双喉道超声速低温螺旋流动气体分离装置的制作方法

文档序号:11185208阅读:553来源:国知局
双喉道超声速低温螺旋流动气体分离装置的制造方法

本实用新型涉及石油、天然气、化工及冶金等气体分离装置,尤其涉及一种双喉道超声速低温螺旋流动气体分离装置。



背景技术:

1)传统天然气处理工艺需分别脱水、脱烃,设备庞大,能耗高,运行成本高,通常脱水需添加水合物抑制剂等化学添加剂,排放后对环境有污染,危害人类健康。

2)在专利申请号200716101510.8,公开号CN101037629A中,未对超音速脱水装置进行说明,只画了简单拉瓦尔喷管的示意图,无气体的旋流装置,如何产生超音速旋流?无分离装置,无正激波位置,如何稳定激波等措施,达不到工业生产的目的。

3)在专利申请号201520910766.7,授权公告号CN205133538u中,进气段中产生气流周向旋流的叶片设计不对,按专利图示的叶型,产生不了气流在喷管中周向高速旋转流动,在超音速段,喉道不确定,正激波位置也不确定。因此,该专利对使用者有导向性错误。

上述几种脱水方法都难以满足陆地、海洋湿天然气净化。陆地和海洋天然气开发迫切需要结构小巧,紧凑,流动稳定,节能环保的高效脱水、脱烃装置。



技术实现要素:

本实用新型的目的就在于为了解决上述问题而提供一种双喉道超声速低温螺旋流动气体分离装置。

本实用新型通过以下技术方案来实现上述目的:

本实用新型包括进口段、第一排涡轮型叶片、空段区、第二排涡轮型叶片、超音速喷管气流加速区、收集区段、干净气体超音速减速区、第一排压缩机型叶片、第二排压缩机型叶片、亚音速气流减速区、中心锥体和流道外壳,所述流道外壳的端部设置为所述进口段,所述第一排涡轮型叶片安装于所述进口段内,所述第二排涡轮型叶片安装于所述第一排涡轮型叶片的后方,所述第一排涡轮型叶片与所述第二排涡轮型叶片之间为所述空段区,所述第二排涡轮型叶片的后方为所述超音速喷管气流加速区所述收集区段设置于所述超音速喷管气流加速区的一侧,所述干净气体超音速减速区设置于所述收集区段的一侧,所述第一排压缩机型叶片位于所述干净气体超音速减速区的后方,所述第二排压缩机型叶片设置于所述第一排压缩机型叶片的后方,所述亚音速气流减速区设置于所述第二排压缩机型叶片的后方,所述流道外壳的管壁为中心锥体。

本实用新型的有益效果在于:

本实用新型是一种双喉道超声速低温螺旋流动气体分离装置,与现有技术相比,本实用新型是航空流体动力学原理应用于天然气分离的创新技术,是资源与环保高效开发的综合利用,资源回收利用的先进创新技术。与目前国内原有技术和相关专利比较具有明显的创新效果如下:

1结构简单,体积小,维护简单。平时无需日常维护,无人值守;

2无需外能消耗;

3天然气内能损耗低,运行效率高,比现有脱水方式水露点低18℃以上,出口天然气压力降减少,在回收率相同的情况下,使用本专利与使用J-T阀相比,减少功耗50-70%,用本装置替代膨胀机可减少压缩功15-20%;

4不需向气体内添加化学添加剂,无有害液体或气体排出,本装置无噪声、振动等公害,环保性能好;

5本专利比J-T膨胀节流阀回收率高约30%,比膨胀机回收率高10%以上;

6本专利运行时无需日常维护,可无人值守,运行时无耗材,运行成本低。

附图说明

图1是本实用新型的结构示意图;

图2是本实用新型的气体在空段中流线上速度的变化示意图;

图3是本实用新型的涡轮型叶片结构示意图。

图中:1-进口段,2-第一排涡轮型叶片,3-空段区,4-第二排涡轮型叶片,5-超音速喷管气流加速区,6-收集区段,7-干净气体超音速减速区,8-第一排压缩机型叶片,9-第二排压缩机型叶片,10-亚音速气流减速区,11-中心锥体,12-流道外壳。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型作进一步说明:

如图1所示:本实用新型包括进口段1、第一排涡轮型叶片2、空段区3、第二排涡轮型叶片4、超音速喷管气流加速区5、收集区段6、干净气体超音速减速区7、第一排压缩机型叶片8、第二排压缩机型叶片9、亚音速气流减速区10、中心锥体11和流道外壳12,所述流道外壳的端部设置为所述进口段,所述第一排涡轮型叶片安装于所述进口段内,所述第二排涡轮型叶片安装于所述第一排涡轮型叶片的后方,所述第一排涡轮型叶片与所述第二排涡轮型叶片之间为所述空段区,所述第二排涡轮型叶片的后方为所述超音速喷管气流加速区所述收集区段设置于所述超音速喷管气流加速区的一侧,所述干净气体超音速减速区设置于所述收集区段的一侧,所述第一排压缩机型叶片位于所述干净气体超音速减速区的后方,所述第二排压缩机型叶片设置于所述第一排压缩机型叶片的后方,所述亚音速气流减速区设置于所述第二排压缩机型叶片的后方,所述流道外壳的管壁为中心锥体。

常温的天然气进入本装置进口段1,流入的气体速度很低,在进口段中由于中心锥体半径不断增加,使流道的流通面积不断下降,气流速度也不断增加,气流静温开始下降。气流流入涡轮型叶片2,由于中心锥半径继续增加,外壁流道逐渐收缩,流通面积进一步下降。气流在涡轮型叶片槽道中进一步加速,同时气流方向随叶型槽道方向的改变而改变,使气流由轴向方向转变为斜向流动,气流形成较大速度的螺旋状流动流入空段3中。由于空段3中的流道半径沿流线不断减小,流通面积继续减小,使流速不断增加,绕轴线旋转速度vθ也增加。在同一根流线上,旋度为常量,即vθr=C(C为常数),其中vθ为气体流线上绕轴线旋转的周向速度,r为流线半径,当r越小,vθ越大(见图2)。根据流线上r半径的变化,计算气体流入涡轮型叶片4的气流参数(要保证气流在空段3中不分离),气流进入涡轮型叶片槽道中,流道流通面积继续减小,气流继续加速,在叶片出口流道中出现第一个喉道,该处出现马赫数等于1.0,在喉道往后,流道面积增加,出现超音速旋转流动。气流进入超音速段5,流道流通面积增加,气流速度增加,温度下降,通常气流马赫数增加到Ma=1.6-1.7,气流温度急剧下降到零下70℃以下,使天然气中的水汽和C3以上的轻烃急速变为微冰粒和液态烃,由于气体处于高速旋转流动,产生强大的离心力,使比重比天然气大的微冰粒和液态烃在离心力的作用下运动到超音速段5的流道外壁,进入冰和液烃收集箱6中,进行分离水、液烃和天然气。未进入收集箱的干净天然气仍以超音速流入出口段7,该段流通面积略减小,使超音速气流减速,但仍以超音速流入压气机型叶片8中,在压气机型叶片8流道中,流通面积逐渐减小,气流在叶片槽道中不断减速,气流方向由周向逐渐向轴向转变,在叶片槽道后半部出现一道正激波。该处出现本专利的第二个喉道,气流经过正激波变成亚音速,但气流流动方向仍未达到轴向。气流流入压气机型叶片9中,由于进口为亚音速,为了继续降低气流速度和气流转变为轴向流动,该处的流通面积继续增加,叶型槽道方向也逐渐转到轴向,使气流方向转为轴向,速度也降到输送管道的速度流入天然气输气管道中。

在本专利中利用特有的超音速流道中的双喉道设计技术,但又不同于双喉道拉伐尔喷管。在天然气输送管道中出现压力忽高忽低的变化时,确保超音速段5中工作稳定,彻底解决以往专利中单喉道设计的超音速流动不稳定性及生产产量不稳定或处理后的天然气露点不合格的难题。

本专利第一排涡轮型叶片,气流流过该叶片时,其速度在加速,并使气流方向向周向流动(见图3),这与专利申请号201520910766.7,授权公告号CN205133538u中的3是有本质的不一样,该图中3的叶型方向不对,进口气流为轴向,出口气流也接近轴向,产生不了周向旋转的分速,不可能产生周向旋转速度,这误导所属技术领域的技术人员。本专利涡轮型叶型设计是先选定进口攻角,进口气流角,出口气流角,叶型最大弯度点位置及叶型厚度分布。根据以上参数计算出叶型落后角,确定叶型出口角度及由叶型进口气流角及攻角计算叶型进口气流角。由以上参数计算叶型中弧线,规定叶型前后缘半径,及最大厚度点位置和厚度,在叶型中弧线垂线上分别加规定的叶型厚度,通常从前缘到最大厚度点厚度分布按弦长的3次方程函数,最大厚度点到后缘厚度是弦长的二次方程函数关系确定。在中弧线上加厚度后的各点连线成了叶型的叶背叶盆型线(见图3),叶片成形后进行气动分析,是否满足设计要求,气流在槽道内是否均匀加速,叶背处是否有分离,叶型损失是否满足要求,不满足则修改叶型设计参数,直至满足设计要求为止。

本专利的技术方案中3为流道收敛的空段,使2中流出的气流进一步加速,气流旋转的速度增加后流入第二排涡轮型叶片,4中(其他专利中没有)流道进一步缩小,气流加速,在叶型通道中气流膨胀加速,气流绕轴线的周向速度进一步加速,在叶型出口处形成该装置的第一个喉道,使当地的马赫数达到1.0。

气流在叶片出口以后继续加速进入超音速段5,流道逐渐扩大使气流马赫数达到1.6以上,气体温度急速下降到零下70℃以下,气流绕轴线旋转的周向速度达到400m/s以上,产生离心力。在离心力的作用下,使气流中水,微冰粒和C3以上液烃和一小部分天然气进入收集区段6,其余干净的天然气进入流道7中,继续往出口方向运动,气体流道略有下降,使气流马赫数下降,但气流仍以超音速流入压气机型叶片8。

叶片8使气流减速,气流方向逐步的向轴向扭转,但由于气流马赫数较大,扭转角度不能太大,一般在200C以下,使叶型槽道中产生一道正激波,这就是所谓的第二个喉道,气流速度从超音速变成亚音速流动,这样做的目的有二:第一是在超音速喷管中不出现正激波,第二是使激波在叶片排8叶型通道的后半部出现正激波,即使天然气输气管道中压力上升时,激波仍在叶型槽道中,只向前移动一段距离,只要激波不被推出叶排8的进口以前,激波在叶片8中,超声速喷管中流动是稳定的。实际上天然气输气管道压力波动远小于激波移动到叶型槽道外所需的压力波动,所以该专利使超音速喷管中不会有正激波,不管输气管道压力升高,超声速喷管中气流流动是稳定的,气液分离也是稳定高效的。在叶片排9,是将亚音速气流进一步减速,气流方向进一步扭转直至轴向,然后输入天然气管道中。

关于压气机型叶片8和9的造型方法和设计大致和涡轮型叶片设计相类似,但叶型槽道内流动是减速的,所以叶型中弧线的弯度,厚度分布,落后角和攻角与涡轮型叶片在数值上有明显的差别,它要满足压气机型叶片流动是逆压流动的特点,对超声速叶型,它进口流动是超声速的,需避免叶型进口有强的脱体波,槽道内不能出现很强的正激波。所以,在槽道内气流一定要逐渐减速,控制正激波前的马赫数,尽量减小正激波损失,同时,当输气管道中压力波动时,正激波不能推到叶型槽道进口处,所以正激波的位置安排在叶型槽道的后半段。在设计压气机型叶片时必须做到叶型叶背处气流不能产生分离,尽量减小气流流动损失,扩大气流在叶片槽道中流动的稳定范围。

在设计中,涡轮型叶片和压气机型叶片设计分别有专用的设计程序设计,流道设计是根据天然气性质,初步给定各叶片排进出口参数,再设计出流道的内外流道尺寸。根据给定的参数,用全三维粘性气体的计算程序和天然气物理性能参数计算出流道中的气体流动参数,是否满足设计,如不满足再修改设计流道和叶型,直到满足为止。

以上显示和描述了本实用新型的基本原理和主要特征及本实用新型的优点。本行业的技术人员应该了解,本实用新型不受上述实施例的限制,上述实施例和说明书中描述的只是说明本实用新型的原理,在不脱离本实用新型精神和范围的前提下,本实用新型还会有各种变化和改进,这些变化和改进都落入要求保护的本实用新型范围内。本实用新型要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

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