具有安装在飞机尾部区域中的冷却系统的飞机尾部区域

摘要

一种飞机尾部区域（10）包括安装在该飞机尾部区域（10）中的冷却系统（12）。冷却系统（12）包括：冷却器（14），冷却器（14）形成飞机尾部区域（10）的外蒙皮（16）的一部分，并包括允许环境空气流动通过且从冷却器（14）的第一表面（22）延伸到冷却器（14）的第二表面（24）的冷却剂通道（20）。冷却系统（12）还包括：风扇系统（28），风扇系统（28）适于至少在冷却系统（12）的特定操作阶段将环境空气传送通过冷却器（14）的冷却剂通道（20）；以及第一开口（34），第一开口（34）被形成在飞机尾部区域（10）的外蒙皮（16）中，并且在风扇系统（28）的传送操作中，第一开口（34）允许通过冷却器（14）的冷却剂通道（20）供应到飞机尾部区域（10）的内部中的环境空气被排放回飞机环境中。

说明书

技术领域

本发明涉及一种具有安装在飞机尾部区域中的冷却系统的飞机尾部区域，以及一 种操作安装在该飞机尾部区域中的冷却系统的方法。

背景技术

燃料电池系统使得能够以低排放和高效率来产生电流。因此目前致力于在各种移 动应用中，例如在汽车工程或航空中，使用燃料电池系统来产生电能。例如，在飞机 中，用燃料电池系统取代目前用于机载电源并由主发动机或辅助动力单元（APU）驱 动的发电机是可行的。燃料电池系统还可以被用于飞机上的紧急电源，并取代直到现 在还在作为紧急动力单元使用的冲压空气涡轮（RAT）。

除了电能，燃料电池在操作中还产生热能，必须使用冷却系统从燃料电池除去热 能，以防止燃料电池过热。在飞机上使用的，例如用于机载电源的燃料电池必须被设 计为使得它能够实现对电能的高需求。然而，从产生电能的角度看大功率的燃料电池 还产生大量的热能，因此具有高的冷却需求。此外，在飞机上还提供了许多另外的技 术设备，这些技术设备产生热量并且必须被冷却以确保安全运行。这些技术设备包括 例如飞机的空调单元或电子控制部件。

当前使用的飞机冷却系统包括空气入口开口，空气入口开口通常被提供在飞机外 蒙皮的区域中，并且空气入口开口例如可以是冲压空气入口的形式，并且被用来将环 境空气作为冷却剂传送进飞机冷却系统中。通过接收来自飞机上要被冷却的设备的热 而被加热的冷却空气通常通过空气出口开口被运送回环境中，空气出口开口也被提供 在飞机外蒙皮的区域中。然而，形成在飞机外蒙皮中的空气入口开口和空气出口开口 增加了空气阻力，因此增加了飞机的燃料消耗。此外，经由冲压空气入口供应冷却空 气的飞机冷却系统具有高的压力损失、除了别的因素之外由通过该冲压空气入口的最 大进入空气体积流量限制的冷却能量，并具有相对大的重量。

从WO2010/105744A2知晓一种飞机冷却系统，该飞机冷却系统适于冷却燃料电 池系统并包括具有环境空气可以流动通过的冷却剂通道的冷却器。冷却剂通道被形成 在冷却器的基体中，当冷却器被安装在飞机上时，冷却器的外表面形成飞机外蒙皮的 外表面。相比之下，当冷却器被安装在飞机上时，基体的内表面形成飞机外蒙皮的内 表面。在装备该冷却系统的飞机的飞行操作中，通过形成在冷却器的基体中的冷却剂 通道的冷却剂流动被控制，使得冷却剂在基体的外表面的区域中进入形成在基体中的 冷却剂通道，并在基体的内表面的区域中离开形成在基体中的冷却剂通道。冷却空气 通过形成在飞机的横梁（transom）的区域中的开口被运送出飞机。相比之下，在飞机 的地面操作中，冷却剂流动被控制，使得冷却空气通过形成在飞机的横梁区域中的开 口被输入。然后，冷却空气从基体的内表面在朝向基体的外表面的方向上流动通过形 成在冷却器的基体中的冷却剂通道。

发明内容

本发明基于提供安装有节能飞机冷却系统的飞机尾部区域的目的，该节能飞机冷 却系统可以以低噪音操作，并且还适于从飞机上的发热设备，例如从燃料电池系统带 走大量热负载。本发明还基于提供操作安装在飞机尾部区域的这种飞机冷却系统的方 法的目的。

该目的通过具有权利要求1的特征的飞机尾部区域和具有权利要求10的特征的操 作安装在飞机尾部区域的飞机冷却系统的方法来实现。

根据本发明的飞机尾部区域包括安装在飞机尾部区域中的冷却系统，该冷却系统 具有形成飞机尾部区域的外蒙皮的一部分的冷却器。优选地，冷却器被布置在飞机尾 部区域的下壳区域中，在飞机尾部区域的操作中，所述下壳区域面向地面。冷却器具 有使得能够将冷却器用作飞机外蒙皮部分的形状、尺寸和结构特性。特别地，冷却器 由使得能够将冷却器用作飞机外蒙皮部分的材料构成。例如，冷却器的主体可由金属 或塑料材料构成，特别是由纤维增强塑料材料构成。冷却器优选被可拆卸地安装，这 意味着冷却器优选地被安装在相应的支撑元件上，例如飞机结构的部件，和/或被固定 到飞机外蒙皮的与冷却器相邻的部分，从而冷却器可以从其位置上相对容易地拆下。 以这种方式，可以出于更换或维护目的而方便地接近布置在飞机尾部区域内的部件。 因此不必安装使得能够接近飞机尾部区域的内部的另外的通道门。这使得可以实现另 外的重量减轻。

冷却器包括允许环境空气流动通过且从冷却器的形成飞机外蒙皮的外表面的第一 表面延伸到冷却器的形成飞机外蒙皮的内表面的第二表面的冷却剂通道。冷却器可以 被提供为仅具有冷却剂通道，飞机上的发热设备的冷却剂可以通过该冷却剂通道被输 送以进行直接冷却。然而，可替代地，冷却器可以采用换热器的形式。在冷却器中， 除了多个冷却剂通道之外，可以形成多个传热介质通道，在冷却器的操作中，要被冷 却的传热介质可以通过传热介质通道流动。如果冷却剂被运送通过冷却剂通道，包含 在冷却剂中的冷却能量可以被传送到要被冷却的传热介质，从而传热介质被冷却。最 后，将冷却器既用作换热器又用于运送冷却剂以直接冷却飞机上的发热设备是可行的。 然后，当冷却剂流动通过冷却器时，它可以将冷却能量传递到传热介质，并且另外， 在流动通过冷却器之前或之后，冷却剂可以被用来直接冷却飞机上的发热部件或发热 系统。

冷却器还可以包括从冷却器的第一表面延伸的多个肋。肋优选地适于用作流动挡 板，也就是例如在飞机的飞行操作中在第一冷却器表面上沿需要的方向引导在第一冷 却器表面上流过的气流。具有从第一冷却器表面延伸的多个肋的这种形式的冷却器的 进一步优点在于肋保护冷却器，特别是第一冷却器表面，免受外部影响。为了在飞机 的飞行操作中使由于肋引起的摩擦阻力最小化，并使第一冷却器表面上的平稳流动成 为可能，肋优选地被排列为基本上平行于在飞机的飞行操作中在冷却器的第一表面上 流过的气流的流向线。肋还可以具有在第一冷却器表面的方向上弯曲的轮廓。从第一 冷却器表面延伸的肋可以由与冷却器的主体相同的材料构成，也可以由不同的材料构 成。例如，肋可以由金属或塑料材料构成，优选由纤维增强塑料材料构成。例如，在 根据本发明的飞机尾部区域中，可以使用WO2010/105744A2中描述的冷却器。

根据本发明的飞机尾部区域还包括风扇系统，该风扇系统适于至少在冷却系统的 特定操作阶段将环境空气传送通过冷却器的冷却剂通道。风扇系统的操作可以借助于 合适的控制单元被控制。控制单元可以适于控制风扇系统，从而特别是在装备有飞机 尾部区域的飞机的地面操作中，风扇系统可以将环境空气传送通过冷却器的冷却剂通 道。因此即使在飞机的地面操作中，确保通过冷却器的冷却剂通道的适当的流动，并 因此确保冷却系统的适当运行。然而，如果需要，即使在飞机的飞行操作中，控制单 元可以控制风扇系统，使得风扇系统将环境空气传送通过冷却器的冷却剂通道。

最后，根据本发明的飞机尾部区域包括第一开口，第一开口被形成在飞机尾部区 域的外蒙皮中，并且在风扇系统的传送操作中，第一开口允许通过冷却器的冷却剂通 道供应到飞机尾部区域的内部中的环境空气被排放回飞机环境中。

根据本发明的飞机尾部区域具有这样的优点：冷却器取代了在任何情况下均存在 于飞机尾部区域中的部件，也就是飞机外蒙皮的一部分。因此根据其厚度，冷却器不 需要或者只需要很少的额外的安装空间。冷却器还导致了相对小的额外重量。最后， 和常规系统相比，冷却器使得冷却剂可流动通过的面积成倍增加。以这种方式，冷却 器提供了非常高的冷却功率，并仅仅导致了非常小的压力损失。因此，可以以特别有 利的方式在飞机上使用冷却器来从发热设备，例如燃料电池系统，非常有效地带走大 量热负载。

优选地，冷却器形成飞机尾部区域的外蒙皮的一部分，所述部分被布置为与飞机 尾部区域的横梁相距第一距离。例如，冷却器与飞机尾部区域的横梁相距的距离可以 被选择为使得冷却器可以可靠地位于可能受尾部撞击影响的飞机尾部区域部分（飞机 降落时的飞机尾部区域的地面接触）之外。风扇系统优选地被布置为与飞机尾部区域 的横梁相距第二距离，第二距离小于第一距离。

在根据本发明的飞机尾部区域的优选实施例中，冷却器和形成在飞机尾部区域的 外蒙皮中的第一开口相对于彼此定位，从而至少在冷却系统的特定操作阶段，环境空 气在压力差驱动下能通过第一开口被供应到飞机尾部区域的内部，并能通过冷却器的 冷却剂通道被排放回飞机环境。换言之，冷却器优选被布置在飞机尾部区域的外蒙皮 的这样的区域中：在装备有飞机尾部区域的飞机的飞行操作中，与施加在第一开口上 施加的压力相比，施加在该区域的压力较小。例如，与冷却器相比，第一开口可以被 布置为与飞机尾部区域的横梁相距更小的距离。在根据本发明的这种形式的飞机尾部 区域的情况下，在飞机的飞行操作中，在飞机外蒙皮的区域中任何情况下都存在的压 力差可以被用来将冷却剂传送通过冷却器的冷却剂通道，并最终通过用作冷却剂出口 的第一开口将冷却剂传送回飞机环境。然后，至少在飞机冷却系统的某些操作阶段， 可以以更小的功率操作风扇系统，因此如果需要，风扇系统可以被设计为具有更低功 率，从而更紧凑并且重量更小。然而，至少不必总是在风扇系统的最大功率范围中操 作风扇系统，从而可以增加风扇系统的寿命，并可以减少其维护责任。

根据本发明的集成在飞机尾部区域中的冷却系统可以因此例如在风扇系统的控制 单元的控制下，在各种操作阶段以不同的操作模式被操作。例如，在飞机的地面操作 中，控制单元可以通过风扇系统的相应操作以这样的方式来控制冷却剂流动，冷却剂 通过冷却器的冷却剂通道从外部流到内部，并最终经由第一开口从飞机尾部区域的内 部排放回飞机环境中。相比之下，在飞机的飞行操作中，可以例如通过冷却器和第一 开口的相应定位来控制冷却剂流动，从而冷却剂经由第一开口被供应到飞机尾部区域 的内部中，并最终通过冷却器的冷却剂通道从内部流到外部。

在飞机尾部区域的外蒙皮中，至少一个第二开口可以被形成，环境空气可以通过 第二开口被供应到用于驱动风扇系统以进行冷却的驱动设备。第二开口优选地被定位 为使得通过第二开口流到飞机尾部区域的内部中的环境空气直接在用于驱动风扇系统 的驱动设备上流过。优选地，与第一开口相比，第二开口被布置为与飞机尾部区域的 横梁相距更小的距离。

在形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口和/或第二开口的区域中，基本上平 行于彼此延伸的多个薄片可以被提供。薄片可以在它们限定了不能被流动通过的封闭 表面的封闭位置和它们限定了允许经由相应的通流狭缝被流动通过的表面的至少一个 开放位置之间被逐步或连续调整。通过相应地控制薄片的位置，经由形成在飞机尾部 区域的外蒙皮中第一开口和/或第二开口被输送到飞机尾部区域的内部中的空气体积 流量可以基于冷却系统的冷却空气需求根据需要被灵活控制。另外，由于薄片的位置 基于冷却系统的冷却空气需求的灵活的可调整性，空气阻力的优化以及因此飞机的燃 料消耗的优化成为可能，因为在飞机的飞行操作中薄片的冲压效果总是可以被选择为 仅与实现飞机尾部区域的内部中所需要的空气体积流量所必须的冲压效果一样高。

薄片可以在形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口和/或第二开口的区域中 被集成到飞机尾部区域的外蒙皮轮廓中，从而它们基于它们的位置直接密封或打开第 一开口和/或第二开口。然而，可替代地，薄片可以被集成到风门片，风门片本身能在 它密封形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口和/或第二开口的封闭位置和它打 开形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口和/或第二开口的开放位置之间被逐步 或连续调整。这种结构使得能够特别灵活地控制被供应到飞机尾部区域的内部中的空 气体积流量，因为一方面风门片本身，另一方面薄片，均可以被达到相应的位置来控 制空气的流量。在飞机尾部区域的外蒙皮中形成的第一开口和第二开口的区域将薄片 集成到飞机尾部区域的外蒙皮轮廓是可能的。另外，在形成在飞机尾部区域的外蒙皮 中的第一开口的区域和第二开口的区域，薄片均可被集成到风门片。最后，其中薄片 在一个开口的区域被集成到飞机尾部区域的外蒙皮轮廓并在另一个开口的区域被集成 到风门片的方案是可行的。

薄片优选根据选择能被调整到第一开放位置或第二开放位置。在薄片的第一开放 位置，在飞机的飞行操作中围绕飞机尾部区域的外蒙皮流动的气流可以流动到薄片的 内表面，在薄片的封闭位置，薄片的内表面面向飞机尾部区域的内部。以这种方式， 薄片可以引导空气通过第一开口和/或第二开口进入飞机尾部区域的内部。相比之下， 在薄片的第二开放位置，在飞机的飞行操作中围绕飞机尾部区域的外蒙皮流动的气流 可以流动到薄片的外表面上，在薄片的封闭位置，薄片的外表面背离飞机尾部区域的 内部。

在它们的第一开放位置，薄片在飞机的飞行操作中围绕飞机尾部区域的外蒙皮流 动的气流中产生高冲压，因此使得能够将大的空气体积流量输送到飞机尾部区域的内 部。然而，这将导致空气阻力的增加，并因此导致飞机燃料消耗的增加。在薄片的第 二开放位置，薄片在飞机的飞行操作中围绕飞机尾部区域的外蒙皮流动的气流中产生 的冲压显著降低，因此薄片产生的空气阻力显著降低。如果只有少量空气被输入到飞 机尾部区域的内部，或者如果空气将通过薄片限定的通流狭缝被运送出飞机尾部区域 的内部进入环境中，因此将薄片定位在第二开放位置是有用的，以避免不必要地增加 空气阻力，并因此避免不必要地增加飞机的燃料消耗。

根据本发明的飞机尾部区域的风扇系统可以包括可以冗余工作的两个轴流式风 扇。然而，优选地，风扇系统包括一个径流式风扇。这里的“径流式风扇”可以被理 解为在轴向方向，也就是在和风扇的旋转轴平行的方向吸入空气，将空气偏转90°， 最后在径向方向将空气运走。径流式风扇使得能够进行大的压力增加，并且在操作中 对于输送到风扇的空气的流量的波动的反应不敏感。这使得风扇系统能够特别有效地 操作。同时，使得能够在没有另外的风扇的情况下操作，因此可以实现冷却系统以低 噪音操作。

形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口优选地被相对于风扇系统的径流式风 扇径向定位。这样，在径流式风扇的操作中，在流动通过冷却器的冷却剂通道后，冷 却空气可以通过第一开口被特别有效地从飞机尾部区域的内部输送回飞机环境中，而 只具有低损失。

用于驱动径流式风扇的驱动设备可以在朝向飞机尾部区域的横梁的方向上从径流 式风扇延伸。例如，驱动设备可以采用电动机等的形式。出于维护和修理的目的，可 以容易和方便地接近在朝向飞机尾部区域的横梁的方向上从径流式风扇延伸的驱动设 备。如果需要也可以快速更换驱动设备。

燃料电池系统的燃料箱可以被定位在冷却器和风扇系统之间。例如，燃料箱适于 接收氢气。在冷却系统的所有操作阶段，冷却空气在定位在冷却器和风扇系统之间的 燃料箱上流过，因此燃料箱总是被充分通风。这增加了燃料箱的安全。

在根据本发明的操作如上所述安装在飞机尾部区域中的冷却系统的方法中，冷却 系统具有：冷却器，冷却器形成飞机尾部区域的外蒙皮的一部分，并包括允许环境空 气流动通过且从冷却器的第一表面延伸到冷却器的第二表面的冷却剂通道；风扇系统； 和第一开口，第一开口被形成在飞机尾部区域的外蒙皮中，风扇系统至少在冷却系统 的特定操作阶段通过冷却器的冷却剂通道将环境空气传送到飞机尾部区域的内部。在 风扇系统的传送操作中通过冷却器的冷却剂通道供应到飞机尾部区域内部的环境空气 通过形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口被排放回飞机环境中。

至少在冷却系统的特定操作阶段，在压力差驱动下，环境空气可以通过第一开口 被供应到飞机尾部区域的内部，并通过冷却器的冷却剂通道被排放回飞机环境。

环境空气可以通过形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的至少一个第二开口被输送到 用于驱动风扇系统以进行冷却的驱动设备。

在形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口和/或第二开口的区域中，基本上平 行于彼此延伸的多个薄片被提供。薄片可基于冷却系统的操作状态在其限定封闭表面 的封闭位置和其限定了允许经由相应的通流狭缝被流动通过的表面的至少一个开放位 置之间被逐步或连续调整。

薄片可以在形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口和/或第二开口的区域中 被集成到飞机尾部区域的外蒙皮轮廓，薄片还可以被集成到风门片，风门片本身基于 冷却系统的操作状态在其密封形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口和/或第二 开口的开放位置和其打开形成在飞机尾部区域的外蒙皮中的第一开口和/或第二开口 的开放位置之间被逐步或连续调整。

薄片可以基于冷却系统的操作状态根据选择被调整到第一开放位置或第二开放位 置。在薄片的第一开放位置，在飞机的飞行操作中围绕飞机尾部区域的外蒙皮冲击的 气流冲击薄片的内表面上，在薄片的封闭位置，薄片的内表面面向飞机尾部区域的内 部。相比之下，在薄片的第二开放位置，在飞机的飞行操作中围绕飞机尾部区域的外 蒙皮流动的气流冲击薄片的外表面，在薄片的封闭位置，薄片的外表面背离飞机尾部 区域的内部。

被供应到飞机尾部区域的内部的环境空气可以在被定位在冷却器和径流式风扇之 间的燃料电池系统的燃料箱上流过，以进行冷却。

附图说明

现在在所附示意图的基础上更详细地解释本发明的优选实施例，附图中：

图1a至1d示出了具有安装在飞机尾部区域的冷却系统的飞机尾部区域的第 一实施例的图示；

图2示出了冷却系统的冷却器的详细图示；

图3示出了冷却系统的径流式风扇的立体分解图；

图4a和4b示出了形成在飞机尾部区域的外蒙皮中并可由常规的密封风门片 密封的第一开口的详细图示；

图5a和5b示出了形成在飞机尾部区域的外蒙皮中并且在其区域多个薄片被 集成在飞机尾部区域的外蒙皮轮廓中的第一开口的详细图示；

图6a和6b示出了具有安装在飞机尾部区域的冷却系统的飞机尾部区域的第 二实施例的侧视图和俯视图；和

图7a和7b示出了具有安装在飞机尾部区域的冷却系统的飞机尾部区域的第 三实施例的侧视图和后视图。

具体实施方式

在图1a至1d中，示出了其中安装有冷却系统12的飞机尾部区域10的第一 实施例。冷却系统12的冷却器14形成飞机尾部区域10的外蒙皮16的一部分， 该部分被布置为与飞机尾部区域10的横梁15相距第一距离A1。特别地，冷却器 14与飞机尾部区域10的横梁15相距的距离A1被选择为使得冷却器14可以可靠 地位于飞机尾部区域10的可能受尾部撞击影响的部分之外。冷却器14被布置在 飞机尾部区域10的下壳区域，该下壳区域在飞机尾部区域10操作时面向地面。

冷却器14的主体由例如金属或塑料材料，特别是纤维增强塑料材料的材料构 成，该材料的机械性能适应于对飞机外蒙皮部分提出的需求。这确保了冷却器14 满足由于其定位在飞机外蒙皮的区域中而导致的结构需求。冷却器14被可拆卸地 安装在相应的支撑元件上，例如飞机结构的部件，和/或被固定到飞机外蒙皮的与 冷却器4相邻的部分。因此冷却器14可以从其位置处被相对容易地拆下，并可以 出于更换或维护目的而方便地接近布置在飞机尾部区域10内的部件。

从图2中冷却器14的详细图示中可以看到，冷却器14的主体具有多个薄片 18。薄片18界定出从冷却器14的第一表面22延伸到冷却器14的第二表面24的 多个冷却剂通道20。第一冷却器表面22由此形成了飞机外蒙皮的外表面，而第二 冷却器表面24形成了飞机外蒙皮的内表面。空气可以通过形成在冷却器14中的 冷却剂通道20流动通过冷却器14。流动通过冷却剂通道20的空气被用来向飞机 上的燃料电池系统供应冷却能量。为此，冷却器14采用了换热器的形式。当冷却 空气流动通过冷却器14的冷却剂通道20时，由于冷却能量被转移到要被冷却的 发热部件，冷却空气的冷却能量含量不断下降。如在下面更详细解释的那样，冷 却空气可以如图2所示通过冷却器14的冷却剂通道20从外部流到内部，也就是 从第一冷却器表面22在朝向第二冷却器表面24的方向上流动通过冷却器14的冷 却剂通道20。然而，冷却空气也可以通过冷却器14从内部引导到外部，也就是从 第二冷却表面24在朝向第一冷却表面22的方向上被引导通过冷却器14。

形成飞机外蒙皮的外表面的第一冷却器表面22具有这样的结构：该结构适于 在装备有飞机尾部区域10的飞机的飞行操作中，当空气在第一冷却器表面22上 流过时，降低第一冷却器表面22的摩擦阻力。例如，在第一冷却器表面22的区 域中形成在冷却器14的主体中的薄片18可以形成纤细的、边缘尖锐的肋，它们 基本上被排列为平行于在装备有飞机尾部区域10的飞机的飞行操作中在第一冷却 器表面22上流过的气流。第一冷却器表面22的这种形式确保了飞机的摩擦阻力 不会由于将冷却器14集成到飞机外蒙皮而增加，相反甚至可被降低。这使得有可 能实现节省燃料。

冷却器14还包括从冷却器14从第一表面22延伸的多个肋26。肋26起到流 动挡板的作用，并基本上被排列为平行于在装备有飞机尾部区域10的飞机的飞行 操作中在第一冷却器表面22周围流动的气流的流向线。肋26还具有在第一冷却 器表面22的方向上弯曲的轮廓。在飞机飞行操作中在第一冷却器表面22上流过 的气流可以根据需要由肋26控制。肋26还保护冷却器14，特别是第一冷却器表 面22，不受外部的影响，如飞鸟撞击、冰冻侵袭等。

飞机尾部区域10还包括具有径流式风扇的风扇系统28，其被布置为与飞机尾 部区域10的横梁15相距第二距离A2。第二距离A2小于第一距离A1，也就是风 扇系统28被布置为比冷却器14更靠近飞机尾部区域10的横梁15。在操作中，在 图3中详细示出的径流式风扇沿轴向方向吸入空气，也就是沿平行于风扇的旋转 轴R的方向，将空气偏转90°，并且最后沿径向方向将空气运走。径流式风扇借 助于保持架30（参见图3）被安装在飞机尾部区域10中。可代替地，保持架30 也可以是气密壁。采用电动机形式并由控制单元（未示出）控制的驱动设备32驱 动风扇系统28。用于驱动风扇系统28的驱动设备32从径流式风扇在朝向飞机尾 部区域10的横梁15的方向上延伸，因此出于维护和修理的目的而可容易和方便 地接近。如果需要，驱动设备32也可以被快速更换。

最后，在飞机尾部区域10的外蒙皮16中，第一开口34被形成。形成在飞机 尾部区域10的外蒙皮16中的第一开口34相对于径流式风扇径向定位，也就是基 本上和径向风扇一样与飞机尾部区域10的横梁15相距相同的距离A2。在装备有 飞机尾部区域10的飞机的飞行操作中，相比于外蒙皮16中由冷却器14形成的部 分，更高的压力施加在外蒙皮16的形成第一开口部34的部分。以这种方式，在 飞机的飞行操作中，在压力差的驱动下，环境空气可以通过第一开口34流入飞机 尾部区域10的内部中，并通过冷却器14的冷却剂通道20输送回飞机环境中。为 此风扇系统28的操作是不必要的。

在飞机的地面操作中，在控制单元的控制下，驱动设备32驱动风扇系统28， 使得径流式风扇将来自飞机环境的空气通过冷却器14的冷却剂通道20吸入飞机 尾部区域10的内部。然后空气经由相对于径流式风扇径向定位的第一开口34被 运送出飞机尾部区域10的内部。在装备有飞机尾部区域10的飞机的飞行操作和 地面操作中，被输送到飞机尾部区域10的内部的空气在其流动通过飞机尾部区域 10的内部时，借助于冷却系统12被输送通过待被冷却的燃料电池系统的燃料箱 36。以这种方式，适于接收氢气并被布置在冷却器14和风扇系统28之间的冷却 空气流动路径中的箱36总是能被充分地通风。

在飞机尾部区域10的外蒙皮16中，第二开口38也被形成，环境空气可以通 过第二开口38被输送到用于驱动风扇系统28以进行冷却的驱动设备32。第二开 口38被定位为使得通过第二开口38被输送到飞机尾部区域10的内部的环境空气 直接在用于驱动风扇系统28的驱动设备32上流过。

形成在飞机尾部区域10的外蒙皮16中的第一开口34可以由图4a和4b示出 的常规的密封风门片40密封。然而，可替代地，第一开口34也可以由多个薄片 42密封，多个薄片42基本上平行于彼此延伸，并可相对于飞机尾部区域10的外 蒙皮16倾斜（参见图5a和5b）。在图5a和5b所示的结构中，第一开口34的区 域中的薄片42被集成到飞机尾部区域10的外蒙皮轮廓，并可以在封闭位置和两 个不同的开放位置之间被逐步或连续调整，在封闭位置，它们限定了封闭表面并 密封第一开口34，在两个不同的开放位置，它们限定了经由相应的通流狭缝43可 以流动通过的表面。

在薄片42的第一开放位置（参见图5a），在飞机的飞行操作中围绕飞机尾部 区域10的外蒙皮16流动的气流L流动到薄片42的内表面42a上，在薄片42的 封闭位置，薄片42的内表面42a面向飞机尾部区域10的内部。因此，薄片42偏 转通过第一开口34进入飞机尾部区域10的内部的空气。相比之下，在薄片42的 第二开放位置（参见图5b），在飞机的飞行操作中围绕飞机尾部区域10的外蒙皮 16流动的气流L流动到薄片42的外表面42b上，在薄片42的封闭位置，薄片42 的外表面42b背离飞机尾部区域10的内部。

在它们的第一开放位置，薄片42在飞机的飞行操作中围绕飞机尾部区域10 的外蒙皮16流动的气流L中产生高冲压，因此使得能够将大的空气体积流量输送 到飞机尾部区域10的内部。薄片42可以均具有相同的形状。相比之下，在根据 图5a和5b的结构中，薄片42的大小，也就是面积，在气流L的方向上增加。以 这种方式，即使在根据图5a的薄片42的第一开放位置在气流L的方向上被布置 为在其它薄片42“后面“的薄片42依然具有可以在上面流动的面积，并可以在气 流L中产生冲压。另一方面，如果只有少量空气将被输入到飞机尾部区域10的内 部，或者如果空气将通过由薄片42限定的通流狭缝43被运送出飞机尾部区域10 的内部进入环境中，因此将薄片42定位在它们的第二开放位置是有用的，以避免 增加空气阻力，并由此避免不必要地增加飞机的燃料消耗。

形成在飞机尾部区域10的外蒙皮16中的第二开口38也可以由常规的密封风 门片密封。然而，可替代地，第二开口38也可以由多个薄片42密封，多个薄片 42基本上平行于彼此延伸，并可以相对于飞机尾部区域10的外蒙皮16倾斜。

图6a和6b所示的飞机尾部区域10的第二实施例与根据图1a至1d的布置的 不同在于，风扇系统28具有冗余工作的两个或更多轴流式风扇，而不是径流式风 扇。此外，第一开口34不是被定位在飞机尾部区域10的下壳的区域中，而是在 飞机尾部区域10的上壳的区域中。在第一开口34的区域中，可在封闭位置与开 放位置之间被调整的风门片44被布置。在其封闭位置，风门片44密封第一开口 34。相比之下，在其开放位置，风门片44打开第一开口34。可以相对于风门片 44的基部区域倾斜的薄片42被集成到风门片44中，并可以在封闭位置和两个不 同的开放位置之间被逐步地或连续地调整，在封闭位置，它们限定封闭表面，在 两个不同的开放位置，它们限定经由相应的通流狭缝43可以流动通过的表面。除 此之外，图6a和6b所示的飞机尾部区域10的结构和操作模式相应于根据图1a 至1d的飞机尾部区域10的结构和操作模式。

最后，图7a和7b示出了飞机尾部区域10的第三实施例，其中两个冗余工作 的轴流式风扇被布置在飞机尾部区域10的冷却器14和横梁15之间的流动路径中， 从而第一开口34被定位在横梁15的区域中。除此之外，图7a和7b所示的飞机 尾部区域10的结构和操作模式相应于根据图6a和6b的飞机尾部区域10的结构 和操作模式。