A fuselage (2, 2', 2'') for a convertible aircraft (1) is described, comprising a nose (4) and a tail (5) arranged on mutually opposite sides along a first longitudinal axis (Y) of the fuselage (2); a first portion (100) and a second portion (101) arranged one after the other, proceeding along the first axis (Y) from the nose (4) towards the tail (5); and an electric power source (102) connectable with at least one electric powertrain (40a, 40b, 40c, 40d, 40e, 40f) and arranged inside the second portion (101); the first and second portion (100, 101) define respectively a first and a second section (110, 111, 111'') in a plane orthogonal to the first axis (Y); the second section (111) defines at least one air intake (120) that is open towards the outside of the fuselage (2) itself and fluidically connected with the source (102) so as to convey, in use, a flow of cooling air onto the source (102) itself following the forward motion of the aircraft (1); the second section (111, 111'') having a larger area than the first section (110); the air intake (120) being arranged at a sidewall (19) of the second portion (101) and externally to the first portion (100) and in a view parallel to the first axis (Y).

    Un fuselage (2, 2',2'') pour un aéronef convertible (1) est décrit, comprenant une section avant (4) et une section arrière (5) disposées sur des côtés mutuellement opposés le long d'un premier axe longitudinal (Y) du fuselage (2) ; une première partie (100) et une seconde partie (101) disposées l'une après l'autre, se suivant le long du premier axe (Y) depuis la section avant (4) vers la section arrière (5) ; et une source d'énergie électrique (102) pouvant être connectée à au moins un groupe motopropulseur électrique (40a, 40b, 40c, 40d, 40e, 40f) et disposée à l'intérieur de la seconde partie (101) ; les première et seconde parties (100, 101) définissent respectivement une première et une seconde section (110, 111, 111'') dans un plan orthogonal au premier axe (Y) ; la seconde section (111) définit au moins une entrée d'air (120) qui est ouverte vers l'extérieur du propre fuselage (2) et en communication fluidique avec la source (102) de façon à transporter, lors de l'utilisation, un écoulement d'air de refroidissement sur la propre source (102) à la suite du mouvement vers l'avant de l'aéronef (1) ; la seconde section (111, 111'') ayant une surface plus grande que la première section (110) ; l'admission d'air (120) étant disposée au niveau d'une paroi latérale (19) de la seconde partie (101) et à l'extérieur de la première partie (100) et dans une vue parallèle au premier axe (Y).


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    Title :

    FUSELAGE FOR A CONVERTIBLE AIRCRAFT CAPABLE OF HOVERING


    Additional title:

    FUSELAGE POUR AVION CONVERTIBLE CAPABLE DE VOL STATIONNAIRE


    Contributors:

    Publication date :

    2023-11-23


    Type of media :

    Patent


    Type of material :

    Electronic Resource


    Language :

    English


    Classification :

    IPC:    B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / B64C AEROPLANES , Flugzeuge / B64U



    Fuselage for convertible aircraft capable of hovering

    MEDICI LUCA / BIANCO MENGOTTI RICCARDO / BAVETTA ANDREA et al. | European Patent Office | 2024

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    CONVERTIBLE AIRCRAFT CAPABLE OF HOVERING

    BIANCO MENGOTTI RICCARDO | European Patent Office | 2022

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    Convertible aircraft capable of hovering

    MEDICI LUCA / BIANCO MENGOTTI RICCARDO / BAVETTA ANDREA et al. | European Patent Office | 2024

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    CONVERTIBLE AIRCRAFT CAPABLE OF HOVERING

    BIANCO MENGOTTI RICCARDO | European Patent Office | 2024

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    CONVERTIBLE AIRCRAFT CAPABLE OF HOVERING

    BIANCO MENGOTTI RICCARDO | European Patent Office | 2023

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