Airbus Helicopters Patente

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La présente invention concerne un conduit d'échappement (30) configuré pour être disposé autour d'une tuyère d'éjection (20) d'un moteur, le conduit d'échappement (30) présentant une pluralité de sections. Lesdites sections sont circulaires entre une section d'entrée (35) et une section de sortie (36), à l'exception des sections (310) d'un tronçon déformé (50), chaque section du tronçon déformé (50) s'étendant d'un secteur inférieur (55) à un secteur supérieur (56), le secteur inférieur (55) ayant une forme non circulaire pour qu'au moins un volume de liquide ne pouvant atteindre par gravité la section d'entrée (35) et la section de sortie (36) soit inférieur à un seuil de volume en présence d'angles de tangage et de roulis compris respectivement dans des plages angulaires en tangage et en roulis prédéterminées.

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A hybrid propulsion system (10, 20) for aircrafts comprises at least a fuel cell unit (13) for providing power to drive an aircraft (100) by using hydrogen in a redox reaction, at least a gas turbine (11) for providing power to drive the aircraft (100) by burning hydrogen, a hydrogen source (12) for providing the hydrogen to the fuel cell unit (13) and/or to the gas turbine (11) and at least an electric propulsion unit (14, 24) for driving the aircraft (100). The electric propulsion unit (14, 24) is electrically powered by the fuel cell unit (13) and/or mechanically by the gas turbine (11) in at least two different propulsion modes (M1, M2). A control unit (27) controls the power supply to the electric propulsion unit (14, 24). In a first propulsion mode (M1) for a first flight phase the electric propulsion unit (14, 24) is essentially or only powered by the fuel cell unit (13), and in a second propulsion mode (M2) for a second flight phase the electric propulsion unit (14, 24) is essentially or only powered by the gas turbine (11).

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La présente invention concerne un procédé d'autorisation de vol d'un aéronef (1) muni d'une installation motrice hybride (10) ayant au moins un moteur thermique (15) et au moins un moteur électrique (20) relié électriquement à une source d'énergie électrique (30) comprenant plusieurs accumulateurs électriques (31). Le procédé comporte un prélèvement (STP1) au sol d'une énergie électrique ou d'une puissance électrique à prélever à partir de la source d'énergie électrique (30) pendant une durée prédéterminée et une détermination (STP2) pour les accumulateurs électriques (31) de valeurs initiales respectives d'un paramètre de fonctionnement, un calcul (STP3) d'une valeur moyenne à partir des valeurs initiales, une détermination (STP4) d'une valeur minimale parmi les valeurs initiales mesurées, une autorisation de vol lorsqu'une différence entre la valeur moyenne et la valeur minimale est inférieure à un seuil et une interdiction lorsque ladite différence entre la valeur moyenne et la valeur minimale est supérieure ou égale au seuil.

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La présente invention concerne un avion (1) comportant une première hélice (11) et une deuxième hélice (12). L'avion (1) comprend un premier moteur thermique (21) ainsi qu'une première machine électrique (31) configurés pour la mise en rotation de la première hélice (11), ledit avion (1) comprenant au moins une deuxième machine électrique (32) configurée pour la mise en rotation de la deuxième hélice (12), ledit avion (1) ayant une chaîne de transmission d'énergie électrique (35) reliant électriquement la première machine électrique (31) et la deuxième machine électrique (32).

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La présente invention concerne un train d'atterrissage (1) muni d'au moins deux premières roulettes (36, 37) montées sur deux premières roues libres (51, 52) respectives connectées à un premier patin (11) et configurées durant une phase d'atterrissage pour se bloquer dans le sens du retour élastique lors d'un déplacement du premier patin (11) selon un premier sens (401) allant du premier patin (11) vers un deuxième patin (12) et pour être libres dans le sens de l'enfoncement lors d'un déplacement selon un deuxième sens (402), au moins deux deuxièmes roulettes (41, 42) étant montées sur deux deuxièmes roues libres (53, 54) respectives connectées à un deuxième patin (12) et configurées durant une phase d'atterrissage pour se bloquer lors d'un déplacement du deuxième patin (12) selon le deuxième sens (402) et pour être libres lors d'un déplacement selon le premier sens (401).

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The present invention relates to a routing method for an aircraft (1) comprising two thermal engines (11) and a first AEO operating mode, in which said thermal engines (11) jointly provide mechanical power to a rotor (2,3) of said aircraft (1) and a second economical operating mode in which a single thermal engine (11) provides mechanical power to said rotor (2,3). Several possible routes (37,38) for a flight between departure (31) and arrival (35) points are calculated independently, with associated operational costs, based on performance and health data of said aircraft (1), as well as weather and environmental data. The possible routes (37,38) comprise at least a first route (37) using only said first AEO operating mode, and at least a second route (38) using at least partially said first and second operating modes. An optimized route is then selected from said first and second possible routes (37,38) based on a comparison of operational costs.

The present invention relates to an aircraft (1) and a method for controlling such an aircraft (1) comprising two turbine engines (11, 12), an electrical machine (4), an electrical power source (5) and a rotor driven in rotation by one of the two turbine engines (11, 12) and/or by the electrical machine (4). The aircraft comprises at least one controller (6) configured to implement at each instant a current operating mode of said electrical machine (4) and said electrical power source (5) chosen from seven operating modes, making it possible to carry out a standard or rapid start respectively of a turbine engine (11) in an off state or in a standby state. Said electrical machine (4) can also provide a first or a second power assistance to a turbine engine (11) to transmit an engine torque to said gas generator (111) of this turbine engine (11), or even apply mechanical resistance to a turbine engine (11) or participate in a ventilation of a turbine engine (11) in an off state.

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La présente invention concerne un système d'accrochage (10) à double verrouillage comportant une structure (11), un crochet (12), mobile par rapport à la structure (11) entre une position fermée (18) et une position ouverte (19), et un système de blocage (20) du crochet (12) en position fermée (18). Ledit système de blocage (20) comporte deux dispositifs de blocage (21,22,23,24) munis chacun d'au moins une butée (211,221,231,241,242) mobile. Lesdites butées (211,221,231,241,242) sont en contact avec ledit crochet (12) lorsque ledit crochet (12) est en position fermée (18) afin d'immobiliser ledit crochet (12) en position fermée (18). Les deux dispositifs de blocage (21,22,23,24) permettent ainsi d'immobiliser chacun ledit crochet (12) en position fermée (18), à l'aide desdites butées (211,221,231,241,242), indépendamment l'un de l'autre. Pour positionner le crochet en position ouverte (19), les deux dispositifs de blocage (21,22,23,24) doivent être activés afin que les butées (211,221,231,241,242) soient déplacées pour libérer ledit crochet (12).

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La présente invention concerne un dispositif mécanique (1) comprenant un pignon d'entrée (2), un arbre intermédiaire (4) et un pignon de sortie (3) coaxiaux et mobiles en rotation autour d'un axe de rotation (AX) ainsi qu'un couplemètre (7) à roue phonique muni d'un arbre de référence (8) lié par une extrémité distale (82) audit arbre intermédiaire (4), d'index de mesure (48) agencés à une extrémité proximale (41) dudit arbre intermédiaire (4) et d'index de référence (88) agencés à une extrémité proximale (81) dudit arbre de référence (8). Une première liaison mécanique (5) relie ledit pignon d'entrée (2) et ledit arbre intermédiaire (4). Une deuxième liaison mécanique (6) relie une première extrémité distale (42) dudit arbre intermédiaire (4) et ledit pignon de sortie (3) et comporte des séries de premières dents (45) agencées sur ladite extrémité distale (42) et de deuxièmes dents (35) agencées sur ledit pignon de sortie (3) ainsi qu'un anneau d'entraînement (60) comportant une série de dents de liaison (65) coopérant avec lesdites premières et deuxièmes dents (42,35).

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