САМОЛЕТНАЯ СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ ЖИДКОСТИ И САМОЛЕТ, ОБОРУДОВАННЫЙ ТАКОЙ СИСТЕМОЙ Российский патент 2008 года по МПК B64D33/10 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к охлаждающей системе для охлаждения жидкости в самолете, в частности гидравлической жидкости, циркулирующей на борту этого самолета, при этом указанная гидравлическая жидкость предназначена для снабжения одного или нескольких гидравлических исполнительных механизмов. Изобретение также относится к самолету, оборудованному такой системой для охлаждения жидкости, в частности гидравлической жидкости, циркулирующей на борту этого самолета.

Уровень техники

В самолете обычно имеется один или несколько контуров гидравлической жидкости для снабжения одного или нескольких гидравлических исполнительных механизмов, таких как, например, гидравлические двигатели или сервомеханизмы или поршни и т.д. В последующем описании такой гидравлический исполнительный механизм, который снабжается гидравлической жидкостью или который потребляет энергию из гидравлической жидкости, называется потребляющим механизмом или просто потребителем.

На фиг.1 показан обычный контур гидравлической жидкости, обозначенный позицией 2. Он включает, как само по себе известно, резервуар 10 для гидравлической жидкости, один или несколько гидравлических насосов 12 и трубопроводы 14, 16, 18 и 20. Ниже приводится краткое описание принципа работы такого контура в частном случае, где контур снабжает единственного потребителя 22, при этом понятно, что контур, снабжающий несколько потребителей 22, работает в соответствии с аналогичным принципом. Гидравлический насос 12 является насосом высокого давления, который нагнетает или всасывает гидравлическую жидкость из резервуара 10 через первую трубу, называемую трубой 14 всасывания жидкости. Затем гидравлическая жидкость направляется под большим давлением к потребителю 22 с помощью второй трубы, называемой трубой 16 подачи жидкости. Потребление энергии указанным потребителем 22 проявляется в уменьшении давления гидравлической жидкости, которая после выхода из потребителя имеет низкое давление в третьей трубе, называемой трубой 18 возврата жидкости, через которую она направляется обратно в резервуар 10 гидравлической жидкости.

Контур гидравлической жидкости обычно включает дополнительную трубу, называемую дренажной трубой 20, соединенной с гидравлическим насосом. Это позволяет направлять часть гидравлической жидкости, приходящей из гидравлического насоса 12 и соответствующей внутренним утечкам в этом насосе 12, непосредственно обратно в резервуар 10. Оценивается, что обычно примерно 10-15% общей энергии, подаваемой в насосы, теряется в результате существования этих внутренних утечек и что эта часть энергии превращается в тепло. Это приводит к нагреванию гидравлической жидкости, которая проходит через дренажную трубу 20 в направлении резервуара 10 для гидравлической жидкости.

Потребители гидравлической жидкости могут также нагревать указанную гидравлическую жидкость, обычно в меньшей степени, чем насосы.

Такое нагревание гидравлической жидкости оказывает вредное влияние на работу гидравлического контура. Действительно, это нагревание приводит к ухудшению гидравлической жидкости и тем самым к ухудшению ее рабочих характеристик. В частности, нагревание жидкости может приводить к увеличению кислотности указанной жидкости, что может вызывать повреждение механизмов потребителя указанной гидравлической жидкости. Это нагревание может также приводить к повреждению мест соединения гидравлического контура, а следовательно, к внешним утечкам гидравлического контура.

Поэтому необходимо удерживать гидравлическую жидкость, циркулирующую через такой гидравлический контур для снабжения одного или нескольких потребителей, ниже определенной температуры, называемой температурой стабильности указанной гидравлической жидкости.

Первое решение состоит в использовании естественной способности гидравлического контура рассеивать тепло посредством естественной конвекции или посредством принудительной конвекции с использованием окружающего воздуха вокруг труб. Это первое решение является удовлетворительным для самолета, требования которого к гидравлической энергии достаточно низкие, так что такое рассеяние тепла через трубы подачи жидкости обеспечивает полное или почти полное рассеяние нагревания гидравлической жидкости. Рассеяние тем более эффективно, чем длиннее подающие трубы. Однако для самолетов, которые являются компактными относительно установленной гидравлической энергии, т.е. которые имеют короткие подающие трубы по сравнению с доступной гидравлической энергией, естественное рассеяние тепла является недостаточным.

Второе решение для улучшения охлаждения гидравлической жидкости состоит в добавлении теплообменника, расположенного внутри топливного бака самолета, для гидравлического контура. Гидравлическая жидкость проходит через этот теплообменник, охлаждается, а ее тепло передается топливу, содержащемуся в топливном баке, в котором размещен теплообменник. Это второе решение можно было использовать в старых самолетах, но является больше недопустимым, поскольку вступили в силу новые правила безопасности, которые требуют минимизации любого переноса тепла в топливо. Первое условие, требуемое правилами, рекомендует ограничивать создание паров топлива внутри каждого топливного бака. Это достигается, если температура топлива остается ниже его температуры Т_F воспламенения. Второе условие, требуемое правилами, предписывает, что температура Т_M топлива при его входе в двигатель не должна превышать максимального значения. Следовательно, это второе решение нельзя больше использовать, поскольку оно не обеспечивает контролирование температуры топлива внутри топливных баков или при его входе в двигатели, а следовательно, не выполняются оба предписанных условия.

Раскрытие изобретения

Точным предметом изобретения является самолетная система охлаждения жидкости, которая решает проблемы, возникающие в системах, согласно уровню техники. Согласно изобретению эта система содержит воздушный теплообменник, через который проходит жидкость, подлежащая охлаждению, при этом указанный воздушный теплообменник включает средство для ввода воздуха и средство для отвода воздуха, при этом система характеризуется тем, что этот воздушный теплообменник установлен в корпусе, расположенном в обтекателе направляющего рельса закрылка, соединенном с одним из крыльев этого самолета, при этом указанное средство для ввода воздуха в воздушный теплообменник соединено с входным средством для воздуха, проходящим через наружную поверхность обтекателя, а указанное средство отвода воздуха для этого воздушного теплообменника соединено с выходным средством для воздуха, открытым снаружи указанной наружной поверхности так, что воздух снаружи самолета проходит через этот воздушный теплообменник для охлаждения указанной жидкости.

Это самолетное устройство охлаждения жидкости позволяет отводить тепло от указанной жидкости в воздух снаружи этого самолета. При этом используется преимущество динамического потока воздуха вокруг самолета.

В предпочтительном варианте выполнения указанное входное средство для воздуха, проходящее через наружную поверхность обтекателя, соответствует заборнику набегающего воздуха. Понятие «заборник набегающего воздуха» описывает воздухозаборник, позволяющий захватывать по меньшей мере часть динамического давления, вызываемого движением самолета через воздух.

Самолетная система охлаждения жидкости, которая является предметом данного изобретения, предпочтительно имеет по меньшей мере один вентилятор для обеспечения минимального пропускания воздуха в воздушный теплообменник. Этот вентилятор позволяет обеспечивать и улучшать охлаждение указанной жидкости посредством увеличения пропускания воздуха через воздушный теплообменник, в частности, когда скорость самолета равна нулю (самолет находится на земле) или же меньше заданного значения (например, во время взлета и посадки). Этот вентилятор предпочтительно устанавливается в зависимости от направления циркуляции воздуха по потоку перед воздушным теплообменником или за этим воздушным теплообменником.

Изобретение также относится к самолету, оборудованному такой самолетной системой охлаждения жидкости.

Краткое описание чертежей

Другие признаки и преимущества изобретения следуют из приведенного ниже подробного описания специальных вариантов выполнения изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

фиг.1 - гидравлический контур для снабжения потребителей и его принцип действия (описание уже приведено выше);

фиг.2 - самолет, который может быть снабжен системой охлаждения жидкости, согласно данному изобретению, на виде снаружи;

фиг.3 - разрез одного крыла самолета, согласно фиг.2;

фиг.4 - разрез одного крыла самолета, который иллюстрирует обтекатель направляющего рельса закрылка в увеличенном масштабе, в котором установлен воздушный теплообменник, согласно изобретению;

фиг.5 - вид, аналогичный фиг.4, который иллюстрирует специфичный вариант выполнения изобретения, в котором охлаждающая система имеет по меньшей мере один вентилятор;

фиг.6 - схема системы управления для вентилятора, показанного на фиг.5;

фиг.7 - разрез примерно в горизонтальной плоскости, когда самолет стоит на земле, обтекателя направляющего рельса закрылка и охлаждающей системы согласно изобретению, который представляет специфичный вариант выполнения выходного средства для воздуха;

фиг.8а, 8b и 8с - разрезы заборников набегающего воздуха;

фиг.9 - разрез расходящегося канала с горловиной.

Осуществление изобретения

Самолетная система 30 охлаждения жидкости согласно изобретению, один вариант выполнения которой показан на фиг.4, имеет воздушный теплообменник 40, через который проходит указанная жидкость, подлежащая охлаждению. Этот воздушный теплообменник 40 установлен в корпусе, расположенном в обтекателе 34 направляющего рельса закрылка 36, соединенного с крылом 32 этого самолета. Обтекатели 36 направляющих рельсов закрылка 32 самолета показаны на виде снаружи на фиг.2, а также в разрезе на фиг.3. Как известно, исполнительные механизмы (не изображены) обеспечивают движение этих закрылков 36 относительно крыла 32 самолета 30 для изменения аэродинамической конфигурации указанного самолета. Указанные направляющие рельсы закрылка обычно расположены под внутренней стороной 38 крыла 32 и установлены с возможностью направления перемещения указанных закрылков относительно этого крыла под действием указанных исполнительных механизмов. Обтекатель 34 соединен с каждым из указанных направляющих рельсов так, что эти направляющие рельсы вызывают минимально возможное искажение аэродинамических характеристик крыла 32 самолета. В соответствии с этим вариантом выполнения изобретения указанный корпус, в котором установлен воздушный теплообменник 40, расположен в свободном пространстве внутри обтекателя 34 направляющего рельса закрылка. Средство 52 для ввода воздуха в воздушный теплообменник 40 соединено с входным средством 42 для воздуха, проходящим через наружную поверхность 46 обтекателя 34 в передней части последнего. Аналогичным образом, средство 54 отвода воздуха для воздушного теплообменника 40 соединено с выходным средством 44 для воздуха, которое открывается снаружи наружной поверхности 46 обтекателя 34 в части этого обтекателя, расположенной позади указанного входного средства 42 для воздуха в зависимости от направления движения самолета в полете.

Входное средство 42 для воздуха является заборником набегающего воздуха. Это может быть, например, трубка Пито, показанная на фиг.8а, которая имеет преимущество извлечения максимального давления воздуха, входящего через указанный воздухозаборник. В качестве альтернативного решения, в зависимости от характеристик, требуемых для пропускной способности воздуха в воздушный теплообменник 40 и возможностей интеграции в обтекатель 34, этот воздухозаборник может быть типа, который извлекает меньше динамического давления, чем воздухозаборник типа трубки Пито, например, совкового типа, как показано на фиг.8b, или даже типа, встроенного в наружную поверхность 46 обтекателя 34 (например, NACA), как показано на фиг.8с.

Входное средство 42 для воздуха предпочтительно соединено со средством 52 для ввода воздуха в воздушный теплообменник 40 с помощью расходящегося канала 48, т.е. канала, в котором сечение увеличивается в соответствии с направлением циркуляции воздуха в указанном входном средстве 42 для воздуха в направлении указанного средства 52 ввода воздуха воздушного теплообменника 40. И в обратном направлении средство 54 отвода воздуха воздушного теплообменника 40 предпочтительно соединено с выходным средством 44 для воздуха с помощью сужающегося канала 50, т.е. канала, в котором сечение уменьшается в соответствии с направлением циркуляции воздуха в указанном средстве 54 отвода воздуха воздушного теплообменника 40 в направлении указанного выходного средства 44 для воздуха. Расходящаяся/сходящаяся геометрия воздушного канала 48, 50 на обеих сторонах теплообменника 40 позволяет уменьшить скорость воздуха, проходящего через этот теплообменник, относительно скорости воздуха, входящего в канал 48, и тем самым уменьшить потери в нагрузке, когда воздух проходит через этот теплообменник, что позволяет восстанавливать скорость воздуха на выходе из сужающегося канала 50 до скорости, близкой к скорости наружного потока воздуха, а следовательно, уменьшать мешающее торможение воздушного выхода. Когда воздух проходит через теплообменник 40 и, в частности, через теплообменную матрицу (не изображена) в этом теплообменнике, то происходит перенос тепла из указанной жидкости, подлежащей охлаждению, в воздух, температура которого (обычно ниже 0°С, когда самолет летит в крейсерском режиме) ниже температуры жидкости, подлежащей охлаждению (обычно между 50 и 110°С в случае гидравлической жидкости, когда самолет летит в крейсерском режиме). Тепло, переносимое в воздух при прохождении через теплообменник 40, обеспечивает подачу энергии в воздушный поток, что способствует уменьшению вызванного устройством торможения. В идеальном сценарии, когда действие этого обеспечения энергии больше действия потерь из-за нагрузки, вызванной потоком воздуха в каналах 48, 50 и в теплообменнике 40, устройство согласно изобретению даже обеспечивает вклад в увеличение тяги самолета.

Входное средство 42 для воздуха предпочтительно расположено в передней части, в соответствии с направлением полета самолета, обтекателя 34 направляющего рельса закрылка 36. Обтекатель 34 образует выступ под крылом 32 самолета, при этом распределение воздушного давления на поверхности обтекателя 34 таково, что воздушное давление максимально на передней части обтекателя. Это обеспечивает преимущество более высокого давления воздуха у входного средства 42 для воздуха, чем у выходного средства 44 для воздуха (расположенного позади указанного входного механизма 42 для воздуха), что способствует правильной работе охлаждающей системы.

Выходное средство 44 для воздуха предпочтительно содержит по меньшей мере одно сопло, расположенное по оси тяги самолета 30. Это позволяет, с одной стороны, минимизировать искажение аэродинамических характеристик самолета, и с другой стороны, использовать преимущество любого вклада в эту тягу самолета из указанного переноса тепла в воздух, проходящий через теплообменник 40. Это сопло 44 предпочтительно расположено в боковой части обтекателя 34 направляющего рельса закрылка. В предпочтительном варианте выполнения, показанном на фиг.7, сужающийся канал 50 имеет по меньшей мере две части 50а и 50b, соединенные, соответственно, по меньшей мере с двумя соплами 44а и 44b, расположенными на боковых частях обтекателя 34 направляющего рельса закрылка, при этом эти сопла 44а и 44b расположены, соответственно, на каждой стороне продольной оси 66 (частично показана на фиг.7) указанного обтекателя 34 направляющего рельса закрылка 36.

Размеры входного средства 42 для воздуха, выходного средства 44 для воздуха, каналов 48, 50 и теплообменника 40 обычно определяются в соответствии с потерями нагрузки, требуемой пропускной способностью воздушной массы и динамической скоростью потока так, чтобы в рассматриваемых фазах полета пропускная способность холодного воздуха, проходящего через теплообменник 40, обеспечивала теплообмен, необходимый для охлаждения жидкости. В предпочтительном варианте выполнения указанные рассматриваемые фазы полета соответствуют полету самолета в крейсерском режиме.

В предпочтительном варианте выполнения расходящийся канал 48 имеет горловину 49, как показано на фиг.9. Эта горловина 49 расположена между входным средством 42 для воздуха и расходящейся частью канала 48. Это соответствует части указанного канала 48, в которой сечение, через которое проходит воздух, является минимальным. Эта горловина 49 позволяет устанавливать пропускную способность воздушной массы в расходящемся канале 48 с помощью звукового барьера: как известно, скорость воздуха через горловину 49 является максимально равной скорости звука. Результатом этого является то, что когда самолет летит в крейсерском режиме, то указанная скорость воздуха в горловине 49 равна скорости звука. Размеры этой горловины 49 обычно рассчитываются так, чтобы ограничить пропускание воздуха в расходящемся канале 48 величиной, которая позволяет учитывать максимальную скорость воздуха в теплообменнике 40, определяемую в соответствии с потерями в нагрузке, которые желательно не превышать. Другое ограничение пропускания воздуха можно задавать так, чтобы ограничить аэродинамическое торможение, вызываемое указанной самолетной системой охлаждения жидкости, ниже максимального заданного значения.

В специфичном варианте выполнения, показанном на фиг.5, охлаждающая система согласно изобретению имеет по меньшей мере один вентилятор 56. Работа этого вентилятора 56 позволяет обеспечивать и увеличивать пропускание воздуха в теплообменнике 40, в частности, когда скорость самолета равна нулю (самолет находится на земле) или же меньше заданного значения (например, в фазах взлета и посадки). Таким образом, когда охлаждающая система согласно данному изобретению имеет размеры для обеспечения охлаждения указанной жидкости в фазах полета самолета в крейсерском режиме, использование вентилятора позволяет обеспечивать охлаждение указанной жидкости во всех фазах использования самолета. Указанная охлаждающая система, содержащая один вентилятор 56, имеет преимущество меньшей массы по сравнению с охлаждающей системой, которая бы имела размеры для обеспечения охлаждения указанной жидкости без вентилятора в фазах полета самолета, соответствующих скорости меньше крейсерской скорости самолета. Кроме того, она имеет преимущество по сравнению с системой без вентилятора, состоящее в обеспечении охлаждения указанной жидкости даже когда самолет движется по земле с нулевой скоростью. Вентилятор 56 может быть расположен в зависимости от направления циркуляции воздуха по потоку перед теплообменником 40 (смотри фиг.5) или за этим теплообменником 40. Он может приводиться в действие, в частности, электрически или гидравлически. Как показано на фиг.6, этот вентилятор 58 предпочтительно соединен с помощью соединения 64 с управляющим средством 56, которое имеет по меньшей мере один вход, соединенный с набором 60 источников S1, S2, ..., Sn информации с помощью по меньшей мере одного соединения 62. Эти источники информации могут быть, в частности, датчиками или компьютерами самолета. Информация, обеспечиваемая источниками S1, S2, ..., Sn информации, предпочтительно соответствует, в частности, температуре жидкости, подлежащей охлаждению, и/или воздушной скорости самолета. В этом случае управляющее средство 58 останавливает работу вентилятора 56, когда температура жидкости ниже заданного значения Tmin, для того чтобы чрезмерно не охлаждать эту жидкость, или когда воздушная скорость самолета выше заданного значения Vmin, для того чтобы не перекручивать указанный вентилятор. Когда температура жидкости больше указанного заданного значения Tmin и/или когда воздушная скорость самолета меньше указанного значения Vmin, то управляющее средство 58 включает вентилятор 56 для принудительной циркуляции воздуха в теплообменнике 40. Такой режим работы имеет преимущество обеспечения достаточного охлаждения жидкости в фазах полета, отличных от фаз (соответствующих, например, фазам полета в крейсерском режиме), для которых выбраны размеры охлаждающей системы. Например, величину Vmin можно выбрать больше скорости взлета и меньше крейсерской скорости. В одном варианте выполнения управляющее средство 58 управляет вентилятором 56 с изменяемым уменьшением скорости, когда воздушная скорость самолета увеличивается, так что управление вентилятором 56 не выполняется (нулевая скорость), когда воздушная скорость самолета больше Vmin. В другом варианте выполнения управляющее средство 58 управляет вентилятором 56 в соответствии с температурой жидкости, подлежащей охлаждению, посредством включения и выключения регулирования или посредством изменяемого уменьшения скорости, когда понижается температура жидкости. Оба этих варианта выполнения можно комбинировать друг с другом.

В качестве альтернативного решения, можно иметь несколько параллельно установленных вентиляторов 56 для обеспечения воздухом теплообменника в случае поломки одного из вентиляторов 56. В указанном случае, где сужающийся канал 50 имеет две части 50а и 50b, соединенные соответственно с двумя соплами 44а и 44b, можно иметь вентилятор 56 у входа каждой из указанных частей 50а и 50b указанного канала 50, при этом понятие вход используется относительно направления самолета 30 в полете.

Изобретение также относится к самолету 30, содержащему по меньшей мере одну систему охлаждения жидкости, описание которой приведено выше. Например, самолет 30 может иметь по меньшей мере одну такую охлаждающую систему в нескольких обтекателях 34 направляющего рельса закрылков 34 этого самолета 30 для максимизации энергии охлаждения жидкости самолета 30 и/или для выполнения требований к охлаждению жидкости в отдельных контурах самолета 30.

В одном специфичном варианте выполнения самолет 30 имеет по меньшей мере один контур гидравлической жидкости, в котором гидравлическая жидкость охлаждается с помощью указанной охлаждающей системы или систем. Указанная гидравлическая жидкость, проходящая через воздушный теплообменник 40, предпочтительно приходит из дренажной трубы 20 по меньшей мере одного гидравлического насоса 12. Этот вариант выполнения имеет преимущество направления в теплообменник 40 лишь части гидравлической жидкости, которая подверглась наиболее значительному повышению температуры, что обеспечивает более высокую эффективность охлаждающей системы.

Изобретение относится к оборудованию летательного аппарата. Система охлаждения жидкости самолета (30) имеет воздушный теплообменник (40), через который проходит указанная жидкость. Воздушный теплообменник (40) включает средство (52) для ввода воздуха и средство (54) для отвода воздуха и установлен в корпусе, расположенном в обтекателе (34) направляющего рельса закрылка (36), соединенном с крылом (32) самолета. Средство (52) для ввода воздуха в воздушный теплообменник (40) соединено с входным средством (42) для воздуха, проходящим через наружную поверхность (46) обтекателя (34). Средство (54) для отвода воздуха указанного воздушного теплообменника (40) соединено с выходным средством (44) для воздуха, открытым снаружи указанной наружной поверхности (46) так, что воздух снаружи самолета (30) проходит через этот воздушный теплообменник (40) для охлаждения указанной жидкости. Предложены также варианты самолета с системой. Группа изобретений направлена на улучшение охлаждения жидкости. 3 н. и 22 з.п. ф-лы, 11 ил.

1. Самолетная система (30) охлаждения жидкости, содержащая воздушный теплообменник (40), через который проходит указанная жидкость, при этом указанный воздушный теплообменник (40) включает средство (52) для ввода воздуха и средство (54) для отвода воздуха, отличающаяся тем, что указанный воздушный теплообменник (40) установлен в корпусе, расположенном в обтекателе (34) направляющего рельса закрылка (36), соединенном с крылом (32) указанного самолета (30), при этом указанное средство (52) для ввода воздуха в воздушный теплообменник (40) соединено с входным средством (42) для воздуха, проходящим через наружную поверхность (46) обтекателя (34), а указанное средство (54) для отвода воздуха этого воздушного теплообменника соединено с выходным средством (44) для воздуха, открытым снаружи указанной наружной поверхности (46) так, что воздух снаружи самолета проходит через указанный воздушный теплообменник (40) для охлаждения указанной жидкости.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что указанное входное средство (42) для воздуха соединено со средством (52) для ввода воздуха воздушного теплообменника (40) с помощью расходящегося канала (48), сечение которого увеличивается в соответствии с направлением циркуляции воздуха в указанном входном средстве (42) для воздуха в направлении указанного средства (52) для ввода воздуха теплообменника (40).3. Система по п.1, отличающаяся тем, что указанное средство (54) для отвода воздуха воздушного теплообменника (40) соединено с указанным выходным средством (44) для воздуха с помощью сужающегося канала (50), сечение которого уменьшается в соответствии с направлением циркуляции воздуха в указанном средстве (54) для отвода воздуха теплообменника (40) в направлении указанного выходного средства (44) для воздуха.4. Система по п.1, отличающаяся тем, что указанное входное средство (42) для воздуха соответствует заборнику набегающего воздуха.5. Система по п.4, отличающаяся тем, что указанное входное средство (42) для воздуха является воздухозаборником в виде трубки Пито.6. Система по п.4, отличающаяся тем, что указанное входное средство (42) для воздуха является совковым воздухозаборником.7. Система по п.4, отличающаяся тем, что указанное входное средство (42) для воздуха является воздухозаборником, встроенным в наружную поверхность (46) обтекателя (34).8. Система по п.1, отличающаяся тем, что указанное входное средство (42) для воздуха расположено в передней части обтекателя (34) направляющего рельса закрылка (36).9. Система по п.1, отличающаяся тем, что указанное выходное средство (44) для воздуха выполнено по меньшей мере из одного сопла (44, 44а, 44b), расположенного по оси тяги самолета (30).10. Система по п.9, отличающаяся тем, что указанное сопло (44, 44а, 44b) расположено в боковой части обтекателя (34) направляющего рельса закрылка (36).11. Система по п.9, отличающаяся тем, что она имеет по меньшей мере два сопла (44а, 44b), расположенных в боковых частях обтекателя (34) направляющего рельса закрылка (36).12. Система по п.2, отличающаяся тем, что указанный расходящийся канал (48) имеет горловину (49) для ограничения пропускания воздуха в указанный расширяющийся канал (48) в крейсерских фазах полета.13. Система по п.1, отличающаяся тем, что ее размеры выбраны для обеспечения охлаждения указанной жидкости, когда самолет (30) летит в крейсерском режиме.14. Система по п.1, отличающаяся тем, что она имеет по меньшей мере один вентилятор (56) для обеспечения минимального пропускания воздуха в воздушный теплообменник(40).15. Система по п.1, отличающаяся тем, что вентилятор (56) установлен по потоку перед воздушным теплообменником (40).16. Система по п.1, отличающаяся тем, что вентилятор (56) установлен по потоку за воздушным теплообменником (40).17. Система по п.14, отличающаяся тем, что она имеет управляющее средство (58) для управления указанным вентилятором (56), которое активирует этот вентилятор (56), когда воздушная скорость самолета (30) ниже заданного значения.18. Система по п.14, отличающаяся тем, что она имеет управляющее средство (58) для управления указанным вентилятором (56), которое активирует этот вентилятор (56), когда температура жидкости, подлежащей охлаждению, больше заданного значения.19. Система по п.14, отличающаяся тем, что она имеет управляющее средство (58) для управления указанным вентилятором (56), которое управляет этим вентилятором (56) с изменяемой скоростью, которая уменьшается, когда воздушная скорость самолета (30) увеличивается.20. Система по п.14, отличающаяся тем, что она имеет управляющее средство (58) для управления указанным вентилятором (56), которое управляет этим вентилятором (56) с изменяемой скоростью, которая уменьшается, когда температура подлежащей охлаждению жидкости уменьшается.21. Система по п.14, отличающаяся тем, что она имеет несколько вентиляторов (56), расположенных параллельно.22. Самолет (30), отличающийся тем, что он имеет по меньшей мере одну систему охлаждения жидкости по п.1.23. Самолет (30) по п.22, отличающийся тем, что он имеет по меньшей мере один контур гидравлической жидкости, в котором гидравлическая жидкость охлаждается с помощью указанной по меньшей мере одной системы охлаждения жидкости.24. Самолет (30) по п.23, отличающийся тем, что указанная гидравлическая жидкость, проходящая через воздушный теплообменник (40), приходит из дренажной трубы (20) по меньшей мере одного гидравлического насоса (12).25. Самолет (30), отличающийся тем, что он имеет по меньшей мере одну систему охлаждения жидкости по п.1, в нескольких обтекателях (34) направляющего рельса закрылка (36), соединенных с крыльями (32) указанного самолета (30).