекания через матричный корпус 12 или перед протеканием через матричный корпус 12.

Первая поверхность 18 матричного корпуса, которая при установке охлаждающего устройства 10 в воздушном судне образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна, имеет такую структуру, которая позволяет уменьшить сопротивление трению первой поверхности 18 матричного корпуса во время полета воздушного судна, когда воздух перетекает через первую поверхность 18 матричного корпуса. Так, например, пластины 14 матричного корпуса 12 образуют в области первой поверхности 18 матричного корпуса тонкие ребра с острыми кромками, которые, направлены, по существу, параллельно воздушному потоку, перетекающему через первую поверхности 18 матричного корпуса во время полета воздушного судна. Благодаря такой конструкции первой поверхности 18 матричного корпуса, сопротивление трению воздушного судна в результате встраивания охлаждающего устройства 10 в наружную обшивку воздушного судна не только не повышается, но даже может снижаться. Это позволяет реализовать экономию топлива.

На фигурах 4 и 5 показан второй пример осуществления охлаждающего устройства 10, который отличается от охлаждающего устройства 10, показанного на фигурах 1-3, только тем оно имеет форму половины полого усеченного конуса. Матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10, показанного на фигурах 4 и 5, образует, в частности, нижнюю область секции наружной обшивки воздушного судна, соседней с хвостовым срезом 22 воздушного судна. В остальном конструкция и принцип работы охлаждающего устройства 10, показанного на фигурах 4 и 5, соответствуют конструкции и принципу работы охлаждающего устройства 10, показанного на фигурах 1-3.

На фигуре 6 показан третий пример осуществления охлаждающего устройства 10, пригодного для применения в системе 100 охлаждения воздушного судна. Охлаждающее устройство 10 с фигуры 6 отличается тем, что с первой поверхности 18 матричного корпуса 12 выступает множество ребер 30. Как подробнее поясняется ниже, ребра 30 функционируют как щитки, направляющие поток, и направлены, по существу, параллельно линиям воздушного потока, обтекающего первую поверхность 18 матричного корпуса во время полета воздушного судна. Кроме того, ребра 30 имеют контур, искривленный в направлении первой поверхности 18 матричного корпуса (см. также фигуры 14 и 16). Благодаря наличию ребер 30, можно обеспечить соответствующее управление воздушным потоком, перетекающим через первую поверхность 18 матричного корпуса во время полета воздушного судна. Кроме того, ребра 30 защищают матричный корпус 12 и, в частности, первую поверхность 18 матричного корпуса, от наружных воздействий n, например, от столкновения с птицами, столкновения с кусками льда и т.п.

Все охлаждающие устройства 10, показанные на фигурах 1-6, при необходимости могут содержать части, через которые не может протекать воздух, т.е., например, в них может отсутствовать пластинчатая конструкция или может быть использовано защитное ограждение. Эти части могут быть предусмотрены в тех областях охлаждающего устройства 10, которые во время полета воздушного судна испытывают особенно сильные механические нагрузки или по причине их расположения особенно подтверждены опасности внешних воздействий.

На фигурах 7 и 8 показаны предпочтительные позиции, в которых может быть расположено охлаждающее устройство 10 системы 100 охлаждения воздушного судна в области наружной обшивки воздушного судна. Так, например, одно или несколько охлаждающих устройств 10 могут быть расположены в хвостовой части воздушного судна, например, рядом с хвостовым срезом 22 воздушного судна. Кроме того, одно или несколько охлаждающих устройств 10 могут быть расположены в нижней части фюзеляжа воздушного судна. И, наконец, одно или несколько охлаждающих устройств 10 могут быть расположены в области крыльев воздушного судна. Такое расположение охлаждающих устройств позволяет производить тангенциальный вывод воздуха. По мере необходимости система 100 охлаждения воздушного судна может содержать только одно охлаждающее устройство 10 или несколько охлаждающих устройств 10. В принципе, охлаждающие устройства 10 могут быть расположены в любых областях воздушного судна. Однако предпочтительно охлаждающие устройства 10 заменяют части наружной обшивки воздушного судна, которые относительно хорошо защищены от наружных воздействий, например, от столкновения с птицами, с кусками льда или - в случае неисправности двигательных установок - с компонентами, выпадающим из двигательных установок. По этой причине предпочтительной является установка охлаждающего устройства 10 в области хвостового среза воздушного судна или в нижней части фюзеляжа воздушного судна.

На фигурах 9 и 10 показана система 100 охлаждения воздушного судна на различных этапах работы, оснащенная охлаждающим устройством 10, которое показано на фигурах 1-3, имеет форму полого усеченного конуса и расположено вблизи хвостового среза 22 воздушного судна. Очевидно, что система 100 охлаждения воздушного судна вместо охлаждающего устройства 10, показанного на фигурах 1-3, может быть оснащена охлаждающим устройством 10, выполненным в виде половины полого усеченного конуса, как показано на фигурах 4 и 5. Система охлаждения 100 рядом с охлаждающим устройством 10 содержит подающее устройство 32, выполненное в виде вентилятора. Подающее устройство 32 может быть расположено, например, в области фюзеляжа воздушного судна, соседней с хвостовым срезом 22. Работой подающего устройства 32 управляет электронный блок 34 управления.

В режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигуре 9, электронный блок 34 управления обеспечивает управление подающим устройством 32 таким образом, чтобы воздух из окружающей среды воздушного судна подавался по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12 охлаждающего устройства 10, от первой поверхности 18 матричного корпуса в направлении второй поверхности 20 матричного корпуса, т.е., снаружи внутрь по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12. При протекании по каналам 16 для охлаждающей среды воздух из окружающей среды отдает холодильную энергию. После прохождения через матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10 охлаждающий воздух, поступающий во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна можно также использовать для прямого охлаждения тепловыделяющего компонента, расположенного во внутренней части фюзеляжа воздушного судна. В заключение воздух через отверстие 36, предусмотренное в области хвостового среза 22, возвращается в окружающую среду воздушного судна. Таким образом, отверстие 36 служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды. Поперечное сечение потока, проходящего через отверстие 36, можно регулировать при помощи не показанной заслонки. Положением заслонки, регулирующей поперечное сечение потока через отверстие 36, как и подающим устройством 32 управляет электронный блок 34 управления.

Вывод воздуха через отверстие 36, расположенное в области хвостового среза 22 воздушного судна, во время полета воздушного судна вызывает лишь относительно небольшое дополнительное аэродинамическое сопротивление. В случае необходимости область хвостового среза фюзеляжа воздушного судна может быть направлена не, по существу, перпендикулярно продольной оси L воздушного судна, как показано на фигурах 9 и 10, а под некоторым углом относительно продольной оси L воздушного судна. Благодаря этому, можно простым способом увеличить максимальное поперечное сечение потока через отверстие 36, расположенное в области хвостового среза 22.

Во время полета воздушного судна вследствие подвода воздуха во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12 охлаждающего устройства 10, происходит "всасывание" пограничного слоя, который образуется во время полета воздушного судна над первой поверхностью 18 матричного корпуса. Это позволяет исключить возникновение дополнительного завихрения воздуха в области первой поверхности 18 матричного корпуса и, следовательно, улучшить аэродинамические свойства воздушного судна. Кроме того, при выводе воздуха через отверстие 36, расположенное в области хвостового среза 22, возникает дополнительная реактивная сила, которую можно предпочтительным образом использовать во время полета воздушного судна.

В режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигуре 10, управление подающим устройством 32 осуществляется таким образом, чтобы воздух из окружающей среды воздушного судна всасывался во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна через отверстие 36, расположенное в области хвостового среза 22 воздушного судна. Иными словами, отверстие 36, предусмотренное в области хвостового среза воздушного судна 22 и соединяющееся с внутренней частью фюзеляжа воздушного судна, в режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигуре 9, используется в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, а в режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигуре 10, служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды. Поток охлаждающего воздуха, поступающий во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна, вначале используется во внутренней части фюзеляжа воздушного судна для прямого охлаждения тепловыделяющего компонента. Затем охлаждающий воздух подается по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12 охлаждающего устройства 10, при этом охлаждающий воздух протекает через матричный корпус 12 от второй поверхности 20 матричного корпуса в направлении первой поверхности 18 матричного корпуса, т.е., изнутри наружу. При протекании по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12, охлаждающий воздух отдает холодильную энергию.

Во время полета воздушного судна на отверстие 36, расположенное в области хвостового среза 22 воздушного судна, действует более высокое давление, чем на матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10. При этом разность давлений, которая образуется во время полета между отверстием, действующим в качестве воздухозаборника, и первой поверхностью 18 матричного корпуса, можно предпочтительно использовать для того, чтобы подавать охлаждающий воздух через отверстие и поддерживать матричный корпус 12.

Как уже пояснялось применительно к фигуре 9, поперечным сечением потока, проходящего через отверстие 36, которое режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигуре 9, служит в качестве выпускного отверстия для воздуха, а в режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигуре 10, используется в качестве впускного отверстия для воздуха, можно управлять при помощи заслонки. В режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигуре 10, при помощи соответствующего управления положением заслонки, которое осуществляет электронный блок 34 управления, а также соответствующего управления подающим устройством 32 по мере необходимости можно регулировать массовый поток охлаждающего воздуха, который подается во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна и, в конечном счете, через матричный корпус 12 охлаждающего устройства.

Если требуется, система 100 охлаждения воздушного судна, как при наземной эксплуатации, так и во время полета воздушного судна может работать в режиме, показанном на фигуре 9. Аналогичным образом система 100 охлаждения воздушного судна, если требуется, может работать как при наземной эксплуатации, так и во время полета воздушного судна в режиме, показанном на фигуре 10. Однако электронный блок 34 управления может обеспечить такое управление системой охлаждения воздушного судна, чтобы при наземной эксплуатации, она работала в режиме, показанном на фигуре 9, а во время полета - в режиме, показанном на фигуре 10. И, наконец, электронный блок 34 управления может обеспечить такое управление системой 100 охлаждения воздушного судна, чтобы во время полета она работала в режиме, показанном на фигуре 9, а при наземной эксплуатации - в режиме, показанном на фигуре 10.

Система 100 охлаждения воздушного судна, показанная на фигурах 11 и 12, отличается от системы на фигурах 9 и 10 тем, что отверстие 36, которое ведет во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного, расположено не в области хвостового среза 22 воздушного судна, а в области передней кромки 40 вертикального оперения 42 воздушного судна, противоположной хвостовой части воздушного. В режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигуре 11, электронный блок 34 управления управляет подающим устройством 32 таким образом, чтобы воздух из окружающей среды воздушного судна протекал через матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10 от первой поверхности 18 матричного корпуса в направлении второй поверхности 20 матричного корпуса, т.е., снаружи внутрь. Вывод воздуха из внутренней части фюзеляжа воздушного судна в этом режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна осуществляется через отверстие 36, которое расположено в области передней кромки 40 вертикального оперения 42 воздушного судна и служит в качестве отверстия для выпуска воздуха.

В режиме работы системы охлаждения 100, показанном на фигуре 12, отверстие 36, предусмотренное в области передней кромки 40 вертикального оперения 42 воздушного судна, напротив, служит в качестве воздухозаборника. Вывод воздуха из внутренней части фюзеляжа воздушного судна осуществляется по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12 охлаждающего устройства 10. Иными словами, поток воздуха протекает через матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10 от второй поверхности 20 матричного корпуса в направлении первой поверхности 18 матричного корпуса, т.е., изнутри наружу.

Отверстие 36, предусмотренное в области передней кромки 40 вертикального оперения 42 воздушного судна, которое в зависимости от режима работы системы 100 охлаждения воздушного судна функционирует в качестве отверстия для выпуска воздуха или в качестве воздухозаборника, выполнено в виде воздухозаборника совкового типа и при помощи не показанной заслонки изменяет поперечное сечение проходящего через него потока. При этом требуемый массовый поток охлаждающего воздуха через отверстие 36 можно устанавливать электронным блоком 34 управления при помощи соответствующего управления положением заслонки. Кроме того, электронный блок 34 управления во время полета воздушного судна может обеспечивать такое управление положением заслонки, определяющей поперечное сечение потока через отверстие 36, которое предусмотрено в области передней кромки 40 вертикального оперения 42 воздушного судна, чтобы заслонка создавала требуемое аэродинамическое сопротивление. Таким образом, в случае необходимости, заслонку можно использовать в качестве дополнительного аэродинамического тормоза.

В принципе, система 100 охлаждения воздушного судна, как во время полета, так и при наземной эксплуатации воздушного судна, может работать в режиме, показанном на фигуре 11 или на фигуре 12. Однако система 100 охлаждения воздушного судна может также при наземной эксплуатации воздушного судна работать в режиме, показанном на фигуре 11, а во время полета воздушного судна - в режиме, показанном на фигуре 12. И, наконец, система 100 охлаждения воздушного судна во время полета воздушного судна может работать, как показано на фигуре 11, а при наземной эксплуатации воздушного судна - как показано на фигуре 12.

В заключение на фигурах 13-16 показан третий пример осуществления системы 100 охлаждения воздушного судна. Система 100 охлаждения воздушного судна содержит два охлаждающих устройства 10, расположенных рядом с хвостовым срезом 22 воздушного судна и показанных на фигуре 6. В режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигурах 13 и 14, электронный блок 34 управления обеспечивает управление подающим устройством 32 системы охлаждения 100 таким образом, чтобы воздух из окружающей среды воздушного судна всасывался по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12 охлаждающего устройства 10, во внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна. После прохождения через матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10 воздух используется для прямого охлаждения тепловыделяющего компонента на борту воздушного судна, а затем снова возвращается в окружающую среду воздушного судна через отверстие 36, предусмотренное в области хвостового среза 22 воздушного судна. Для этой цели электронный блок 34 управления устанавливает не показанную на фигурах заслонку, которая предназначена для регулирования поперечного сечения потока, проходящего через отверстие 36, в открытое положение.

В отличие от этого в режиме работы системы 100 охлаждения воздушного судна, показанном на фигурах 15 и 16, электронный блок 34 управления выключает подающее устройство 32. Кроме того, электронный блок 34 управления устанавливает заслонку, закрывающую отверстие 36, в закрытое положение. При этом воздух из окружающей среды перетекает через первую поверхность 18 матричного корпуса, которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна, и, по существу, отсутствует протекание по каналам 16 для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе 12 охлаждающего устройства 10. Перетекание через первую поверхность 18 матричного корпуса регулируется ребрами 30, выступающими из первой поверхности 18 матричного корпуса. Кроме того, ребра 30 защищают матричный корпус 12 охлаждающего устройства 10 от наружных воздействий.

При наземной эксплуатации воздушного судна система 100 охлаждения воздушного судна, показанная на фигурах 13-16, работает в режиме, показанном на фигурах 13 и 14. Во время полета воздушного судна система 100 охлаждения воздушного судна, напротив, работает в режиме перетекания, показанном на фигурах 15 и 16.

1. Система (100) охлаждения воздушного судна с охлаждающим устройством (10), которое содержит матричный корпус (12) с множеством каналов (16) для охлаждающей среды, которые проходят от первой поверхности (18) матричного корпуса (12) ко второй поверхности (20) матричного корпуса (12), обеспечивая таким образом протекание охлаждающей среды через матричный корпус (12), при этом матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) образует секцию наружной обшивки воздушного судна, отличающаяся тем, что указанная система охлаждения содержит блок (34) управления, который обеспечивает управление потоком охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере, на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, таким образом, чтобы охлаждающая среда в области первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, входила в каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12), а в области второй поверхности (20) матричного корпуса (12), которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, выходила из каналов (16) для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе (12), а также обеспечивает управление потоком охлаждающей среды через каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере, на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, таким образом, чтобы охлаждающая среда в области второй поверхности (20) матричного корпуса (12), которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, входила в каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12), а в области первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, выходила из каналов (16) для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе (12).

2. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) содержит множество пластин (14), которые ограничивают каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12).

3. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что первая поверхность (18) матричного корпуса (12) охлаждающего устройства (10) образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне и имеет такую структуру, которая способна уменьшать сопротивление трения первой поверхности (18) матричного корпуса во время полета воздушного судна, когда воздух перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса.

4. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) представляет собой многослойную конструкцию в направлении протекания охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12).

5. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) образует секцию наружной обшивки воздушного судна, расположенную в хвостовой части или нижней части фюзеляжа воздушного судна.

6. Система (100) охлаждения по п.5, отличающаяся тем, что матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) образует нижнюю и/или верхнюю область секции наружной обшивки воздушного судна, соседнюю с хвостовым срезом (22) воздушного судна.

7. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что содержит множество ребер (30), выступающих из первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне.

8. Система (100) охлаждения по п.7, отличающаяся тем, что ребра (30) проходят, по существу, параллельно линиям воздушного потока, перетекающего через первую поверхность (18) матричного корпуса (12) во время полета воздушного судна, и/или ребра (30) имеют контур, искривленный в направлении первой поверхности (18) матричного корпуса (12).

9. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что предусмотрено отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) от первой поверхности (18) матричного корпуса в направлении второй поверхности (20) матричного корпуса, служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, через которое охлаждающая среда после прохождения через матричный корпус (12) может возвращаться в окружающую среду воздушного судна.

10. Система (100) охлаждения по п.9, отличающаяся тем, что отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, расположено в области наружной обшивки воздушного судна, на которую во время полета воздушного судна действует меньшее давление, чем на секцию наружной обшивки воздушного судна, образованную матричным корпусом (12) охлаждающего устройства (10).

11. Система (100) охлаждения по п.9, отличающаяся тем, что отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, расположено в области хвостового среза (22) воздушного судна, в области кромки (40) вертикального оперения (42) воздушного судна, противоположной хвостовой части воздушного судна, и/или в нижней части фюзеляжа воздушного судна.

12. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) от второй поверхности (20) матричного корпуса в направлении первой поверхности (18) матричного корпуса, служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды, через которое охлаждающая среда перед протеканием через матричный корпус (12) может отбираться из окружающей среды воздушного судна.

13. Система (100) охлаждения по п.12, отличающаяся тем, что отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, расположено в области хвостового среза (22) воздушного судна, в области кромки (40) вертикального оперения (42) воздушного судна, противоположной хвостовой части воздушного судна, и/или в нижней части фюзеляжа воздушного судна.

14. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что блок (34) управления путем соответствующего управления положением заслонки, которая устанавливает поперечное сечение потока через отверстие (36), соединяющее внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, обеспечивает также управление объемным потоком охлаждающей среды, проходящей через отверстие (36), и/или аэродинамическим сопротивлением, которое создается заслонкой во время полета воздушного судна.

15. Система (100) охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что блок (34) управления обеспечивает управление потоком охлаждающей среды таким образом, чтобы, по меньшей мере, на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна охлаждающая среда перетекала через первую поверхность (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне.

16. Система (100) охлаждения по п.15, отличающаяся тем, что блок (34) управления на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса, закрывает отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10), служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды или в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды.

17. Система (100) охлаждения по п.15, отличающаяся тем, что блок (34) управления на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса, выключает подающее устройство (32), которое служит для подачи охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10).

18. Способ эксплуатации системы (100) охлаждения воздушного судна, согласно которому через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10), в котором выполнено множество каналов (16) для охлаждающей среды, проходящих от первой поверхности (18) матричного корпуса (12) ко второй поверхности (20) матричного корпуса (12), и который образует секцию наружной обшивки воздушного судна, по меньшей мере, на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна протекает охлаждающая среда, отличающаяся тем, что поток охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере, на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна регулируют таким образом, чтобы охлаждающая среда в области первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, входила в каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12), а в области второй поверхности (20) матричного корпуса (12), которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, выходила из каналов (16) для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе (12), при этом поток охлаждающей среды, протекающий по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10), по меньшей мере, на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна регулируют таким образом, чтобы охлаждающая среда в области второй поверхности (20) матричного корпуса (12), которая образует внутреннюю поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, входила в каналы (16) для охлаждающей среды, выполненные в матричном корпусе (12), а в области первой поверхности (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне, выходила из каналов (16) для охлаждающей среды, выполненных в матричном корпусе (12).

19. Способ по п.18, отличающийся тем, что поток охлаждающей среды после прохождения через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) возвращают в окружающую среду воздушного судна через отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды.

20. Способ по п.19, отличающийся тем, что на отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды, во время полета воздушного судна действует меньшее давление, чем на секцию наружной обшивки воздушного судна, образованную матричным корпусом (12) охлаждающего устройства (10).

21. Способ по п.18, отличающийся тем, что поток охлаждающей среды перед протеканием через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) отбирают из окружающей среды воздушного судна через отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и служит в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды.

22. Способ по п.18, отличающийся тем, что путем соответствующего управления положением заслонки, которая устанавливает поперечное сечение потока через отверстие (36), соединяющее внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна, обеспечивают также управление объемным потоком охлаждающей среды, проходящей через отверстие (36), и/или аэродинамическим сопротивлением, которое создается заслонкой во время полета воздушного судна.

23. Способ по п.18, отличающийся тем, что, по меньшей мере, на определенных этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса (12), которая образует наружную поверхность наружной обшивки воздушного судна при установке охлаждающего устройства (10) в воздушном судне.

24. Способ по п.23, отличающийся тем, что на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса, закрывают отверстие (36), которое соединяет внутреннюю часть фюзеляжа воздушного судна с окружающей средой воздушного судна и которое на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, когда охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10), служит в качестве выпускного отверстия для охлаждающей среды или в качестве впускного отверстия для охлаждающей среды.

25. Способ по п.23, отличающийся тем, что на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса, выключают подающее устройство (32), которое на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, когда охлаждающая среда протекает через матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10), служит для подачи охлаждающей среды по каналам (16) для охлаждающей среды, выполненным в матричном корпусе (12) охлаждающего устройства (10).

26. Способ по п.23, отличающийся тем, что на этапах работы системы (100) охлаждения воздушного судна, во время которых охлаждающая среда перетекает через первую поверхность (18) матричного корпуса (12), поток охлаждающей среды над первой поверхностью (18) матричного корпуса направляют посредством множества ребер (30), которые выступают из первой поверхности (18) матричного корпуса.