IT201900005586A1

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Publication number: IT201900005586A1
Application number: IT201900005586A
Authority: IT
Priority date: 2019-04-11
Filing date: 2019-04-11
Publication date: 2019-04-11

Description

DESCRIZIONE del Brevetto per Invenzione Industriale avente per titolo: DESCRIPTION of the Patent for Industrial Invention entitled:

“PROPULSORE PER AEROMOBILE” "AIRCRAFT THRUSTER"

CAMPO DELL’INVENZIONE FIELD OF THE INVENTION

La presente invenzione riguarda un propulsore per aeromobili. In particolare, il propulsore è impiegato nei cosiddetti aeromobili UAV, acronimo in inglese di “unamanned aerial vehicle”, nel settore dell’aviazione generale, degli ultraleggeri e/o degli elicotteri. Il propulsore in oggetto comprende, più in particolare, un motore di derivazione automobilistica ed è del tipo ad alimentazione a gasolio, o a benzina o del tipo ibrido. The present invention relates to an aircraft engine. In particular, the engine is used in so-called UAV aircraft, an acronym in English for "unamanned aerial vehicle", in the general aviation, ultralight and / or helicopter sectors. The propeller in question comprises, more particularly, an engine of automotive derivation and is of the diesel, petrol or hybrid type.

TECNICA ANTERIORE NOTA BACKGROUND ART NOTE

Sono noti motori a combustione interna, sia a gasolio che a benzina, che pur essendo stati progettati per uso automobilistico, sono stati avionizzati, ovvero sono ora utilizzati con successo anche per scopi aeronautici. Internal combustion engines are known, both diesel and petrol, which although designed for automotive use, have been avionized, or are now successfully used also for aeronautical purposes.

Questi tipi di propulsori, oltre a comprendere il motore a combustione interna del tipo a benzina, o gasolio, comprendono anche una frizione, una scatola di riduzione, un’elica ed una unità elettronica di controllo di tutti i dispositivi che sono funzionalmente connessi al motore a combustione interna. In particolare, la frizione serve per permettere il disaccoppiamento tra l’albero motore del motore a combustione interna e la scatola del riduttore all’avviamento del motore a combustione interna, come peraltro spiegato nella privativa 102015000067582 a nome della richiedente. These types of propellers, in addition to including the internal combustion engine of the petrol or diesel type, also include a clutch, a reduction box, a propeller and an electronic control unit for all the devices that are functionally connected to the engine. internal combustion. In particular, the clutch serves to allow the decoupling between the drive shaft of the internal combustion engine and the gearbox box when the internal combustion engine is started, as also explained in the patent 102015000067582 in the name of the applicant.

In un tale tipo di propulsore, al fine di garantire la possibilità di superare determinate quote alle quali si hanno temperature esterne anche inferiori a -15C<0>, è necessario coibentare adeguatamente il serbatoio del carburante per evitarne il congelamento. È necessario peraltro provvedere a coibentare anche i condotti di distribuzione del carburante al motore a combustione interna, fino all’iniettore, nonché la pompa del carburante. Proprio a causa di tali problematiche, e dunque per questioni di sicurezza, gli aeromobili che sono dotati di un propulsore comprendente un motore a combustione interna derivato dal settore automobilistico in genere sono progettati per non superare quote alle quali si può appunto In such a type of engine, in order to guarantee the possibility of exceeding certain altitudes at which outside temperatures are also lower than -15C <0>, it is necessary to adequately insulate the fuel tank to prevent it from freezing. It is also necessary to insulate the fuel distribution ducts to the internal combustion engine, up to the injector, as well as the fuel pump. Precisely because of these problems, and therefore for safety reasons, aircraft that are equipped with an engine including an internal combustion engine derived from the automotive sector are generally designed not to exceed quotas at which it is possible to precisely

verificare il congelamento del carburante. check for fuel freezing.

Scopo della presente invenzione è quello di realizzare un propulsore per aeromobili che sfrutti motori a combustione interna di derivazione automobilistica anche ad altezze elevate senza la necessità di dover provvedere alla coibentazione delle parti in cui è presente o scorre il combustibile utilizzato. The object of the present invention is to provide an aircraft propulsion system which uses internal combustion engines of automobile derivation even at high heights without the need to provide for the insulation of the parts in which the fuel used is present or flows.

Ulteriore scopo della presente invenzione è quello di realizzare un tale propulsore senza dover modificare in maniera eccessiva il motore a combustione interna di derivazione automobilistica che viene impiegato. A further object of the present invention is that of realizing such an engine without having to modify in an excessive manner the internal combustion engine of automobile derivation that is used.

RIASSUNTO DELL’INVENZIONE SUMMARY OF THE INVENTION

Questi ed altri scopi sono raggiunti mediante un propulsore per aeromobile comprendente un motore a combustione interna, almeno un serbatoio per il contenimento del combustibile per il funzionamento di detto motore a combustione interna ed almeno un circuito di raffreddamento a liquido per detto motore a combustione interna comprendente almeno una pompa per la circolazione del liquido refrigerante entro detto circuito di raffreddamento, caratterizzato dal fatto di comprendere mezzi per il riscaldamento controllato di detto combustibile, detti mezzi di riscaldamento comprendendo almeno uno scambiatore di calore per la trasmissione del calore assorbito dal liquido refrigerante che attraversa detto circuito di raffreddamento a detto combustibile. These and other purposes are achieved by means of an aircraft propulsion system comprising an internal combustion engine, at least one tank for containing the fuel for the operation of said internal combustion engine and at least one liquid cooling circuit for said internal combustion engine comprising at least one pump for the circulation of the coolant liquid within said cooling circuit, characterized in that it comprises means for the controlled heating of said fuel, said heating means comprising at least one heat exchanger for the transmission of the heat absorbed by the coolant flowing through said cooling circuit to said fuel.

Tale soluzione permette, dunque, di sfruttare il calore del liquido refrigerante del motore per mantenere il combustibile ad una temperatura possibilmente costante e, comunque, lontana dalla temperatura di congelamento. Ciò permette dunque di superare i problemi di arte nota con una soluzione che, al contempo, garantisce una migliore efficienza energetica dell’intero propulsore. This solution therefore makes it possible to exploit the heat of the engine coolant to keep the fuel at a possibly constant temperature and, in any case, far from the freezing temperature. This therefore allows us to overcome the problems of the known art with a solution that, at the same time, guarantees better energy efficiency of the entire engine.

In particolare, detti mezzi di riscaldamento comprendono almeno un circuito di riscaldamento per detto combustibile, in cui detto circuito di riscaldamento è dotato di una linea principale comprendente almeno un condotto per l’afflusso di detto combustibile contenuto in detto serbatoio entro detta linea principale, almeno una pompa di ricircolo ed almeno un condotto per l’efflusso di detto combustibile riscaldato da detta linea principale a detto serbatoio; vantaggiosamente, detto circuito di raffreddamento e detto circuito di riscaldamento comprendendo, rispettivamente, almeno un primo tratto di raffreddamento ed almeno un primo tratto di riscaldamento disposti entro detto scambiatore di calore in modo tale che il liquido refrigerante per detto motore a combustione che attraversa detto primo tratto di raffreddamento trasmetta al combustibile che attraversa detto almeno un primo tratto di In particular, said heating means comprise at least one heating circuit for said fuel, in which said heating circuit is equipped with a main line comprising at least one duct for the inflow of said fuel contained in said tank within said main line, at least a recirculation pump and at least one duct for the discharge of said heated fuel from said main line to said tank; advantageously, said cooling circuit and said heating circuit comprising, respectively, at least a first cooling section and at least a first heating section arranged within said heat exchanger in such a way that the coolant liquid for said combustion engine passing through said first cooling section transmits to the fuel which passes through said at least a first section of

riscaldamento almeno parte del calore assorbito lungo il suo percorso entro detto circuito di raffreddamento. heating at least part of the heat absorbed along its path within said cooling circuit.

Sempre secondo l’invenzione, detti mezzi di riscaldamento comprendono altresì almeno un bruciatore, in cui detto circuito di riscaldamento comprende altresì una linea ausiliaria che attraversa detto bruciatore per il riscaldamento complementare di detto combustibile e che è dotata di almeno una sezione di ingresso, disposta lungo detta linea di principale, almeno una sezione di uscita per l’uscita di detto combustibile entro detto serbatoio, ed almeno una prima valvola di controllo che è disposta in corrispondenza di detta sezione di ingresso di detta linea ausiliaria e che permette almeno in parte, o impedisce, l’accesso di detto combustibile entro detta linea ausiliaria. Always according to the invention, said heating means also comprise at least one burner, in which said heating circuit also comprises an auxiliary line which passes through said burner for the complementary heating of said fuel and which is equipped with at least one inlet section, arranged along said main line, at least one outlet section for the outlet of said fuel into said tank, and at least one first control valve which is arranged in correspondence with said inlet section of said auxiliary line and which allows at least in part, or prevents the access of said fuel within said auxiliary line.

Preferibilmente, detto bruciatore è del tipo elettrico, o a gasolio. Preferably, said burner is of the electric or diesel type.

Ancora, detti mezzi di riscaldamento comprendono almeno un sensore di temperatura per rilevare la temperatura esterna a detto aeromobile, in cui detto bruciatore è nella sua condizione operativa e, contemporaneamente, detta valvola permette il passaggio, anche solo parziale, di detto combustibile lungo detto circuito ausiliario almeno quando detto sensore di temperatura rileva una temperatura esterna a detto aeromobile inferiore -15C<0>. Furthermore, said heating means comprise at least one temperature sensor for detecting the temperature outside said aircraft, in which said burner is in its operating condition and, at the same time, said valve allows the passage, even if only partial, of said fuel along said circuit. auxiliary at least when said temperature sensor detects a temperature outside said aircraft lower than -15C <0>.

Inoltre, detto propulsore comprende almeno un radiatore ad aria per il raffreddamento di detto liquido refrigerante circolante entro detto circuito di raffreddamento per raffreddare detto motore a combustione interna. Furthermore, said engine comprises at least one air radiator for cooling said coolant circulating within said cooling circuit to cool said internal combustion engine.

Secondo una forma particolare dell’invenzione, detto circuito di raffreddamento comprende almeno una derivazione ausiliaria che almeno in parte attraversa detto radiatore; detta derivazione ausiliaria è dotata di una sezione di ingresso, disposta in un tratto di detto circuito di raffreddamento compreso tra detta pompa e detto scambiatore di calore, una sezione di uscita disposta a valle di detto scambiatore di calore, ed almeno una seconda valvola di controllo che è disposta in corrispondenza di detta sezione di ingresso di detta derivazione ausiliaria e che permette almeno in parte, o impedisce, l’accesso di detto liquido refrigerante entro detta derivazione ausiliaria. According to a particular form of the invention, said cooling circuit comprises at least one auxiliary branch which at least partially crosses said radiator; said auxiliary branch is equipped with an inlet section, arranged in a section of said cooling circuit between said pump and said heat exchanger, an outlet section arranged downstream of said heat exchanger, and at least a second control valve which is arranged in correspondence with said inlet section of said auxiliary branch and which at least partially allows, or prevents, the access of said coolant liquid within said auxiliary branch.

In accordo ad una ulteriore forma realizzativa dell’invenzione, il propulsore comprende almeno un motore elettrico accoppiato funzionalmente a detto motore a combustione interna ed almeno una batteria per detto motore elettrico; detta almeno una derivazione ausiliaria comprende almeno un ramo dotato di un secondo scambiatore di calore per la trasmissione di almeno parte del calore generato da detta almeno una batteria al liquido refrigerante che attraversa detto almeno un ramo. In accordance with a further embodiment of the invention, the engine comprises at least one electric motor functionally coupled to said internal combustion engine and at least one battery for said electric motor; said at least one auxiliary branch comprises at least one branch equipped with a second heat exchanger for the transmission of at least part of the heat generated by said at least one battery to the refrigerant liquid which passes through said at least one branch.

Nel dettaglio, detto ramo di detta derivazione ausiliaria comprende un ingresso, disposto in un tratto di detta derivazione ausiliaria compreso tra detta sezione di ingresso di detta derivazione ausiliaria e detto radiatore, una porzione di uscita, disposta in un tratto di detta derivazione ausiliaria compreso tra detto radiatore e detta sezione di uscita di detta derivazione ausiliaria, ed almeno una terza valvola di controllo che è disposta in corrispondenza di detto ingresso di detto ramo e che permette almeno in parte, o impedisce, l’accesso di detto liquido refrigerante entro detto ramo. In detail, said branch of said auxiliary branch comprises an inlet, disposed in a portion of said auxiliary branch comprised between said inlet section of said auxiliary branch and said radiator, an outlet portion, arranged in a portion of said auxiliary branch comprised between said radiator and said outlet section of said auxiliary branch, and at least a third control valve which is arranged at said inlet of said branch and which allows at least in part, or prevents, the access of said coolant liquid into said branch .

In generale, detta prima valvola, detta seconda valvola e detta terza valvola sono del tipo a tre vie. In general, said first valve, said second valve and said third valve are of the three-way type.

Nel dettaglio, detto motore a combustione comprende in particolare il motore FCA® 2.2 Diesel 4 cilindri. In detail, said combustion engine includes in particular the FCA® 2.2 Diesel 4-cylinder engine.

DESCRIZIONE DELLE FIGURE DESCRIPTION OF THE FIGURES

Questi ed altri aspetti della presente invenzione verranno resi più chiari dalla seguente descrizione dettagliata di una forma di realizzazione preferita, qui fornita a titolo solamente esemplificativo e non limitativo, con riferimento alle figure allegate, in cui: These and other aspects of the present invention will be made clearer by the following detailed description of a preferred embodiment, provided herein by way of non-limiting example only, with reference to the attached figures, in which:

la figura 1 è una vista semplificata del propulsore secondo l’invenzione; Figure 1 is a simplified view of the engine according to the invention;

la figura 2 mostra schematicamente una prima forma realizzativa del propulsore secondo l’invenzione; Figure 2 schematically shows a first embodiment of the engine according to the invention;

la figura 3 mostra schematicamente una seconda forma realizzativa del propulsore in accordo all’invenzione. Figure 3 schematically shows a second embodiment of the engine according to the invention.

DESCRIZIONE DETTAGLIATA DI UNA FORMA DI REALIZZAZIONE PREFERITA DELLA PRESENTE INVENZIONE DETAILED DESCRIPTION OF A PREFERRED EMBODIMENT OF THE PRESENT INVENTION

Con particolare riferimento a tali figure si è indicato con 1 un propulsore per aeromobili secondo l’invenzione. With particular reference to these figures, 1 indicates a propeller for aircraft according to the invention.

Come mostrato in modo semplificato in figura 1, il propulsore 1 comprende un motore a combustione interna 2, un dispositivo frizione 100, un dispositivo riduttore 101, un’elica 102, una unità elettronica 103, del tipo, preferibilmente, DUAL FADEC, un turbocompressore 104 ed un dispositivo batteria 105, in cui l’unità elettronica 103 controlla il motore a combustione interna 1. Nella forma realizzativa qui mostrata in figura 1 la frizione 100 è collegata all’elica 102 mediante uno smorzatore 107. As shown in a simplified way in Figure 1, the propeller 1 comprises an internal combustion engine 2, a clutch device 100, a reduction device 101, a propeller 102, an electronic unit 103, preferably of the type DUAL FADEC, a turbocharger 104 and a battery device 105, in which the electronic unit 103 controls the internal combustion engine 1. In the embodiment shown here in Figure 1, the clutch 100 is connected to the propeller 102 by means of a damper 107.

Secondo la forma realizzativa qui descritta, il motore a combustione interna 2 è un motore diesel a quattro cilindri. In particolare, il motore a combustione comprende il motore FCA® 2.2 diesel a quattro cilindri. Tale motore risulta essere molto semplice da un punto di vista According to the embodiment described here, the internal combustion engine 2 is a four-cylinder diesel engine. In particular, the combustion engine includes the FCA® 2.2 four-cylinder diesel engine. This engine turns out to be very simple from one point of view

costruttivo, compatto, leggero poiché dotato di basamento in lega leggera e molto efficiente. Tale motore risulta particolarmente adatto all’uso aeronautico in quanto risulta essere molto flessibile, prestandosi in modo particolare allo specifico re-design di avionizzazione. Il motore a combustione interna 2 utilizzato presenta numerosi vantaggi essendo rispettoso delle norme antinquinamento in quanto già conforme alla normativa euro sei del settore automobilistico. E’ estremamente economico e richiede quantità molto ridotte di carburante; inoltre richiede minima manutenzione e possiede dimensioni ridotte che si adattano facilmente a piccoli vani interni alle carenature degli aeromobili. Il turbocompressore 104 può essere dotato di girante a geometria variabile che migliora l'efficienza con l'aumento di quota. In altre forme realizzative il motore 2 può anche essere connesso a più turbocompressori 7, disposti preferibilmente in serie, senza per questo uscire dall’ambito di tutela della presente invenzione. constructive, compact, light as it is equipped with a light alloy base and very efficient. This engine is particularly suitable for aeronautical use as it is very flexible, lending itself particularly to the specific avionization re-design. The internal combustion engine 2 used has numerous advantages since it respects the anti-pollution standards as it already complies with the Euro six regulations of the automotive sector. It is extremely economical and requires very small quantities of fuel; moreover, it requires minimal maintenance and has small dimensions that easily adapt to small compartments inside the aircraft fairings. The turbocharger 104 can be equipped with a variable geometry impeller which improves efficiency with increasing altitude. In other embodiments, the engine 2 can also be connected to several turbochargers 7, preferably arranged in series, without thereby departing from the scope of protection of the present invention.

L'interfaccia, o CAN (ovvero “Controller Area Network”), sull’unità di controllo 103 ECU (Electronic Control Unit) del DUAL FADEC (Full Authority Digital Engine Control) permette di recuperare i dati provenienti dai sensori per l'attuazione degli strumenti all'interno dell'abitacolo (o cockpit) dell'aeromobile. Inoltre diverse GRSU (Gear Speed Reduction Units) sono già' disponibili sul mercato rendendo l’utilizzo di tale motore vantaggioso. The interface, or CAN (or "Controller Area Network"), on the control unit 103 ECU (Electronic Control Unit) of the DUAL FADEC (Full Authority Digital Engine Control) allows to recover the data coming from the sensors for the implementation of instruments inside the cockpit (or cockpit) of the aircraft. In addition, several GRSUs (Gear Speed Reduction Units) are already available on the market, making the use of this engine advantageous.

Secondo l’invenzione, il propulsore per aeromobile 1 comprende un serbatoio 3 per il contenimento del combustibile, nel caso specifico gasolio, per il funzionamento del motore a combustione interna 2 ed un circuito di raffreddamento 4 a liquido per il motore a combustione interna 2. Tale circuito di raffreddamento 4 comprende una pompa 15 per la circolazione del liquido refrigerante nel circuito di raffreddamento 4. According to the invention, the aircraft propeller 1 comprises a tank 3 for containing the fuel, in the specific case diesel, for the operation of the internal combustion engine 2 and a liquid cooling circuit 4 for the internal combustion engine 2. This cooling circuit 4 comprises a pump 15 for circulating the coolant liquid in the cooling circuit 4.

Vantaggiosamente, il propulsore comprende mezzi 5 per il riscaldamento controllato del combustibile. Tali mezzi di riscaldamento 5 comprendono uno scambiatore di calore 6 per la trasmissione del calore assorbito dal liquido refrigerante che attraversa il circuito di raffreddamento 4 al combustibile. In pratica, dunque, il combustibile è mantenuto ad una temperatura al di sopra del suo punto di congelamento grazie appunto al calore che dal liquido refrigerante passa al combustibile stesso. Advantageously, the propeller comprises means 5 for controlled heating of the fuel. Said heating means 5 comprise a heat exchanger 6 for transmitting the heat absorbed by the coolant flowing through the cooling circuit 4 to the fuel. In practice, therefore, the fuel is kept at a temperature above its freezing point thanks to the heat that passes from the coolant to the fuel itself.

In particolare, secondo la prima forma realizzativa del trovato, i mezzi di riscaldamento 5 comprendono un circuito di riscaldamento 7 per il combustibile. Il circuito di riscaldamento 7 è dotato di una linea principale 70 che comprende un condotto per l’afflusso 70a del combustibile contenuto nel serbatoio 3 entro la linea principale 70, una pompa di ricircolo 70b ed un condotto per l’efflusso 70c del combustibile riscaldato dalla linea principale 70 al serbatoio 3. Il circuito di raffreddamento 4 ed il circuito di riscaldamento 5 comprendono, rispettivamente, un primo tratto di raffreddamento 4a ed un primo tratto di riscaldamento 5a disposti entro lo scambiatore di calore 6 in modo tale che il liquido refrigerante per il motore a combustione 2 che attraversa il primo tratto di raffreddamento 4a trasmetta al combustibile che attraversa il primo tratto di riscaldamento 5a almeno parte del calore assorbito lungo il suo percorso entro il circuito di raffreddamento 4. In particular, according to the first embodiment of the invention, the heating means 5 comprise a heating circuit 7 for the fuel. The heating circuit 7 is equipped with a main line 70 which comprises a duct 70a for the inflow of the fuel contained in the tank 3 into the main line 70, a recirculation pump 70b and a duct 70c for the outflow of the fuel heated by the main line 70 to the tank 3. The cooling circuit 4 and the heating circuit 5 comprise, respectively, a first cooling section 4a and a first heating section 5a arranged within the heat exchanger 6 so that the refrigerant liquid for the combustion engine 2 which passes through the first cooling section 4a transmits to the fuel which passes through the first heating section 5a at least part of the heat absorbed along its path within the cooling circuit 4.

I mezzi di riscaldamento 5, inoltre, comprendono altresì un bruciatore 9 a gasolio. Il circuito di riscaldamento 7 comprende altresì una linea ausiliaria 71 che attraversa il bruciatore 9 per il riscaldamento complementare del combustibile e che è dotata di una sezione di ingresso 71a, disposta lungo la linea principale 70, una sezione di uscita 71b per la fuoriuscita del combustibile riscaldato entro il serbatoio 3, ed una prima valvola di controllo 71c che è disposta in corrispondenza della sezione di ingresso 71a e che permette almeno in parte, o impedisce, l’accesso del combustibile nella linea ausiliaria 71. The heating means 5, moreover, also comprise a gas oil burner 9. The heating circuit 7 also comprises an auxiliary line 71 which passes through the burner 9 for the complementary heating of the fuel and which is equipped with an inlet section 71a, arranged along the main line 70, an outlet section 71b for the outflow of the fuel heated within the tank 3, and a first control valve 71c which is arranged in correspondence with the inlet section 71a and which at least partially allows, or prevents, access of the fuel in the auxiliary line 71.

In accordo ad una ulteriore forma realizzativa del trovato, il bruciatore 9 può anche essere del tipo elettrico. According to a further embodiment of the invention, the burner 9 can also be of the electric type.

Secondo l’invenzione, i mezzi di riscaldamento 5 comprendono anche un sensore di temperatura 20 per rilevare la temperatura esterna all’aeromobile, ovvero la temperatura dell’aria. Il bruciatore 9 è nella sua condizione operativa, dunque è acceso e provvede al riscaldamento del vettore circolante entro la linea principale 10, e la valvola permette il passaggio, anche solo parziale, del combustibile lungo il circuito ausiliario 70 quando il sensore di temperatura 20 rileva una temperatura esterna all’aeromobile inferiore -15C<0>. Nel frattempo, il combustibile continua a circolare anche lungo la linea principale 70. According to the invention, the heating means 5 also include a temperature sensor 20 to detect the temperature outside the aircraft, or the air temperature. The burner 9 is in its operating condition, therefore it is on and provides for heating the vector circulating within the main line 10, and the valve allows the passage, even if only partial, of the fuel along the auxiliary circuit 70 when the temperature sensor 20 detects a temperature outside the aircraft below -15C <0>. Meanwhile, the fuel continues to circulate along main line 70 as well.

Sempre secondo la forma realizzativa qui descritta, il propulsore 1 comprende un radiatore ad aria 30 per il raffreddamento del liquido refrigerante, o di raffreddamento, per il motore a combustione interna 2. Nella forma realizzativa qui descritta il circuito di raffreddamento 4 comprende una derivazione ausiliaria 40 che in parte attraversa il radiatore 30. Tale derivazione ausiliaria 40 è dotata di una sezione di ingresso 41, disposta in un tratto del circuito di raffreddamento 4 compreso tra la pompa 15 e lo scambiatore di calore 6, una sezione di Still according to the embodiment described here, the engine 1 comprises an air radiator 30 for cooling the coolant, or cooling liquid, for the internal combustion engine 2. In the embodiment described here, the cooling circuit 4 comprises an auxiliary branch 40 which partly passes through the radiator 30. This auxiliary branch 40 is equipped with an inlet section 41, arranged in a section of the cooling circuit 4 between the pump 15 and the heat exchanger 6, a section of

uscita 42 disposta a valle dello scambiatore di calore 6, ed una seconda valvola di controllo 43 che è disposta in corrispondenza della sezione di ingresso 41 e che permette almeno in parte, o impedisce, l’accesso del liquido refrigerante entro la derivazione ausiliaria 40. outlet 42 arranged downstream of the heat exchanger 6, and a second control valve 43 which is arranged at the inlet section 41 and which allows at least in part, or prevents, the access of the coolant liquid within the auxiliary branch 40.

In accordo ad una ulteriore forma realizzativa del trovato mostrata in figura 3, il propulsore 1 comprende anche un motore elettrico 50 accoppiato funzionalmente al motore a combustione interna 2 ed una batteria 51 per il funzionamento del motore elettrico 50. In pratica, il propulsore 1 è del tipo ibrido. La derivazione ausiliaria 40 del circuito di raffreddamento 4 comprende un ramo 400 dotato di un secondo scambiatore di calore 401 per la trasmissione del calore generato dalla batteria 51 al liquido refrigerante che attraversa il ramo 400. Secondo la forma particolare qui descritta, il ramo 400 della derivazione ausiliaria 400 comprende un ingresso 402, disposto in un tratto della derivazione ausiliaria 40 compreso tra la sezione di ingresso 41 della derivazione ausiliaria 40 ed il radiatore 30, una uscita 403, disposta in un tratto della derivazione ausiliaria 40 compresa tra il radiatore 30 e la sezione di uscita 42 della derivazione ausiliaria 40, ed una terza valvola di controllo 404 che è disposta in corrispondenza dell’ingresso 402 e che permette almeno in parte, o impedisce, l’accesso del liquido refrigerante entro il ramo 400. In accordance with a further embodiment of the invention shown in Figure 3, the propeller 1 also comprises an electric motor 50 functionally coupled to the internal combustion engine 2 and a battery 51 for the operation of the electric motor 50. In practice, the propeller 1 is of the hybrid type. The auxiliary branch 40 of the cooling circuit 4 comprises a branch 400 equipped with a second heat exchanger 401 for the transmission of the heat generated by the battery 51 to the coolant flowing through the branch 400. According to the particular form described here, the branch 400 of the auxiliary branch 400 comprises an inlet 402, arranged in a portion of the auxiliary branch 40 between the inlet section 41 of the auxiliary branch 40 and the radiator 30, an outlet 403, arranged in a portion of the auxiliary branch 40 between the radiator 30 and the outlet section 42 of the auxiliary branch 40, and a third control valve 404 which is arranged in correspondence with the inlet 402 and which at least partially allows, or prevents, the access of the coolant liquid into the branch 400.

Tale soluzione, dunque, permette di raffreddare la batteria 50 utilizza per il funzionamento del motore elettrico 50 accoppiato funzionalmente al motore a combustione interna 2. This solution, therefore, allows to cool the battery 50 used for the operation of the electric motor 50 functionally coupled to the internal combustion engine 2.

In maniera preferita, la prima valvola 71c, la seconda valvola 43 e la terza valvola 404 sono del tipo a tre vie. Preferably, the first valve 71c, the second valve 43 and the third valve 404 are of the three-way type.

Va osservato, infine, che in corrispondenza della sezione di uscita della derivazione ausiliaria 40 è disposta una seconda valvola a tre vie 45, così come è disposta una terza valvola a tre vie 405 anche in corrispondenza dell’uscita 403 del ramo 400 della derivazione ausiliaria 40. La seconda valvola a tre vie 45 è anche presente nella sola forma realizzativa descritta in figura 2. Finally, it should be noted that a second three-way valve 45 is arranged in correspondence with the outlet section of the auxiliary branch 40, just as a third three-way valve 405 is also arranged at the outlet 403 of the branch 400 of the auxiliary branch 40. The second three-way valve 45 is also present only in the embodiment described in Figure 2.

Tali valvole a tre vie 45 e 405 permettono di regolare in maniera più efficiente il flusso del liquido refrigerante lungo il circuito di raffreddamento 4. These three-way valves 45 and 405 allow to regulate more efficiently the flow of the coolant along the cooling circuit 4.

Claims

CLAIMS 1. Aircraft thruster (1) comprising an internal combustion engine (2), at least one tank (3) for containing the fuel for the operation of at least said internal combustion engine (2) and at least one cooling circuit (4 ) with liquid for said internal combustion engine comprising at least one pump (15) for the circulation of the coolant liquid within said cooling circuit (4), characterized in that it comprises means (5) for the controlled heating of said fuel, said means heating (5) comprising at least one heat exchanger (6) for transmitting the heat absorbed by the coolant circulating within said cooling circuit (4) to said fuel.

2. Propeller according to claim 1, characterized in that said heating means (5) comprise at least one heating circuit (7) for said fuel, said heating circuit (7) being equipped with a main line (70) comprising at least a duct for the inflow (70a) of said fuel contained in said tank (3) into said main line (70), at least one recirculation pump (70b) and at least one duct for the outflow (70b) of said heated fuel from said main line (70) to said tank (3), said cooling circuit (4) and said heating circuit (5) comprising, respectively, at least a first cooling section (4a) and at least a first heating section ( 5a) arranged within said heat exchanger (6) in such a way that the coolant for said combustion engine (2) which passes through said first cooling section (4a) transmits to the fuel which passes through said or at least a first heating section (5a) at least part of the heat absorbed along its path within said cooling circuit (4).

3) Thruster according to claim 1 or 2, characterized in that said heating means (5) also comprise at least one burner (9), said heating circuit (5) also comprising at least one auxiliary line (71) which crosses said burner (9) for the complementary heating of said fuel and which is equipped with at least one inlet section (71a), arranged along said main line (70), at least one outlet section (71b) for the outlet of said fuel within said tank (3), and at least a first control valve (71c) which is arranged in correspondence with said inlet section (71a) and which at least partially allows, or prevents, the access of said fuel within said auxiliary line ( 71).

4) Propeller according to claim 3, characterized in that said burner is of the electric or diesel type.

5) Thruster according to claim 3 or 4, characterized in that said heating means (5) comprise at least one temperature sensor (20) for detecting the temperature outside said aircraft, said burner (9) being in its operating condition and said valve allowing the passage, even if only partial, of said fuel along said auxiliary circuit (70) at least when said temperature sensor (20) detects a temperature outside said aircraft lower than -15C <0>.

6) Engine according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that it comprises at least one air radiator (30) for cooling said coolant circulating within said cooling circuit (4).

7) Engine according to one or more of claims 1 to 6, characterized in that said cooling circuit (4) comprises at least one auxiliary branch (40) which at least partially passes through said radiator (30), said auxiliary branch being equipped with an inlet section (41), arranged in a section of said cooling circuit comprised between said pump (15) and said heat exchanger (6), an outlet section (42) arranged downstream of said heat exchanger (6) ), and at least a second control valve (43) which is arranged in correspondence with said inlet section (41) and which at least partially allows, or prevents, the access of said coolant liquid into said auxiliary branch (40).

8) Power unit according to claim 6 or 7, characterized in that it comprises at least one electric motor (50) functionally coupled to said internal combustion engine and at least one battery (51) for said electric motor (50), said at least one auxiliary branch (40) comprising at least one branch (400) equipped with a second heat exchanger (401) for the transmission of at least part of the heat generated by said at least one battery to the refrigerant liquid which passes through said at least one branch (400).

9) Thruster according to claim 8, characterized in that said branch (400) of said auxiliary branch (400) comprises an inlet (402), arranged in a section of said auxiliary branch (40) between said inlet section (41 ) and said radiator (30), an outlet (403), arranged in a section of said auxiliary branch (40) between said radiator (30) and said outlet section (42) of said auxiliary branch (40), and at least a third control valve (404) which is arranged in correspondence with said inlet (402) of said auxiliary branch (40) and which at least partially allows, or prevents, the access of said coolant liquid into said branch (400).

10) Propeller according to one or more of claims 2 to 9, characterized in that said first valve (71c), said second valve (43) and said third valve (404) are of the three-way type.

11) Propeller according to one or more of the preceding claims, characterized in that it comprises a clutch device (100), a reduction device (101), a propeller (102), an electronic unit (103), a turbocharger (104) and a battery device (105), in which the electronic unit (6) preferably, but not limitedly, controls the motor device (1).

12) Engine according to one or more of the preceding claims according to any one of claims 1 to 8, characterized in that said combustion engine is a four-cylinder diesel engine.

13) Power unit according to claim 12, characterized in that said combustion engine comprises the four-cylinder FCA® 2.2 diesel engine.