The present invention relates to an aircraft comprising a cooling system integrated into the fuselage (2), and at least one propeller (16) driven by an electric motor suitable for propelling the aircraft, the cooling system comprising: - at least one cooling duct (13, 17) (or air duct (13, 17)), installed within the fuselage (2) of the aircraft and provided with an air inlet and outlet, the cooling duct (13) being designed to allow air to circulate between the air inlet and the air outlet; - at least one heat exchanger (12) positioned within the cooling duct (13), the heat exchanger being designed to transfer thermal energy to the air circulating in the cooling duct (13); wherein the air inlet is positioned in an overpressure zone generated by the air accelerated by the rotation of the propeller, and the air outlet is strategically positioned on an outer surface of the fuselage (2) over which the air flow accelerated by the rotation of the propeller passes, creating a zone of lower pressure facilitating the circulation of the air through the cooling duct (13), thus allowing heat to be efficiently dissipated through the heat exchanger.

    La présente invention concerne un aéronef comprenant un système de refroidissement intégré au fuselage (2), et au moins une hélice (16) entraînée par un moteur électrique adaptée pour propulser l'aéronef, le système de refroidissement comprenant : - au moins une gaine (13, 17) de refroidissement (ou gaine (13, 17) d'air), implantée au sein du fuselage (2) de l'aéronef, pourvue d'une entrée et d'une sortie d'air, la gaine de refroidissement (13) étant conçue pour permettre la circulation de l'air entre l'entrée d'air et la sortie d'air; - au moins un échangeur de chaleur (12) positionné au sein de la gaine de refroidissement (13), l'échangeur de chaleur étant conçu pour transférer de l'énergie thermique à l'air circulant dans la gaine de refroidissement (13);dans lequel, l'entrée d'air est positionnée dans une zone de surpression engendrée par l'air accéléré par la rotation de l'hélice, et la sortie d'air est stratégiquement positionnée sur une surface externe du fuselage (2) balayée par le flux d'air accéléré par la rotation de l'hélice, causant une zone de moindre pression facilitant facilitant la circulation de l'air à travers la gaine de refroidissement (13), permettant ainsi une dissipation efficace de la chaleur à travers l'échangeur de chaleur.


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    Title :

    GAINE D'AIR DE GESTION THERMIQUE POUR LES SYSTÈMES AÉROPORTÉS À PILES À COMBUSTIBLES


    Additional title:

    THERMAL MANAGEMENT AIR DUCT FOR AIRBORNE FUEL CELL SYSTEMS


    Contributors:

    Publication date :

    2024-12-05


    Type of media :

    Patent


    Type of material :

    Electronic Resource


    Language :

    French


    Classification :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS



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