FR3037565A1

FR3037565A1 - AIRCRAFT EQUIPPED WITH A HEAT GENERATING DEVICE

Info

Publication number: FR3037565A1
Application number: FR1555689A
Authority: FR
Inventors: Fabien Boudjemaa; Adrien Gasse; Matthieu Baron
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2015-06-22
Filing date: 2015-06-22
Publication date: 2016-12-23
Anticipated expiration: 2035-06-22
Also published as: FR3037565B1

Abstract

Aéronef comportant une zone pressurisée (12) et une zone non pressurisée (14), un système de circulation d'air (20) configuré pour maintenir la pression dans la zone pressurisée. Le système de circulation d'air (20) comporte un circuit d'évacuation d'air (22) permettant à l'air de passer de la zone pressurisée à la zone non pressurisée. L'aéronef comporte également un dispositif générateur de chaleur, un échangeur de chaleur disposé dans le circuit d'évacuation d'air, et un circuit d'évacuation de chaleur. Le circuit d'évacuation de chaleur est configuré pour permettre le transfert d'une chaleur dégagée par le dispositif générateur de chaleur à l'air circulant dans le circuit d'évacuation d'air via l'échangeur de chaleur.An aircraft having a pressurized zone (12) and a non-pressurized zone (14), an air circulation system (20) configured to maintain pressure in the pressurized zone. The air circulation system (20) includes an air exhaust circuit (22) for allowing air to pass from the pressurized zone to the unpressurized zone. The aircraft also comprises a heat generating device, a heat exchanger disposed in the exhaust air circuit, and a heat evacuation circuit. The heat evacuation circuit is configured to allow the transfer of heat generated by the heat generating device to the air circulating in the exhaust air circuit via the heat exchanger.

Description

3 756 5 1 DOMAINE DE L'INVENTION L'invention concerne un aéronef équipé d'un dispositif générateur de chaleur, susceptible de dégager de la chaleur pendant son fonctionnement. Elle concerne plus particulièrement le cas où ce dispositif 5 générateur de chaleur est une pile à combustible. ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE De manière connue, certains aéronefs, notamment des avions, sont équipés de dispositifs générateurs de chaleur, et notamment de piles à combustible. Ces dernières peuvent notamment constituer une source 10 d'énergie électrique d'appoint, que ce soit en fonctionnement normal de l'aéronef (la pile à combustible est alors généralement appelée Unité de Puissance Auxiliaire (en Anglais 'Auxiliary Power Unit', APU)), ou par exemple au cas où les moyens normaux de fourniture d'énergie électrique ne sont pas disponibles. 15 Pour éviter que les dispositifs générateurs de chaleur et leur environnement n'atteignent une température trop importante, il peut être nécessaire de prévoir un circuit d'évacuation de chaleur produite par ces dispositifs. Un exemple d'avion comportant un dispositif générateur de chaleur 20 et doté d'un circuit d'évacuation de chaleur est illustré par le document US 2012/0118528. Dans cet avion, le circuit d'évacuation de chaleur génère une circulation d'air en circuit fermé à l'intérieur de l'avion. Il est en effet agencé de la manière suivante : 25 - la chaleur produite par le dispositif générateur de chaleur est d'abord évacuée par un circuit d'évacuation de chaleur depuis la cabine (passagers) jusqu'aux soutes de l'avion ; - cette chaleur alors se transmet depuis les soutes jusqu'à une partie de l'enveloppe externe de l'appareil, puis 30 - cette chaleur se transmet de l'enveloppe externe jusqu'à l'extérieur de l'avion, l'enveloppe externe agissant comme échangeur de chaleur avec l'extérieur. Ce principe d'évacuation de la chaleur ne nécessite pas d'échanges d'air avec l'extérieur de l'avion et peut donc notamment être utilisé au cas 35 où l'avion est volontairement isolé de l'atmosphère extérieure, par 3037565 2 exemple parce que celle-ci est contaminée par des poussières volcaniques ou autre. Cependant, la température dans les soutes de l'appareil peut devenir excessive. Par suite, la quantité de chaleur par unité de temps (ou puissance thermique) que le circuit d'évacuation de chaleur proposé par le document W02012/0118528 permet d'évacuer est relativement limitée. PRESENTATION DE L'INVENTION Un objectif de l'invention est de remédier à l'inconvénient indiqué précédemment et de proposer un aéronef équipé d'un dispositif générateur de chaleur et qui soit agencé de telle sorte que le fonctionnement de ce dispositif ne provoque pas des hausses de température inacceptables à l'intérieur de l'aéronef. Cet objectif est atteint grâce à un aéronef comportant une zone pressurisée et une zone non pressurisée ; et un système de circulation d'air configuré pour injecter de l'air dans la zone pressurisée et pour maintenir une pression dans celle-ci dans une plage prédéterminée ; le système de circulation d'air comportant un circuit d'évacuation d'air permettant un passage d'air de la zone pressurisée à la zone non pressurisée ; l'aéronef comportant en outre un dispositif générateur de chaleur, susceptible de générer de la chaleur pendant son fonctionnement, un échangeur de chaleur disposé dans le circuit d'évacuation d'air, et un circuit d'évacuation de chaleur, configuré pour permettre le transfert d'une chaleur dégagée par le dispositif générateur de chaleur à l'air circulant dans le circuit d'évacuation d'air via l'échangeur de chaleur. L'invention concerne donc spécifiquement les aéronefs dont l'enveloppe externe est divisée en une zone pressurisée et une zone non pressurisée.FIELD OF THE INVENTION The invention relates to an aircraft equipped with a heat generating device capable of releasing heat during its operation. It relates more particularly to the case where this device 5 heat generator is a fuel cell. BACKGROUND ART In known manner, some aircraft, including aircraft, are equipped with heat generating devices, including fuel cells. The latter can in particular be a source 10 of auxiliary electrical energy, whether in normal operation of the aircraft (the fuel cell is then generally called auxiliary power unit (English Auxiliary Power Unit 'APU) ), or for example in the case where the normal means of supplying electrical energy are not available. In order to prevent heat generating devices and their environment from reaching too high a temperature, it may be necessary to provide a heat evacuation circuit produced by these devices. An example of an aircraft comprising a heat generating device 20 and provided with a heat removal circuit is illustrated by the document US 2012/0118528. In this aircraft, the heat evacuation circuit generates a circulation of air in a closed circuit inside the aircraft. It is in fact arranged as follows: the heat produced by the heat generating device is first evacuated by a heat evacuation circuit from the cabin (passengers) to the bunkers of the aircraft; this heat is then transmitted from the bunkers to a part of the outer casing of the apparatus, then this heat is transmitted from the outer casing to the outside of the aircraft, the casing External acting as a heat exchanger with the outside. This principle of heat dissipation does not require air exchanges with the outside of the aircraft and can therefore be used in particular in the case where the aircraft is voluntarily isolated from the outside atmosphere, by 3037565 2 example because it is contaminated by volcanic dust or other. However, the temperature in the bunkers of the device can become excessive. As a result, the amount of heat per unit of time (or thermal power) that the heat removal circuit proposed by WO2012 / 0118528 allows to evacuate is relatively limited. PRESENTATION OF THE INVENTION An object of the invention is to overcome the disadvantage indicated above and to propose an aircraft equipped with a heat generating device and which is arranged in such a way that the operation of this device does not cause problems. unacceptable temperature increases inside the aircraft. This objective is achieved thanks to an aircraft comprising a pressurized zone and a non-pressurized zone; and an air circulation system configured to inject air into the pressurized zone and maintain a pressure therein within a predetermined range; the air circulation system comprising an air evacuation circuit allowing an air passage from the pressurized zone to the non-pressurized zone; the aircraft further comprising a heat generating device, capable of generating heat during its operation, a heat exchanger disposed in the exhaust air circuit, and a heat evacuation circuit, configured to allow the transfer of heat generated by the heat generating device to the air circulating in the exhaust air circuit via the heat exchanger. The invention therefore relates specifically to aircraft whose outer envelope is divided into a pressurized zone and a non-pressurized zone.

Par zone 'non pressurisée', on désigne ici une zone dont la pression, du fait de l'agencement de l'aéronef, reste sensiblement égale à la pression à l'extérieur de l'aéronef. L'aéronef comporte un système de circulation d'air qui assure le maintien d'une pression acceptable dans la zone pressurisée. Cette 35 pression est normalement sensiblement égale à la pression atmosphérique au niveau du sol.By "non-pressurized" zone, is meant here an area whose pressure, because of the arrangement of the aircraft, remains substantially equal to the pressure outside the aircraft. The aircraft has an air circulation system that maintains an acceptable pressure in the pressurized zone. This pressure is normally substantially equal to atmospheric pressure at ground level.

3037565 3 Le maintien de la pression se fait notamment en injectant de l'air dans la zone pressurisée. La régulation de la pression peut se faire en contrôlant et régulant le débit d'air injecté, et/ou en contrôlant ou régulant la quantité d'air 5 sortant de la zone pressurisée, à l'aide de moyens de régulation. Ces moyens peuvent par exemple comprendre un limiteur de pression disposé sur le circuit d'évacuation d'air. L'air évacué de la zone pressurisée quitte celle-ci en passant par le circuit d'évacuation d'air ; il est injecté dans la zone non pressurisée de 10 l'aéronef. S'il ne reste pas dans la zone non pressurisée, il peut alors soit être réinjecté dans la zone pressurisée, soit être évacué hors de l'aéronef via un ou plusieurs clapets de sortie. Avantageusement, conformément à l'invention la circulation d'air 15 dans l'aéronef est exploitée pour évacuer la chaleur produite par le dispositif générateur de chaleur : la chaleur produite par ce dispositif est transférée à l'air circulant dans le circuit d'évacuation d'air. L'air circulant dans le circuit d'évacuation d'air, dont la température a augmenté du fait de la chaleur reçue dans l'échangeur de chaleur, est rejeté dans la zone 20 non pressurisée de l'aéronef. Habituellement, il est accepté que la température dans les zones non pressurisées des aéronefs atteigne une valeur limite maximale élevée, sensiblement plus élevée que la température maximale admise dans les zones pressurisées.3037565 3 The pressure is maintained in particular by injecting air into the pressurized zone. The regulation of the pressure can be done by controlling and regulating the flow of injected air, and / or by controlling or regulating the quantity of air leaving the pressurized zone, by means of regulating means. These means may for example comprise a pressure limiter disposed on the exhaust air circuit. The air discharged from the pressurized zone leaves it by passing through the air evacuation circuit; it is injected into the unpressurized zone of the aircraft. If it does not remain in the unpressurized zone, it can either be reinjected into the pressurized zone or be evacuated from the aircraft via one or more exit valves. Advantageously, in accordance with the invention, the air circulation 15 in the aircraft is used to evacuate the heat produced by the heat generating device: the heat produced by this device is transferred to the air circulating in the evacuation circuit. air. The air circulating in the exhaust air circuit, whose temperature has increased due to the heat received in the heat exchanger, is rejected in the unpressurized zone 20 of the aircraft. Usually, it is accepted that the temperature in the non-pressurized areas of the aircraft reaches a high maximum limit value, substantially higher than the maximum temperature allowed in the pressurized areas.

25 Le système de circulation d'air peut donc être mis en oeuvre jusqu'à ce que la température dans la zone non pressurisée atteigne la valeur limite maximale indiquée précédemment. Comme cette valeur limite maximale est relativement élevée, avantageusement la puissance thermique qui peut être transférée à l'air 30 circulant dans le circuit d'évacuation d'air peut être plus élevée que la puissance thermique qui aurait pu être évacuée via un circuit d'évacuation d'air configuré pour évacuer l'air vers la soute de l'appareil (la soute étant une zone pressurisée de l'appareil). Selon des modes particuliers de réalisation de l'invention, l'aéronef 35 selon l'invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou en combinaisons techniquement possibles : 3037565 4 Le système de circulation d'air peut être configuré pour injecter dans la zone pressurisée de l'air prélevé à l'extérieur de l'aéronef (L'aéronef permet alors une sortie d'air de l'aéronef). L'air prélevé à l'extérieur de l'aéronef peut naturellement être combiné, lors de cette 5 injection, avec de l'air recyclé par le système de circulation d'air, cet air `recyclé' pouvant être de l'air de la zone pressurisée et/ou de l'air de la zone non pressurisée. Avantageusement, l'air prélevé à l'extérieur de l'aéronef a généralement une température plus faible que celle de l'air dans la zone 10 pressurisée. L'injection d'air extérieur dans la zone pressurisée tend donc à réduire la température de l'air dans cette zone. Par suite, cela tend à réduire également la température de l'air injecté à l'entrée de l'échangeur de chaleur. Cette dernière température peut alors être relativement basse. Comme la puissance thermique 15 évacuée par l'échangeur thermique est fonction de la différence de température entre l'air entrant et l'air sortant de l'échangeur, cela permet donc que l'échangeur de chaleur évacue une puissance thermique accrue, par rapport à une circulation de fluide en circuit fermé dans l'aéronef. Le circuit d'évacuation de chaleur peut être un circuit utilisant un 20 fluide caloporteur. Grâce à cela, l'échangeur de chaleur peut être disposé à distance du dispositif générateur de chaleur. L'utilisation d'un tel circuit à fluide caloporteur (ou plus généralement d'un système de transfert de chaleur entre le dispositif générateur de chaleur et l'échangeur de chaleur (par exemple par 25 conduction)), permet de disposer assez librement le dispositif générateur de chaleur et l'échangeur de chaleur : L'échangeur de chaleur peut être disposé dans la zone pressurisée ou dans la zone non pressurisée. Le dispositif générateur de chaleur peut être disposé dans la 30 zone pressurisée ou dans la zone non pressurisée. Le circuit d'évacuation de chaleur peut comporter un limiteur de pression. Le limiteur de pression permet, de manière simple, de réguler la pression à l'intérieur de la zone pressurisée. Le dispositif générateur de chaleur peut notamment être une pile à 35 combustible. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS 303 756 5 5 L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés, sur lesquels : 5 - la figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'un avion conforme à l'invention ; - les figures 2 et 3 sont deux vues schématiques en coupe représentant une même portion arrière de l'avion de la figure 1, au voisinage de la paroi séparant les zones pressurisée et non pressurisée, 10 dans deux modes de réalisation de l'invention. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION En faisant référence à la figure 1, un aéronef 10 illustrant un mode de réalisation de l'invention va maintenant être décrit. L'aéronef 10, en l'occurrence un avion, comporte un fuselage 15 présentant une zone pressurisée 12 et une zone non-pressurisée 14, séparées par une cloison 16 sensiblement étanche. L'avion 10 comporte en outre un système de circulation d'air 20. Ce système 20 est configuré pour injecter de l'air dans la zone pressurisée 12 et pour maintenir la pression dans celle-ci à la pression 20 atmosphérique (un exemple de plage prédéterminée). Dans ce but il comporte un compresseur d'air 21 qui comprime de l'air prélevé à l'extérieur de l'avion 10 et l'injecte sous pression dans la zone pressurisée 12. Le système de circulation d'air 20 comporte en outre un circuit 25 d'évacuation d'air 22. Ce circuit 22 permet à l'air qui est injecté dans la zone pressurisée 12, d'être évacué de celle-ci et de passer dans la zone non pressurisée 14. L'air est éjecté hors de l'avion 10 à partir de la zone non pressurisée 14 via une restriction 15. Cette restriction 15 restreint les 30 échanges d'air entre la zone 14 et l'extérieur de l'avion, mais permet cependant l'évacuation de l'air injecté dans l'avion par le compresseur 21, et l'équilibrage des pressions entre la zone non pressurisée et l'extérieur de l'avion. La quantité d'air qui est évacuée de la zone 12 à la zone 14 est 35 régulée par un limiteur de pression 24, interposé sur une conduite 26 d'évacuation d'air faisant partie du circuit 22. Le limiteur de pression 24 3037565 6 est placé de préférence en amont de l'échangeur de chaleur, comme c'est représenté sur les figures 2 et 3, mais peut également être placé en aval de celui-ci. L'avion 10 comporte en outre un dispositif générateur de chaleur.The air circulation system can therefore be operated until the temperature in the non-pressurized zone reaches the maximum limit value indicated above. Since this maximum limit value is relatively high, advantageously the thermal power that can be transferred to the air circulating in the exhaust air circuit may be higher than the thermal power that could have been discharged via a circuit of air evacuation configured to evacuate the air to the hold of the device (the hold being a pressurized area of the device). According to particular embodiments of the invention, the aircraft 35 according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken in isolation or in technically possible combinations: The air circulation system may be configured to inject in the pressurized zone of the air taken outside the aircraft (The aircraft then allows an air outlet of the aircraft). The air taken from the outside of the aircraft can naturally be combined during this injection with air recycled by the air circulation system, this 'recycled' air can be air from the air. the pressurized zone and / or the air of the non-pressurized zone. Advantageously, the air taken from the outside of the aircraft generally has a lower temperature than that of the air in the pressurized zone. The injection of outside air into the pressurized zone therefore tends to reduce the temperature of the air in this zone. As a result, this also tends to reduce the temperature of the air injected at the inlet of the heat exchanger. This last temperature can then be relatively low. Since the thermal power dissipated by the heat exchanger is a function of the temperature difference between the incoming air and the air leaving the exchanger, this allows the heat exchanger to evacuate an increased thermal power, compared with to a circulation of fluid in a closed circuit in the aircraft. The heat evacuation circuit may be a circuit using a heat transfer fluid. Thanks to this, the heat exchanger can be arranged at a distance from the heat generating device. The use of such a heat transfer fluid circuit (or more generally of a heat transfer system between the heat generating device and the heat exchanger (for example by conduction)) makes it possible to have the heat generating device and heat exchanger: The heat exchanger can be disposed in the pressurized zone or in the non-pressurized zone. The heat generating device may be disposed in the pressurized zone or in the non-pressurized zone. The heat evacuation circuit may comprise a pressure limiter. The pressure limiter allows, in a simple way, to regulate the pressure inside the pressurized zone. The heat generating device may in particular be a fuel cell. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be better understood and its advantages will appear better on reading the following detailed description of embodiments shown by way of non-limiting examples. The description refers to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a diagrammatic view in longitudinal section of an aircraft according to the invention; - Figures 2 and 3 are two schematic sectional views showing the same rear portion of the aircraft of Figure 1, in the vicinity of the wall separating the pressurized and unpressurized areas, in two embodiments of the invention. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Referring to FIG. 1, an aircraft 10 illustrating an embodiment of the invention will now be described. The aircraft 10, in this case an aircraft, comprises a fuselage 15 having a pressurized zone 12 and a non-pressurized zone 14, separated by a substantially sealed partition 16. The aircraft 10 further comprises an air circulation system 20. This system 20 is configured to inject air into the pressurized zone 12 and to maintain the pressure therein at atmospheric pressure (an example of predetermined range). For this purpose it comprises an air compressor 21 which compresses air taken from the outside of the aircraft 10 and injects it under pressure into the pressurized zone 12. The air circulation system 20 further comprises an air discharge circuit 22. This circuit 22 allows the air that is injected into the pressurized zone 12, to be evacuated from it and to pass into the non-pressurized zone 14. The air is ejected from the aircraft 10 from the non-pressurized zone 14 via a restriction 15. This restriction 15 restricts the air exchanges between the zone 14 and the outside of the aircraft, but nevertheless allows the evacuation of the air injected into the aircraft by the compressor 21, and the balancing of the pressures between the non-pressurized zone and the outside of the aircraft. The amount of air that is discharged from zone 12 to zone 14 is regulated by a pressure limiter 24, interposed on an air discharge line 26 forming part of the circuit 22. The pressure limiter 24 3037565 6 is preferably located upstream of the heat exchanger, as shown in Figures 2 and 3, but may also be placed downstream thereof. The aircraft 10 further comprises a heat generating device.

5 Dans l'exemple présenté, ce dispositif est une pile à combustible 50. Selon le mode de réalisation, celle-ci peut être disposée à l'intérieur de la zone pressurisée 12 (Fig.2), ou à l'intérieur de la zone non pressurisée (Fig.3). (Sur les différentes figures, les éléments identiques ou similaires 10 portent une même référence). La pile à combustible 50, lorsqu'elle fonctionne, dégage une quantité de chaleur importante. Son refroidissement est alors assuré par un circuit d'évacuation de chaleur 60. Le circuit d'évacuation de chaleur 60 est un circuit utilisant un fluide 15 caloporteur. Lorsque le fluide traverse le dispositif générateur de chaleur, sa température s'élève. Le fluide est alors pompé par une pompe non représentée jusqu'à un échangeur de chaleur 62, via des conduites 64. L'échangeur de chaleur 62 est disposé dans le circuit d'évacuation d'air 22, c'est-à-dire qu'il est interposé sur le trajet du flux d'air circulant 20 dans le circuit 22, pour permettre l'échange de chaleur entre le fluide caloporteur et ce flux d'air. Dans l'échangeur de chaleur 62, le fluide transfère donc une partie de sa chaleur au flux d'air évacué de la zone pressurisée 12 à la zone non pressurisée 14 par le circuit d'évacuation d'air 22.In the example presented, this device is a fuel cell 50. According to the embodiment, this device can be disposed inside the pressurized zone 12 (FIG. 2), or inside the non-pressurized zone (Fig.3). (In the different figures, identical or similar elements 10 have the same reference). The fuel cell 50, when operating, releases a significant amount of heat. Its cooling is then ensured by a heat evacuation circuit 60. The heat evacuation circuit 60 is a circuit using a heat transfer fluid. When the fluid passes through the heat generating device, its temperature rises. The fluid is then pumped by a pump not shown to a heat exchanger 62, via lines 64. The heat exchanger 62 is disposed in the air evacuation circuit 22, that is to say it is interposed in the path of the circulating air flow 20 in the circuit 22, to allow the exchange of heat between the coolant and this air flow. In the heat exchanger 62, the fluid therefore transfers part of its heat to the flow of air discharged from the pressurized zone 12 to the non-pressurized zone 14 by the air evacuation circuit 22.

25 Le circuit d'évacuation de chaleur 60 permet donc que la chaleur dégagée par la pile 50 soit transférée à l'air circulant dans le circuit d'évacuation d'air grâce à l'échangeur de chaleur 62. Comme le compresseur 21 prélève de l'air à l'extérieur de l'avion avec un certain débit, un même débit d'air est évacué de la zone non 30 pressurisée via la restriction 15 (le débit d'air évacué via la restriction 15 est généralement légèrement inférieur au débit prélevé à l'extérieur compte tenu des fuites). Cette évacuation, ce rejet de l'air relativement chaud présent dans la zone non pressurisée vers l'extérieur de l'appareil permet d'évacuer hors de l'avion la chaleur dégagée par la pile 50.The heat evacuation circuit 60 thus allows the heat released by the cell 50 to be transferred to the air circulating in the air evacuation circuit by means of the heat exchanger 62. the air outside the aircraft with a certain flow rate, the same air flow is discharged from the unpressurized zone via the restriction 15 (the flow of air evacuated via the restriction 15 is generally slightly less than the flow taken outside due to leaks). This evacuation, this rejection of the relatively hot air present in the non-pressurized zone towards the outside of the apparatus makes it possible to evacuate the heat released by the stack 50 from the plane.

3037565 7 Parallèlement à cette évacuation de chaleur par convection, a lieu également une évacuation de chaleur par conduction : la chaleur de l'air contenu dans la zone non pressurisée 14 se communique aux partie de l'enveloppe externe de l'avion en contact avec cette zone ; elle se 5 communique de là à l'air environnant l'enveloppe externe de l'avion 10. Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des différentes modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les 10 revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation évoqués peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par exemple, l'invention peut être mise en oeuvre dans un hélicoptère. Par ailleurs, l'article 'un' ne doit pas être interprété comme signifiant 'un seul', mais comme signifiant 'au moins un'. Ainsi, un 15 aéronef selon l'invention peut comporter plusieurs piles à combustibles, plusieurs échangeurs de chaleur, etc. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.In parallel with this convective heat evacuation, there is also a heat dissipation by conduction: the heat of the air contained in the non-pressurized zone 14 is communicated to the parts of the outer envelope of the aircraft in contact with the this zone ; it is communicated from there to the air surrounding the outer casing of the aircraft 10. Although the present invention has been described with reference to specific embodiments, it is obvious that different modifications and changes can be made on these examples without departing from the general scope of the invention as defined by the claims. In addition, individual features of the various embodiments mentioned can be combined in additional embodiments. For example, the invention can be implemented in a helicopter. On the other hand, the article 'one' should not be interpreted as meaning 'one', but as 'at least one'. Thus, an aircraft according to the invention may comprise several fuel cells, several heat exchangers, etc. Therefore, the description and drawings should be considered in an illustrative rather than restrictive sense.

Claims

REVENDICATIONS1. An aircraft (10) having a pressurized zone (12) and an unpressurized zone (14); and an air circulation system (20) configured to inject air into the pressurized zone and maintain a pressure therein within a predetermined range; the air circulation system (20) having an air exhaust circuit (22) for passage of air from the pressurized zone (12) to the non-pressurized zone (14); the aircraft being characterized in that it further comprises a device (50) generating heat capable of generating heat during its operation, a heat exchanger (62) disposed in the exhaust air circuit (22) , and a heat evacuation circuit (60), configured to allow transfer of heat generated by the heat generating device (50) to air flowing through the exhaust air circuit (22) via the heat exchanger (62).

The aircraft (10) of claim 1, wherein the heat exchanger (62) is disposed in the non-pressurized zone (14).

An aircraft (10) according to claim 1 or 2, wherein the heat generating device is disposed in the pressurized zone (12) or in the non-pressurized zone (14).

Aircraft (10) according to any one of claims 1 to 3, wherein the heat evacuation circuit (60) is a circuit using a heat transfer fluid.

5. Aircraft (10) according to any one of claims 1 to 4, wherein the heat dissipation circuit (60) comprises a pressure limiter (62). 35 3037565 9

Aircraft (10) according to any one of claims 1 to 5, wherein the device (50) capable of releasing heat during its operation comprises a fuel cell. 5

7. Aircraft (10) according to any one of claims 1 to 6, wherein the air circulation system is configured to inject into the pressurized zone (12) of the air taken from the outside of the aircraft ( 10).