СПОСОБ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ ВОЗДУХА В СИСТЕМЕ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА САМОЛЕТА С ДВУХКОНТУРНЫМ ТУРБОРЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

1. Способ предварительного охлаждения воздуха в системе кондиционирования воздуха самолета с двухконтурным турбореактивным двигателем, включающий отбор воздуха с одной из ступеней компрессора высокого давления, подачу в систему кондиционирования воздуха через воздухо-воздушный теплообменник и охлаждение его путем продувки воздухо-воздушного теплообменника воздухом из наружного контура двигателя, отличающийся тем, что воздух из наружного контура двигателя, прошедший через воздухо-воздушный теплообменник подают в сопло двигателя.
2. Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета с двухконтурным турбореактивным двигателем, содержащий воздухо-воздушный теплообменник, соединенный на входе с одной из ступеней компрессора высокого давления трубопроводом с запорно-регулирующими устройствами, а на выходе соединенный трубопроводом с системой кондиционирования воздуха, при этом теплообменник установлен с возможностью продувки воздухом из наружного контура двигателя, отличающийся тем, что воздухо-воздушный теплообменник, соединенный с системой кондиционирования воздуха самолета, установлен внутри наружного контура двигателя с возможностью подачи прошедшего через теплообменник воздуха в сопло.
3. Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета с газотурбинным двигателем по п.1, отличающийся тем, что для двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессором высокого давления, камеру сгорания с жаровой трубой и наружным и внутренним кожухами, связанными между собой на входе полыми стойками, охлаждаемые турбины высокого и низкого давления, думисную полость, образованную кожухом камеры сгорания и валом соединяющим турбины высокого давления с компрессором высокого давления, две группы теплообменников, выполненных в виде отдельных секций, расположенные в наружном контуре в одном сечении двигателя по всей высоте наружного контура, входы первой группы сообщены с думисной полостью, а входы второй группы с полостью, образованной жаровой трубой и наружным и внутренним кожухом камеры сгорания, выходы первой группы сообщены с внутренними полостями сопловых лопаток турбины низкого давления, а выходы второй группы с внутренними полостями сопловых лопаток турбины высокого давления и сопло, при этом воздухо-воздушный теплообменник, соединенный с системой кондиционирования воздуха самолета, выполнен в виде секций, расположенных в одном сечении двигателя и в одном ряду с остальными секциями теплообменников по всей высоте наружного контура, причем входы отдельных его секций сообщены со ступенью компрессора высокого давления, номинально обеспечивающей систему кондиционирования воздуха, а секции установлены с возможностью подачи прошедшего через них воздуха в сопло.