EP4263353A1

EP4263353A1 - Kühlsystem für ein fluggerät, fluggerät mit einem kühlsystem und verfahren zum kühlen eines elektrischen antriebssystems eines fluggeräts

Info

Publication number: EP4263353A1
Application number: EP21819341.5A
Authority: EP
Inventors: Barnaby Law
Original assignee: MTU Aero Engines AG
Current assignee: MTU Aero Engines AG
Priority date: 2020-12-16
Filing date: 2021-11-26
Publication date: 2023-10-25
Also published as: US20240043132A1; DE102020216090A1; WO2022127977A1

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Kühlsystem (10) für ein Fluggerät, insbesondere zur Kühlung mindestens eines Elementes eines elektrischen Antriebssystems (24) des Fluggeräts, wobei das Kühl-System (10) zumindest teilweise innerhalb eines Flügels (12) des Fluggeräts angeordnet ist und mindestens zwei über mindestens einen Kühlkreislauf (11) verbundene Wärmetauscher (16, 42) umfasst, wobei der erste Wärmetauscher (16) in Wirkverbindung mit dem mindestens einen zu kühlenden Element des elektrischen Antriebssystems (24) und der zweite Wärmetauscher (42) innerhalb mindestens eines Flügels (12) angeordnet ist und in Wirkverbindung mit einer oberen und/oder unteren Flügelschale (46, 48) des Flügels (12) steht. Die Erfindung betrifft weiterhin ein Verfahren zum Kühlen von mindestens einem Element eines elektrischen Antriebssystems (24) eines Fluggeräts.

Description

Kühlsystem für ein Fluggerät, Fluggerät mit einem Kühlsystem und Verfahren zum Kühlen eines elektrischen Antriebssystems eines Fluggeräts

Beschreibung

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Kühlsystem für ein Fluggerät gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1. Die Erfindung betrifft weiterhin ein Fluggerät mit einem entsprechenden Kühlsystem, einen Flügel eines Fluggeräts mit einem entsprechenden Kühlsystem und ein Verfahren zum Kühlen eines elektrischen Antriebssystems eines Fluggeräts.

Kühlsysteme für Fluggeräte, insbesondere für Fluggeräte mit einem elektrischen Antriebssystem, stehen vor neuen Anforderungen. Dabei spielen Brennstoffzellen in der Luftfahrt eine immer größere Rolle, um das Flugzeug mit elektrischer Energie zu versorgen. Neben der Versorgung der Bordstromversorgung mit elektrischer Energie können Brennstoffzellen auch eingesetzt werden, um den elektrischen Antrieb eines elektrisch betriebenen Flugzeuges mit Energie zu versorgen.

Neben elektrischer Energie produzieren Brennstoffzellen auch thermische Energie. Um die Brennstoffzelle bei einer optimalen Betriebstemperatur zu halten, muss die Brennstoffzelle und das elektrische Antriebssystem gekühlt werden. Aus dem Stand der Technik sind Kühlsysteme bekannt, die zum Beispiel mit Kühlluft arbeiten. In der US 10 316 693 B2 wird ein Kühlsystem vorgestellt, das im Heckbereich eines Flugzeugs installiert ist, und mit in der Außenhaut des Flugzeugs eingebrachten Kanälen eine Kühlluftzufuhr ermöglicht. Nachteil entsprechender Kanäle in der Außenhaut ist die damit verbundene Beeinflussung der Aerodynamik des Flugzeugs. In der US 2016/0036071 Al wird ein Kühlsystem im Flugzeugrumpf beschrieben, das über einen Wärmetauscher, der von einer Kühlflüssigkeit durchströmt wird, Wärme von der Brennstoffzelle wegführt. Nachteil eines derartigen Kühlsystems ist es, dass zusätzlich Gewicht im Flugzeugrumpf aufgenommen wird.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Kühlsystem für ein Fluggerät bereitzustellen, das eine effektive Kühlung zumindest eines Elementes eines elektrischen Antriebssystems des Fluggeräts sicherstellt. Weiter ist es Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren zum Kühlen eines elektri- sehen Antriebs systems eines Fluggeräts bereitzustellen, das eine effektive Kühlung für zumindest ein Element eines elektrischen Antriebssystems des Fluggeräts sicherstellt.

Die Aufgaben werden erfindungsgemäß durch ein Kühlsystem mit den Merkmalen des Anspruchs 1, durch einen Flügel eines Fluggeräts mit den Merkmalen des Anspruchs 12, durch ein Fluggerät mit den Merkmalen des Anspruchs 13 und durch ein Verfahren zum Kühlen von mindestens einem an einem Flugzeugflügel angeordneten elektrischen Antriebssystems eines Fluggeräts mit den Merkmalen des Anspruchs 14 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen mit zweckmäßigen Weiterbildungen der Erfindung sind in den jeweiligen Unteransprüchen angegeben, wobei vorteilhafte Ausgestaltungen jedes Erfindungsaspekts als vorteilhafte Ausgestaltungen der jeweils anderen Erfindungsaspekte anzusehen sind.

Ein erster Aspekt der Erfindung betrifft ein Kühlsystem für ein Fluggerät, insbesondere zur Kühlung mindestens eines Elementes eines elektrischen Antriebs systems des Fluggeräts, wobei das Kühlsystem zumindest teilweise innerhalb eines Flügels des Fluggeräts angeordnet ist und mindestens zwei über mindestens einen Kühlkreislauf verbundene Wärmetauscher umfasst, wobei der erste Wärmetauscher in Wirkverbindung mit dem mindestens einen zu kühlenden Element des elektrischen Antriebssystems und der zweite Wärmetauscher innerhalb mindestens eines Flügels angeordnet ist und in Wirkverbindung mit einer oberen und/oder unteren Flügelschale des Flügels steht.

Mit anderen Worten ist es erfindungsgemäß vorgesehen, ein Kühlsystem zumindest teilweise innerhalb des Flügels des Fluggeräts zu installieren, das durch einen Kühlkreislauf zwei Wärmetauscher miteinander verbindet. Dabei fließt ein Kühlmittel, insbesondere eine Kühlflüssigkeit, im Kühlkreislauf. Die Kühlflüssigkeit dient dazu, die überschüssige Wärme eines Elementes des elektrischen Antriebssystems, die beim Betrieb des Antriebssystems entsteht, abzutransportieren, um einen effektiven Betrieb des Elementes des Antriebssystems oder des Antriebssystems insgesamt, aufrechtzuerhalten. Die Kühlflüssigkeit nimmt an dem zu kühlenden Element des elektrischen Antriebs systems dessen Abwärme auf. Dies erfolgt über den ersten Wärmetauscher, der in Wirkverbindung mit dem zu kühlenden Element steht, derart, dass ein bestmöglicher Wärmeübertrag von dem Element auf die Kühlflüssigkeit, die den Wärmetauscher durchfließt, erfolgt. Um dem mindestens einem zu kühlenden Element des elektrischen Antriebssystems Wärme entziehen zu können, kann der erste Wärmetauscher als separate Vorrichtung ausgebildet sein. Es besteht aber erfindungsgemäß auch die Möglichkeit, dass eine bestimmte Konstruktion im und/oder am Gehäuse des Elementes des elektrischen Antriebssystems oder des elektrischen Antriebssystems selbst, ausgebildet ist, durch die das Kühlmittel fließt. Es kann sich dabei beispielsweise um Kanäle beziehungsweise Leitungen handeln, durch die die Kühlflüssigkeit geführt wird. Infolgedessen wird Wärme, die während des Betriebs des zu kühlenden Elementes des elektrischen Antriebs entsteht, zuverlässig auf das im Kühlkreislauf fließende Kühlmittel übertragen.

Über den Kühlkreislauf wird die im ersten Wärmetauscher erwärmte Kühlflüssigkeit zum zweiten Wärmetauscher transportiert. Hierfür kann beispielsweise mindestens eine Pumpe im Kühlkreislauf angeordnet sein. Der zweite Wärmetauscher ist dabei innerhalb des Flügels des Fluggeräts angeordnet und steht mit der oberen und/oder unteren Flügelschale des Flügels in Wirkverbindung. Dies bedeutet, dass der zweite Wärmetauscher direkt mit der oberen und/oder unteren Flügelschale in Kontakt ist oder derart relativ zu der oberen und/oder unteren Flügelschale angeordnet ist, dass ein Wärmeaustausch beziehungsweise ein Wärmeübergang über den zweiten Wärmetauscher ermöglicht ist. Der zweite Wärmetauscher kann beispielsweise die an dem zu kühlenden Element des elektrischen Antriebssystems aufgenommene Wärme an die Umgebungsluft abgeben und so die Kühlflüssigkeit abzukühlen. Mit "innerhalb" des Flügels ist dabei der Innenraum innerhalb des Flügels des Fluggeräts anzusehen. Der Innenraum des Flügels wird durch die Oberschale und Unterschale des Flügels definiert und begrenzt, wobei je nach Flügeltyp ein bestimmter Freiraum als Innenraum zwischen Oberschale und Unterschale zur Verfügung steht. Die Luft im Innenraum steht in thermischer Wirkverbindung mit den Flügelschalen des Flugzeugflügels und gibt die vom Flüssigkeitskühlkreislauf aufgenommene Wärme über eine obere und/oder eine untere Flügelschale an die üblicherweise kühlere Außenluft ab. Es besteht aber auch die Möglichkeit, dass der zweiten Wärmetauschers direkt über die obere und/oder untere Flügelschale gekühlt wird, indem die Flügelflächen als Flächenwärmetauscher eingesetzt werden, also eine thermische Kopplung an die Flügelschalen erfolgt. Über die Wärmeleitfähigkeit der Flügelschalen und der Temperaturdifferenz zwischen einer Außenströmung im Fluge und dem inneren des Flügels beziehungsweise der Kühlflüssigkeit innerhalb des zweiten Wärmetauschers erfolgt die Kühlung der Kühlflüssigkeit in diesem Bereich des Kühlsystems. Des Weiteren kann das Leitungssystems des Kühlkreislaufes auch über die Luft im Innenraum oder auch über direkten Kontakt mit den Flügelschalen gekühlt werden, derart, dass über die Wärmeleitfä- higkeit des Materials des Leitungssystems und der Wärmeleitfähigkeit des Materials der Flügelschale eine thermische Kopplung zur Außenströmung erfolgt.

Das erfmdungsgemäße Kühlsystem stellt vorteilhafterweise an dem zu kühlenden Element des elektrischen Antriebs systems über den ersten Wärmetauscher eine indirekte Kühlung mittels einer Kühlflüssigkeit zur Verfügung. Die Kühlung über eine Kühlflüssigkeit hat den Vorteil gegenüber einer Luftkühlung, dass größere Wärmemengen abgeführt werden können. Dies ermöglicht, dass das zu kühlende Element effektiv gekühlt werden kann, und es die für den Betrieb notwendige Betriebstemperatur halten kann. Beispielsweise wirkt sich dies auf den Brennstoffverbrauch einer zu kühlenden Brennstoffzelle als Element eines elektrischen Antriebssystems positiv aus. Entsprechendes gilt für alle zu kühlenden Elemente des elektrischen Antriebssystems, die ebenfalls effektiv gekühlt werden können. Dabei kann das zu kühlenden Element des elektrischen Antriebs systems beispielsweise die genannte Brennstoffzelle für die Energieversorgung des elektrischen Antriebssystems und/oder ein Brennstoffzellenstack für die Energieversorgung des elektrischen Antriebssystems und/oder eine Batterie für die Energieversorgung des elektrischen Antriebs systems und/oder ein Elektromotor des elektrischen Antriebssystems und/oder ein Gehäuse des elektrischen Antriebssystems sein. Auch andere, Wärme erzeugende Elemente und Bauteile des elektrischen Antriebs systems können sicher und effektiv gekühlt werden.

Da durch das erfmdungsgemäße Kühlsystem ein Kühlkreislauf zur Verfügung gestellt wird, der effektiv mindestens ein Element des elektrische Antriebssystems kühlt, kann eine aus dem Stand der Technik bekannte Kühlvorrichtung für ein Antriebssystems, die über Lufteinlässe direkt am Antriebs system eine direkte Luftzufuhr der kühlen Außenluft zum Antriebssystem zuläßt, so eingestellt werden, dass die Luftzufuhr und damit die Lufteinlässe des Hauptwärmetauschers nicht die volle Wärmeabfuhr beziehungsweise Kühlung liefern müssen. Daher kann beim Start des Fluggeräts oder auch beim weiteren Flugverlauf mit geringerem aerodynamischem Widerstand geflogen werden, da die Lufteinlässe der Kühlvorrichtung nicht die volle Luftzufuhr liefern müssen.

Als Kühlflüssigkeit für das erfmdungsgemäße Kühlsystem können bekannten Flüssigkeiten verwendet werden. Beispielsweise können Kühlöle oder Ethylenglykol-Wasser eingesetzt werden. In einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Kühlsystem mindestens einen innerhalb des Flügels angeordneten Lüfter umfasst. Das heißt, es ist mindestens ein Lüfter im Innenraum des Flügels angebracht. Der mindestens eine Lüfter unterstützt die Konvektion der Luft innerhalb des Flügels und sorgt so für einen guten Wärmeübergang vom Kühlkreislauf an die Luft innerhalb des Flügels und von der Luft innerhalb des Flügels zu der oberen und/oder unteren Flügelschale. Es entsteht eine thermische Wirkverbindung zwischen dem Flüssigkeitskühlkreislauf und der oberen und/oder unteren Flügelschale. So kann die am zu kühlenden Element des elektrischen Antriebs systems aufgenommene Wärme aus dem Flüssigkeitskühlkreislauf wieder sicher abgeführt werden.

In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Kühlsystems ist mindestens eine Leitung für die Zuführung der Kühlflüssigkeit zu dem ersten Wärmetauscher vorgesehen und eine Leitung zum Wegführen der Kühlflüssigkeit vom ersten Wärmetauscher.

In einer weiteren vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das erfindungsgemäße Kühlsystem ein Tanksystem mit mindestens einem Tank zur Aufbewahrung der Kühlflüssigkeit umfasst, wobei das Tanksystem innerhalb des Flügels installiert ist. Das Tanksystem kann dabei einen oder mehrere Tanks umfassen. Für die Herstellung der Tanks kann beispielsweise ein Material mit hoher Wärmeleitfähigkeit, wie Aluminium oder eine Aluminiumlegierung gewählt werden. Damit kann der Tank vorteilhafterweise als zweiter Wärmetauscher eingesetzt werden, da hier ein zuverlässiger Wärmeübergang aus der Kühlflüssigkeit über die Luft im Innenraum des Flügels an die Schalen des Flügel erfolgt. Es besteht aber auch die Möglichkeit, dass zumindest ein Teilbereich einer Tankwand in direkter thermischer Wirkverbindung mit der oberen und/oder unteren Flügelschale des Flugzeugflügels steht, d.h. zumindest ein Teilbereich der Tankwand steht mit der entsprechenden Innenseite der oberen und/oder unteren Flügelschale in Kontakt. Auch hierdurch sind ein sicherer Wärmeübergang und eine entsprechende Wärmeabfuhr aus der Kühlflüssigkeit gewährleistet.

Das Tanksystem kann mindestens eine Auslassvorrichtung für die Kühlflüssigkeit und mindestens eine Einlassvorrichtung für die Kühlflüssigkeit umfassen. Mit anderen Worten überführt die Auslassvorrichtung am Tanksystem die Kühlflüssigkeit in ein Leitungselement des Kühlkreislaufs. Über die Einlassvorrichtung am Tanksystem fließt die Kühlflüssigkeit aus dem Kühlkreislauf zurück in den Tank. In einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Tanksystem derart ausgebildet wird, dass ein Gesamtgewicht des Tanksystems und der darin aufbewahrten Kühlflüssigkeit ein Gesamtgewicht aufweist, das nach einer Last- und Strukturanalyse eines Gewichtsverhältnisses zwischen dem Rumpf und den Flügeln des Flugzeugs bestimmt wird. Dies bedeutet, dass das Tanksystem im Flügel ein für das Gewichtsverhältnis zwischen Rumpf und Flügeln optimales Gewicht an Kühlflüssigkeit aufnehmen kann. Durch eine entsprechende Lastenanalyse und Strukturanalyse des gesamten Fluggeräts kann die für den Auftrieb optimale Menge an Kühlflüssigkeit im Flügel berechnet werden. Dabei kann auch eine über die für die Kühlung des zu kühlenden Elements des elektrischen Antriebssystems erforderliche Mindestmenge hinausgehende Menge an Kühlflüssigkeit mitgeführt werden. Für den optimalen Auftrieb des Fluggeräts ist es nämlich notwendig, dass die Flügel ein gegenüber hauptsächlich aus der Aerodynamik abgeleiteten Lasten ein optimiertes Gewicht aufweisen. Da beispielsweise der Brennstoff für eine Brennstoffzelle, wie flüssiger Wasserstoff, üblicherweise in Form von kugelförmigen oder zylinderförmigen Brennstofftanks im Rumpf des Fluggeräts, wie einem Flugzeug, gelagert wird, kann der Freiraum im Flügelinneren für das erfindungsgemäße Kühlsystem mit dem beschriebenen Kühlflüssigkeitstanksystem genutzt werden, und dient damit gleichzeitig als Ersatz für das fehlende Gewicht des Brennstoffs beziehungsweise Brennstofftanks im Flügel von konventionellen Flugzeugen. Insbesondere kann das Gewicht der Kühlmitteltanks zusammen mit der Kühlflüssigkeit derart ausgelegt sein, dass das Gewicht der Kühlflüssigkeit als Ersatz für das Gewicht von bei nicht elektrisch betriebenen Flugzeugen im Flügel untergebrachten Kraftstoffen bzw. Brennstoffen dient.

In einer weiteren vorteilhaften Weiterbildung umfasst das erfindungsgemäße Kühlsystem ein Tanksystem, das eine vorbestimmte Anzahl an Tanks und eine vorbestimmte Verteilung der Tanks aufweist, derart, dass eine Gewichtsverteilung im Flügel austariert wird. Mit anderen Worten kann über Lasten- und/oder Strukturanalysen eine Gewichtsverteilung im Flügel bestimmt werden, die dann über eine bestimmte Verteilung der Tanks im Innenraum des Flügels beziehungsweise über eine vorbestimmte Anzahl der Tanks diese Gewichtsverteilung im Flügel sicherstellt. Die im Flügel notwendige Gewichtsverteilung kann über eine Lasten- und Strukturanalyse des Flügels und des gesamten Fluggeräts je nach Fluggerättyp vorgenommen werden. In einer vorteilhaften Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Kühlsystems wird jeweils oberhalb und/oder unterhalb der einzelnen Tanks des Tanksystems jeweils mindestens ein Lüfter für die Konvektion der Luft im Innenraum des Flügels entlang des jeweiligen Tanks angeordnet. Dies unterstützt die Effektivität des als zweiter Wärmetauscher dienenden Tanks, indem eine optimale thermische Wirkverbindung zwischen der Flüssigkeit im Kühlkreislauf, der Luft im Innenraum des Flügels und der Außenluft hergestellt wird. Die die Luft im Innenraum des Flügels wird so effektiv zwischen Leitungs- und Tanksystem des Kühlkreislaufes und den oberen und/oder unteren Flügelschalen, die die thermische Wirkverbindung zur kühleren Außenluft herstellen, zirkuliert.

In einer weiteren vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung weist das Kühlsystem mindestens einen Sensor zum Erfassen einer Temperatur der Kühlflüssigkeit im Tanksystem auf. In einer weiteren Ausgestaltung ist mindestens ein Sensor zum Erfassen einer Lufttemperatur innerhalb des Flugzeugflügels vorgesehen. In einer Weiterbildung ist zudem vorgesehen, dass das Kühlsystem mindestens einen Sensor zum Erfassen einer Außentemperatur am Flügel aufweist.

Mit anderen Worten ist vorgesehen, dass über einzelne Sensoren Temperaturmessungen erfolgen, die sicherstellen, dass das erfindungsgemäße Kühlsystem in einem vorbestimmten Temperaturbereich arbeitet. Die einzelnen Temperatursensoren geben Rückmeldung über die jeweilige Temperatur und können damit veranlassen, dass das Kühlsystem im richtigen Temperaturbereich arbeitet und damit das zu kühlende Element des elektrischen Antriebssystems bei der vorbestimmten Betriebstemperatur gehalten wird. Die Messung der Lufttemperatur innerhalb des Flügels als auch die Messung der Außentemperatur kann beispielsweise über ein Feedbacksystem auf die Aktivität der Lüfter, beispielsweise die Lüfterdrehzahl, Einfluss nehmen. Ebenso kann vorgesehen sein, dass die jeweilige gemessene Temperatur über ein Feedbacksystem Einfluss nimmt auf die Durchflussgeschwindigkeit und/oder Durchflussmenge der Kühlflüssigkeit am ersten Wärmetauscher und/oder zweiten Wärmetauscher.

In einer vorteilhaften Weiterbildung ist vorgesehen, dass das erfindungsgemäße Kühlsystem mindestens eine Bodenleitung zur Bodenkühlung umfasst, derart, dass die Bodenleitung in thermischer Wirkverbindung mit dem Tanksystem steht. Dabei bedeutet Bodenkühlung, dass bei einem Stillstand des Fluggeräts am Boden Kühlaggregate zur Verfügung stehen, die an das erfindungsgemäße Kühlsystem angeschlossen werden können. Die Kühlaggregate können dabei an die genannten Bodenleitungen angeschlossen werden, wobei die Bodenleitungen dabei ebenfalls von dem Kühlfluid des Kühlsystems durchflossen werden. Dadurch, dass die Bodenleitungen entlang der Tanks geführt werden, ergibt sich eine gute Kühlung der Tanks auch bei einem Stillstand des Fluggeräts am Boden. Es besteht aber auch die Möglichkeit, dass zwischen der Bodenleitung und den Tanks mindestens ein Wärmetauscher angeordnet ist, wobei der Wärmetauscher in thermischer Wirkverbindung mit der Bodenleitung und dem Tank steht. Der mindestens eine Wärmetauscher kann dabei innerhalb und/oder außerhalb des Tanks ausgebildet sein.

Eine gute Kühlung der Tanks ist insbesondere dann wichtig, wenn hohe Außentemperaturen am Boden herrschen, also vorzugsweise bei sogenannten „hot conditions“ oder „extreme hot conditions". Die zusätzliche Bodenkühlung der Tanks ist beispielsweise vorgesehen, um vor einer Taxiphase des Fluggeräts die Kühlflüssigkeit entsprechend vorzukühlen, so dass der Startvorgang des Fluggeräts bereits mit einer effektiven Kühlung über das erfindungsgemäße Kühlsystem erfolgen kann. Dabei ist es von Vorteil, dass die Menge an Kühlflüssigkeit in den Tanks eine Mindestmenge übersteigt, so dass die Wärmeträgheit der Menge an Kühlflüssigkeit erhöht wird. Durch die Möglichkeit der Bodenkühlung ist eine bessere Take off-Performance des Fluggeräts bei höheren Temperaturen gewährleistet. Über eine Auswahl einer Kühlflüssigkeit mit höherer oder geringerer Wärmekapazität kann dies zudem entsprechend unterstützt werden.

Ein zweiter Aspekt der Erfindung betrifft einen Flügel für ein Fluggerät umfassend mindestens ein Kühlsystem gemäß dem ersten Aspekt der Erfindung. Wie bereits erwähnt, birgt die Integration des Kühlsystems am Flügel, wobei das Kühlsystem zumindest teilweise innerhalb des Flugzeugflügels angeordnet ist, den Vorteil, dass der Innenraum des Flügels genutzt werden kann, um ein für die Kühlung mindestens eines Elements eines elektrisches Antriebs systems effektives Kühlsystem zur Verfügung zu stellen. Weitere Merkmale des zweiten Aspekts der Erfindung und deren Vorteile ergeben sich aus der Beschreibung des ersten Erfindungsaspekts.

Ein dritter Aspekt der Erfindung betrifft ein Fluggerät aufweisend mindestens ein Kühlsystem gemäß dem ersten Aspekt der Erfindung. Weitere Merkmale des dritten Aspekts der Erfindung und deren Vorteile ergeben sich aus der Beschreibung des ersten und zweiten Erfindungsaspekts. Ein vierter Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Kühlen von mindestens einem Element eines elektrischen Antriebssystems eines Fluggeräts, umfassend zumindest folgende Schritte: (a) Bereitstellen eines Kühlsystems gemäß dem ersten Erfindungsaspekt, (b) Messen einer Temperatur im Bereich des zu kühlenden Elements des elektrischen Antriebssystems und (c) Steuern der Durchflussmenge und/oder Durchflussgeschwindigkeit der Kühlflüssigkeit im Kühlkreislauf entsprechend der Abweichung der in Schritt (b) gemessenen Temperatur von einer für das zu kühlende Element vorbestimmten Solltemperatur.

Mit anderen Worten wird das Kühlsystem erfindungsgemäß derart gesteuert, dass eine vorbestimmte Solltemperatur oder auch Arbeitstemperatur für das zu kühlende Element des elektrischen Antriebssystems eingehalten wird, um das Element auf einer optimalen Betriebstemperatur zu halten. Dazu dienen Temperaturmessungen an unterschiedlichen Stellen des Kühlkreislaufes und des Antriebs systems. Beispielsweise kann dabei über Pumpen im Kühlkreislauf, die die Fördermenge und/oder -geschwindigkeit der Kühlflüssigkeit vorgeben, die Durchflussmenge und/oder Durchflussgeschwindigkeit der Kühlflüssigkeit an dem ersten und/oder zweiten Wärmetauscher geregelt werden, und damit auch die Wärmemenge, die an dem zu kühlenden Element des Antriebssystems aufgenommen wird.

In einer Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens kann das Verfahren weitere Schritte umfassen. So kann in einem Verfahrensschritt (d) ein Messen der Temperatur der Kühlflüssigkeit im Kühlkreislauf und in einem Verfahrensschritt (e) ein Steuern der Durchflussmenge und/oder Durchflussgeschwindigkeit der Kühlflüssigkeit im Kühlkreislauf unter Berücksichtigung der im Schritt (d) gemessenen Temperatur erfolgen. Mit anderen Worten beeinflusst der Temperaturunterschied zwischen der Kühlflüssigkeit und der Temperatur, die im Bereich des zu kühlenden Elements des Antriebssystems vorliegt, die im Bereich des ersten Wärmetauschers stattfindende Wärmeübertragung und damit auch die Wärmemenge, welche vom Kühlmittel aufgenommen werden kann. Daher kann ein Feedbacksystem vorgesehen werden, das die Durchflussgeschwindigkeit der Kühlflüssigkeit in Abhängigkeit von der Temperatur der Kühlflüssig- keit regelt.

Weitere Merkmale des vierten Aspekts der Erfindung und deren Vorteile ergeben sich aus der Beschreibung des ersten, zweiten und dritten Erfindungsaspekts. Weitere Merkmale der Erfindung ergeben sich aus den Ansprüchen, den Ausführungsbeispielen sowie anhand der Zeichnungen. Die vorstehend in der Beschreibung genannten Merkmale und Merkmalskombinationen sowie die nachfolgend in den Ausführungsbeispielen genannten Merkmale und Merkmalskombinationen sind nicht nur in der jeweils angegebenen Kombination, sondern auch in anderen Kombinationen verwendbar, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen.

Dabei zeigt:

FIG. 1 eine schematische Darstellung des erfindungsgemäßen Kühlsystems gemäß einem ersten Ausführungsbeispiels;

FIG. 2 eine schematische Darstellung eines Tanksystems eines erfindungsgemäßen Kühlsystems gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel;

FIG. 3 eine schematische Darstellung eines Tanksystems eines erfindungsgemäßen Kühlsystems gemäß einem dritten Ausführungsbeispiel; und

FIG. 4 eine schematische Seitenansicht eines Tanksystems eines erfindungsgemäßen Kühlsystems gemäß einem vierten Ausführungsbeispiel.

FIG. 1 zeigt eine schematische Darstellung der Anordnung eines Kühlsystems 10 in einem Flügel 12 eines Fluggeräts, nämlich einem Flugzeug, gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel. Ein Flugzeugrumpf 14 ist gegenüber dem Flügel 12 angedeutet. Das Kühlsystem 10 umfasst einen ersten Wärmetauscher 16, wobei der erste Wärmetauscher 16 in Wirkverbindung mit einem zu kühlenden Element eines elektrischen Antriebssystems 24 des Flugzeugs steht. In dem dargestellten Ausführungsbeispiel ist das zu kühlende Element einer Brennstoffzelle 18 zur elektrischen Energieversorgung des Antriebssystems 24 steht, um die Abwärme der Brennstoffzelle 18 aufzunehmen. Dabei verbindet ein Kühlkreislauf 11 den ersten Wärmetauscher 16, der die Abwärme der Brennstoffzelle 18 aufnimmt, mit einem zweiten Wärmetauscher 42 innerhalb des Flügels 12. Der erste Wärmetauscher 16 ist in oder an der Brennstoffzelle 18 angeordnet, so dass eine Wärmeübertragung stattfindet, wenn die Kühlflüssigkeit in oder an der Brennstoffzelle 18 vorbeifließt. Die Brennstoffzelle 18 ist gemäß dem gezeigten Ausführungsbeispiel innerhalb des Flügels 12 angeordnet.

Das elektrische Antriebssystem 24 ist in FIG. 1 beispielhaft in direkter Anordnung neben der Brennstoffzelle 18 angeordnet und treibt einen Propeller 19 an. Das elektrische Antriebs system 24 kann beispielsweise ein Elektromotor sein. Eine Brennstoffzelle ist eine galvanische Zelle, die die chemische Reaktionsenergie eines kontinuierlich zugeführten Brennstoffes und eines Oxidationsmittels in elektrische Energie wandelt. Die elektrische Energie, die die Brennstoffzelle 18 erzeugt, wird im vorliegenden Ausführungsbeispiel für das elektrische Antriebs system 24 genutzt. Gemäß dem Ausführungsbeispiel in FIG. 1 ist ein Brennstofftank 15 für die Aufbewahrung des Brennstoffs im Flugzeugrumpf 14 untergebracht, und über eine Brennstoffzufuhrleitung

17 wird die Brennstoffzelle 18 während des Betriebes kontinuierlich mit Brennstoff versorgt.

Die Anordnung des ersten Wärmetauschers 16 in Bezug zur Brennstoffzelle 18 ist so angelegt, dass ein guter Wärmeübertrag von der Brennstoffzelle 18 auf das Kühlsystem 10 erfolgen kann. Dabei weist der erste Wärmetauscher 16 einen Kühlmittel einlass 20 und einen Kühlmittelauslass 22 auf. Gemäß dem dargestellten Ausführungsbeispiel ist der erste Wärmetauscher 16 als separate Vorrichtung abgebildet. Dies muss aber nicht notwendigerweise so sein. Der erste Wärmetauscher 16 kann auch beispielsweise eine bestimmte Konstruktion im Gehäuse der Brennstoffzelle

18 sein, durch die das Kühlmittel fließt, oder auch beispielsweise Kanäle bzw. Leitungen, durch die die Kühlflüssigkeit entlang oder durch die Brennstoffzelle 18 geführt wird. Infolgedessen wird Wärme, die während des Energieerzeugungsprozesses der Brennstoffzelle entsteht, auf das im Kühlkreislauf 11 fließende Kühlmittel übertragen

Man erkennt, dass zum Fördern der Kühlflüssigkeit eine erste Pumpe 26 und eine zweite Pumpe 28 im Kühlkreislauf 11 angeordnet sind. Dabei fördert die erste Pumpe 26 die Kühlflüssigkeit zum ersten Wärmetauscher 16, und zwar von einem Leitungselement 25 vor der Pumpe 26 in ein Leitungselement 27 nach der ersten Pumpe 26, wobei die Leitung 27 die Zuführung der Kühlflüssigkeit zu dem ersten Wärmetauscher 16 sicherstellt. Die zweite Pumpe 28 pumpt die Kühlflüssigkeit von dem ersten Wärmetauscher 16 über ein Leitungselement 29 und ein Leitungselement 30 weiter im Kühlkreislauf 11 in Richtung eines zweiten Wärmetauschers 42 Innerhalb des Flügels 12, also in einem Innenraum 44 des Flügels 12, ist ein Tanksystem 32 zur Aufbewahrung der Kühlflüssigkeit angeordnet. In dem Ausführungsbeispiel gemäß FIG. 1 umfasst das Kühlsystem 10 zwei separate Tanks 34 für die Kühlflüssigkeit, wobei diese über ein Verbindungselement 36 flüssigkeitsleitend miteinander verbunden sind. Über eine Einlassvorrichtung 38 wird die Kühlflüssigkeit den Tanks 34 zugeführt. Das Tanksystem 32 weist weiterhin eine Auslassvorrichtung 40 auf, aus dem die Kühlflüssigkeit dem Leitungselement 25 zugeführt wird. Die erste Pumpe 26 fördert die Kühlflüssigkeit dann weiter zum ersten Wärmetauscher 16. Das Tanksystem 32 ist Teil des Kühlkreislaufs 11. Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß FIG. 1 sind zwei Tanks 34 vorgesehen, die beide im Flügel 12 angeordnet sind. Es besteht aber auch die Möglichkeit, dass nur ein Tank 34 oder eine Vielzahl an Tanks 34 für die Kühlflüssigkeit in dem Flügel 12 angeordnet sind und ein zusammenhängendes Tanksystem 32 für das Kühlsystem 10 bilden. Wie zudem in FIG. 1 gezeigt, können die Tanks 34 zylinderförmige Behälter sein. Die Form der Tanks 34 ist jedoch nicht darauf beschränkt. Auch das Leitungselement 30 verläuft gemäß dem Ausführungsbeispiel innerhalb des Flugzeugflügels 12 und führt die Kühlflüssigkeit des Kühlkreislaufs 11 zum Tanksystem 32. Das weitere Leitungselement 25 ist gemäß dem dargestellten Ausführungsbeispiel innerhalb des Flugzeugflügels 12 angeordnet und führt die Kühlflüssigkeit vom Tanksystem weg.

Man erkennt, dass im Bereich des zweiten Wärmetauschers 42 die am ersten Wärmetauscher 16 aufgenommene Wärmemenge wieder aus dem Kühlkreislauf 11 ausgetragen werden kann, um die Temperatur der Kühlflüssigkeit auf einer vorbestimmten Temperatur halten und so für eine effektive Kühlung der Brennstoffzelle 18 sorgen zu können. Dabei wirken die Tanks 34 als Wärmetauscher, wobei die durch den ersten Wärmetauscher 16 erwärmte Kühlflüssigkeit durch Wärmeübertragung beziehungsweise Wärmeübergabe über die Oberfläche 54 der Tanks 34 Wärme auf die kühlere Luft im Innenraum des Flügels 12 effektiv abgegeben können.

Über die Luft im Innenraum wird eine thermische Wirkverbindung zu einer oberen und/oder unteren Flügelschale 46, 48 des Flügels 12 und damit zu einer vorhandenen Außenluftströmung im Fluge hergestellt. Eine thermische Wirkverbindung kann aber auch über einen direkten Kontakt des Materials einer Tankwand des Tanks 34 mit dem Material der Flügelschalen hergestellt, so dass über die Wärmeleitfähigkeit des Materials der Tankwand und der Wärmeleitfähigkeit des Materials der Flügelschale 46, 48 eine thermische Kopplung zur Außenluftströmung erfolgt. Die Temperatur der Außenluftströmung liegt üblicherweise deutlich unter der Temperatur der Luft im Innenraum 44 des Flügels 12 und ergibt somit ein deutliches Temperaturgefälle für eine effektive Wärmeübertragung. So kann die an der Brennstoffzelle 18 aufgenommene Wärme effektiv aus dem Flüssigkeitskühlkreislauf wieder abgeführt werden.

Der zweite Wärmetauscher 42 kann auch entlang der Leitungselemente 25, 27, 29 ,30 wirken. Dazu führen die Leitungselemente 25, 27, 29, 30 des Kühlkreislaufes 11 ganz oder zumindest teilweise im Innenraum 44 des Flügels 12 entlang, wobei eine Wärmeübertragung auf die Luft im Innenraum stattfindet. Über die kühlere Luft im Innenraum 44 wird dann wiederum eine thermische Wirkverbindung mit der Oberschale 46 und/oder Unterschale 48 des Flügels 12 hergestellt. Die thermische Wirkverbindung kann aber auch über einen direkten Kontakt des Leitungssystems des Kühlkreislaufes 11 mit den Flügelschalen 46, 48 hergestellt werden, so dass über die Wärmeleitfähigkeit des Materials des Leitungssystems und der Wärmeleitfähigkeit des Materials der Flügelschalen 46, 48 eine thermische Kopplung zur Außenluftströmung erfolgt.

FIG. 2 zeigt eine schematische Darstellung eines Tanksystems 32 für die Aufbewahrung der Kühlflüssigkeit im Innenraum 44 eines Flügels 12 eines Fluggeräts, nämlich eines Flugzeugs, gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel des Kühlsystems 10. Dabei ist ein schematischer Querschnitt durch den Flügel 12 dargestellt. Der Innenraum 44 des Flügels 12 wird durch die beiden Schalen 46, 48 des Flügels 12 gebildet. Die FIG. 2 zeigt zudem einen weiteren Aufbau des Flügels 12 mit einem vorderen und hinteren Holm 50. An der Oberschale 46 sind dabei schematisch die sich parallel zur Längsachse des Flugzeugflügels 12 erstreckenden Stringer 52 des Flugzeugflügels 12 eingezeichnet.

Des Weiteren sind die Tanks 34 im Querschnitt dargestellt. Man erkennt die Anordnung der Tanks 34 im Innenraum 44 des Flügels 12. Die Tanks 34 zeigen in FIG. 2 einen kreisförmigen Querschnitt und sind zylinderförmig entlang der Längserstreckung der Stringer 52 angeordnet. Die Ausgestaltung der Tanks 34 ist jedoch nicht auf diese Form beschränkt. Es können auch andere Querschnitte der Tanks 34 für die Aufbewahrung der Kühlflüssigkeit gewählt werden.

Möglich sind z. B. auch quaderförmige Tanks. Es können im Innenraum 44 des Flügels mehrere Tanks 34 angeordnet werden. Dabei können die Tanks 34 parallel zueinander verlaufen. Die Anordnung der Tanks 34 kann insbesondere nach einer Analyse einer für den Flügel 12 und den Auftrieb des Flugzeugs günstigen Gewichtsverteilung erfolgen. Des Weiteren verdeutlicht FIG.

2 die mögliche Wärmeabfuhr während des Betriebs des Kühlsystems 10 über eine Luftkonvekti- on entlang der Oberfläche 54 der Tanks 34 und entlang der Flügelschalen 46, 48. Die Tanks 34 sind dabei im Flügel 12 so angeordnet, dass ein guter Wärmeübergang zwischen der Luft im Flügelinnenraum 44 und den Tanks 34 herrscht. Um eine gute und ausreichende Konvektion der Luft im Innenraum 44 zu gewährleisten, ist mindestens ein Lüfter 56 im Innenraum 44 des Flugzeugflügels 12 angebracht. Gemäß dem dargestellten Ausführungsbeispiel ist mindestens je ein Lüfter 56 oberhalb jedes einzelnen Tanks 34 an der Oberschale 46 angeordnet. Zudem sind die Lüfter 56 "top-down" angeordnet, also im Bereich oberhalb eines Tanks 34 und zwar in der Nähe der Oberschale 46.

Um die Effektivität des Wärmeübergangs und die jeweilige Temperatur innerhalb des Kühlsystems überprüfen zu können, sind Temperatursensoren 58, 60, 62 vorgesehen. Am Tank 34 angebrachte Temperatursensoren 58 messen die Temperatur der Kühlflüssigkeit in den Tanks 34. Die Temperatursensoren 58 sind dabei über ein erstes Feedbacksystem 64 mit den jeweiligen Lüftern 56 verbunden, um so die Lüftereinstellungen, wie beispielsweise die Drehzahl, regulieren zu können. Des Weiteren können die Temperatursensoren 60 für die Messung der Temperatur der Luft im Flügelinnenraum 44 vorgesehen sein. Ein zweites Feedbacksystem 66 für die Temperaturmessung der Luft im Flügelinnenraum 44 kann ebenfalls vorgesehen sein, um die Lüftereinstellung zu regulieren. Temperatursensoren 62 zur Messung der Außentemperatur können am Flügel angebracht sein. Diese können über ein drittes Feedbacksystem 68 die Lüftereinstellung regulieren.

Des Weiteren umfasst das Kühlsystem 10 gemäß dieser Ausführungsform Bodenleitungen 70 für eine Bodenkühlung beispielhaft oberhalb des jeweiligen Tanks 34 angeordnet. Diese können bei Aufenthalt des Flugzeugs am Boden genutzt werden.

FIG. 3 zeigt eine schematische Darstellung eines Tanksystems 32 für die Aufbewahrung der Kühlflüssigkeit im Innenraum 44 eines Flugzeugflügels 12 gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel des Kühlsystems 10. Man erkennt insbesondere die Ausgestaltung des zweiten Wärmetauschers 42. Durch den Lüfter 56 wird die Luftzirkulation im Innenraum 44 des Flugzeugflügels 12 zwischen der Oberfläche 54 der Tanks 34 und den Flügelschalen 46, 48 unterstützt. In dem dargestellten Ausführungsbeispiel ist der Lüfter 56 in einer "bottom-up"-Konfiguration angebracht, das heißt der Lüfter 56 ist zwischen der Flügelunterschale 48 und dem Tank 34 angeordnet. In FIG. 3 ist nur ein Lüfter 56 gezeigt, es können aber mehrere Lüfter 56 entlang des Tanks 34 angeordnet sein. Der Lüfter 56 kann dabei zum Beispiel an der Unterschale 48 oder an den Stringern 52 befestigt werden. Die Tanks 34 sind hier im Querschnitt mit einem kreisförmigen Querschnitt dargestellt. Es sind aber auch andere Querschnitte möglich. Die Tanks 34 können sich zudem räumlich über eine bestimmte Länge des Flügels 12 oder auch über die gesamte Länge des Flügels 12 entlang der Stringer 52 erstrecken. Es ist beispielsweise auch möglich, dass sich ein Tank 34 in seiner Breite über mehrere Stringer 52 erstreckt.

Die Bodenleitungen 70 für das Anschließen von zusätzlichen Kühlaggregaten (nicht dargestellt) für eine möglicherweise notwendige Bodenkühlung sind beispielhaft oberhalb des jeweiligen Tanks 34 eingezeichnet. Zur Anbringung des Tanks 34 sind Befestigungselemente 72 vorgesehen, die die Tanks 34 im Flügelinnenraum 44 befestigen.

FIG. 4 zeigt eine schematische Seitenansicht eines Kühlflüssigkeitstanks 34 eines Kühlsystems 10 gemäß einer weiteren Ausführungsform im Innenraum 44 des Flugzeugflügels 12. Zur Anbringung des Tanks 34 sind dabei Befestigungselemente 72 vorgesehen, die die Tanks 34 in dem hier gezeigten Ausführungsbeispiel mit den unteren Stringern 52 des Flugzeugflügels 12 verbinden und dort befestigen. Des Weiteren erkennt man, dass sich ein Tank 34 beispielsweise entlang der gesamten Flügellänge erstrecken kann, oder über eine Teillänge des Flügels 12. Ein Lüfter 56 ist hier oberhalb des Tanks 34 gezeigt, um für Luftkonvektion zu sorgen.

Das Ausführungsbeispiel umfasst zwei Bodenleitungen 70 für den Anschluss von Kühlaggregaten (nicht dargestellt). Die Bodenleitungen 70 sind im Innenraum 44 des Flügels 12 so angebracht, dass sie bei Anschluss der Kühlaggregate in thermischer Wirkverbindung zum Tank 34 stehen.

B ezugszeichenli ste :

10 Kühl system

11 Kühlkreislauf

12 Flügel

14 Flugzeugrumpf

15 Brennstofftank

16 erster W ärmetauscher

17 Brennstoffzufuhrleitung

18 Brennstoffzelle

19 Propeller

20 Kühlmitteleinlass

22 Kühlmittelauslass

24 Elektrisches Antriebs system

25 Leitungselement

26 erste Pumpe

27 Leitungselement

28 zweite Pumpe

29 Leitungselement

30 Leitungselement

32 Tanksystem

34 Tank

36 Verbindungselement

38 Einlassvorrichtung

40 Auslassvorrichtung

42 zweiter Wärmetauscher

44 Innenraum des Flügels

46 Oberschale

48 Unterschale

50 Holm

52 Stringer

54 Oberfläche der Tanks

56 Lüfter 58 Temperatursensor

60 Temperatursensor

62 Temperatursensor

64 Feedbacksystem 66 Feedbacksystem

68 Feedbacksystem

70 B odenl eitung für B odenkühlung

72 Befestigungselement

Claims

Patentansprüche

1. Kühlsystem (10) für ein Fluggerät, insbesondere zur Kühlung mindestens eines Elementes eines elektrischen Antriebssystems (24) des Fluggeräts, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlsystem (10) zumindest teilweise innerhalb eines Flügels (12) des Fluggeräts angeordnet ist und mindestens zwei über mindestens einen Kühlkreislauf (11) verbundene Wärmetauscher (16, 42) umfasst, wobei der erste Wärmetauscher (16) in Wirkverbindung mit dem mindestens einen zu kühlenden Element des elektrischen Antriebs systems (24) und der zweite Wärmetauscher (42) innerhalb mindestens eines Flügels (12) angeordnet ist und in Wirkverbindung mit einer oberen und/oder unteren Flügelschale (46, 48) des Flügels (12) steht.

2. Kühlsystem (10) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlsystem (10) mindestens einen innerhalb des Flügels (12) angeordneten Lüfter (56) umfasst.

3. Kühlsystem (10) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Kühlkreislauf (11) mindestens eine Leitung (27) für die Zuführung der Kühlflüssigkeit zu dem ersten Wärmetauscher (16) und eine Leitung (29) zum Wegführen der Kühlflüssigkeit vom ersten Wärmetauscher (16) umfasst.

4. Kühlsystem (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlsystem (10) ein Tanksystem (32) mit mindestens einem Tank (34) zur Aufbewahrung der Kühlflüssigkeit umfasst, wobei das Tanksystem (32) innerhalb des Flügels (12) angeordnet ist.

5. Kühlsystem (10) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Tank (34) derart ausgebildet ist, dass er als zweiter Wärmetauscher (42) verwendbar ist.

6. Kühlsystem (10) nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass ein Gesamtgewicht des Tanksystems (32) und der darin aufbewahrten Kühlflüssigkeit ein Gesamtgewicht aufweist, das nach einer Last- und Strukturanalyse eines Gewichtsverhältnisses zwischen einem Rumpf (14) und den Flügeln (12) des Flugzeugs bestimmt wird.

7. Kühlsystem (10) nach Anspruch 4, 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Tanksystem (32) eine vorbestimmte Anzahl an Tanks (34) und eine vorbestimmte Verteilung der Tanks (34) aufweist, die eine Gewichtsverteilung im Flügel (12) des Fluggeräts austariert.

8. Kühlsystem (10) nach Anspruch 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass oberhalb und/oder unterhalb der einzelnen Tanks (34) des Tanksystems (32) jeweils mindestens ein Lüfter (56) für die Konvektion der Luft innerhalb des Flügels (12) entlang des jeweiligen Tanks (34) angeordnet ist.

9. Kühlsystem (10) nach einem der Ansprüche 4 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlsystem (10) mindestens einen Sensor (58) zum Erfassen einer Temperatur der Kühlflüssigkeit im Tanksystem (32) und/oder mindestens einen Sensor (60) zum Erfassen einer Lufttemperatur innerhalb des Flügels (12) und/oder mindestens einen Sensor (62) zum Erfassen einer Außentemperatur am Flügel (12) umfasst.

10. Kühlsystem (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlsystem (10) mindestens eine Bodenleitung (70) zur Bodenkühlung umfasst, derart, dass die Bodenleitung (70) in thermischer Wirkverbindung mit dem Tanksystem (32) und/oder mit mindestens einem Wärmetauscher, wobei der Wärmetauscher in thermischer Wirkverbindung mit dem Tanksystem (32) ist, steht.

11. Kühlsystem (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das zu kühlenden Element des elektrischen Antriebssystems (24) eine Brennstoffzelle (18) für die Energieversorgung des elektrischen Antriebssystems (24) und/oder ein Brennstoffzellenstack für die Energieversorgung des elektrischen Antriebssystems (24) und/oder eine Batterie für die Energieversorgung des elektrischen Antriebssystems (24) und/oder ein Elektromotor des elektrischen Antriebs systems (24) und/oder ein Gehäuse des elektrischen Antriebssystems (24) ist.

12. Flügel (12) für ein Fluggerät umfassend mindestens ein Kühlsystem (10) nach einem der Ansprüche 1 bis 11.

13. Fluggerät aufweisend mindestens ein Kühlsystem (10) nach einem der Ansprüche 1 bis 11.

14. Verfahren zum Kühlen von mindestens einem Element eines elektrischen Antriebssystems

(24) eines Fluggeräts, umfassend zumindest folgende Schritte: a) Bereitstellen eines Kühlsystems (10) nach einem der Ansprüche 1 bis 11; b) Messen einer Temperatur im Bereich des zu kühlenden Elements des elektrischen Antriebssystems (24); und c) Steuern der Durchflussmenge und/oder Durchflussgeschwindigkeit der Kühlflüssigkeit im Kühlkreislauf (11) entsprechend der Abweichung der in Schritt (b) gemessenen Temperatur von einer für das zu kühlende Element vorbestimmten Solltemperatur.

15. Verfahren nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren folgende weiteren Schritte umfasst: d) Messen der Temperatur der Kühlflüssigkeit im Kühlkreislauf (11); und e) Steuern der Durchflussmenge und/oder Durchflussgeschwindigkeit der Kühlflüssigkeit im Kühlkreislauf (11) unter Berücksichtigung der unter Schritt (d) gemessenen Temperatur.