飞机外蒙皮热交换器、飞机冷却系统和用于操作飞机外蒙皮热交换器的方法

摘要

一种飞机外蒙皮热交换器（10），包括第一冷却空气入口（14）和第一冷却空气管道部分（18），第一载热流体管道部分（26）被布置在所述第一冷却空气管道部分（18）中。冷却空气输送装置（24）被构造为使冷却空气流以这种方式输送通过所述冷却空气入口（14）和所述第一冷却空气管道部分（18），所述冷却空气流被布置在所述第一冷却空气管道部分（18）中的第一载热流体管道部分（26）细分成两个部分空气流，该两个部分空气流基本上彼此平行且沿相同的方向流动通过所述第一冷却空气管道部分（18）。

说明书

技术领域

本发明涉及飞机外蒙皮热交换器、装备有这种飞机外蒙皮热交换器的飞机冷却系 统以及用于操作这种飞机外蒙皮热交换器的方法。

背景技术

在现代商用飞机上，提供有大量的部件，例如电气和电子系统，这些部件发热并 由此需要被冷却。目前采用的大多数飞机冷却系统包括通常提供在飞机外蒙皮区域中 的空气入口孔，空气入口孔可被形成为例如冲压空气入口并用于将周围环境空气作为 冷却剂输送到飞机冷却系统中。通过吸收来自飞机上待被冷却的装置的热而被加热的 冷却空气通常通过同样被提供在飞机外蒙皮区域中的空气出口孔被引导返回到周围环 境中。然而，形成在飞机外蒙皮中的空气入口孔和空气出口孔增加气动阻力，并由此 增加飞机的燃料消耗。而且，经由冲压空气入口供应冷却空气的飞机冷却系统由于通 过冲压空气入口的最大供应空气体积流量而具有高的压力损失、有限的冷却能力和其 它，并具有相对大的重量。

因此，正努力飞在机冷却系统中采用外蒙皮热交换器，以将来自飞机上待被冷却 的装置的热移除到飞机的周围环境中。例如，DE102008026536A1描述了一种热交 换器，该热交换器被直接整合到飞机外蒙皮中，即形成飞机外蒙皮的一部分。相比之 下，从DE102009013159A1已知一种布置，其中飞机外蒙皮的部分区域由冷却肋形 成，周围环境空气流动通过冷却肋。

最后，WO2010/012684A1公开一种热交换器，该热交换器被紧固到飞机外蒙皮 的内表面或外表面，并且寒冷的周围环境空气通过形成在飞机外蒙皮中并平行于飞机 的纵向轴线延伸的狭缝被供应到该热交换器。周围环境空气流动通过形成在热交换器 中的冷却空气管道，并在该过程中与被引导通过提供在热交换器中的流体管道的待被 冷却的流体热接触。例如，用于待被冷却的流体的流体管道可被整合到板中，寒冷的 周围环境空气在热交换器操作期间在该板上流动。

发明内容

本发明基于的目的在于明确说明一种可被节能地操作的飞机外蒙皮热交换器、一 种装备有这种飞机外蒙皮热交换器的飞机冷却系统和一种用于操作这种飞机外蒙皮热 交换器的方法。

该目的通过具有权利要求1的特征的飞机外蒙皮热交换器、具有权利要求9的特 征的飞机冷却系统和具有权利要求13的特征的用于操作飞机外蒙皮热交换器的方法 而被实现。

根据本发明的飞机外蒙皮热交换器包括第一冷却空气入口，该第一冷却空气入口 被连接到第一冷却空气管道部分。飞机外蒙皮热交换器在此被理解为表示被整合到飞 机的外蒙皮中或被紧固到飞机的外蒙皮的热交换器。将飞机外蒙皮热交换器紧固到飞 机外蒙皮可在飞机外蒙皮的面向飞机周围环境的外侧上或飞机外蒙皮的面向飞机的内 部空间的内侧上被实现。飞机外蒙皮热交换器的构造高度优选在5mm与30mm之间。 特别地，当飞机外蒙皮热交换器被紧固到飞机外蒙皮的面向飞机周围环境的外侧时， 飞机外蒙皮热交换器优选为空气动力学形状，即将不适当地增加飞机的气动阻力的空 气动力学的邻接边缘优选被弄平滑。在理论上，飞机外蒙皮热交换器可在飞机机身的 任何期望区域中被整合到飞机外蒙皮中或被紧固到飞机外蒙皮。然而，飞机外蒙皮热 交换器在飞机机身下侧区域中的布置为优选的，以便保护飞机外蒙皮热交换器免受太 阳加热。

待被冷却的载热流体在飞机外蒙皮热交换器操作期间流动通过的第一载热流体管 道部分被布置在第一冷却空气管道部分中。流动通过第一载热流体管道部分的载热流 体可为气体或液体。此外，可使用两相载热流体，即在流动通过飞机外蒙皮热交换器 时由于热能释放而凝结的载热流体。再者，飞机外蒙皮热交换器包括冷却空气输送装 置。例如，冷却空气输送装置可以泵的形式或以风扇的形式被设计，并可按照需要在 抽吸或压力模式操作。由冷却空气输送装置通过冷却空气入口输送到第一冷却空气管 道部分并输送到冷却空气排放管道的冷却空气为从飞机周围环境中取得的周围环境空 气。

冷却空气输送装置被构造为使冷却空气流以这种方式输送通过第一冷却空气入口 和第一冷却空气管道部分，冷却空气流被布置在第一冷却空气管道部分中第一载热流 体管道部分细分成两个部分冷却空气流。两个部分冷却空气流基本上彼此平行且沿相 同的方向流动通过第一冷却空气管道部分。换言之，第一载热流体管道部分以这种方 式被布置在第一冷却空气管道部分中，并且冷却空气输送装置使冷却空气以这种方式 输送通过第一冷却空气管道部分，流动通过所述第一冷却空气管道部分的冷却空气在 第一载热流体管道部分的至少两个表面区域上流动。

这特别确保流动通过第一载热流体管道部分且待被冷却的载热流体与流过第一冷 却空气管道部分的冷却空气之间的有效的热交换。因此，飞机外蒙皮热交换器可有利 地被用于必须从待被冷却的飞机设备中移除大量热的飞机冷却系统中。此外，即使冷 却空气的温度仅稍微低于流动通过第一载热流体管道部分的载热流体的温度，飞机外 蒙皮热交换器也可被有效地用于冷却流动通过第一载热流体管道部分的载热流体。

在优选实施例中，根据本发明的飞机外蒙皮热交换器包括第二冷却空气入口，该 第二冷却空气入口被连接到第二冷却空气管道部分。优选地，待被冷却的载热流体在 飞机外蒙皮热交换器操作期间流动通过的第一载热流体管道部分被布置在第一冷却空 气管道部分中。冷却空气输送装置优选被构造为使冷却空气流以这种方式输送通过第 二冷却空气入口和第二冷却空气管道部分，冷却空气流被布置在第二冷却空气管道部 分中的第二载热流体管道部分细分成两个部分冷却空气流，该两个部分冷却空气流基 本上彼此平行且沿相同的方向流动通过第二冷却空气管道部分。

由于根据本发明的飞机外蒙皮热交换器的这种构造，冷空气优选以相反的方向通 过冷却空气管道部分向连接到两个冷却空气管道部分的冷却空气排放管道的方向流 动。优选地，冷却空气排放管道在中心位置被连接到第一冷却空气管道部分和第二冷 却空气管道部分，以使流动通过第一冷却空气管道部分的冷却空气与流动通过第二冷 却空气管道部分的冷却空气行经基本相同的距离。相同的冷却空气输送装置可被用于 将冷却空气输送通过第一冷却空气管道部分并用于将冷却空气输送通过第二冷却空气 管道部分。然而，如果期望或需要，不同的冷却空气输送装置也可被用于将冷却空气 输送通过第一冷却空气管道部分和第二冷却空气管道部分。

第一冷却空气入口和/或第二冷却空气入口可为狭缝状形式并在飞机外蒙皮热交 换器被安装在飞机中的状态下平行于或垂直于飞机的纵向轴线延伸。该空气入口的宽 度可在10mm至30mm之间。它们的长度由所需要的冷却空气质量流量以及冷却空气 管道部分的横截面确定，流动可通过该横截面发生。如果根据本发明的飞机外蒙皮热 交换器具有两个冷却空气入口，则第一冷却空气入口和第二冷却空气入口优选彼此平 行延伸。定向为彼此平行且平行于飞机的纵向轴线的两个冷却空气入口具有这样的优 点：即使冷却空气输送装置失效，一定的冷却空气流也可被提供通过飞机外蒙皮热交 换器，因为周围环境空气由于自然对流而通过下方冷却空气入口流动到飞机外蒙皮热 交换器中，随后沿冷却空气管道部分向上流动，最后离开飞机外蒙皮热交换器又通过 上方冷却空气入口。

在根据本发明的飞机外蒙皮热交换器的优选实施例中，第一冷却空气管道部分和/ 或第二冷却空气管道部分的外表面由飞机的外蒙皮形成。相比之下，第一冷却空气管 道部分和/或第二冷却空气管道部分的内表面优选由飞机外蒙皮热交换器的面向飞机 的内部空间的内壁形成。飞机外蒙皮热交换器的这种构造以其良好的空气动力学性能 为特征，因为其仅轻微地或根本不增加飞机的气动阻力。此外，由于飞机外蒙皮热交 换器的这种构造，冷却空气输送装置可被布置在飞机的非承压区域，从而冷却空气不 必移动到飞机的承压区域中。沿飞机的承压区域的冷却空气管路的昂贵的密封于是可 被省却。

优选地，载热流体输送装置被构造为使流动通过第一载热流体管道部分和/或第二 载热流体管道部分的载热流体基本垂直于冷却空气通过第一冷却空气管道部分和/或 第二冷却空气管道部分的流动方向输送通过第一载热流体管道部分和/或第二载热流 体管道部分。换言之，在根据本发明的飞机外蒙皮热交换器中，冷却空气和载热流体 被引导为交叉流动。

形成在第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分中的用于流动通过第 一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分的载热流体流的流动管道可为弯曲 状形式，并且能实现流动通过第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分的载 热流体流的至少单个180°转向。第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分的 这种构造能实现以交叉逆流流动方式的冷却空气流和载热流体流的导向，由此能实现 冷却空气的更好的加热。这特别在冷却空气的温度与载热流体的温度之间的差较小时 是有利的。弯曲状流动管道可通过将流动转向隔离壁放置在载热流体管道部分中而被 形成。除限定的流动转向区域之外，隔离壁可被设计为连续的隔离壁。然而，如果期 望，隔离壁还可被提供有通道，由此能使载热流体在不同位置处从流动管道的一个区 域被引导到流动管道的相邻区域中，并与流动通过相邻区域的载热流体混合。放置在 第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分中的隔离壁不仅具有流动转向功 能，而且增加第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分的耐压性。

第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分可包括至少一个扁平管。扁平 管以良好的传热性为特征。如果扁平管被构造为具有弯曲状流动管道并具有对应的隔 离壁，则扁平管也具有高的耐压性。例如，合适的扁平管的流动横截面可为1mm至 5mm×50mm至400mm，即扁平管具有非常小的厚度（y方向的大小）、小的高度（z 方向的大小），但是具有相对大的长度（x方向的大小）。优选地，扁平管在其外表面 上被提供有冷却片或冷却肋。例如，冷却肋或冷却片可基本平行于冷却空气通过第一 冷却空气管道部分和/或第二冷却空气管道部分的流动方向延伸。此外，冷却肋优选基 本垂直于载热流体通过第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分的流动方 向延伸。如果期望，多个扁平管可被相互连接以形成载热流体管道部分。扁平管可被 提供有导热针或板或者被密封地焊接在一起，以便如期望的那样控制第一载热流体管 道部分和/或第二载热流体管道部分的载热性能。如果第一载热流体管道部分和/或第二 载热流体管道部分包括多个扁平管，则扁平管优选通过软管相互连接，以便能够简单 地补偿公差。

根据本发明的飞机外蒙皮热交换器优选包括多个支承装置，用于将第一载热流体 管道部分和/或第二载热流体管道部分支撑在飞机的结构部件上。飞机的结构部件可为 飞机结构的框架或桁条，而且还可为固定到飞机结构的其他部件。优选地，仅一个支 承装置被设计为固定支承。相比之下，其它支承装置优选被设计为可动支承。如果期 望，被设计为固定支承的支承装置可被设计为能旋转的。例如，这可通过将固定支承 安装在球上来实现。例如，三个支承可被用于支撑第一载热流体管道部分和/或第二载 热流体管道部分，即两个侧部支承和一个中心支承。此外，如果需要，可提供中间支 承。优选地，中心支承被设计为固定支承，因为具有这种构造时，可期待飞机机身的 最小的热移动和良好的变形补偿。固定支承在x方向、y方向或z方向上没有运动自 由度。中间支承优选被设计为它们始终在y方向上提供支撑，但绝不在x方向上提供 支撑。中间支承在z方向上的支承能力优选根据静态因素而被限定。

支承装置可包括以弓形物或型材形式构造的支承部件，该支承部件可被焊接到待 被支承或用螺钉固定到飞机的结构部件的载热流体管道部分上。支承部件优选被成形 为使得其能够支承飞机外蒙皮热交换器的形成第一冷却空气管道部分和/或第二冷却 空气管道部分的外表面或内表面的罩。

替代地或除此之外，能够沿y方向优选在中部为待被支撑的载热流体管道部分镗 孔，即在载热流体管道部分的中轴线区域中镗孔。在该镗孔的区域中，衬套可被焊接， 并且待被支撑的载热流体管道部分可通过该衬套被固定到飞机的结构部件。例如，与 飞机的结构部件的焊接连接部可通过该衬套产生。作为对此的替代，诸如例如螺钉或 铆钉的合适的紧固件可被穿过衬套，并被连接到飞机的结构部件。借助这种构造，衬 套凸出通过待被支撑的载热流体管道部分的流动横截面。于是，衬套的尺寸优选为使 得流动横截面仅被稍微减小。然而，凸出到流动横截面中的衬套可在流动通过载热流 体管道部分的载热流体流中产生涡流，这可增进从载热流体向冷却空气的热载体。

用于支撑第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分的支承装置优选被 设计为使得待被支撑的载热流体管道部分可以低振动和阻尼方式被支撑。以这种方式， 待被支撑的载热流体管道部分与飞机机身之间的相对运动以低应力方式被补偿。能实 现待被支撑的载热流体管道部分的低振动和阻尼支撑的合适的橡胶和/或塑料元件因 此优选被用于支承装置中。例如，待被支撑的载热流体管道部分可被夹持在这种橡胶 或塑料元件之间。

用于支撑第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分的支承装置优选被 设计为，倘若一支承失效，待被支撑的载热流体管道部分被其它支承保持在其位置中。 这可通过对应地使可动支承和中间支承的尺寸较大而被实现，或者通过提供另外的中 间支承而被实现。另外地或作为对此的替代，可提供闭锁元件形式的锁紧装置，该闭 锁元件即使在固定支承失效的情况下仍将在x方向保持待被支撑的载热流体管道部 分。优选地，闭锁元件能使待被支撑的载热流体管道部分在x方向上稍微移动，即闭 锁元件确保整个支承组件的浮动安装。

一种根据本发明的飞机冷却系统，包括上述飞机外蒙皮热交换器。

在一种根据本发明的用于操作飞机外蒙皮热交换器的方法中，通过冷却空气输送 装置使冷却空气流输送通过飞机外蒙皮热交换器的第一冷却空气入口和第一冷却空气 管道部分。在该过程中，输送通过第一冷却空气管道部分的冷却空气流被布置在第一 冷却空气管道部分中的第一载热流体管道部分细分成两个部分冷却空气流，该两个部 分冷却空气流基本上彼此平行且沿相同方向流动通过第一冷却空气管道部分。

优选地，在根据本发明的方法中，冷却空气流还通过冷却空气输送装置被引导通 过第二冷却空气入口和第二冷却空气管道部分，输送通过第二冷却空气管道部分的冷 却空气流被布置在第二冷却空气管道部分中的第二载热流体管道部分细分成两个部分 冷却空气流，该两个部分冷却空气流基本上彼此平行且沿相同的方向流动通过第二冷 却空气管道部分。

载热流体输送装置使流动通过第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部 分的载热流体优选基本上垂直于冷却空气通过第一冷却空气管道部分和/或第二冷却 空气管道部分的流动方向输送通过第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部 分。

流动通过第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分的载热流体优选以 弯曲状方式被引导通过第一载热流体管道部分和/或第二载热流体管道部分，并经历至 少单个180°的转向。

附图说明

现在将借助所附示意图更详细地解释本发明的优选实施例，其中：

图1示出飞机外蒙皮热交换器的第一实施例，

图2示出飞机外蒙皮热交换器的第二实施例，

图3示出飞机外蒙皮热交换器的冷却空气入口布置的第一实施例，

图4示出飞机外蒙皮热交换器的冷却空气入口布置的第二实施例，

图5示出飞机外蒙皮热交换器的例示冷却空气流动通过飞机外蒙皮热交换器 的剖视图，

图6示出飞机外蒙皮热交换器的例示冷却空气流动通过飞机外蒙皮热交换器 的另一剖视图，

图7示出例示通过飞机外蒙皮热交换器的载热流体流动导向的剖视图，

图8示出例示通过飞机外蒙皮热交换器的载热流体流动导向的另一剖视图，

图9示出根据图8的飞机外蒙皮热交换器的载热流体管道部分的剖视图，

图10示出例示通过飞机外蒙皮热交换器的替代性载热流体流动导向的另一剖 视图，

图11示出根据图10的飞机外蒙皮热交换器的载热流体管道部分的剖视图，

图12示出例示飞机外蒙皮热交换器中的冷却空气流动导向和载热流体流动的 图示，

图13示出例示飞机外蒙皮热交换器中的冷却空气流动导向和载热流体流动的 另一图示，

图14示出飞机外蒙皮热交换器的受支撑的载热流体管道部分的侧视图，以及

图15示出飞机外蒙皮热交换器的受支撑的载热流体管道部分的平面图。

具体实施方式

图1和图2示出飞机机身上的飞机外蒙皮热交换器10的基本构造和布置。在 图1所示的实施例中，外蒙皮热交换器10被紧固到飞机外蒙皮12的面向周围环 境的外侧。相比之下，在根据图2的实施例中，外蒙皮热交换器10被附接到飞机 外蒙皮12的面向飞机的内部空间的内侧。在两种情况下，飞机外蒙皮热交换器10 被布置在飞机的下部机身区域中，以便保护外蒙皮热交换器10免受太阳加热。外 蒙皮热交换器10具有扁平构造，该扁平构造具有5mm至30mm的构造高度。

飞机外蒙皮热交换器10包括狭缝状形式的第一冷却空气入口14和类似狭缝 状形式的第二冷却空气入口16。冷却空气入口14、16的宽度在10mm至30mm之 间。在图3所示的布置中，冷却空气入口14、16彼此平行且平行于飞机的纵向轴 线L延伸。相比之下，在根据图4的布置中，彼此平行布置的冷却空气入口14、 16被定向为垂直于飞机的纵向轴线L。在图3和图4中，在每一种情况下，仅一 个第一空气入口14和一个第二空气入口16被例示。然而，如果期望或需要，外 蒙皮热交换器10还可被提供有两个以上冷却空气入口。

由根据图5的剖视图可知，飞机外蒙皮热交换器10进一步包括连接到第一冷 却空气入口14的第一冷却空气管道部分18和连接到第二冷却空气入口16的第二 冷却空气管道部分20。第一冷却空气管道部分18和第二冷却空气管道部分20均 通向冷却空气排放管道22，冷去空气输送装置24被布置在冷却空气排放管道22 中。冷却空气输送装置24将寒冷的周围环境空气经由冷却空气入口14、16输送 到冷却空气管道部分18、20中。

第一载热流体管道部分26被布置在第一冷却空气管道部分18中。类似地， 第二载热流体管道部分28被布置在第二冷却空气管道部分20中。待冷却的载热 流体流动通过载热流体管道部分26、28。载热流体可为气态的或液态的。此外， 两相载热流体可被引导通过载热流体管道部分26、28，该流体在流动通过飞机外 蒙皮热交换器10时由于热能的释放而凝结。冷却空气输送装置24使通过第一冷 却空气入口14进入第一冷却空气管道部分18的冷却空气流以这样的方式输送通 过第一冷却空气管道部分18，冷却空气流被布置在第一冷却空气管道部分18中的 第一载热流体管道部分26细分成两个部分空气流，该两个部分空气流基本上彼此 平行并向冷却空气排放管道22的方向沿相同的方向流动通过第一冷却空气管道部 分18。

类似地，冷却空气输送装置24使通过第二冷却空气入口16进入第二冷却空 气管道部分20的冷却空气流以这样的方式通过第二冷却空气管道部分20，冷却空 气流被布置在第二冷却空气管道部分20中的第二载热流体管道部分26细分成两 个部分冷却空气流，该两个部分冷却空气流基本上彼此平行且向冷却空气排放管 道22的方向沿相同的方向流动通过第二冷却空气管道部分20。换言之，冷却空气 沿相反的方向流动通过第一冷却空气管道部分18和第二冷却空气管道部分20。在 第一冷却空气管道部分18和第二冷却空气管道部分20二者中，通过冷却空气流 动的导向来确保冷却空气在至少两个表面的大范围内环绕布置在冷却空气管道部 分18、20中的载热流体管道部分26、28流动，并且载热流体管道部分由此被有 效冷却。

由冷却空气输送装置24输送通过冷却空气管道部分18、20和冷却空气排放 管道22的空气经由冷却空气出口29被引导返回到飞机周围环境中。如有必要， 图5例示的冷却空气通过冷却空气入口14、16、冷却空气管道部分18、20和冷却 空气出口29的流动导向还可反转，即冷却空气输送装置24还可将冷却空气经由 冷却空气出口29和冷却空气排放管道22输送到冷却空气管道部分18、20中。随 后，冷却空气经由冷却空气入口14、16被引导返回到飞机周围环境中。

如由根据图5的图示变得清楚的是，在该图示中示出的外蒙皮热交换器10中， 冷却空气管道部分18、20的外表面由飞机的外蒙皮12形成。相比之下，冷却空 气管道部分18、20的内表面由飞机外蒙皮热交换器10的面向飞机的内部空间的 内壁30形成。飞机外蒙皮热交换器10的这种构造不仅在空气动力学上为有利的， 而且能使冷却空气输送装置24布置在飞机的非承压区域中。因此，不必将冷却空 气排放管道22的路线安排在飞机的承压区域中，从而在这点上可省却昂贵的密封 措施。

由图5、图6、图7和图9可知，载热流体管道部分26、28均包括扁平管， 该扁平管在其外表面上被提供有冷却肋32。冷却肋32基本平行于冷却空气通过冷 却空气管道部分18、20的流动方向延伸（见图6和图7）。扁平管以良好的传热 性为特征。扁平管可具有1mm至5mm×50mm至400mm的流动横截面。因此，扁 平管具有非常小的厚度（y方向的大小）、小的高度（z方向的大小）以及与这两 个尺寸相比的相当大的长度（x方向的大小）。

如特别由图8、图12和图13变得清楚的是，流动通过载热流体管道部分26、 28的载热流体流通过图8中示意性例示的载热介质输送装置34基本垂直于冷却空 气通过冷却空气管道部分18、20的流动方向输送通过热交换流体管道部分26、28。 而且，载热流体流在流动通过载热流体管道部分26、28时以180°反转至少一次（见 图13），然而如果期望，也常常反转更多次（见图8）。换言之，弯曲状形式的 流动管道36被提供在载热流体管道部分26、28中，该管道能使冷却空气和载热 流体以交叉逆向流动引导通过飞机外蒙皮热交换器10。

流动管道36被提供在载热流体管道部分26、28中的隔离壁38细分成区域 36a-36c，载热流体在每种情况下均沿相同的方向流动通过区域36a-36c。可按照需 要设计隔离壁38，以使180°的流动转向发生在流动管道36的限定的流动转向区域 40中。然而，如果期望，隔离壁38还可被提供有通道42，通道42能实现沿流动 管道36的更大的区域的180°的流动转向（见图8）。提供在载热流体管道部分26、 28中的隔离壁38不仅具有流动控制功能，而且有助于增加载热流体管道部分26、 28的耐压性。

如图10和图11所示，流动管道36的区域36a-36c可被另外的隔离壁细分。 借助另外的隔离壁39，进一步增加载热流体管道部分26、28的耐压性。

由图13可知，冷却空气在流动通过外蒙皮热交换器10时例如被从55°C加热 到75°C。相比之下，流动通过载热流体管道部分26、28的载热流体在流动通过 外蒙皮热交换器10时经历例如从80°C到70°C的冷却。此外，图13例示冷却空 气排放的两种选择。一方面，冷却空气可经由冷却空气排放管路22被引导返回到 飞机周围环境中。然而，替代地或除此之外，冷却空气也可被引导通过由飞机外 蒙皮12和飞机外蒙皮热交换器10的内壁30界定的间隙。冷却空气输送装置24 于是可被定位在较远的距离处，优选在飞机的非承压区域中。形成在飞机外蒙皮 12与飞机外蒙皮热交换器10的内壁30之间的空气引导间隙还可被用于将空气供 应到飞机的其它系统或客舱。

如图14和图15所示，外蒙皮热交换器10中的载热流体管道部分26、28通 过多个支承装置44a至44e被支撑在飞机的结构部件（未例示）上。仅一个中心支 承装置44c被设计为固定支承且在x方向、y方向或z方向上不具有自由度。两个 侧部支承装置44a、44e被设计为可动支承。中间支承44b、44d在y方向上提供支 撑，但不在x方向上提供支撑。可根据特定需求来设计它们在z方向的支承能力。 例如，固定支撑44c被设计为能旋转并被安装在球上。