турбокомпрессорный агрегат
Классы МПК: | F04D25/04 с пневматическим или гидравлическим приводом |
Автор(ы): | Магафуров Ш.М., Бикбулатов А.М., Култыгин А.А. |
Патентообладатель(и): | Уфимский государственный авиационный технический университет |
Приоритеты: |
подача заявки:
1998-04-21 публикация патента:
27.03.2000 |
Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности к турбокомпрессорным агрегатам для производства сжатого воздуха или получения вакуума. В турбокомпрессорном агрегате, содержащем компрессор, турбину с входом и выходом, привод выполнен в виде двухконтурного авиационного газотурбинного двигателя. Выход двигателя связан со входом турбины. Выход внутреннего контура двигателя связан с входом турбины и дополнительно содержит трубопровод, который подсоединен ко входу двигателя в зоне внешнего контура и к выходу турбины. Трубопровод снабжен перепускным устройством. Использование изобретения позволяет расширить функциональные возможности агрегата за счет использования двухконтурного авиационного двигателя, повысить общий КПД и снизить затраты на проектирование и изготовление. 1 ил.
Рисунок 1
Формула изобретения
Турбокомпрессорный агрегат, содержащий компрессор, турбину с входом и выходом, привод, выполненный в виде авиационного газотурбинного двигателя, выход которого связан со входом турбины, отличающийся тем, что двигатель выполнен двухконтурным, с входом турбины связан выход внутреннего контура, а агрегат дополнительно снабжен трубопроводом, который подсоединен к входу двигателя в зоне внешнего контура и к выходу турбины, причем трубопровод снабжен перепускным устройством.Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности к турбокомпрессорным агрегатам для производства сжатого воздуха или получения вакуума. Известны турбокомпрессорные агрегаты (ТКА), выполненные на базе авиационных двигателей и их узлов. Известен ТКА [1] , содержащий компрессор, турбину с входом и выходом, привод, выполненный в виде авиационного газотурбинного двигателя. Недостатком данного ТКА является получение сжатого воздуха с недостаточно большим давлением. Известен также ТКА [2], который содержит компрессор, турбину, с входом и выходом, привод, выполненный в виде авиационного газотурбинного двигателя, выход которого соединен с входом турбины. Недостатком данной установки является низкое давление получаемого воздуха из-за малой мощности турбины и низкий КПД установки. Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемым ТКА является турбокомпрессорный агрегат [3], содержащий компрессор, турбину, с входом и выходом, привод, выполненный в виде авиационного газотурбинного двигателя, выход которого связан с входом турбины. Недостатком прототипа является использование в качестве привода только одноконтурных газотурбинных двигателей. При применении в качестве привода двухконтурных двигателей, конвертированных в одноконтурные, требуется большая их доработка: обрезание лопаток компрессора вентиляторного контура по высоте с изготовлением нового корпуса и демонтажем последних ступеней турбины. Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является расширение функциональных возможностей, за счет использования двухконтурных авиационных двигателей, повышение общего КПД, снижение затрат на проектирование и изготовление. Поставленная задача решается тем, что в турбокомпрессорном агрегате, содержащем компрессор, турбину с входом и выходом, привод, выполненный в виде авиационного газотурбинного двигателя, выход которого связан с входом турбины, в отличие от прототипа привод выполнен в виде двухконтурного авиационного двигателя, выход первого (внутреннего) контура которого связан с входом турбины и дополнительно содержит трубопровод, который подсоединен к входу двигателя в зоне второго (внешнего) контура и к выходу турбины, причем трубопровод снабжен перепускным устройством. Существо устройства поясняется чертежом. На чертеже представлена схема предлагаемого устройства. Турбокомпрессорный агрегат содержит компрессор 1, турбину 2, с входом 3 и выходом 4, привод, выполненный в виде двухконтурного авиационного двигателя 5 с выходом 6, дополнительного трубопровода 7, который подсоединен к входу 8 двигателя 5 в зоне второго контура 9, и перепускное устройство 10, которым снабжен трубопровод 7. Повышение общего КПД и параметров вырабатываемого воздуха, по сравнению с [3] , достигается за счет существенного увеличения мощности турбины. При работе установки происходит отсос газов из-за турбины, повышается перепад давления на турбине, то есть увеличивается степень понижения полного давления в турбине -![турбокомпрессорный агрегат, патент № 2147084](/images/patents/324/2147037/960.gif)
![турбокомпрессорный агрегат, патент № 2147084](/images/patents/324/2147084/2147084-2t.gif)
![турбокомпрессорный агрегат, патент № 2147084](/images/patents/324/2147037/960.gif)
1. А.М.Бикбулатов, Ю.М.Зарипов, А.А.Култыгин. Использование авиационного ГТД как модуля эксгаустерной системы мощного технологического газоразрядного лазера. - "Авиационная техника". - КАИ:ИВУЗ N 1/1998 г.,
2. ВИМИ. Наземное применение авиадвигателей в народном хозяйстве. Выпуск 1. - М.: 1975 г., с. 191 - 193. 3. А.С. СССР N 265513 МКИ6 G 01 M 15/00 от 18.05.56 г. 4. С.М.Шляхтенко. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1987, с. 568.
Класс F04D25/04 с пневматическим или гидравлическим приводом
турбокомпрессор с регулируемым наддувом - патент 2517952 (10.06.2014) | |
способ бесперебойной работы установки сжижения газа - патент 2458295 (10.08.2012) | |
осевой вентилятор для дымоудаления - патент 2247866 (10.03.2005) | ![]() |
турбокомпрессор наддува дизельного двигателя - патент 2224139 (20.02.2004) | |
турбокомпрессор - патент 2216647 (20.11.2003) | |
турбокомпрессор - патент 2202052 (10.04.2003) | |
турбокомпрессор - патент 2187710 (20.08.2002) | |
компрессор газотурбинного двигателя - патент 2187023 (10.08.2002) | |
турбокомпрессор - патент 2183771 (20.06.2002) | |
комбинированный газоперекачивающий агрегат - патент 2095634 (10.11.1997) |