超声速旋流天然气分离器的超声速翼制造技术

本发明专利技术提供了一种用于超声速旋流天然气分离器的超声速翼，是该分离器的关键部件。超声速翼型底面为圆柱面或圆台面，与翼段管的内壁相吻合，并固定在内壁上。底面中弧线为抛物线，底面翼型厚度变化遵循三次多项式规律。圆柱形超声速翼型底面的形状由底面中弧线及底面翼型厚度变化模型确定。翼型顶部收缩成一点，即超声速翼顶点。超声速翼型两侧面分别为凹面和凸面，由顶点与底面边界线的连线构成。超声速翼将经过绝热膨胀形成的低温超声速天然气均匀轴流转换成超声速旋流，在超声速旋流分离区域内，气体和凝析液的混合物流以超声速经过超声速尾翼，形成高速旋流场，旋流产生巨大的离心力，实现气液分离。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种超声速旋流天然气分离器的关键部件——超声速翼，属于天然气集输、加工与处理

技术介绍
采用超声速旋流分离技术研制的超声速旋流天然气分离器由拉伐尔喷管、超声速整流管、超声速翼、扩压管等构件组成，它结合了气体动力学、热力学和流体力学的理论，集膨胀降温、旋流式气/液分离、再压缩等工艺于一个密闭紧凑的装置里完成。气流经过拉伐尔喷管绝热膨胀至超声速，形成低温低压，低温使天然气中的重烃和水份凝结成核，并生长成小液滴，形成气液混合气流；气流经超声速翼以离心分离的方式将气流中的水和重烃凝析液滴分离出来。超声速旋流分离技术具有器具密闭无泄漏、结构紧凑轻巧、无需化学药剂、简单可靠(无移动部件)等优点，与传统的加热防冻和利用防冻剂防冻天然气集输工艺相比，天然气集输系统投资和运行费用减少10～25％。超声速翼是超声速旋流天然气分离器的关键部件，国外曾有报道，采用平板三角形翼用于超声速旋流天然气分离器，由于超声速翼段的气液混合气流速度为超声速，这种超声速翼通道存在激波现象，超声速翼对气流有较强的扰动作用，造成较大的能量损失，使超声速流场的静温、静压增加，分离效率低。
技术实现思路
为了克服上述不足之处，本专利技术的目的是提出一种超声速翼型，用于超声速旋流天然气分离器，以消除翼型前部的激波，减小气流的扰动，且能产生强大的离心作用力，使翼后切向速度分布均匀，形成稳定的超声速旋流场，实现彻底的气液分离。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是借鉴轴流叶轮作用原理，首创一种适用于宽范围马赫数的的超声速翼型。该超声速翼型底面为圆柱面，与翼段管的内壁相吻合，并固定在内壁上。底面中弧线为抛物线，底面翼型厚度变化遵循三次多项式规律。圆柱形超声速翼型底面的形状由底面中弧线及底面翼型厚度变化模型确定。翼型顶部收缩成一点，即超声速翼顶点。超声速翼型两侧面分别为凹面和凸面，由顶点与底面边界线的连线构成。该超声速翼型的两侧面形状由翼型顶点位置及底面形状确定。该超声速翼型圆柱形底面的中弧线轴向长度为2.5～4.5倍翼段管径；底面中弧线前端与管段圆周间的夹角即前缘进气角α＝55°～80°，底面中弧线后端与管段圆周间的夹角即后缘出气角β＝65°～90°。由中弧线的长度及前缘进气角和后缘出气角确定抛物线型底面中弧线的形状。底面前缘为圆弧形，半径小于等于0.5毫米，前缘楔形角为4°～8°；后缘为圆弧形，半径小于等于1.0毫米，后缘楔形角为18°～28°。该翼型底面最大厚度位于55％～75％弦长处，且最大厚度为1.5～6.5毫米。底面翼型厚度沿中弧线连续变化，变化模型为三阶多项式。超声速翼的顶点到超声速翼底面的距离为顶点的跨度，其值为0.5～0.8倍的翼段管直径。顶点到底面前缘的轴向距离为翼型的跨度，其值为3.5～5.0倍的翼段管直径。采用了上述超声速翼的分离器，将超声速均匀轴流转换成为超声速旋流。在超声速旋流分离区域内，气体和凝析液的混合物流以超声速经过超声速尾翼，形成高速旋流场，旋流产生巨大的离心作用力，实现气体和液滴的分离。该翼型的尾部收缩成一顶点，减少了对流场的扰动，使翼后切向速度分布均匀。翼型前缘半径非常小，厚度最大位置位于翼型中弧线中点以后，其轴向截面具有空气动力学轮廓的形状。下面结合附图和典型实施例对本专利技术做进一步说明。附图说明图1是依据本专利技术所提出的超声速翼型凸侧面方向的立体视图；图2是依据本专利技术所提出的超声速翼型底面方向立体视图；图3是依据本专利技术所提出的超声速翼底面形状图；图4是依据本专利技术所提出的超声速翼底面中弧线图；图5是依据本专利技术所提出的超声速翼顶点位置图；图6是依据本专利技术所提出的超声速翼剖面位置图；图7是图6所示超声速翼沿A-A线的剖面图；图8是图6所示超声速翼沿B-B线的剖面图；图9是图6所示超声速翼沿C-C线的剖面图。具体实施例方式附图为按照本专利技术目的设计加工的一个典型超声速翼型实例。该超声速翼型所在的超声速旋流天然气分离器分离段为圆柱形壳体，其内径为8.5毫米。图1和图2是超声速翼型的立体结构图，其中图1是超声速翼型凸侧面方向视图，图2是超声速翼型底面方向视图。上述超声速翼型由前缘1、后缘2、底面3、凸侧面4、凹侧面5和顶点6构成。该超声速翼型的底面为圆柱面，与翼段管的内壁相吻合，并固定在内壁上。底面中弧线7为抛物线，其轴向长度即弦长为42.50～76.50毫米，最佳轴向长度为49.844毫米。翼型底面厚度变化遵循三次多项式规律，其最大厚度位于55％～75％弦长处，最佳为64％弦长处，且最大厚度为1.5～6.5毫米，最佳厚度为5.29毫米。圆柱形超声速翼型底面的形状由底面中弧线及底面翼型厚度变化模型确定。底面翼型厚度沿中弧线连续变化，变化模型为三阶多项式，因此翼型底面的形状实际上由两段三阶多项式曲线所组成。翼型顶部收缩成一点，即超声速翼顶点。超声速翼型两侧面分别为凹面和凸面，由顶点与底面边界线的连线构成。为产生强大的离心力，翼后切向速度分布均匀，并形成稳定的超声速旋流场，经研究发现，前缘进气角过大，翼前将产生激波，影响分离效率；前缘进气角过小，翼型对流体的导流作用将减弱。前缘进气角α由底面中弧线前端与管段圆周间的夹角构成，α＝55°～80°，最佳前缘进气角α＝70°；后缘出气角β由底面中弧线后端与管段圆周间的夹角构成，β＝65°～90°，最佳后缘出气角β＝80°，由中弧线的长度及前缘进气角和后缘出气角确定抛物线型底面中弧线的形状。为减少翼型对超声速流场的扰动，减少能量损失，减小激波强度，获得较好的旋流分离效果，本专利技术所提出的超声速翼的底面前缘为圆弧形，如图3所示，半径不大于0.5毫米，最佳半径为0.132毫米，前缘楔形角为4°～8°，最佳为6.5°；后缘为圆弧形，半径不大于1毫米，最佳半径为0.419毫米，后缘楔形角为18°～28°，最佳后缘楔形角为23°。图5所示是超声速翼顶点位置图，是从翼段入口方向的视图。图中8为超声速段的内壁，超声速翼的顶点6到超声速翼底面的距离为顶点的跨度，该跨度为8.5～13.6毫米，最佳跨度为12.589毫米。顶点到底面前缘的轴向距离为翼型的跨度，该翼型跨度为59.5～85.0毫米，最佳翼型跨度为67.14毫米。对顶点和底面两边界线进行线性插值，得到翼型两侧面上各点的坐标，从而确定翼型的两侧面。该翼型两侧面分别为凸面4和凹面5，如剖面7、图8、图9所示。各剖面图剖视位置如图6所示，各剖面与轴向垂直。顶点与底面边界线的连线构成翼型的侧面，两侧面分别为凹面和凸面，凹、凸面的形状由底面的形状及顶点的位置所确定。本专利技术所提出的超声速翼型底面形状与超声速旋流分离器超声速旋流分离段的内表面结构形状相吻合。可根据用途及超声速旋流分离器的内表面结构的不同，对超声速翼型底面形状进行不同的设计，如果当旋流分离段为渐扩形圆管时，则超声速翼型的底面可设计成圆台面。该超声速翼型几何尺寸小、外形简单、流通能力强、前缘尖、表面光滑，尾部收缩成一点，能减弱翼型对超声速流场的扰动，减少能量损失，减小激波强度，避免形成脱体激波；该翼型结构简单，易于加工制造，有较大的翼型转折角，能够产生非常大的离心力，且翼后切向速度分布均匀，能实现良好的分离效果。试验表明，经过超声速旋流天然气分离器分离的天然气露点可降至-10℃本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于超声速旋流天然气分离器的超声速翼，由前缘（１）、后缘（２）、底面（３）、凸侧面（４）、凹侧面（５）和顶点（６）构成，翼型底面（３）的形状与分离器超声速旋流分离段的内壁（８）结构形状相吻合，并固定于内壁（８）上，其特征是，底面中弧线（７）为抛物线，底面翼型厚度变化遵循三次多项式规律；超声速翼型底面的形状由底面中弧线及底面翼型厚度变化模型确定，翼型顶部收缩成一点，即超声速翼的顶点（６）；翼型底面的中弧线轴向长度为２．５～４．５倍翼段管直径；底面中弧线前端与管段圆周间的夹角即前缘进气角α＝５５°～８０°，底面中弧线后端与管段圆周间的夹角即后缘出气角β＝６５°～９０°，由中弧线的长度及前缘进气角和后缘出气角确定抛物线型底面中弧线的形状；底面前缘为圆弧形，其半径小于等于０．５毫米，前缘楔形角为４°～８°；后缘为圆弧形，半径小于等于１．０毫米，后缘楔形角为１８°～２８°；超声速翼的顶点到超声速翼底面的距离即为顶点的跨度，其值为０．５～０．８倍的翼段管直径；顶点到底面前缘的轴向距离为翼型的跨度，其值为３．５～５．０倍的翼段管直径。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：曹学文，何川，陈丽，杜永军，姚英凤，林宗虎，
申请(专利权)人：曹学文，杜永军，
类型：发明
国别省市：37[中国|山东]