Un système de génération de puissance électrique pour un aéronef à source d’énergie hybride comprend un moteur (23) à combustion agencé pour fournir une puissance mécanique. Le système comprend en outre une électronique de puissance (21) agencée pour convertir la puissance mécanique fournie par le moteur (23) en puissance électrique pour la propulsion de l’aéronef. Le système comprend en outre un échangeur thermique (33) relié à l’électronique de puissance (21). Le système comprend en outre une entrée de gaz (11) et une sortie de gaz (13). Le système comprend encore un circuit gazeux reliant fluidiquement l’entrée de gaz (11) à la sortie de gaz (13). Le circuit gazeux débouche sur la sortie de gaz (13) au moins par une conduite d’évacuation (41). Cette conduite d’évacuation (41) présente une portion d’extrémité (42), à l’opposé de la sortie de gaz (13). Le circuit gazeux comprend un premier circuit, agencé pour alimenter le moteur (23) en air provenant de l’entrée de gaz (11) et pour évacuer des gaz d’échappement du moteur (23) vers la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41). Le circuit gazeux comprend en outre un deuxième circuit, reliant fluidiquement l’entrée de gaz (11) à la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41). Le deuxième circuit est agencé pour recevoir une circulation d’air provenant de l’entrée de gaz (11) et propre à refroidir l’échangeur thermique (33). Cette circulation d’air est générée par effet de pompe à jet lorsque les gaz d’échappement traversent la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41). Figure d’abrégé : [Fig.1]
The invention relates to a system for generating electrical power for an aircraft with a hybrid energy source, which comprises a combustion engine (23) arranged to supply mechanical power. The system further comprises power electronics (21) arranged to convert the mechanical power supplied by the engine (23) into electrical power for propulsion of the aircraft. The system further comprises a heat exchanger (33) connected to the power electronics (21). The system further comprises a gas inlet (11) and a gas outlet (13). The system also comprises a gas circuit fluidically connecting the gas inlet (11) to the gas outlet (13). The gas circuit opens onto the gas outlet (13) at least by a discharge line (41). This discharge line (41) has an end portion (42), opposite the gas outlet (13).. The gas circuit comprises a first circuit, arranged to supply the engine (23) with air from the gas inlet (11) and to discharge exhaust gases from the engine (23) to the end portion (42) of the discharge line (41). The gas circuit further comprises a second circuit, fluidically connecting the gas inlet (11) to the end portion (42) of the discharge line (41). The second circuit is arranged to receive an air flow coming from the gas inlet (11) and able to cool the heat exchanger (33). This air flow is generated by jet pump effect when the exhaust gases pass through the end portion (42) of the discharge line (41).
Système de génération de puissance électrique pour un aéronef à source d’énergie hybride
2025-08-01
Patent
Electronic Resource
French
IPC: | F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS / B60K Anordnung oder Einbau von Antriebseinheiten oder von Kraft- bzw. Drehmomentübertragungen in Fahrzeugen , ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT |
SYSTÈME DE GÉNÉRATION DE PUISSANCE ÉLECTRIQUE POUR UN AÉRONEF À SOURCE D'ÉNERGIE HYBRIDE
European Patent Office | 2025
|Système de génération de puissance électrique pour aéronef
European Patent Office | 2024
|SYSTEME DE GENERATION DE PUISSANCE ELECTRIQUE POUR AERONEF
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