Se describe un sistema de refrigeración (201) para una planta de energía de aeronave de combustión interna (200) enfriada por líquido para una aeronave que tiene un cono de cola (T). El sistema de enfriamiento (201) tiene: una entrada de aire (202a) definida a través de una pared (T2) del cono de cola (T) y conectada de manera fluida a un ambiente (E) exterior a la aeronave; un intercambiador de calor (126) que tiene al menos un primer conducto (126b) conectado de manera fluida al entorno (E) a través de la entrada de aire (202a) y al menos un segundo conducto (126a) en relación de intercambio de calor con al menos un primer conducto (126b) y conectable de manera fluida a un circuito de refrigerante (112c) de la planta de energía de aeronave de combustión interna (200) enfriada por líquido; un soplador (214) conectado de manera fluida al entorno (E) a través de la entrada de aire (208a, 202a); y una salida de aire (C1) conectada de manera fluida al soplador (214) y definida a través de una pared (T2, C2) de la aeronave aguas arriba de la entrada de aire (208a, 202a) con respecto a una dirección de un flujo de aire (D2) a lo largo de la aeronave. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)
There is disclosed a cooling system (201) for a liquid cooled internal combustion aircraft power plant (200) for an aircraft having a tail cone (T). The cooling system (201) has: an air inlet (202a) defined through a wall (T2) of the tail cone (T) and fluidly connected to an environment (E) outside the aircraft; a heat exchanger (126) having at least one first conduit (126b) fluidly connected to the environment (E) via the air inlet (202a) and at least one second conduit (126a) in heat exchange relationship with the at least one first conduit (126b) and fluidly connectable to a coolant circuitry (112c) of the liquid cooled internal combustion aircraft power plant (200); a blower (214) fluidly connected to the environment (E) via the air inlet (208a, 202a); and an air outlet (C1) fluidly connected to the blower (214) and defined through a wall (T2, C2) of the aircraft upstream of the air inlet (208a, 202a) relative to a direction of an airflow (D2) along the aircraft.
Sistema motopropulsor de aeronave
2024-04-24
Patent
Elektronische Ressource
Spanisch
Sistema para mejorar la resiliencia estructural de una aeronave y aeronave que comprende tal sistema
Europäisches Patentamt | 2021
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