Sistema autónomo de generación de potencia eléctrica para aeronave y método de gestión asociado.

Sistema autónomo (22) de generación de potencia eléctrica para una aeronave,

que comprende:

- una cámara de combustión (80), independiente del o de cada motor (16A, 16B) de propulsión de la aeronave; - un dispositivo (18) de almacenamiento de combustible, que comprende:

- al menos un dispositivo principal (130A, 130B), estando destinado el o cada depósito principal (130A, 130B) a contener un primer lote de combustible;

- al menos un conducto (144C, 144D) de alimentación de un motor (16A, 16B) de propulsión de la aeronave con el primer lote de combustible contenido en el depósito principal (130A, 130B);

constando el dispositivo (18) de un primer conducto (148) de conducción de combustible destinado a transportar en la cámara de combustión (80) independiente del o de cada motor el primer lote de combustible contenido en el depósito principal (130A, 130B), desembocando el primer conducto (148) en dicha cámara de combustión (80) a través de una entrada principal (84);

constando el dispositivo (18) al menos de un depósito auxiliar (132), destinado a contener un segundo lote de combustible, estando conectado el depósito auxiliar (132) al depósito principal (130A, 130B), constando el dispositivo (18) de un conducto (160) de conducción del segundo lote de combustible contenido en el depósito auxiliar (132) hacia la cámara de combustión (80) de la aeronave independiente del o de cada motor (16A, 16B) de la aeronave, siendo el segundo lote de combustible distinto del primer lote de combustible, conectando el conducto de conducción (160) del segundo lote de combustible el depósito auxiliar (132) a la cámara de combustión (80),

caracterizado porque el conducto de conducción (160) del segundo lote de combustible está configurado para alimentar la cámara de combustión (80) exclusivamente de combustible del segundo lote presente en el depósito auxiliar (132), sin estar mezclado o contaminado por el primer lote de combustible presente en el depósito principal (130A, 130B),

desembocando el conducto de conducción (160) del segundo lote de combustible en la cámara de combustión (80) a través de una entrada secundaria (86) situada a distancia de la entrada principal (84).

Tipo: Patente Europea. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: E12168042.

Solicitante: DASSAULT AVIATION.

Nacionalidad solicitante: Francia.

Dirección: 9 Rond Point des Champs Elysées - Marcel Dassault 75008 Paris FRANCIA.

Inventor/es: LOISON,RENAUD.

Fecha de Publicación: .

Clasificación Internacional de Patentes:

  • B64D37/02 SECCION B — TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES.B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA.B64D EQUIPAMIENTO INTERIOR O ACOPLABLE A AERONAVES; TRAJES DE VUELO; PARACAIDAS; DISPOSICIONES O MONTAJE DE GRUPOS MOTORES O DE TRANSMISIONES DE PROPULSION EN AERONAVES.B64D 37/00 Disposiciones relativas a la alimentación de combustible al grupo motor (repostado en vuelo B64D 39/00). › Depósitos (depósitos de construcción integral a las alas B64C; depósitos en general B65D).
  • B64D41/00 B64D […] › Instalaciones de potencia para servicios auxiliares.

PDF original: ES-2640974_T3.pdf

 

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