Авиационный двигатель содержит контур первичного воздушного потока, компрессор высокого давления, который снабжается вышеупомянутым первичным воздухом, контур вторичного воздушного потока и, по меньшей мере, один теплообменник, размещенный в контуре первичного воздушного потока выше по потоку от компрессора высокого давления. Теплообменник содержит холодный второй контур и горячий первый контур. Горячий первый контур снабжается воздухом из контура первичного воздушного потока, а холодный второй контур снабжается воздухом из контура вторичного воздушного потока. Вход холодного второго контура теплообменника соединен со средством забора воздуха, расположенным в контуре вторичного воздушного потока симметрично относительно оси вышеупомянутого двигателя. Выход холодного контура теплообменника соединен со средством возврата воздуха в контур вторичного воздушного потока, расположенным симметрично относительно оси вышеупомянутого двигателя. Средство забора воздуха и средство возврата воздуха образованы первыми открытыми концами труб, вторые концы которых соединены с теплообменником. Первые открытые концы равномерно распределены по окружности под углом к оси двигателя. Изобретение направлено на снижение температуры первичного воздуха на входе в компрессор высокого давления. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента