The invention relates to a hybrid propulsion system (10) for a vertical take-off and landing (VTOL) aircraft comprising at least one combustion engine (120, 140) driving an electricity generator (122, 142), at least one electrical energy storage assembly (16; 18A, 18N) associated with each electricity generator and defining with each electricity generator an energy branch, a plurality of electric motors (200, 220, 240, 260) actuating a same plurality of rotors (202, 222, 242, 262) providing together the propulsion and/or the lift of the aircraft, and an electrical power and distribution unit (28) supplying power to the plurality of electric motors from the electricity generator and/or the electrical energy storage assembly according to a pre-established flight phase, the system comprising at least two energy branches having an asymmetrical configuration and each selectively supplying, via the power and electrical distribution unit (28), all or part of the plurality of electric motors and in which the electricity generators of the internal combustion engines have between them a power ratio of between 1.2 and 1.4 so as to allow the most powerful to alone supply the electrical power required by the aircraft in all flight conditions.

    Système propulsif hybride (10) pour un aéronef à décollage et atterrissage verticaux (VTOL) comprenant au moins un moteur thermique (120, 140) entrainant une génératrice d'électricité (122, 142), au moins un ensemble de stockage d'énergie électrique (16; 18A, 18N) associé à chaque génératrice d'électricité et définissant avec chaque génératrice d'électricité une branche énergétique, une pluralité de moteurs électriques (200, 220, 240, 260) actionnant une même pluralité de rotors (202, 222, 242, 262) assurant ensemble la propulsion et/ou la sustentation de l'aéronef, et une unité de puissance et de distribution électrique (28) assurant l'alimentation de la pluralité de moteurs électriques à partir de la génératrice d'électricité et/ou de l'ensemble de stockage d'énergie électrique selon une phase de vol préétablie, système comportant au moins deux branches énergétiques ayant une configuration asymétrique et alimentant chacune sélectivement, par l'intermédiaire de l'unité de puissance et de distribution électrique (28), tout ou partie de la pluralité de moteurs électriques et en ce que les génératrices d'électricité des moteurs thermiques ont entre elles un rapport de puissance compris entre 1,2 et 1,4 de façon à permettre à la plus puissante de fournir à elle seule la puissance électrique requise par l'aéronef dans l'ensemble des conditions de vol.


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    Title :

    SYSTEME DE PROPULSION HYBRIDE POUR AERONEF A DECOLLAGE ET ATTERRISSAGE VERTICAUX


    Additional title:

    HYBRID PROPULSION SYSTEM FOR VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT


    Contributors:

    Publication date :

    2020-11-12


    Type of media :

    Patent


    Type of material :

    Electronic Resource


    Language :

    French


    Classification :

    IPC:    B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / B64C AEROPLANES , Flugzeuge



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