DE102006059418B4

DE102006059418B4 - Redundantes Luftfahrzeugkühlsystem für redundante Luftfahrzeugkomponenten

Info

Publication number: DE102006059418B4
Application number: DE102006059418A
Authority: DE
Inventors: Wilson Willy Dr.-Ing. 21147 Casas Noriega; Wolfgang Dipl.-Ing. 22763 Ebigt; Andreas Dipl.-Ing. 88090 Frey
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2006-12-15
Filing date: 2006-12-15
Publication date: 2011-06-30
Anticipated expiration: 2026-12-16
Also published as: CA2670241C; CA2670241A1; EP2091815A1; CN101557983B; EP2091815B1; JP2010512273A; WO2008071319A1; BRPI0718346A2; US20100132920A1; WO2008071319B1; RU2458823C2; US9145210B2; CN101557983A; DE102006059418A1; RU2009124420A; ATE526240T1

Abstract

Luftfahrzeugkühlsystem (1), umfassend: – einen ersten Kühlmittelstrom (4a), der zumindest eine erste Wärmelast (2a) kühlt, und – einen zweiten Kühlmittelstrom (4b), der zumindest eine zweite Wärmelast (2b) kühlt, wobei das Luftfahrzeugkühlsystem (1) derart ausgebildet ist, dass die erste Wärmelast (2a) und die zweite Wärmelast (2b) thermisch miteinander gekoppelt und durch zwei zueinander redundante Luftfahrzeugkomponenten gebildet sind, gekennzeichnet durch einen dritten Kühlmittelstrom (12), der die erste Wärmelast (2a) und die zweite Wärmelast (2b) thermisch miteinander koppelt, wobei das Luftfahrzeugkühlsystem (1) derart ausgebildet ist, dass der dritte Kühlmittelstrom nach dem Passieren der Wärmesenke (16) parallel die erste Wärmelast (2a) und die zweite Wärmelast (2b) kühlt.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein redundantes Luftfahrzeugkühlsystem für redundante Luftfahrzeugkomponenten.
Sicherheitsrelevante Komponenten eines Luftfahrzeuges, beispielsweise elektronische Einrichtungen, werden redundant ausgelegt, d. h., sie sind in dem Luftfahrzeug beispielsweise doppelt vorhanden. Da elektronische Einrichtungen eine Verlustleistung erzeugen, müssen sie gekühlt werden. Dazu werden die elektronischen Einrichtungen typischerweise auf einer Kühlplatte angeordnet und in sogenannten Elektronikschränken untergebracht. Die Kühlplatten werden von einem Kühlmittel durchströmt, das mittels einer oder mehrerer Pumpen umgewälzt wird und in einem Wärmetauscher oder einer anderen Wärmesenke gekühlt wird. Da die elektronischen Einrichtungen redundant ausgeführt sind, ist auch eine redundante Kühlung erforderlich, damit beim Ausfall einer Kühleinrichtung ein sicherer Weiterflug gewährleistet ist. Somit wird jeder der redundanten elektronischen Einrichtungen eine separate Kühleinrichtung zugeordnet. Beim Ausfall einer Kühleinrichtung, beispielsweise durch eine Leckage, kann die mittels derselben gekühlte elektronische Einrichtung nicht mehr betrieben werden. Dies hat eine Einschränkung des Betriebs des Luftfahrzeuges zur Folge, weil zwar der Weiterflug aufgrund der redundant ausgeführten elektronischen Einrichtung noch möglich ist, aber ein erneuter Start aus Sicherheitsgründen nicht mehr erfolgen darf. Die Verfügbarkeit des Luftfahrzeuges ist dadurch reduziert.
Die DE 103 61 645 A1 offenbart ein Kühlsystem zum Kühlen wärmeerzeugender Einrichtungen in einem Flugzeug. Es kann eine Mehrzahl von voneinander im Wesentlichen unabhängigen Kühlkreisläufen vorgesehen sein. Die Trennung der Kühlkreisläufe kann derart erfolgen, dass jeweils ein Kühlkreislauf auf einer Seite des Flugzeuges bezüglich einer Flugzeuglängsachse vorgesehen ist und/oder jeweils ein Kühlkreislauf in einer vorderen und in einer hinteren Hälfte des Flugzeuges vorgesehen ist. Ferner kann vorgesehen sein, dass in der Mitte des Flugzeuges angeordnete Kälteverbraucher von wenigstens zwei Kühlkreisläufen gemeinsam mit einem Kälteträgermedium versorgt werden. Die zumindest zwei Kühlkreisläufe können über die Kälteerzeugungseinrichtung und/oder über einen Wärmetauscher eines Kälteverbrauchers thermisch gekoppelt sein.
Die JP 2001-010 595 A offenbart ein Luftfahrzeugelektronikkühlsystem, bei dem eine elektronische Einrichtung direkt von einem Kühlmittel gekühlt wird, das an der Flugzeugaußenhaut gekühlt wird. Ferner wird die elektronische Einrichtung durch drei kaskadierte Kühlkreisläufe gekühlt, wobei das Kühlmittel des äußersten Kühlkreislaufs an der Flugzeugaußenhaut gekühlt wird. Wenn die Außenlufttemperatur niedrig ist, wird die elektronische Einrichtung direkt über das an der Flugzeugaußenhaut gekühlte Kühlmittel gekühlt. Wenn die Außenlufttemperatur hoch ist, wird die elektronische Einrichtung über die drei kaskadierten Kühlkreisläufe gekühlt.
Die EP 0 666 214 A1 offenbart eine elektronische Einrichtung, die mit Kühlmittel gekühlt wird, das in einem Stauluftwärmetauscher gekühlt wird.
Die WO 2005/030579 A1 offenbart, dass eine Pumpe Kühlflüssigkeit von einem Kondensator zu einem Frachtwärmetauscher pumpt, der im Frachtbereich angeordnet ist. Ein weiterer Wärmetauscher kann im gleichen Kreislauf angeordnet sein und Teil eines Leistungselektronikkühlsystems sein, um Wärme nach außen abzugeben.
Es ist die Aufgabe der Erfindung, ein redundantes Luftfahrzeugkühlsystem für redundante Luftfahrzeugkomponenten und ein entsprechendes Verfahren zum Kühlen der Luftfahrzeugkomponenten bereitzustellen.
Die Aufgabe wird durch ein Luftfahrzeugkühlsystem nach Anspruch 1 und ein Verfahren nach Anspruch 10 gelöst.
Es wird ein Luftfahrzeugkühlsystem mit einem ersten Kühlmittelstrom, der zumindest eine erste Wärmelast kühlt, und mit einem zweiten Kühlmittelstrom, der zumindest eine zweite Wärmelast kühlt, offenbart, wobei das Luftfahrzeugkühlsystem derart ausgebildet ist, dass die erste Wärmelast und die zweite Wärmelast thermisch miteinander gekoppelt sind. Die erste Wärmelast und die zweite Wärmelast können von zwei zueinander redundanten Luftfahrzeugkomponenten erzeugt werden. Der erste Kühlmittelstrom und der zweite Kühlmittelstrom werden von separaten Klimatisierungseinrichtungen erzeugt. Somit stehen zwei redundante Kühlmittelströme zur Verfügung. Fällt einer der Kühlmittelströme aus, werden immer noch beide Wärmelasten von dem nicht ausgefallenen Kühlmittelstrom gekühlt, da die beiden Wärmelasten thermisch miteinander gekoppelt sind. Dies ermöglicht einen zuverlässigeren Betrieb des Luftfahrzeuges. Die thermische Kopplung zwischen der ersten Wärmelast und der zweiten Wärmelast kann durch eine mechanische Kopplung erzielt werden. Der erste Kühlmittelstrom und der zweite Kühlmittelstrom können jeweils ein Kreislauf sein, in dem sich das Kühlmittel immer im flüssigen Zustand befindet.
Das Luftfahrzeugkühlsystem kann derart ausgebildet sein, dass der erste Kühlmittelstrom und der zweite Kühlmittelstrom die erste Wärmelast und die zweite Wärmelast nacheinander kühlen. Bei dieser besonders einfachen Ausführungsform sind die erste Wärmelast und die zweite Wärmelast in Reihenschaltung angeordnet und der erste Kühlmittelstrom und der zweite Kühlmittelstrom kühlen nacheinander die erste und die zweite Wärmelast. Beim Ausfall eines der beiden Kühlmittelströme werden bei dieser Ausführungsform sowohl die erste Wärmelast als auch die zweite Wärmelast gekühlt, was einen sichereren Betrieb des Luftfahrzeuges ermöglicht.
Das Luftfahrzeugkühlsystem einen dritten Kühlmittelstrom umfasst, der die erste Wärmelast und die zweite Wärmelast thermisch miteinander koppelt. Dadurch wird eine besonders effektive thermische Kopplung der ersten Wärmelast mit der zweiten Wärmelast erreicht. Der dritte Kühlmittelstrom kann als Kühlmittelkreislauf ausgebildet sein. Der dritte Kühlmittelstrom kann sich immer im flüssigen Zustand befinden. In dem Kühlmittelkreislauf kann sich eine Kühlmittelpumpe befinden. Die Strömung des dritten Kühlmittelstroms kann jedoch auch durch passive Methoden erzeugt werden.
Der dritte Kühlmittelstrom kann von einer Wärmesenke gekühlt werden. Die Wärmesenke kann als Wärmetauscher ausgebildet sein. Der dritte Kühlmittelstrom kann auch durch eine Kältemaschine gekühlt werden. Dabei kann der dritte Kühlmittelstrom in dem Kühlmittelkreislauf einen Verdichter, einen Kondensator und einen Verdampfer durchlaufen. In diesem Fall verdampft das Kühlmittel an zumindest einer der Wärmelasten und der Kondensator bildet eine Wärmesenke. Es ist auch möglich, dass der dritte Kühlmittelstrom zum Kühlen in der Wärmesenke mit dem Verdampfer eines Kälteprozesses thermisch gekoppelt ist. Die Wärmesenke kann z. B. die Luftfahrzeugklimaanlage sein. Die Wärmesenke kann auch von der Luftfahrzeugaußenhaut gebildet sein.
Das Luftfahrzeugkühlsystem ist derart ausgebildet, dass der dritte Kühlmittelstrom nach dem Passieren der Wärmesenke parallel die erste und die zweite Wärmelast kühlt. Dadurch wird eine besonders effiziente und sichere redundante Kühlung der ersten und der zweiten Wärmelast erreicht. Sollte beispielsweise der erste Kühlmittelstrom ausfallen, wird die erste Wärmelast vom dritten Kühlmittelstrom und die zweite Wärmelast vom zweiten Kühlmittelstrom gekühlt. Falls hingegen der zweite Kühlmittelstrom ausfällt, wird die erste Wärmelast vom ersten Kühlmittelstrom und die zweite Wärmelast vom dritten Kühlmittelstrom zuverlässig gekühlt. Dieses Luftfahrzeugkühlsystem ermöglicht es, dass ein Luftfahrzeug starten kann, obwohl einer der Kühlmittelströme ausgefallen ist.
Das Luftfahrzeugkühlsystem kann derart ausgebildet sein, dass der dritte Kühlmittelstrom mit einem anderen Kühlverfahren als der erste Kühlmittelstrom bzw. der zweite Kühlmittelstrom gekühlt wird. Es versteht sich auch, dass jeder der Kühlmittelströme mit einem unterschiedlichen Kühlverfahren gekühlt werden kann. Durch Verwendung mehrerer unterschiedlicher Kühlverfahren zum Erzeugen des ersten, des zweiten und/oder des dritten Kühlmittelstroms wird die Ausfallsicherheit des Luftfahrzeugkühlsystems weiter erhöht. Der erste und der zweite Kühlmittelstrom können beispielsweise jeweils von einem in einem Stauluftkanal angeordneten Wärmetauscher gekühlt werden. Der dritte Kühlmittelstrom kann in einem im Bilge-Bereich des Luftfahrzeuges angeordneten Wärmetauscher gekühlt werden. Der Bilge-Bereich eines Luftfahrzeuges ist der unterste Bereich eines Luftfahrzeugrumpfes. Dieser Bereich ist nicht isoliert und wird nicht klimatisiert. Dadurch kann im Bilge-Bereich mit besonders einfachen Mitteln eine Wärmesenke vorgesehen werden.
Selbst wenn beide Stauluftkanäle beispielsweise durch eine Verschmutzung verstopft sein sollten, ist es immer noch möglich, die erste Wärmelast und die zweite Wärmelast durch den dritten Kühlmittelstrom zu kühlen, wobei der dritte Kühlmittelstrom durch einen im Bilge-Bereich des Luftfahrzeuges angeordneten Wärmetauscher gekühlt wird.
Die erste Wärmelast und die zweite Wärmelast können elektronische Einrichtungen sein. Die die erste Wärmelast bildende elektronische Einrichtung kann zu der die zweite Wärmelast bildenden elektronischen Einrichtung redundant sein.
Die Erfindung betrifft auch ein Verfahren zum Kühlen von redundanten Luftfahrzeugkomponenten mit den folgenden Schritten: Kühlen einer ersten Wärmelast mit einem ersten Kühlmittelstrom, Kühlen einer zweiten Wärmelast mit einem zweiten Kühlmittelstrom und bidirektionales thermisches Koppeln der ersten Wärmelast mit der zweiten Wärmelast. Die erste Wärmelast und die zweite Wärmelast sind zueinander redundante Luftfahrzeugkomponenten. Die erste Wärmelast und die zweite Wärmelast werden durch einen dritten Kühlmittelstrom thermisch gekoppelt. Der dritte Kühlmittelstrom kann von einer Wärmesenke gekühlt werden.
Die Erfindung wird nun unter Bezugnahme auf die schematische einzige Figur detaillierter beschrieben, die ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeugkühlsystem zeigt.
Das erfindungsgemäße Luftfahrzeugkühlsystem kühlt eine erste Wärmelast 2a, die von einer ersten elektronischen Einrichtung gebildet ist, und eine zweite Wärmelast 2b, die von einer zweiten elektronischen Einrichtung gebildet ist. Ein erster Kühlmittelstrom 4a kühlt die erste Wärmelast 2a, und ein zweiter Kühlmittelstrom 4b kühlt die zweite Wärmelast 2b. Der erste Kühlmittelstrom 4a und der zweite Kühlmittelstrom 4b sind jeweils ein Kreislauf, in dem sich das Kühlmittel immer im flüssigen Zustand befindet.
Eine zu kühlende elektronische Einrichtung kann auf einer sogenannten Kühlplatte angeordnet werden, die von einem Kühlmittelstrom durchströmt wird. Die Kühlplatte wirkt somit als Wärmetauscher. Mehrere elektronische Einrichtungen können in sogenannten Elektronikschränken untergebracht sein.
Ein erster Wärmetauscher 6a befindet sich in einem ersten Stauluftkanal 8a. Eine erste Pumpe 10a bewirkt, dass der erste Kühlmittelstrom 4a durch den ersten Wärmetauscher 6a strömt, wo er abgekühlt wird, und anschließend zu der ersten Wärmelast 2a strömt, um diese zu kühlen. Ein zweiter Wärmetauscher 6b ist in einem zweiten Stauluftkanal 8b angeordnet. Der erste Wärmetauscher 6a und der zweite Wärmetauscher 6b wirken somit als Wärmesenke. Eine zweite Pumpe 10b bewirkt, dass der zweite Kühlmittelstrom 4b den zweiten Wärmetauscher 6b durchströmt, um den zweiten Kühlmittelstrom 4b zu kühlen. Der zweite Kühlmittelstrom 4b strömt anschließend zu der zweiten Wärmelast 2b, um diese zu kühlen.
Die erste elektronische Einrichtung, die die erste Wärmelast 2a erzeugt, ist zu der zweiten elektronischen Einrichtung, die die zweite Wärmelast 2b erzeugt, redundant. Fällt der erste Kühlmittelstrom 4a aus, weil beispielsweise die erste Pumpe 10a defekt ist oder der erste Stauluftkanal 8a verstopft ist, kann die die erste Wärmelast 2a bildende erste elektronische Einrichtung nicht mehr ordnungsgemäß betrieben werden. Da die zweite elektronische Einrichtung, die die zweite Wärmelast 2b bildet, zur ersten elektronischen Einrichtung redundant ist, kann das Luftfahrzeug einen bereits begonnenen Flug fortsetzen. Sollte der erste Kühlmittelstrom 4a vor einem Start ausgefallen sein, kann das Luftfahrzeug nicht starten, da die erste elektronische Einrichtung, die zur zweiten elektronischen Einrichtung redundant ist, nicht ordnungsgemäß betrieben werden kann. Da elektronische Einrichtungen häufig sicherheitsrelevante Funktionen ausführen, muss bei einem Start gewährleistet werden, dass zu jeder elektronischen Einrichtung eine dazu redundante elektronische Einrichtung funktionsfähig ist. Die Funktionsfähigkeit einer elektronischen Einrichtung umfasst auch die Funktionsfähigkeit ihrer Kühlung.
Die Erfindung schlägt eine thermische Kopplung der ersten Wärmelast 2a mit der zweiten Wärmelast 2b vor. Bei der in 1 dargestellten Ausführungsform wird die erste Wärmelast 2a mit der zweiten Wärmelast 2b mittels eines dritten Kühlmittelstroms 12 gekoppelt. Fällt der erste Kühlmittelstrom 4a oder der zweite Kühlmittelstrom 4b aus, stellt der dritte Kühlmittelstrom 12 sicher, dass beide Wärmelasten 2a und 2b durch den nicht ausgefallenen Kühlmittelstrom 4a bzw. 4b gekühlt werden.
Der dritte Kühlmittelstrom 12 kann von einem dritten Wärmetauscher 16 gekühlt werden. Der dritte Kühlmittelstrom 12 kann sich immer im flüssigen Zustand befinden. Der dritte Wärmetauscher 16 kann sich beispielsweise im Bilge-Bereich des Luftfahrzeuges befinden. Mit Bilge wird der unterste Bereich eines Luftfahrzeugrumpfes bezeichnet, der weder isoliert ist noch klimatisiert wird. Der dritte Wärmetauscher 16 kann beispielsweise über die Luftfahrzeugaußenhaut den dritten Kühlmittelstrom 12 kühlen. Da zur Kühlung des dritten Kühlmittelstroms 12 ein vollständig anderes Kühlverfahren als zur Kühlung des ersten Kühlmittelstroms 4a und des zweiten Kühlmittelstroms 4b verwendet wird, ergibt sich ein besonders sicheres redundantes Luftfahrzeugkühlsystem 1. Eine dritte Pumpe 14 pumpt den dritten Kühlmittelstrom durch den dritten Wärmetauscher 16. Danach verzweigt sich der dritte Kühlmittelstrom 12 und kühlt die erste Wärmelast 2a und die zweite Wärmelast 2b. Der dritte Wärmetauscher 16 kann den dritten Kühlmittelstrom 12 auch mittels Kabinenabluft kühlen.
Fällt der erste Kühlmittelstrom 4a aus, wird die erste Wärmelast vom dritten Kühlmittelstrom 12 gekühlt. Die zweite Wärmelast 2b wird sowohl vom dritten Kühlmittelstrom als auch vom zweiten Kühlmittelstrom 4b gekühlt. Es versteht sich, dass das Luftfahrzeug einen bereits begonnenen Flug weiterführen kann, falls der erste Kühlmittelstrom 4a ausfällt, da der zweite Kühlmittelstrom 4b und der dritte Kühlmittelstrom 12 die erste elektronische Einrichtung und die zweite elektronische Einrichtung weiterhin kühlen können. Da bei dieser Ausführungsform der Erfindung die von der ersten elektronischen Einrichtung erzeugte Wärmelast 2a und die von der zweiten elektronischen Einrichtung erzeugte Wärmelast 2b selbst bei einem Ausfall eines der Kühlmittelströme von zwei voneinander unabhängigen Kühlmittelströmen gekühlt werden, ist selbst bei einem solchen Ausfall ein Start des Luftfahrzeuges möglich.
Die vorliegende Erfindung erhöht somit die Sicherheit und die Verfügbarkeit eines Luftfahrzeuges.

Claims

Luftfahrzeugkühlsystem (1), umfassend: – einen ersten Kühlmittelstrom (4a), der zumindest eine erste Wärmelast (2a) kühlt, und – einen zweiten Kühlmittelstrom (4b), der zumindest eine zweite Wärmelast (2b) kühlt, wobei das Luftfahrzeugkühlsystem (1) derart ausgebildet ist, dass die erste Wärmelast (2a) und die zweite Wärmelast (2b) thermisch miteinander gekoppelt und durch zwei zueinander redundante Luftfahrzeugkomponenten gebildet sind, gekennzeichnet durch einen dritten Kühlmittelstrom (12), der die erste Wärmelast (2a) und die zweite Wärmelast (2b) thermisch miteinander koppelt, wobei das Luftfahrzeugkühlsystem (1) derart ausgebildet ist, dass der dritte Kühlmittelstrom nach dem Passieren der Wärmesenke (16) parallel die erste Wärmelast (2a) und die zweite Wärmelast (2b) kühlt.
Luftfahrzeugkühlsystem (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeugkühlsystem (1) derart ausgebildet ist, dass der erste Kühlmittelstrom (4a) und der zweite Kühlmittelstrom (4b) die erste Wärmelast (2a) und die zweite Wärmelast (2b) nacheinander kühlen.
Luftfahrzeugkühlsystem (1) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der dritte Kühlmittelstrom (12) als Kühlmittelkreislauf ausgebildet ist.
Luftfahrzeugkühlsystem (1) nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der dritte Kühlmittelstrom (12) von einer Wärmesenke (16) gekühlt wird.
Luftfahrzeugkühlsystem (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeugkühlsystem (1) derart ausgebildet ist, dass der dritte Kühlmittelstrom mit einem anderen Kühlverfahren als der erste Kühlmittelstrom (4a) oder der zweite Kühlmittelstrom (4b) gekühlt wird.
Luftfahrzeugkühlsystem (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Kühlmittelstrom (4a) und der zweite Kühlmittelstrom (4b) jeweils von einem in einem Stauluftkanal (8a, 8b) angeordneten Wärmetauscher (6a, 6b) gekühlt werden und der dritte Kühlmittelstrom (12) von einer im Bilge-Bereich des Luftfahrzeuges angeordneten Wärmesenke (16) gekühlt wird.
Luftfahrzeugkühlsystem (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der dritte Kühlmittelstrom (12) von einem Luftfahrzeugaußenhautwärmetauscher (16) gekühlt wird.
Luftfahrzeugkühlsystem (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Wärmelast (2a) und die zweite Wärmelast (2b) elektronische Einrichtungen sind.
Luftfahrzeugkühlsystem (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass sich der erste Kühlmittelstrom (2a), der zweite Kühlmittelstrom (2b) und der dritte Kühlmittelstrom (12) immer im flüssigen Zustand befinden.
Verfahren zum Kühlen von Luftfahrzeugkomponenten, mit den Schritten: – Kühlen einer ersten Wärmelast (2a) mit einem ersten Kühlmittelstrom (4a); – Kühlen einer zweiten Wärmelast (2b) mit einem zweiten Kühlmittelstrom (4b); und – Thermisches Koppeln der ersten Wärmelast (2a) mit der zweiten Wärmelast (2b), gekennzeichnet durch thermisches Koppeln der ersten Wärmelast (2a) und der zweiten Wärmelast (2b) durch einen dritten Kühlmittelstrom (12), wobei der dritte Kühlmittelstrom nach Passieren der Wärmesenke (16) parallel die erste Wärmelast (2a) und die zweite Wärmelast (2b) kühlt.
Verfahren zum Kühlen von Luftfahrzeugkomponenten nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch Kühlen des dritten Kühlmittelstroms (12) mit einer Wärmesenke (16).