1.本发明涉及一种用于飞行器外蒙皮换热器的初级结构布置、一种具有这种初级结构布置的飞行器以及一种用于安装飞行器外蒙皮换热器的方法。尤其本发明涉及一种初级结构布置，该初级结构布置具有：外蒙皮区段，该外蒙皮区段具有凹部；具有载热流体连接部；以及封闭该凹部的结构元件。此外，本发明描述了一种具有这种初级结构布置的飞行器，以及一种用于将飞行器外蒙皮换热器安装在外蒙皮区段的这种凹部中的方法。
背景技术：
2.飞行器通常配备有冷却系统，冷却系统将飞行器的环境空气用作散热器。为了给冷却系统提供足够的冷却能量，将由环境空气形成的冷却空气流引导经过冷却系统的换热器。冷却空气流例如可以在积聚空气通道中引起，其中换热器布置在积聚空气通道的积聚空气入口开口与积聚空气出口开口之间。在飞行器的地面运行中，输送装置可以在积聚空气通道中产生冷却空气流。然而，由于在飞行器的外部的外壳中的开口产生湍流，该湍流增大飞行器的燃料消耗。
3.此外，已知飞行器外蒙皮换热器，其具有构成飞行器外蒙皮的一部分的表面。由此可以省略积聚空气通道，并且可以减小飞行器的外蒙皮上的湍流。然而，飞行器外蒙皮换热器与飞行器的外部的外蒙皮相接合，由此飞行器结构必须与飞行器外蒙皮换热器相适配。
技术实现要素：
4.因此，本发明的基本目的在于，提供一种用于飞行器外蒙皮换热器的改进的初级结构布置、一种具有这种初级结构布置的飞行器、以及一种用于更简单地安装飞行器外蒙皮换热器的方法。
5.该目的通过具有权利要求1所述特征的初级结构布置、具有权利要求14所述特征的飞行器、以及具有权利要求15所述特征的方法来实现。
6.根据用于更好地理解本公开的第一方面，一种用于飞行器外蒙皮换热器的初级结构布置包括外蒙皮区段，该外蒙皮区段限定该飞行器的外部形状并且形成该飞行器的外壳的区段，其中该外蒙皮区段具有至少一个凹部。初级结构在此指的是飞行器机身的结构上的构件，其通常包括飞行器的承载性的外壳(外蒙皮)以及布置在其上的框架(也称为隔框或框体)、桁条和其他支撑结构。外蒙皮区段可以是飞行器的外蒙皮的任何任意的区段。尤其外蒙皮区段可以布置在飞行器机身的一部分上。替代地或附加地，外蒙皮区段还可以布置在飞行器的机翼或尾翼的一部分上。
7.如果外蒙皮区段位于飞行器的未被压力加载的区域(例如飞行器机腹(所谓的机腹整流罩))中，则外蒙皮区段不必是连续的。更确切地说，外蒙皮区段可以具有至少一个开口。由此，飞行器的未加压区域(并且尤其是存在于其中的空气)也可以用作用于飞行器外蒙皮换热器的散热器。
8.替代地，具有凹部的外蒙皮区段可以被设计成使得尽管有凹部，但仍形成飞行器的气密的外壳。这尤其在飞行器的如下区段中是必需的，其中飞行器的外蒙皮界定或至少邻接飞行器的加压区域。换言之，外蒙皮是在外蒙皮区段中连续制造的。替代地，凹部可以嵌入到外蒙皮区段中并且在那里与外蒙皮区段的其余部分的外蒙皮气密地连接。例如，形成凹部的外蒙皮元件可以在其外边缘上与外蒙皮区段的其余部分的外蒙皮粘接、焊接或以其他方式气密地固定在其上。连续的外蒙皮提供的优点是，由外蒙皮承载的力可以通过整个外蒙皮进行传递，而不会在外蒙皮与形成凹部的外蒙皮元件之间的连接处产生可能的薄弱部位。通过连续的、一体式的外蒙皮还简化了对外蒙皮的检查、尤其是对气密性的检查。
9.例如，外蒙皮区段可以由复合物质制成，其中凹部在外蒙皮区段成形时已经被设置成使得复合物质是连续的。替代地，外蒙皮区段还可以由金属制成，其中凹部例如可以通过压制成型来制成。
10.凹部朝向飞行器内部。换言之，外蒙皮在凹部的区域中比外蒙皮在外蒙皮区段的其余区域中更进一步地位于飞行器内部。例如，在凹部的区域中，外蒙皮可以具有确定的半径；而在外蒙皮区段的在凹部之外的区域中，外蒙皮具有更大的半径。
11.初级结构布置还包括载热流体连接部，该载热流体连接部被适配成用于将载热流体引导到凹部中。例如，载热流体连接部可以被适配成用于将载热流体引导穿过飞行器的外蒙皮进入到凹部中。因此，载热流体连接部形成穿过飞行器外蒙皮的贯通部，载热流体可以被引导穿过该贯通部。在此，这与载热流体是否实际被引导穿过载热流体连接部无关。
12.在最简单的形式中，载热流体连接部可以是外蒙皮中的开口，载热流体管路可以被引导穿过该开口。此外，为了实现气密的外壳，必须通过载热流体管路或(如果不使用载热流体管路)封闭元件气密地封闭开口。在另一设计方案中，载热流体连接部可以是载热流体管路的连接件(例如联接器)。在此，该连接件可以这样被安装或整合在外蒙皮区段中，使得除了用于载热流体的管路横截面外，不存在穿过飞行器的外蒙皮的另外的开口。由此确保外蒙皮区段的气密性。连接件可以自闭合地设计，即，当没有载热流体通道或类似物连接在连接件上时，连接件的内部横截面被封闭以用于引导载热流体。
13.此外，初级结构布置可以包括封闭凹部的结构元件。因此，该结构元件具有如下尺寸，这些尺寸中的大多数尺寸对应于凹部的所属的尺寸。换言之，凹部在插入结构元件之后被封闭，并且在凹部之外的外蒙皮的表面和结构元件的表面齐平地布置，使得它们形成飞行器的连续的外表面。由此，可以实现飞行器的良好的空气动力学特性。
14.在此，结构元件不一定必须与凹部具有相同的深度(沿朝向飞行器中心的径向方向观察)。因此，结构元件可以与飞行器的布置在凹部中的外蒙皮一起形成空腔。替代地或附加地，结构元件可以具有空腔，该空腔在至少一些侧面上被结构元件的区段界定和限定。
15.结构元件例如可以以轻质结构方式制造。因此，结构元件可以至少部分地包括复合物质或金属。尤其当结构元件插入到凹部中时，形成结构元件的外侧的表面可以由复合物质或金属制成。优选地，使用相同的物质，该物质还在外蒙皮区段中形成飞行器的外蒙皮。此外，结构元件还可以部分地由泡沫、蜂窝状的结构或类似的具有空腔的材料形成。
16.最后，初级结构布置可以具有布置在凹部中或其上的至少一个保持件，该保持件被适配成用于将封闭凹部的结构元件固定保持在凹部中。该至少一个保持件可以在凹部中或在围绕凹部的区域中由外蒙皮成形。换言之，保持件整合在外蒙皮区段中。
17.替代地或附加地，保持件还可以在凹部或围绕凹部的区域中布置在外蒙皮的内侧。在此，结构元件可以具有至少一个区段，该区段伸入到保持件中，从而结构元件藉由保持件被固定在凹部中。布置在外蒙皮的内侧的这种保持件在气密的外壳的情况下还必须确保外蒙皮区段的区域中的气密性。例如，保持件可以具有朝向飞行器的内侧的壳体区段，该壳体区段气密地与飞行器的外蒙皮的内侧相连接。
18.在一个设计方案变体中，初级结构布置还可以包括布置在封闭凹部的结构元件中的至少一个载热流体通道。换言之，结构元件具有载热流体通道，载热流体可以流过该载热流体通道。载热流体可以例如在冷却回路中使用，其中载热流体在变热后的状态下被引导到载热流体通道中，以便输出热能。载热流体通道例如可以被适配成用于作为换热器起作用或至少在一个区段中包括换热器。因此，载热流体通道对应地被确定尺寸(例如突出之处在于长的管路长度)并且这样布置在结构元件中，使得载热流体通道与冷却介质处于热耦合。在此例如可以使用飞行器的紧挨着的周围环境中的环境空气作为冷却介质。
19.载热流体通道还可以具有界定载热流体通道的壁，该壁还形成结构元件的外侧。因此，载热流体通道可以在结构元件的外侧(在安装在凹部中的状态下形成飞行器的外侧)向环境空气输出热能。在此，结构元件的外侧能够在空气动力学上有利地光滑地实施和/或部分地设有冷却肋片，以确保将热能更好地运送到环境空气中。载热流体通道还可以曲折地或以其他方式被引导穿过结构元件，使得界定载热流体通道的壁在结构元件的外侧占据尽可能大的表面。
20.替代地或附加地，载热流体通道可以被结构元件的外壁跨越。在此，结构元件的外壁可以与载热流体通道处于热耦合，以便能够实现将载热流体的热能经由结构元件的外壁尽可能好地输出到环境空气中。例如，载热流体通道可以导热地固定在结构元件的外壁的内侧，例如借助于导热粘合剂、通过焊接或通过一体式制造。
21.同样替代地或附加地，载热流体通道可以以多个微通道的形式实施。这种微通道例如可以具有0.8mm至2mm之间的(内)直径。由此可以实现用于载热流体通道的较大的管路长度，这进而允许良好地输出热能。
22.所有这些变体促使载热流体通道承担外蒙皮换热器的功能。这可以涉及结构元件内的(几乎)整个载热流体通道或仅涉及位于结构元件的外侧附近的特定区段。
23.此外，在一个设计方案变体中，载热流体通道可以通过载热流体连接部进入到飞行器的内部。换言之，载热流体通道在载热流体连接部处穿透飞行器的外蒙皮。这能够实现载热流体通道在飞行器的内部的连接。在此，载热流体通道和/或载热流体连接部可以这样设计，使得在载热流体连接部的区域中在飞行器外蒙皮的内侧与外侧之间存在气密的封闭。
24.替代地，载热流体通道可以与载热流体连接部处于流体联接，使得载热流体流过载热流体连接部并且随后流过载热流体通道。尤其当藉由连接件来实现载热流体连接部时，载热流体通道可以连接(联接)至连接件，以便引起流体连接。连接件进而可以连接到飞行器的内部的载热流体管路，使得载热流体通道与载热流体连接部的流体联接也意味着载热流体通道与飞行器的内部的载热流体管路的流体联接。
25.在另一设计方案变体中，所述载热流体连接部可以具有第一区段和第二区段，经过所述第一区段，所述载热流体经过所述飞行器的外壳被引导至所述载热流体通道；经过
所述第二区段，所述载热流体在流过所述载热流体通道之后经过所述飞行器的外壳被引导到所述飞行器的内部。一方面，形成载热流体连接部的开口的尺寸可以足以使得载热流体通道的两个区段可以被引导到飞行器的内部。另一方面，载热流体连接部可以包括两个或更多个连接件(联接器)，载热流体通过这些连接件流入到载热流体通道中或从中流出。因此，具有载热流体通道的结构元件可以快速且容易地连接到飞行器的内部的载热流体管路。因此，初级结构布置已经提供了用于载热流体通道的连接可能性，而与是否在凹部中安装具有或不具有载热流体通道的结构元件无关。
26.在一个替代的或附加的设计方案变体中，初级结构布置还可以包括布置在封闭凹部的结构元件中的至少一个冷却空气通道。在此，流过冷却空气通道的冷却空气与流过载热流体通道的载热流体处于热耦合。载热流体与冷却空气之间的热耦合可以实现从载热流体到冷却空气的热能交换。因此，结构元件可以形成用于冷却系统的换热器。
27.在另一设计方案中，界定载热流体通道的至少一个壁可以界定冷却空气通道的至少一个区段。换言之，冷却空气通道可以仅以空腔的形式设计，该空腔在至少一侧被界定载热流体通道的壁限定。替代地或附加地，载热流体通道可以被朝向冷却空气通道的壁跨越，该壁与载热流体通道处于热耦合。
28.此外，冷却空气通道和/或载热流体通道可以这样被确定尺寸和/或成形，使得冷却空气通道的其他区段由载热流体通道界定/限定。由此可以增大冷却空气可以沿着界定一个或多个载热流体通道的一个或多个壁流动的表面，由此改善热耦合。
29.在另一设计方案中，设计为空腔形式的冷却空气通道可以到达飞行器的内部。尤其在飞行器的未加压区域中，冷却空气通道可以延伸到飞行器的未加压区域中或容易地向其打开。因此，冷却空气输送装置允许飞行器外蒙皮换热器在飞行器的飞行运行和地面运行中运行(从载热流体通道排出载热流体的热能)。在此，飞行器的初级结构仅需在很小程度上或完全不需要与飞行器外蒙皮换热器的形状相适配。
30.替代地或附加地，可以在冷却空气通道中和/或在载热流体通道的朝向结构元件的外侧的一侧成形冷却肋，冷却肋同样增大冷却空气沿其流动的表面。
31.在一个设计方案变体中，初级结构布置还可以包括冷却空气连接部，该冷却空气连接部被适配成用于引导冷却空气穿过飞行器的外蒙皮。在此，冷却空气通道可以与冷却空气连接部处于流体联接，从而使得在冷却空气通道中流动的冷却空气流过冷却空气连接部。换言之，冷却空气连接部是与载热流体连接部类似地设计的。因此，一方面，冷却空气连接部可以仅仅是如下开口，冷却空气流过该开口并且可以在飞行器的外蒙皮的内侧(在飞行器内的自由空间中或在飞行器的内部的专门为此设置的冷却空气管路中)继续流动。另一方面，冷却空气连接部可以包括至少一个连接件，冷却空气通道连接到该连接件。连接件可以自闭合地设计，即，当没有冷却空气通道连接到连接件时，连接件的内部横截面被封闭以引导冷却空气。
32.替代地或附加地，结构元件可以具有至少一个开口，该开口能够实现冷却空气通道与外部周围环境之间的流体连接。因此，冷却空气通道可以与飞行器的外蒙皮区段的外侧的环境空气处于流体连接。该开口能够以在该结构元件中的通风缝隙的形式实现，其中该通风缝隙的长度基本上对应于该结构元件中的冷却空气通道的长度。替代地或附加地，该至少一个开口能够以穿过结构元件的材料的至少一个孔或穿通部的形式实现。由此，冷
却空气能够以简单的方式从飞行器的周围环境引导到冷却空气通道中。因此，即使在初级结构布置中没有设置冷却空气连接部，冷却空气通道也可以被供应冷却空气。当然，冷却空气还可以选择性地经由结构元件中的至少一个开口和/或冷却空气连接部被导入到冷却空气通道中/从冷却空气通道导出。
33.在另一设计方案变体中，凹部可以包括至少一个侧壁，其中保持装置布置在侧壁上或其中。虽然凹部可以设计为基本上凹形的(伸入飞行器的内部的)凹部，由此也可以容易地通过凹部传递由飞行器的外蒙皮承载的力。另一方面，凹部还可以阶梯形地设计，从而得到凹部的至少一个侧壁。这可以实现同样成形的结构元件，由此该结构元件能够在其边缘区域中更稳定地形成。在结构元件与包围凹部的外蒙皮之间的过渡部也可以更容易设计。侧壁可以基本上垂直于外蒙皮区段的在凹部之外的外蒙皮延伸。“基本上垂直”在此被理解为具有在75
°
与105
°
之间、优选在80
°
与100
°
之间、并且特别优选在85
°
与95
°
之间的角度的布置。
34.在一个优选的设计方案中，在凹部的侧壁的内侧(即在飞行器的外蒙皮的内侧)布置有另外的初级结构构件，例如桁条或隔框(框架)。由此，尽管有凹部，仍能够确保外蒙皮的稳定性。在此，凹部的侧壁也可以固定在初级结构构件上。
35.保持装置可以作为单独的结构元件布置在侧壁上。替代地，保持装置还可以整合在侧壁中或通过侧壁成形。在这两种情况下，保持装置被适配成用于与结构元件的至少一个区段进行接合，以便确保结构元件在凹部中的可靠固定。保持装置可以与结构元件形成力配合和/或形状配合的连接。
36.在还另一设计方案变体中，封闭凹部的结构元件可以具有至少一个结构元件保持件。在此，结构元件保持件可以被适配成用于将结构元件形状配合地和/或力配合地保持在凹部中。在此，该凹部能够如此成形，使得该结构元件保持件能够形状配合地和/或力配合地与该凹部进行接合，以便可靠地保持该结构元件。
37.例如，凹部的侧壁可以形成底切部，即，凹部在外蒙皮区段的外蒙皮的区域中的开口小于凹部的底部的面积。在此，结构元件保持件可以被设计成使其形状配合地和/或力配合地接合到底切部中。
38.替代地或附加地，结构元件保持件可以与布置在凹部上或其中的保持件形状配合地和/或力配合地连接。换言之，布置在凹部中的保持件或保持装置和结构元件保持件可以包括相对应的区段，这些区段可以进行接合，以便将结构元件可靠地保持在凹部中。
39.在一个设计方案变体中，保持件和/或结构元件保持件具有至少一个载体状的元件，该载体状的元件布置在凹部中。该结构元件能够借助于螺纹连接件固定在该载体状的元件上。
40.在一种替代的或附加的设计方案变体中，结构元件被粘接在凹部中。由此可以省略保持装置和/或结构元件保持件，由此可以更容易地设计初级结构布置。
41.在另一设计方案变体中，所述结构元件保持件和/或布置在所述凹部中的所述保持件可以被适配成用于将所述结构元件固定保持在所述凹部中，使得所述载热流体通道流体密封地与所述载热流体连接部连接。换言之，载热流体连接部和/或载热流体通道可以被适配成用于在结构元件借助于结构元件保持件和/或布置在凹部中的保持件被固定时形成流体连接。这一方面可以通过以下方式实现：结构元件通过结构元件保持件和/或布置在凹
部中的保持件占据凹部中的特定位置，在该位置，载热流体通道同样相对于载热流体连接部占据特定位置，由此确保流体连接。另一方面，结构元件保持件和/或布置在凹部中的保持件可以被适配成用于将结构元件移动到凹部中的最终位置，其中通过结构元件的移动，将载热流体通道同时连接到载热流体连接部(例如，将载热流体通道与载热流体连接部的连接件联接)。
42.在还另一设计方案变体中，凹部可以在其整个表面上具有进入到飞行器的内部的基本上相同的深度。换言之，飞行器的外蒙皮在凹部中沿着曲线或球体延伸，该曲线或球体在不存在凹部的情况下与飞行器的外蒙皮相对应，但在飞行器的内部延伸得更远。例如，凹部中的飞行器外蒙皮可以具有与凹部之外的飞行器外蒙皮同中心的形状。
43.在另一设计方案变体中，该结构元件可以包括盖板，该盖板与该飞行器的在该凹部之外的外蒙皮对齐。换句话说，结构元件的盖板这样布置，使得当结构元件被插入到凹部中时，该盖板与飞行器的在凹部之外的外蒙皮形成连续的、齐平的表面。在此，盖板可以形成整个结构元件。例如，结构元件可以仅由盖板构成并且既不包括载热流体通道、也不包括冷却空气通道。替代地，盖板也可以构成结构元件的仅一个(位于外部的)区段，其中结构元件的其余区域例如由载热流体通道构成。由此，结构元件可以这样设计，使得其包括呈针对特定冷却系统设计的大小的载热流体通道。而初级结构布置还能够实现(在凹部中)接纳具有不同大小的载热流体通道、不同数量的载热流体通道、具有或不具有任意数量的冷却空气通道等的结构元件。由此，初级结构布置为飞行器提供稳定且气密的外壳，而同时可以在初级结构布置的凹部中使用符合当前需求的飞行器外蒙皮换热器。这种灵活的造型还能够实现通过更换结构元件来简单地、仅从外部改造初级结构布置。
44.同样可替代地，结构元件可以这样设计，使得其仅包括一个或多个冷却空气通道。例如，这允许使用具有空气入口和至少一个冷却空气通道的结构元件，其中冷却空气可以通过冷却空气连接部被引导到飞行器的内部。因此，初级结构布置还能够将空气入口、例如(标准化的)积聚空气入口布置在凹部的区域中。因此，结构元件中的冷却空气通道还可以被设计为积聚空气通道。当然，结构元件也可以包括(仅)一个空气出口，其中结构元件中的一个或多个冷却空气通道连接至空气出口，使得结构元件和布置在其中的一个或多个冷却空气通道可以用作排气管路。
45.在另一变体中，结构元件中的冷却空气通道还可以不与飞行器的内部相连接(即，没有冷却空气连接部)。替代地，结构元件可以具有冷却空气入口和冷却空气出口，其与冷却空气通道处于流体连接。因此，结构元件可以具有常见的积聚空气通道。同样在另一变体中，载热流体通道可以布置在结构元件内的这种积聚空气通道中。由此，可以随后将换热器安装在飞行器中的积聚空气通道中。
46.在另一设计方案变体中，初级结构布置还可以包括布置在凹部之外的、与凹部邻接的至少一个冷却空气通道。布置在凹部之外的冷却空气通道可以位于初级结构布置的外蒙皮的内侧。此外例如布置在凹部之外的冷却空气通道可以连接到冷却空气连接部，从而使得该冷却空气通道与结构元件内的冷却空气通道形成连续的冷却空气通道。这可以使得即使在飞行器内的区域中也能够使用冷却空气。
47.在另一设计方案变体中，初级结构布置还可以包括冷却空气输送装置，该冷却空气输送装置布置在外蒙皮区段的朝向飞行器的内部的一侧。换言之，冷却空气输送装置设
置在飞行器的内部。在此，冷却空气输送装置可以与结构元件中的冷却空气通道和/或凹部之外的冷却空气通道处于流体联接。换言之，冷却空气可以通过冷却空气输送装置被输送经过那个冷却空气通道，以便确保对例如由载热流体输出的热能的运送。在此，冷却空气输送装置可以被适配成使其将冷却空气从飞行器的内部经由冷却空气连接部输送到结构元件的冷却空气通道中。在此，冷却空气可以例如经由结构元件中的对应的开口离开结构元件的冷却空气通道。替代地，冷却空气输送装置可以被适配成使其将冷却空气通过结构元件的冷却空气通道输送到飞行器的内部。当然，冷却空气输送装置还可以被适配成用于通过一个或多个冷却空气通道来选择性地将冷却空气输送到飞行器中或从飞行器输送出来。
48.根据用于更好地理解本公开的另一方面，一种飞行器包括至少一个根据第一方面的初级结构布置。尤其，飞行器可以包括多个初级结构布置。在此，每个初级结构布置的凹部可以配备有相同的或不同的结构元件。这使得能够将具有载热流体通道的结构元件安装在飞行器的特定的地方(飞行器的特定的、所属的初级结构布置处)，这些地方位于设置在飞行器中的冷却系统附近。因此，冷却系统的管路长度可以显著缩短，从而节省飞行器的重量。飞行器还可以通过更换对应的结构元件与新的冷却情况相适配。例如，如果将冷却系统铺设到飞行器内的另一地方或者将冷却系统重新安装在飞行器中，则还可以将结构元件中的所属的换热器转移到适合的地方(初级结构布置)。同样可以设想的是，当更强的冷却系统必须输出更大的热量时，将附加的换热器(以具有载热流体通道的结构元件的形式)安装在飞行器上。飞行器中的初级结构布置的所有未使用的凹部可以利用如下结构元件被封闭，这些结构元件不包括载热流体通道和/或冷却空气通道，而是例如仅由盖板构成。
49.根据用于更好地理解本公开的第三方面，描述一种用于安装飞行器外蒙皮换热器的方法。该方法至少包括以下步骤：
50.‑
提供具有至少一个凹部的外蒙皮区段，其中所述外蒙皮区段限定飞行器的外部形状并且构成所述飞行器的外壳的区段；
51.‑
将封闭所述凹部的结构元件插入到所述凹部中，其中所述结构元件包括载热流体通道；
52.‑
在所述载热流体通道与被适配成用于将载热流体引导到所述凹部中的载热流体连接部之间建立流体连接；以及
53.‑
借助于布置在所述凹部中的保持件将所述结构元件固定在所述凹部中。
54.在该方法中使用的结构特征当然可以对应于第一方面和第二方面的结构特征。
55.此外，该方法可以如下地被补充，即，将已经被固定的结构元件从凹部松开并移除，并且然后用另外的结构元件替换。可以根据上述步骤将该另外的结构元件插入到凹部中。该另外的结构元件例如可以包括与所去除的结构元件的尺寸不同的载热流体通道，或者完全不包括载热流体通道。因此，可以将具有或不具有换热器的结构元件从外部更换到飞行器上，从而可以显著节省工作时间。通常，如果必须替换或更换外蒙皮换热器，则很难到达飞行器的内部的区域。
56.上述方面、设计方案和变体自然还可以组合，而无需明确描述。因此，相对于这些方面、设计方案和变体中的每个或其已有的组合可以可选地看到所描述的设计变体中的每个设计变体。因此，本公开不限制于单独的设计方案并且不以这些方面和设计方案变体的所描述的顺序或特定的组合限制于设计方案变体。
附图说明
57.现在借助示意性的附图详细解释本发明的优选实施例，其中：
58.图1示意性地示出飞行器的局部；
59.图2示意性地示出初级结构布置的横截面；
60.图3示意性地示出具有初级结构布置的飞行器的侧视图；
61.图4至图7分别示意性地示出初级结构布置的横截面的变体；
62.图8至图10分别示意性地示出结构元件的横截面的变体；
63.图11示意性地示出初级结构布置的纵截面和横截面；
64.图12示意性地示出具有两个初级结构布置的飞行器的横截面；
65.图13示意性地示出飞行器的横截面；以及
66.图14示出用于安装飞行器外蒙皮换热器的方法的流程图。
具体实施方式
67.图1示意性地以侧视图示出了飞行器1的局部。飞行器1包括呈外蒙皮5的形式的外壳，该外壳限定飞行器1的外部形状。如图1中所示，飞行器1可以包括一个或多个初级结构布置100。在图1中示出的初级结构100仅示意性地通过两条线展示，其中该初级结构不限于示出的尺寸。
68.图2示意性地示出了这种初级结构布置100的横截面。因此可以看出，初级结构布置100包括外蒙皮区段5，该外蒙皮区段限定飞行器1的外部形状并且构成飞行器的外壳的区段。为了简化绘图，外蒙皮区段5是用直的、彼此垂直地布置的线绘制的。通常，飞行器1的外蒙皮区段5是弯曲的。
69.外蒙皮5的走向形成凹部10，其中外蒙皮5至少在一个区段中比外蒙皮5的位于凹部10之外的区段布置得在飞行器1的更靠内部(在图2中在右侧)。凹部10在此仅示意性地以垂直于外蒙皮5延伸的侧壁11、12示出。当然，侧壁11、12可以相对于外蒙皮5占据不同的角度、弯曲地设计，或者甚至不是明确地被设计为侧壁，而是以凹形和/或凸形的弯曲部的形式从凹部10的中心向位于凹部10之外的其余部分的外蒙皮5延伸。
70.初级结构布置100还可以具有布置在凹部10中或其上的至少一个保持件30。这种保持件30被适配成用于将封闭凹部10的结构元件50(其将参照图3至图9更详细地阐述)固定保持在凹部10中。保持件30示例性地在凹部10的侧壁12上示出。当然，保持件30(或另外的保持件30)还可以布置在初级结构布置100的其他部位上。在图2中仅示例性地以虚线在凹部10的区域中描绘了在外蒙皮5的内侧的两个另外的保持件30。
71.图3示意性地示出了具有初级结构布置100的飞行器1的侧视图。初级结构布置100以及尤其是其凹部10可以沿飞行器1的纵向方向(x轴)比垂直于其(沿z轴方向)延伸得更远。然而，凹部10的大小可根据设置初级结构布置100的目的而自由选择。
72.在图3中示出了载热流体连接部20，该载热流体连接部被适配成用于引导载热流体穿过飞行器1的外蒙皮5。尤其示出在凹部10的一侧的载热流体连接部20的第一区段20a和在凹部10的另一侧的载热流体连接部20的第二区段20b。载热流体连接部20或载热流体连接部20的第一区段或第二区段20a、20b的位置不限于所示的位子，而是可以位于凹部10上的或紧邻凹部的任何部位。
73.图4至图7分别示意性地示出根据一个变体的初级结构布置100的横截面。图4至图7的观察方向例如是沿飞行器1的纵向方向(沿x轴方向)。尤其在图4至图7中示出了结构元件50，该结构元件被插入到凹部10中。在图4中示出的变体包括具有布置在其中的两个载热流体通道51、52的结构元件50。载热流体通道51、52可以与载热流体连接部20处于流体联接，使得载热流体流过载热流体连接部20并且随后流过载热流体通道51、52。在此，载热流体连接部20的区段20a、20b可以被用于分别配属于载热流体通道51、52。例如，载热流体连接部20的第一区段20a可以包括用于载热流体的入口和出口，这两者与载热流体通道51处于流体联接。同样地，载热流体连接部20的第二区段20b可以包括用于载热流体的入口和出口，这两者与另外的载热流体通道52处于流体联接。
74.替代地，载热流体还可以通过载热流体连接部20的第一区段20a流入载热流体通道51中，载热流体通道51可以与另外的载热流体通道52处于流体联接，并且载热流体可以通过另外的载热流体通道52经由载热流体连接部20的第二区段20b再次流出。
75.在任何情况下，载热流体通道51、52可以经由连接件56与载热流体连接部20联接，如在图3的详细视图中示出的那样。连接件56以及在图3中示出的载热流体连接部20的第一区段20a可以被适配成用于插接到彼此中或彼此上并且在此建立流体连接。例如，连接件56和载热流体连接部20的第一区段20a可以被设计为相对应的可彼此连接的联接件。载热流体连接部20的第二区段20b也可以对应地成形。同样地，另外的载热流体通道52也可以配备有至少一个对应的连接件56。
76.初级结构布置100还可以包括布置在封闭凹部10的结构元件50中的至少一个冷却空气通道53。冷却空气通道53可以被冷却空气流过，冷却空气与流过载热流体通道51、52的载热流体处于热耦合。换言之，可以将热能从载热流体通道51和/或另外的载热流体通道52中的载热流体传递给冷却空气通道53中的冷却介质(在此为空气)。
77.在图4中示出的冷却空气通道53的中央区域的区域中，载热流体通道51、52彼此间隔开地示出。在这种情况下，冷却空气通道53可以朝向环境空气(朝向飞行器1的在图4中位于左侧的外侧)被封闭。例如，结构元件50的外壁58可以封闭冷却空气通道53。外壁58也还可以跨越至少一个载热流体通道51、52。由此可以提供结构元件50的连续的外表面，由此改善初级结构布置100的空气动力学特性。在一种替代的设计方案变体中，载热流体通道51、52还可以彼此邻接，从而不需要外壁58。
78.如图4中示出的那样，载热流体通道51、52可以这样布置在结构元件50中，使得产生开口54，空气可以通过开口从飞行器1的周围环境流动到冷却空气通道53中(或者反之，空气可以通过开口从冷却空气通道53流动到飞行器1的周围环境中)。为了在界定载热流体通道51、52的整个壁51a、52a(图8和图9)上引导冷却空气，在冷却空气通道53中可以设置有冷却肋或翅片55，这些冷却肋或翅片引导冷却空气流。在图4中示出的冷却肋55平行于图4的附图平面延伸并且例如可以固定在界定载热流体通道51、52的、内侧的壁51a、52a上。当然，冷却肋55可以具有任何任意的取向和形状，以便实现冷却空气流与载热流体之间的良好的热连接。
79.冷却空气可以可选地由冷却空气输送装置60输送。为此，初级结构布置100可以包括冷却空气连接部25，该冷却空气连接部被适配成用于引导冷却空气穿过飞行器1的外蒙皮5(进入到飞行器1的内部)。冷却空气通道53为此与冷却空气连接部25处于流体联接，使
得在冷却空气通道53中流动的冷却空气流过冷却空气连接部25。如从图2至图4中得知的那样，初级结构布置100可以包括布置在凹部10之外的、与凹部10邻接的至少一个冷却空气通道27。在此，冷却空气输送装置60可以布置在冷却空气通道27的任何任意的部位处。最后，所输送的冷却空气可以经由空气出口65再次离开飞行器1。因此，例如，如图3中示出的那样，冷却空气输送装置60可以布置在飞行器1的下部区域中。同样地，空气输送装置60可以布置在飞行器1的没有被压力加载的区域中(例如在所谓的“机腹整流罩(belly fairing)”中)。
80.在图4中详细示出的结构元件50的下端部示出示例性的结构元件保持件35，该结构元件保持件与布置在凹部10中的保持件30形状配合地和/或力配合地连接。图4中的示例性的保持件30被设计为底切部，其中同样示例性的结构元件保持件35具有与底切部相对应的形状。例如，结构元件保持件35可以被整合在结构元件50中，并且可以在结构元件50插入到凹部10中之后手动或自动地被移出(在图4中向下)。由此与保持件30建立形状配合和/或力配合的连接。
81.最后，结构元件50还可以包括盖板57，该盖板被适配成与飞行器1的在凹部10之外的外蒙皮5对齐。尤其当结构元件50被插入到凹部中并且被固定在凹部中时，盖板57可以与飞行器1的在凹部10之外的其余部分的外蒙皮5形成连续的(齐平的)表面。可选地，盖板57还可以包括密封元件，该密封元件在凹部10之外封闭结构元件50与外蒙皮5之间的可能的间隙。由此，结构元件50能够在空气动力学上最佳地封闭凹部10。
82.根据本公开的一个变体，结构元件50可以仅由封闭整个凹部10的盖板57构成。这在图1中以虚线示出的初级结构布置100的形式示例性地示出。在飞行器1的其他部位处设置有具有至少一个载热流体通道51、52的初级结构布置100，同时可以设置有另外的初级结构布置100(在图1中从右起第二个)，该另外的初级结构布置不具有载热流体通道51、52并且刚好仅设有盖板57。由此，飞行器1可以配备有任意数量的初级结构布置100，而载热流体通道51、52(以及由此外蒙皮换热器)仅布置在飞行器1的外侧的需要它们的、或者根本不需要它们的位置处。
83.例如，当在飞行器1的对应的内侧存在必须冷却载热流体的冷却系统或其他系统时，可以将外蒙皮换热器安装在凹部10中。同样的情况也适用于仅包括至少一个冷却空气通道53和开口54的结构元件50。此外，初级结构布置100还可以具有冷却空气连接部25。由此，可以将空气入口或空气出口安装在任何任意的初级结构布置100上，以便在飞行器1的内部的对应位置处为系统供应环境空气或将排气输出到周围环境。
84.此外，凹部10可以在其整个表面上具有进入到飞行器1的内部的基本上相同的深度t。对应地，每个结构元件50可以具有对应于深度t的厚度d(参见图8)，以便尽可能地这样封闭凹部10，使得结构元件50的外侧与飞行器1的围绕凹部10的外蒙皮5形成连续的齐平的表面。此外，可以将结构元件50的变体插入到任何任意的初级结构布置100的每个凹部10中，由此实现初级结构布置100的一定程度的标准化。尤其，飞行器1可以配备有相同的初级结构布置100，从而可以根据需要从外部在飞行器1上使用对应所需的结构元件50。如果每个初级结构布置100均配备有载热流体连接部20和冷却空气连接部25，则可以随时在每个初级结构布置100处安装飞行器外蒙皮换热器、空气入口和/或空气出口或仅安装盖板。
85.图5示出结构元件50的另一变体。为此，仅描述与根据图4的变体的区别，因为所有
其余部件具有相同的功能。尤其改变了载热流体通道51、52的布置，使得该载热流体通道布置在结构元件50的外侧。由此，冷却空气可以通过开口54绕流过位于外部的载热流体通道51、52，由此载热流体通道51、52的较大的表面被冷却空气绕流并且因此改善向冷却空气输出热能。此外，结构元件50仅须包括布置在这两个载热流体通道51、52之间的盖板57。
86.虽然在根据图4的变体中结构元件可以是多件式地设计的，例如可以将盖板57作为单独的构件插入到凹部10中(例如在具有载热流体通道51、52的结构元件50由此更小并且因此更简单地插入到凹部10中之后)。这简化了安装。而在根据图5的变体中，可以在单个的安装步骤中封闭整个凹部10，因为仅将单个的结构元件50插入到凹部10中。此外，在开口54的区域中不必设置密封元件，因为这些开口54(例如以沿着结构元件50和凹部10的至少一个狭缝的形式)对于接纳环境空气是必需的。
87.仅示例性地，在图5中还示出初级结构布置10的保持件30，相应的结构元件保持件35分别插入到该保持件中。在此例如可以是插接连接件、粘接连接件、磁性保持装置、螺纹连接件36(图11)等。由于设置在结构元件50的边缘区域中的开口54，设置在凹部10的底部(在图5中设置在凹部10的右侧)的保持件30是更有利的，因为开口54和随后的冷却空气通道53不中断并且能够实现尽可能大的冷却空气流。
88.图6示出了结构元件50(更确切地说初级结构布置100)的另一变体，该结构元件是与根据图4的变体类似地设计的。尤其位于结构元件50的中央区域中的、具有载热流体通道51、52和冷却空气通道53的区段对应于图4中的变体。然而，在结构元件50上设置有盖板57，该盖板在外蒙皮5之前不远处在凹部10外终止并且在那里形成用于冷却空气入口或冷却空气出口的开口54。如上所述，在此，盖板57可以已经安装在结构元件50上，使得该结构元件可以作为构件被插入到凹部10中。在根据图4的变体中，盖板57还可以单独地安装在凹部10中。
89.此外，根据图6的变体提供的优点是，可以在冷却空气通道53中实现更大的烟囱效应。因此，在图6中示意性示出的飞行器外蒙皮换热器还可以在地面运行中并且在关断或者不存在冷却空气输送装置60的情况下使用。
90.图7进而示出了初级结构布置100的变体，该初级结构布置不具有冷却空气输送装置60并且不具有布置在凹部10之外的冷却空气通道27。在此，冷却空气连接部25可以被封闭元件28封闭。替代地，初级结构布置100还可以完全不包括冷却空气连接部25，其中封闭元件28也被省略。
91.图8至图10分别示意性地示出结构元件50的横截面的变体。在图8中示出的结构元件50仅具有载热流体通道51。此外，冷却空气通道53由盖板57形成。此外，图8示出：结构元件50还可以具有可选的后壁59。该后壁一方面用于成形一件式的结构元件50，即，作为载热流体通道51与盖板57之间的连接元件。此外，后壁59还可以接纳或形成结构元件保持件35。
92.在图8中示出的结构元件50能够以与例如在图9中示出的较大的结构元件50相同的方式被插入到初级结构布置100的凹部10中。凹部10的其余区域可以要么被根据图8的另一结构元件50占据，要么简单地被盖板57封闭。由此，初级结构布置100可以根据需要配备有任意尺寸的结构元件50和任意尺寸的载热流体通道51、52。参考图3，结构元件50还可以在飞行器的纵向方向(x轴)上占据任意的延伸尺寸。同样根据需要，在此可以任意地确定载热流体通道51、52的尺寸。
93.在图9中示出的结构元件50对应于图4中的变体。此外，在图9中示出了用于冷却空气通道53的接口26。该接口能够以管或筒的形式设计，该管/筒与冷却空气连接部25相对应，以便在冷却空气通道53与邻接凹部10的冷却空气通道27之间建立流体连接。替代地，用于冷却空气通道53的接口26还可以仅仅是与冷却空气连接部25的所属的开口相对应的开口。换言之，接口26可以以开口的形式在后壁59中实现。
94.图10示出了仅由载热流体通道51构成的结构元件50。可选地，还可以在载热流体通道51上设置有一个或多个结构元件保持件35。因此，结构元件50还可以在没有冷却空气通道53的情况下制造。结构元件50的这种形状的突出之处在于其较小的厚度d。例如，厚度d可以仅为2至5mm、优选为2至3mm。对应地，凹部10的深度t也非常小，由此仅需要初级结构的轻微改变。因此，初级结构的承载能力几乎不受影响。然而，载热流体通道51能够只在飞行运行中有效地用于冷却。在地面运行中，可以在外部温度较低和/或没有太阳辐射的情况下进行有效的冷却。
95.在图8和图9中同样示出了界定载热流体通道51、52的壁51a、52a，该壁界定冷却空气通道53的至少一个区段。在壁51a、52a上可以固定或布置有冷却肋55，这些冷却肋引导冷却空气通道53中的冷却空气流。
96.图11示意性地示出初级结构布置100的设计方案变体的纵截面和横截面。除了外蒙皮区段5外，初级结构布置100还包括至少一个隔框6以及至少一个桁条8。外蒙皮5固定在桁条8上，其中桁条8主要沿飞行器1的纵向方向延伸。隔框6在飞行器1的横截平面中延伸。为了简化，在图11中以直线绘制了所示的部件。通常，例如隔框6是弯曲的并且基本上对应于飞行器1的机身的横截面形状。
97.因为隔框6布置在桁条8的朝向飞行器内部的一侧，所以通常设置有节点板7，这些节点板包括如下区段，这些区段中的一个区段侧向地贴靠桁条8并且另一个区段侧向地贴靠隔框6。如在图11中可见的那样，为了形成冷却空气通道53，凹部10这样伸入到飞行器1的内部，使得至少一个隔框6、桁条8和/或节点板7的轮廓必须至少部分地改变(尤其是缩短)或必须省略。然而由此减小了隔框6、桁条8和/或节点板7(即初级结构)的阻力矩。为了补偿这一点，设置有附加的节点板9。这例如可以固定在隔框6上并且使结构元件50的形成凹部10的外蒙皮5和/或后壁59稳定。
98.借助图8、图10和图11可以清楚地看到，根据图10的具有非常小的厚度d的结构元件50避免了初级结构的阻力矩的上述减小。然而，如果设置冷却空气通道53，则必须提供凹部10所需的结构空间。在飞行器1的其中存在飞行器机舱或货舱的区域中，隔框6的内侧不能进一步铺设到飞行器1的内部，因为否则在那里缺少用于飞行器1的内部构造所需的空间。
99.在飞行器的其他区域中，例如在未加压区域(比如机腹整流罩)中，隔框6、桁条8和/或节点板7的尺寸可以进一步铺设到飞行器内部。由此可以避免附加的节点板9，由此节省重量。在这种情况下，还可以在凹部10或结构元件50的后壁59中省略外蒙皮5。在此，在飞行器内部(例如尽可能靠近结构元件50)可以设置有冷却空气输送装置60，其将环境空气通过冷却空气通道53输送到飞行器内部，或者反之，通过冷却空气通道53经由载热流体通道51从飞行器内部输送到飞行器1的周围环境中。
100.图11还示出保持件30和结构元件保持件35的可能的变体。因此，保持件30可以以
角元件的形式实现，该角元件例如借助于螺纹连接件被固定在桁条8上。结构元件保持件35例如可以以螺纹连接件36的形式实现。所有在图11中示出的螺纹连接件均借助于双点线示出。保持件30例如可以布置在凹部10的侧壁上，该凹部同样由桁条8形成。另外的保持件30或结构元件保持件35可以被设置在凹部10的中心或结构元件50的中心并且被固定在附加的节点板9和/或隔框6上。在图11中，这作为双t形载体示出。
101.图12示意性地示出了在飞行器1的机腹区域中具有两个初级结构装置100的飞行器1的横截面。在此，这两个初级结构布置100可以分别通过冷却空气通道27与冷却空气输送装置60连接。在图12中示出的箭头示出了冷却空气流，该冷却空气流具有与在图3中示出的冷却空气流相反的方向。因此，例如在地面运行中，冷却空气输送装置60可以抽吸环境空气并且将其提供给飞行器1内的至少一个系统，该系统同样需要环境空气(例如产生惰性气体或进行机舱空调)。由该至少一个系统输出的排气进而可以经由冷却空气通道27被引导至相应的初级结构布置100。替代地，冷却空气输送装置60还可以将所输送的环境空气的至少一部分直接引导到冷却空气通道27中。
102.在另一设计方案中，冷却空气输送装置60可以将环境空气通过初级结构布置100的开口54输送到飞行器内部，并且通过另一初级结构布置100的开口将环境空气再次从飞行器1中输送出来。由此，能够缩短冷却空气通道27。替代地，冷却空气输送装置60还可以将环境空气通过初级结构布置100的一个/多个第一开口54输送到飞行器内部并且通过同一初级结构布置100的一个/多个第二开口再次从飞行器1中输送出来。在此，可以省略冷却通道27。
103.图13示意性地示出飞行器1的横截面。尤其在图13中可以看出，初级结构布置100或对应的凹部10和结构元件50可以布置在飞行器1的外蒙皮5中的多个任意部位处。因此，初级结构布置100的布置不限于飞行器1的机腹区域。更确切地说，初级结构布置100还可以布置在飞行器1的上侧或飞行器1的机翼2的任意部位。
104.最后，图14示出了用于安装飞行器外蒙皮换热器的可能方法的流程图。为此，在第一步骤s1中，提供或制造具有至少一个凹部10的外蒙皮区段5，其中外蒙皮区段5限定飞行器1的外部形状并且形成飞行器1的外壳的区段。
105.在另一步骤s2中，可以将封闭凹部10的结构元件50插入到凹部10中。结构元件50可以包括载热流体通道51、52。通过随后在载热流体通道51、52与被适配成用于将载热流体引导到凹部10中的载热流体连接部20之间建立(步骤s3)流体连接，因此可以实现飞行器外蒙皮换热器。在此，载热流体通道51、52中的载热流体可以将热能输出到环境空气中。替代地或附加地，载热流体通道51、52还可以与设置在结构元件50中的冷却空气通道53处于热耦合，从而还可以将热能输出至冷却空气通道53内的冷却空气。
106.最后，在步骤s4中，借助于至少一个布置在凹部中的保持件30将结构元件50固定在凹部10中。为此，结构元件50还可以具有对应的结构元件保持件35，该结构元件保持件优选与布置在凹部10中的保持件30形状配合地和/或力配合地连接。
107.以相当类似的方式，还可以执行用于更换飞行器外蒙皮换热器的方法。为此，在步骤s5中将结构元件50从凹部10松开(与步骤s4相反)，并且利用另一结构元件50重复步骤s2至s4。
108.在此描述的布置、装置、变体和方法示出了载热流体向冷却空气的热能的输出。当
然，还可以发生反向热耦合，其中载热流体吸收热能。