Se describe un sistema de enfriamiento (201) para una planta de energía de combustión interna (200) enfriada por líquido alojada en un compartimiento de motor (C) en un cono de cola (T) de una aeronave (A). El sistema de enfriamiento (201) tiene: una entrada de cono de cola (208a) definida a través de una pared (T2) del cono de cola (T) y que se comunica fluidamente con un entorno (E); una entrada de pared (C6) definida a través de un cortafuegos (C5) del compartimiento del motor (C); un soplador (214) dentro del compartimiento del motor (C) y que tiene una entrada de soplador (214a) y una salida de soplador (214b), comunicándose la entrada de soplador (214a) de manera fluida con el entorno (E) a través de la entrada del cono de cola (208a) , a través de la entrada de pared (C6), y a través de un interior (I) del compartimiento del motor (C); una salida de soplador (214b) definida a través de una pared de la aeronave (A) y que comunica fluidamente con el entorno (E); y una ruta de flujo de enfriamiento (F1) que se extiende desde la entrada del cono de cola (208a) hasta la salida de aire (202) y a través de la entrada de la pared (C6), la ruta de flujo de enfriamiento (F1) en relación de intercambio de calor con la planta de energía (200). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)
There is disclosed a cooling system (201) for a liquid cooled internal combustion power plant (200) housed in an engine compartment (C) in a tail cone (T) of an aircraft (A). The cooling system (201) has: a tail cone inlet (208a) defined through a wall (T2) of the tail cone (T) and fluidly communicating with an environment (E); a wall inlet (C6) defined through a firewall (C5) of the engine compartment (C); a blower (214) within the engine compartment (C) and having a blower inlet (214a) and a blower outlet (214b), the blower inlet (214a) fluidly communicating with the environment (E) via the tail cone inlet (208a), via the wall inlet (C6), and via an interior (I) of the engine compartment (C); a blower outlet (214b) defined through a wall of the aircraft (A) and fluidly communicating with the environment (E); and a cooling flow path (F1) extending from the tail cone inlet (208a) to the air outlet (202) and across the wall inlet (C6), the cooling flow path (F1) in heat exchange relationship with the power plant (200).
Sistema motopropulsor de aeronaves
08.04.2024
Patent
Elektronische Ressource
Spanisch
SISTEMA DE SEGURIDAD PARA PORTAEQUIPAJES DE AERONAVES
Europäisches Patentamt | 2023
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