新型超声速旋流分离器设计及数值模拟
课设：基于进气道设计
基于A VL FIRE发动机进气道设计综述宋宝恒热工111班1101210142 摘要：利用仿真软件FIRE建立某柴油机进气道的三维模型，对进气流动进行CFD模拟计算，再用实验验证仿真模型的准确性，对比试验与计算结果，两者吻合良好。结果表明，CFD设计在柴油机进气道设计开发和性能评价中具有实用价值。 关键词：柴油机；FIRE；CFD ；进气道 0.引言 进气道是柴油机重要零部件之一，它的几何形状对提高柴油机的充气效率、改善燃烧性能和降低排放指标具有十分重要的影响。传统进气道设计主要采用经验设计和反复试验相结合，气道形状须经多次修正。近年来，随着计算机技术的迅速发展，特别是计算机存储量和计算速度的提高以及CAD技术的逐步完善，计算流体力学CFD已经成为目前解决三维流动问题尤其是设计进气道的重要手段。 本文主要是对利用仿真软件FIRE建立柴油机进气道的三维仿真模型，并进行相关数值模拟计算的一篇综述，仿真计算后的结果经修正和实验验证后，结果表明，CFD技术的应用有益于克服传统设计带来的盲目性和局限性，省时，成本低，具有理论指导意义，为柴油机的性能优化提供了新途径。 1.几何模型建立 利用CAD或者PROE构建所需进气道模型，如王志等人的《基于CAD/CAM/CFD的发动机气道研究》一文中，利用气道CAD造型，完成集气腔造型、气道曲面造型、合并气道型芯设计。 2.计算模型的建立 为了获得新设计气道的涡流比和流通系数，且使计算结果与试验结果具有可比性，应在试验台条件下建立模型。在稳流试验台上，模拟气缸的长度一般取为2.5D。 将三维气道几何模型输入FIRE软件中，建立气道内气体流动的数学模型，计算出气道内的三维流动，分析流动特性，提供给缸内研究。 3.网格的划分 应用FIRE的FAME技术进行网格划分处理，网格类型包括四面体和六面体
卧式分离器设计说明书
扬州石化卧式丝网气液分离器设计说明书 1 已知数据 已知数据如表2-1 表1-1 已知数据表 2计算 2.1 直径的计算 采用常数K G 的计算方法，运用公式 1/3 2.12( )L T V t D CA ?= 式中，C=L T /D T =2~4（参考SY/T0515－2007分离器规范，取C=3） L T 、D T ：圆柱部分的长度和直径，m; V L ：液体体积流量，m 3/h t:停留时间，min; A:可变的液体面积，%，即 A=A TOT -(A a +A b ) 其中，A TOT :总横截面积，% A a :气体部分横截面积，% A b :气体部分横截面积，% 停留时间，根据本设计的情况，选取停留时间为30min ，先假设A=0.8，A a =0.14，A b =0.06计算可得， 1/31/3 2.12 2.120.23730( )()0.39730.8L T V t D m CA ???===? 由D T =0.397m,A a =0.14查《工艺系统工程设计技术规定》气液分离器HG/T 20570.8-95中图2.5.1-4得出的空间高度a=0.12m<0.3m(气体最小空间高度) 重新假设A=0.5，A a =0.4，A b =0.1,代入计算可得，
1/31/3 2.12 2.120.23730( )()0.73830.4 L T V t D m CA ???===? 又由Aa=0.4，查图得a=0.32>0.3m,取值成功。 依据SYT 0515-2007 分离器规范取D T =0.762m ，重新查图得a=0.33m>0.3m,也符合要求。 则进出口接管距离L N ≈L T =C*D T =3×0.762=2.286m 2.2 接管的计算 2.2.1接管距离的计算 运用公式 ()20.5 0.524'[/]G N T L G G a V L D Aa R ??= -?ρρρ 式中，L N ’、D T 、a ：分别为进出口接管距离、卧式容器直径和气体空间高度,m ； V G :气体体积流量,m 3/h 。 ρG 、ρL ：分别为液体密度、气体密度，m 3/h; 对于d*=200μm ，使用R=0.127 ()20.520.50.5240.5240.4430 '0.807[/]0.7620.4[(1000 1.088)/1.088]0.127 G N T L G G a V L m D Aa R ????==-???-= ?ρρρ 故L N ≈L T >L N ’ 满足要求 2.2.2接管直径的计算 2.2.2.1入口接管直径的计算 两相混合物的入口接管的直径应符合下式要求： 21000GL u
分离原理
分离器工作原理.闪蒸原理 核心提示：气液分离器的工作原理是什么?饱和气体在降温或者加压过程中。一部分可凝气体组分会形成小液滴·随气体一起流动。气液分离器作用就是处理含有少量凝液的气体，实现凝液回收或者气相净化。其结构一般就是一个压力容器，内部有相关进气构件、液滴捕集构件。一般气体由上部出口，液相由下部收集。汽液分离罐是利用丝网除沫。... 气液分离器的工作原理是什么?饱和气体在降温或者加压过程中。 一部分可凝气体组分会形成小液滴·随气体一起流动。气液分离器作用就是处理含有少量凝液的气体，实现凝液回收或者气相净化。其结构一般就是一个压力容器，内部有相关进气构件、液滴捕集构件。一般气体由上部出口，液相由下部收集。汽液分离罐是利用丝网除沫。 或折流挡板之类的内部构件。 将气体中夹带的液体进一步凝结。 排放，以去除液体的效果。基本原理是利用气液比重不同。 在一个忽然扩大的容器中。 流速降低后，在主流体转向的过程中，气相中细微的液滴下沉而与气体分离，或利用旋风分离器，气相中细微的液滴被入口高速气流甩到器壁上。 碰撞后失去动能而与转向气体分离。分离器的结构与原理相辅相成,分离器不止是分离气液也分离气固,如旋风除尘器原理是利用离心力分离气体中的固体.气液分离器。 根据分离器的类型不同，有旋涡分离。 折留板分离，丝网除沫器。 旋涡分离主要是根据气体和液体的密度。 做离心运动时，液体遇到器壁冷凝分离。基本都是利用沉降原理的,瞬间扩大管道半径,造成压降,温度等的变化,达到分离的目的.使用气液分离器一般跟后系统有关。 因为气体降温减压后会出现部分冷凝而后系统设备处理需要纯气相或液相，所以主反应后装一个气液分离器静止分离出气相和液相给后系统创造条件。工厂里常见的气液分离器是利用闪蒸的原理。 闪蒸就是介质入渗入渗出一个大的容器，瞬间减压气化并实现气液分离，出口气相中含饱和水。 而游离的水和比重大的液滴会由于重力作用分离出来。 另外分离器一般带捕雾网。 通过捕雾网可将气相中部分大的液滴脱除。气液分离器无非就是让互相混杂的气相液相各自聚合成股。 液滴碰撞聚结，气体除去液滴后上升。 从而达到分离的目的。原理是利用气液比重不同，在一个忽然扩大的容器中，流速降低后，在主流体转向的过程中。
超声速进气道的分类方法
超声速进气道的分类方法，优缺点及应用范围 进气道的功用是把一定的高速气流均匀地引入发动机，并满足发动机在不同条件下所需求的空气流量，同时气流在其中减速增压。对进气道的主要要求是：总压恢复系数尽可能的高，阻力小，结构简单且重量轻。当气流以超声速流入进气道时，超声速气流受到压缩时必然要产生激波，而激波会引起较大的总压损失，使气流的做功能力下降。因此，在设计进气道时，如何组织进气道进口前的激波系，降低进气道的总压损失是非常重要的。 超声速气流流经锥体时便产生锥形激波，流经楔形体时便产生平面斜激波。空气喷气发动机所需空气的进口和通道。进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4，对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。 超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速增压的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外压式进气道的缺点是阻力大;②内压式进气道:为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用；③混合式进气道：是内外压式的折衷。按照波系数目的多少来划分，又可分为正激波式、双波系和多波系进气道。 对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用是调节激波的位臵，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道内部。 超音速进气道主要经历的四个阶段 （一）三维轴对称进气道 这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位臵是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。世界上第一种安装超音速进气道的飞机是美国F－104“星”战斗机，苏联第一种使用超音速进气道的飞机
一种飞翼布局无人机M形进气道设计及其特性
第31卷 第5期 空气动力学学报V o l .31,N o .5 2013年10月A C T AA E R O D Y N A M I C AS I N I C A O c t .,2013??????????????????????????????????????????????????? 文章编号:0258-1825(2013)05-0629-06 一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性 郁新华 (西北工业大学无人机研究所,陕西西安 710072 )摘 要:针对飞翼布局无人机,进行背部M 形进气道设计三通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制,完成一种短扩压大偏距进气道的设计,设计中兼顾了进气道的隐身性能三利用C F D 方法和风洞试验,得到了进气道的性能参数以及地面吸气特性二速度特性二攻角特性和侧滑角特性三从流场结构看出,M 形进气道唇缘外上侧流态较为恶劣,随着位置向后推移,该低能量流会逐渐分散开来;进口梯形截面向出口圆形截面的转变过程中,由于S 弯旋流作用以及横向扩展效应,使得低能流区域逐渐远离对称面三研究结果表明:该进气道具有良好的气动性能, 总压恢复系数大于0.98,可为此类无人机进气道的设计提供依据三关键词:飞翼无人机;进气道;C F D ;风洞试验;气动特性中图分类号:V 211.7 文献标识码:A *收稿日期:2012-01-11; 修订日期:2012-05-10 作者简介:郁新华(1972-),男,江苏泰兴人,副教授,从事无人机总体气动设计二飞机/发动机匹配等研究.E -m a i l :y u x i n h u a @n w p u .e d u .c n 引用格式:郁新华.一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性[J ].空气动力学学报,2013,31(5):629-634.Y U X H.D e s i g na n d a e r o d y n a m i c p e r f o r m a n c e o f aMs h a p e d i n l e t o n f l y i n g w i n g U A V [J ].A C T A A e r o d y n a m i c aS i n i c a ,2013,31(5):629-634.0 引 言 飞翼式布局具有较大的升阻比和较好的隐身特 性[1-2] ,因而属于一种比较理想的无人机气动布局三国外许多飞行验证机如美国X -47二 臭鼬二哨兵无人机,英国的 涂鸦 雷神 验证机,法国的 神经元 均属于飞翼布局三从有关资料可以看出,该类无人飞行器进气道均采用背负式进气道,并与飞行器机体外形匹配一体化设计,进气口采用多棱角边唇口外形,形式有狭缝 八 字形二后掠三角形和 M 形,并以 M 形居多三 多棱角边唇口外形会使得进气道进口的气流流 动变得特别复杂,而唇口是影响进气道性能的敏感部位,进气道唇口的流动分离会直接影响总压损失和流 场畸变[3] 三另外,为了遮掩大部分压气机,降低雷达 R C S 和降低结构重量, 这种进气道内管道常设计成S 弯二管道相对较短[4-5 ];因此,内通道具有短扩压二大偏距的特点,其内型面存在剧烈变化和弯曲,会导致较强的流向和横向的压强梯度,形成复杂的二次流[ 6] ,并很容易在管道内出现较大的气流分离,故此类进气道总压恢复系数较低,畸变指标较大三国内对此类形式的进气道研究较少,因此,很有必要开展这种进气 道的设计研究,为此类飞行器进气道设计提供依据三 1 M 形进气道设计1.1 进气道进口设计 针对类似 神经元 无人机构型开展M 形进气道的设计三考虑到雷达隐身的需要,发动机采取背部进气方式,进气口斜切平面与垂直面成30?的夹角,进气道唇缘与机翼前缘平行,进气口与机身型面光滑融合过渡,选定喉道截面形状为梯形+倒圆(图1)三 喉道面积A t h 需确保通过发动机所有工作状态下的流量,喉道马赫数M a 的大小与发动机进口平面的总压恢复二畸变大小有关系三由于无人飞行器飞行马赫数M a 数不大于0.8,因此考虑喉道M a 数时以地面起飞时M t h =0.45而确定,从而保证空中M t h 数不大于0.6三 A t h = K G m T σ 0.0404p q ( λt h )式中,K 为考虑冷却及引射流量的修正系数,G m 为发动机空气流量,σ为总压恢复系数,P 为来流总压, T 为来流总温,q ( λt h )为气动函数三 为使来流流场均匀, 在进口和喉道之间设计成收敛形;为减少攻角二侧滑角时的压力畸变,根据以往
旋流板式气液分离器的放大规律解读
第3卷第5期过程工程学报 Vol.3 No.5 2003年10 月 The Chinese Journal of Process Engineering Oct. 2003 收稿日期:2003–03–12, 修回日期:2003–05–06 基金项目:中国石油化工股份有限公司科技开发资助项目(编号: 300023 作者简介:魏伟胜(1962–, 男, 广东省五华县人, 硕士, 高级工程师, 主要研究催化反应工程, E-mail: weiws@https://www.360docs.net/doc/e14237180.html,. 旋流板式气液分离器的放大规律 魏伟胜,樊建华,鲍晓军, 石冈 [石油大学(北京中国石油天然气集团公司催化重点实验室, 北京 102200] 摘要:对旋流板式气液分离器在3种规模、18种旋流板结构下进行了模型实验研究,考察了旋流板结构参数(径向角、仰角和叶片数量对分离效率和压降的影响,并建立了预测分离器压降的关联式,为旋流板结构参数的确定提供了依据. 工业应用的标定结果表明分离器压降预测式是准确的,它可用于工业气液分离器的放大设计. 关键词:气液分离;旋流板;分离效率;压降 中图分类号:TQ028.4 文献标识码:A 文章编号:1009–606X(200305–0390–06 1前言 旋流板式气液分离器是一种典型的基于离心分离原理的气液分离器[1,2]. 分离器的主体为一圆柱形筒体,上部和下部均有一段锥体,见图1. 在筒体中部放置的锥形旋流板是除雾的关键部件,其结构如图2所示(详细结构可参考文献[3]. 旋流板由许多按一定仰角倾斜的叶片放置一圈,当气流穿过叶片间隙时就成为旋转气流,气流中夹带的液滴在惯性的作用下以一定的仰角射出而被甩向外侧,汇集流到溢流槽内,从而达到气液分离的目的. 叶片在竖直方向的倾斜程度用仰角α表示,在径向的排列方式用径向角β表示. 叶片数量、仰角α和径向角β是旋流板的3个重要参数.
旋风分离器设计方案
旋风分离器设计方案 用户：特瑞斯信力（常州）燃气设备有限公司 型号： XC24A-31 任务书编号： SR11014 工作令： SWA11298 图号： SW03-020-00 编制：日期：
本设计中旋风分离器属于中压容器，应以安全为前提，综合考虑质量保证的各个环节，尽可能做到经济合理，可靠的密封性，足够的安全寿命。设计标准如下： a. TSG R0004-2009《固定式压力容器安全技术监察规程》 b. GB150-1998《钢制压力容器》 c. HG20584-1998《钢制化工容器制造技术要求》 d. JB4712.2-2007《容器支座》 2、旋风分离器结构与原理 旋风分离器结构简单、造价低廉，无运动部件，操作范围广，不受温度、压力限制，分离效率高。一般主要应用于需要高效除去固、液颗粒的场合，不论颗粒尺寸大小都可以应用，适用于各种燃气及其他非腐蚀性气体。 说明： 旋风分离器的总体结构主要由：进 料布气室、旋风分离组件、排气室、 集污室和进出口接管及人孔等部分组 成。旋风分离器的核心部件是旋风分 离组件，它由多根旋风分离管呈叠加 布置组装而成。 旋风管是一个利用离心原理的2 英寸管状物。待过滤的燃气从进气口 进入，在管内形成旋流，由于固、液 颗粒和燃气的密度差异，在离心力的 作用下分离、清洁燃气从上导管溜走， 固体颗粒从下导管落入分离器底部， 从排污口排走。由于旋风除尘过滤器 的工作原理，决定了它的结构型式是 立式的。常用在有大量杂物或有大量 液滴出现的场合。
其设计的主要步骤如下： ①根据介质特性，选择合适的壳体材料、接管、法兰等部件材料； ②设计参数的确定； ③根据用户提供的设计条件及参数，根据GB150公式，预设壳体壁厚； ④从连接的密封性、强度等出发，按标准选用法兰、垫片及紧固件； ⑤使用化工设备中心站开发的正版软件，SW6校核设备强度，确定壳体厚度及接管壁厚； ⑥焊接接头型式的选择； ⑦根据以上的容器设计计算，画出设计总设备图及零件图。 4、材料的选择 ①筒体与封头的材料选择： 天然气最主要的成分是甲烷，经过处理的天然气具有无腐蚀性，因此可选用一般的钢材。由操作条件可知，该容器属于中压、常温范畴。在常温下材料的组织性和力学性能没有明显的变化。综合了材料的机械性能、焊接性能、腐蚀情况、强度条件、钢板的耗材量与质量以及价格的要求，筒体和封头的材料选择钢号为Q345R的钢板，使用状态为热轧（设计温度为-20～475℃，钢板标准GB 713-2008 锅炉和压力容器用钢板）。 ②接管的材料选择： 根据GB150《钢制压力容器》引用标准以及接管要求焊接性能较好且塑性好的要求，故选择16Mn号GB6479《高压化肥设备用无缝钢管》作各型号接管。因设备设计压力较高，涉及到开孔补强问题，在后面的强度计算过程中，选择16MnII锻件作为接管材料。 ③法兰的材料选择： 法兰选用ASME B16.5-2009钢制管法兰，材质：16MnII，符合NB/T47008-2009压力容器用碳素钢和低合金钢锻件标准。 ④其他附件用材原则： 与受压件相焊的的垫板，选用与壳体一致的材料：Q345R GB713-2008； 其余非受压件，选用Q235-B GB3274 《碳素结构钢和低合金钢热轧厚钢板和
卧式气液分离器计算软件
卧式重力气液分离器计算软件 HG 20570.8 杭州易算云 1功能和概述 目前在大部分工程设计中往往需要进行大量图表查找及迭代计算，为提高简化工程师设计工作量及避免造成不必要的选型浪费，为工程计算提供选型依据。 本计算程序依据HG/T 20570-95编制，用于卧式重力气液分离器外形尺寸计算 【关键词】分离器计算卧式分离器重力分离器 引用标准规范 《气-液分离器设计》HG/T 20570.8-95 《油气集输设计规范》GB 50350-2005 《分离器规范》SYT 0515-2007 2适用范围 根据国家标准规范，本计算程序适用化工行业。
3.1易算云软件界面
3.3参数输入说明 3.4易算云软件计算说明 设备尺寸计算的依据是液体流量及停留时间。按式(3.4.1-1)求出“试算直径”DT,在此基础上，求得容器中液体表面上的气体空间，然后进行校核，验证是否满足液滴的分离。
3.4.1易算云试算直径DT计算 DT= 2.12V Lmax t C?A 1/3 3.4.1-1 式中 C=LT/DT—2~4（推荐值是2.5） DT、LT—分别是圆柱部分的直径和长度，m V Lmax=V L?e—液体的最大体积流量，m3/h t—停留时间，min A—可变液体面积（以百分比计） A=Atot-Aa-Ab,（均以百分比计） e—气体、液体最大体积系数 其中Atot—总横截面积，% Aa—气体部分横截面积，% Ab—液位最低时液体占的横截面积，% 3.4.2气相高度计算 a=（1-Q）DT 3.4.2-1 式中 a—气相高度，m（规范要求不小于0.3m） Q= h/DT—比例系数，根据附表一由(A+Ab)/Atot值查得 DT—分离器直径，m 3.4.3最小接管距离LN计算 两相流进口接管与气体出口接管之间的距离应尽可能大。 即LN≈LT及LT=C*DT 3.4.3-1 式中 LN—两相流进口到气体出口间的距离，m LT—圆筒形部分的长度，m 根据气体空间(Aa)和一个时间比值(R)(即液滴通过气体空间高度所需沉降时间与气体停留时间的比)来校核液滴的分离，计算进口和出口接管之间的距离LN。
低温分离器用于天然气井口气脱水脱烃装置选型和设计方案
高效低温分离器用于天然气井口气脱水脱烃装置选型和设计方案 诺卫能源技术（北京）有限公司 在井口天然气项目中，均建设有天然气脱水脱烃橇块装置。脱水脱烃橇块装置，主要作用是脱除原气携带的易凝析液，包括水和多碳烃。关于井口天然气脱水脱烃橇块装置原气分离核心设备，主要涉及到前冷分离器和后冷分离器，尤其是后冷分离器的选型和设计。设计院了解诺卫能源技术公司在国内外不少天然气项目上设计提供过诸多类型的天然气分离器，故而向诺卫能源技术公司请求提供技术方案。 这里，提供一套天然气处理厂脱水脱烃单元简易流程图，供大家一起分享，分 析和讨论。 附天然气脱水脱烃单元简易流程图： 从流程图可知，前冷分离器，即原料气分离器，主要用于脱除原料天然气中经 前冷器后形成的凝析油液滴液沫。后冷分离器，即低温分离器，主要用于脱除天然气经乙二醇喷淋脱水后气相挟带的乙二醇/水液滴液沫。 原料气分离器和低温分离器，均用于高效脱除气流中携带的液滴液沫。相对而言，原料气经前冷形成的液滴液沫量相对较少，而低温分离器则需要处理带液量高的乙二醇喷淋洗涤的天然气。从处理气流中不同带液量工况来看，原料气分离器宜采用立式结构，而低温分离器则宜采用卧式结构。 故建议设计院和天然气处理厂在今后的新项目中，将原来采用的立式结构的低 温分离器调整为卧式结构。卧式结构的分离器，在相同壳体尺寸的分离器储液能力要大不少。
由于天然气原气来自于集气单元，天然气不仅含有凝析油和水，还含有高粘性 凝胶质和颗粒物，脱水脱烃装置这种工况下的分离器内件，建议采用多因子旋流子母分离除沫器或羽叶高效除沫除雾分离器等高稳定分离效率和高抗堵塞性能的动 力学高效气液除沫分离技术设备，不宜采用传统的丝网式、滤网式、滤芯式除沫分离内件设备。后者的内件很容易堵塞，运行压降高，内件更换维护频繁，运行维护费用高，且还需设置备机以便在滤芯更换期间切换使用。 并且，由于上游集气单元及更前端工况变化，工况波动大。且工艺设计工况， 与设备实际运行工况差别较大。因而，必须选用操作弹性大、分离效率高、运行稳定性高的动力学高效气液除沫除雾分离器，如G50型羽叶除沫除雾分离内件或G54型多因子旋流子母分离除沫内件。上世纪中叶以来的第一代雪弗龙简易光板折流板、旋流板、大直径旋风分离器等，都不太适应大幅波动的工况。 大型特大型天然气处理厂往往采用TEG脱水工艺。TEG脱水工艺装置属于塔 系脱水，包含吸收塔、闪蒸塔、再生塔、汽提塔等塔系混成处理，适于大型、特大型天然气生产和集输处理，比如20亿立方以上规模项目，即采用TEG脱水方式，我们为客户在SNG项目提供的脱水技术即为TEG法。TEG脱水塔系，操作压力 不能太高，否则，塔体设备壁厚太大，投资太高。而乙二醇法脱水工艺适于井口高压超高压工况尤其是井口天然气脱水脱烃，装置易于小型橇块化，国内外不少井口气处理工艺均沿用该工艺。不排除未来的TEG改进工艺用于这类工况压力很高的 井口气项目。 关于动力学分离技术及其内件设计计算，需要提醒大家如下： 国内外有的厂家也开始模仿采用诺卫能源技术公司公司的羽叶除沫除雾分离内件。但是，羽叶除沫除雾分离技术，是基于其精准动力学分离系统平台设计技术获得的设计结果和组态形式。必须根据不同温度和压力工况下的气相组成和平均分子
超声速进气道运动激波结构稳定性分析
哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 目录 摘要........................................................................................................................... I ABSTRACT ................................................................................................................ II 第1章绪论 .. (1) 1.1课题背景及研究的目的和意义 (1) 1.2国内外研究现状 (4) 1.2.1 激波机理与运动动态研究现状 (4) 1.2.2 磁流体动力学与超声速飞行研究现状 (7) 1.2.3 磁流体激波研究现状 (9) 1.3论文的主要内容和章节安排 (12) 第2章超声速进气道磁流体动力学建模 (14) 2.1引言 (14) 2.2物理模型与假设条件 (14) 2.3磁流体激波动态模型 (16) 2.3.1 容积效应 (16) 2.3.2 扰动波的传递 (18) 2.3.3 磁流体激波运动模型 (19) 2.4模型无量纲化 (29) 2.5本章小结 (31) 第3章超声速进气道不起动与结构稳定性 (32) 3.1引言 (32) 3.2超声速进气道不起动现象 (32) 3.3进气道不起动与运动激波结构稳定性 (36) 3.3.1 结构稳定性与分岔概念 (36) 3.3.2 运动激波结构稳定性分析 (38) 3.4基于平衡点性质的进气道不起动分析 (43) 3.4.1 进气道内无稳定平衡点的进气道不起动 (44) 3.4.2 进气道内有稳定平衡点的进气道不起动 (46) 3.5本章小结 (51) 第4章电磁场作用下的超声速进气道动态仿真 (52) 4.1引言 (52)
旋风分离器的设计
旋风分离器的设计 姓名：顾一苇 班级：食工0801 学号：2008309203499 指导老师：刘茹 设计成绩： 华中农业大学食品科学与技术学院
食品科学与工程专业 2011年1月14日 目录 第一章、设计仸务要求与设计条件 (3) 第二章、旋风分离器的结构和操作 (4) 第三章、旋风分离器的性能参数 (6) 第四章、影响旋风分离器性能的因素 (8) 第五章、最优类型的计算 (11) 第六章、旋风分离器尺寸说明 (19) 附录 1、参考文献 (20)
仸务要求 1.除尘器外筒体直径、迚口风速及阻力的计算 2.旋风分离器的选型 3.旋风分离器设计说明书的编写 4.旋风分离器三视图的绘制 5.时间安排：2周 6.提交材料含纸质版和电子版 设计条件 风量：900m3/h ； 允许压强降：1460Pa 旋风分离器类型：标准型 （XLT型、XLP型、扩散式） 含尘气体的参数： 气体密度：1.1 kg/m3
粘度：1.6×10-5Pa·s 颗粒密度：1200 kg/m3 颗粒直径：6μm 旋风分离器的结构和操作 原理： 含尘气体从圆筒上部长方形切线迚口迚入,沿圆筒内壁作旋转流动。 颗粒的离心力较大，被甩向外层，气流在内层。气固得以分离。 在圆锥部分，旋转半径缩小而切向速度增大，气流与颗粒作下螺旋运动。 在圆锥的底部附近，气流转为上升旋转运动，最后由上部出口管排出； 固相沿内壁落入灰斗。 旋风分离器不适用于处理粘度较大，湿含量较高及腐蚀性较大的粉尘，气量的波动对除尘效果及设备阻力影响较大。 旋风分离器结构简单，造价低廉，无运动部件，操作范围广，不受温度、压力限制，分离效率高。一般用于除去直径5um以上的
分离器设计说明书1
目录 1绪论....................................... 2设计选材及结构.................................. 2.1材料选择 (3) 2.2筒体及封头的选择 (3) 3设计计算...................................... 3.1确定罐体的工艺尺寸 (4) 3.2设计主要技术参数的确定 (4) 3.2.1 设计压力 (4) 3.2.2设计温度 (5) 3.2.3厚度及厚度附加量 (5) 3.2.4焊接接头系数 (7) 3.2.5许用应力 (7) 3.3筒体厚度设计 (8) 3.4封头壁厚设计 (10) 3.5水压试验及强度校核 (10) 12 4附件的选择.................................... 4.1人孔的选择 (12) 4.2人孔补强的计算 (13) 4.2.1补强判别 (14) 4.2.2开孔所需补强面积 (14) 4.3补强圈的设计 (17) 4.4接管选择 (17) 4.5液面计的设计 (18) 4.6 压力计的设计 (19) 4.7安全阀的设计 (20) 4.8容器支座的选择 (20) 4.8.1承载核算 (21) 4.8.2鞍座的选择 (21) 4.9密封装置的设计 (22) 4.10视镜的选择 (24) 4.11溢流堰板的设计 (24) 30
30 6容器制造工艺 ........ 6.1下料 .......... 6.1.1 :划线...... 6.1.2坡口加工 5筒体和封头的强度及稳定性校核 .................. 5.1筒体的弯矩 ............................. 5.2剪力 ................................... 5.3.筒体应力计算及校核 ..................... 5.3.1圆筒轴向应力及校核 .............. 5.3.2筒体和封头切向应力及校核 ........ 5.3.3支座截面处圆筒体的周向应力及校核 .....25 26 ....26 .... 28 (29) 25 30 .....30 (30)
以溢流锥降液旋流板技术原理及应用简况
一、旋流板技术的原理及应用简况 1970年代我们为浙江松门盐场海水提溴装置的设计、开车而进行Φ300湍球塔试验时，发现空塔气速大于3m/s后，雾沫夹带愈来愈严重，以至无法坚持实验。我们分析：一般的除雾方法不能适应或结构复杂，另一方面，气速高，正好利用离心原理除雾。于是制作了形状像风车叶轮的旋流除雾板（参看图2顶部），放在塔的近顶部，它本身不动，而是使气流通过它以后发生旋转，其中夹带的雾滴在离心力的作用下甩向塔壁，能得到分离。试用下来效果良好，保证了湍球塔试验的进行。 72年初对旋流板除雾器的性能及结构作了进一步的试验和改进，在空塔气速3~5m/s下，测得其除雾效率在99%以上，压降约10~30mm水柱【1】。对应于板的开孔率约30%，穿孔气速约10~17m/s，相当于旋风分离器内的中、低速。它比旋风器简单，阻力也较小。试验中还观察到：由于旋流叶片的折流作用，一小部分雾滴直接碰撞到叶片上而被分离。 在除雾试验取得成功的基础上，考虑到旋流板负荷高（空速大）、压降低的特点，如用于气液接触，有可能突破一般塔板的负荷上限： （1）雾沫夹带。从旋流板良好的除雾性能，可以估计到它的夹带限应比一般塔板高很多。 （2）淹塔或液泛。气、液在塔板上接触以后，由于离心力的作用，不仅气流内的液滴易于分离，而且液流内的气泡也易于分离，应能提高溢流管的通过能力 及淹塔限。 （3）压降。旋流板因开孔率大而自身的阻力压降相当小，作塔板使用时属喷射型，液层薄，湿板压降也应当比较小。 从传质、传热的角度看，喷射型塔板的效率一般较低，而且旋流板现为片型结构，片与片间的距离较大，这是不利的因素；但在离心力场内，液滴与气流间有附加的相对运动，这是有利因素。板效率究竟有多大？有关因素的影响如何？是它能否实际应用的关键之一，需通过试验考察。 还考虑到用作塔板时，有利于除雾板的主要特征是： （1）通过塔板的液滴负荷要大得多。 （2）不仅要求除雾，更主要的是提供尽可能良好的气液接触机会。 1975年仍在Φ300塔中，对不同结构的旋流塔板用空气—水系统进行了流体力学及传
冲压发动机超声速进气道研究进展_侯早
第34卷第10期 2008年10月 火箭推进 JOURNAL OF ROCKET PROPULSION Vol.34,№.5Oct.2008 收稿日期：2008-03-06；修回日期：2008-06-24。 作者简介：侯早（1978—），男，工程师，研究领域为液体火箭发动机技术。 冲压发动机超声速进气道研究进展 侯早，王福民，旷武岳 （西安航天动力研究所，陕西西安710100） 摘要：超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典 型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果，主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST ）等的设计概念与方案。最后概括了先进进气道的发展趋势。 关键词：冲压发动机；超声速进气道；概念创新中图分类号：V430 文献标识码：A 文章编号： (2008)05-0031-05 Development of supersonic scramjet inlet Hou Zao,Wang Fumin,Kuang Wuyue （Xi'an Aerospace Propulsion Institute,Xi'an 710100,China ） Abstract ：Supersonic inlet is the key part of a supersonic air-breath engine.In this paper,typ -ical inlets used for supersonic engine are simply introduced,and recent achievements of inlets are described,including hypersonic sidewall compression inlet with constant spillage angle design at non-uniform incoming flow,strutjet compression scramjet inlets,a variable geometry inlet for dual mode ramjet,entirely outside compress supersonic “parameters inlet ”,a fixed-geometry hyperson -ic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition （REST ）.Before an inlet design ,it is sug -gested that the design conception of inlet should be innovated,near and far scheming also should be designed.Multicipital point of view together design is especially important. Key words ：scramjet ；supersonic inlet ；concept innovation
旋风分离器设计计算的研究.
文章编号:1OO8-7524C 2OO3D O8-OO21-O3 IMS P 旋风分离器设计计算的研究 蔡安江 C 西安建筑科技大学机电工程学院, 陕西西安 摘要:在理论研究和设计实践的基础上, 提出了旋风分离器的设计计算方法O 关键词:旋风分离器9压力损失9分级粒径9计算中图分类号:TD 922+-5 文献标识码:A 71OO55D O 引言 旋风分离器在工业上的应用已有百余年历 离器性能的关键指标压力损失AP 作为设计其筒体直径D O 的基础, 用表征旋风分离器使用性能的关键指标分级粒径dc 作为其筒体直径D O 的修正依据, 来高效~准确~低成本地完成旋风分离器的设计工作O 1 压力损失AP 的计算方法 压力损失AP 是设计旋风分离器时需考虑的关键因素, 对低压操作的旋风分离器尤其重要O 旋风分离器压力损失的计算式多是用实验数据关联成的经验公式, 实用范围较窄O 由于产生压力损失的因素很多, 要详尽计算旋风分离器各部分的压力损失, 我们认为没有必要O 通常, 压力损失的表达式用进口速度头N H 表示较为方便O 进口速度头N H 的数值对任何旋风分离器将是常数O 目前, 使用的旋风分离器为减少压
力损失和入口气流对筒体内气流的撞击~干扰以及其内旋转气流的涡流, 进口形式大多从切向进口直入式改为18O ~36O 的蜗壳式, 但现有文献上的压力损失计算式均只适用于切向进口, 不具有通用性, 因此, 在参考大量实验数据的基础上, 我们提出了压力损失计算的修正公式, 即考虑入口阻力系数, 使其能适用于各种入口型式下的压力损失计算O 修正的压力损失计算式是: 史O 由于它具有价格低廉~结构简单~无相对运动部件~操作方便~性能稳定~压力损耗小~分离效率高~维护方便~占地面积小, 且可满足不同生产特殊要求的特点, 至今仍被广泛应用于化工~矿山~机械~食品~纺织~建材等各种工业部门, 成为最常用的一种分离~除尘装置O 旋风分离器的分离是一种极为复杂的三维~二相湍流运动, 涉及许多现代流体力学中尚未解决的难题, 理论研究还很不完善O 各种旋风分离器的设计工作不得不依赖于经验设计和大量的工业试验, 因此, 进行提高旋风分离器设计计算精度~提高设计效率, 降低设计成本的研究工作就显得十分重要O 科学合理地设计旋风分离器的关键是在设计过程中充分考虑其所分离颗粒的特性~流场参数和运行参数等因素O 一般旋风分离器常规设计的关键是确定旋风分离器的筒体直径D O , 只要准确设计计算出筒体直径D O , 就可以依据设计手册完成其它结构参数的标准化设计O 鉴于此, 我们在理论研究和设计实践的基础上, 提出了分级用旋风分离器筒体直径D O 的计算方法O 即用表征旋风分 收稿日期:2OO3-O3-O3 -21- AP = CjPV j 7N H 2
进气道设计.doc
喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－ 0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机。 进气道分为不可调进气道和可调进气道。不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超裹进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。），使在任何状态下进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态，同时，在起飞时，发动机全加力工作，气流量需求很大；而且因为速度低，要保持同样气流量的需求，需要的捕获面积增大。因此为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。 飞机进气道设计中几个重要的设计指标是总压恢复、流场畸变水平和阻力大小。在进气道设计中，必须参照这几个重要的技术指标，它也是反映飞机整体性能的关键参数。 总压是气流静压和动压之和，表征了气流的机械能，总压恢复是指发动机进口处的气流总压与进气道远前方来流的总压之比，是进气道设计中一个非常重要的参数，表示气流机械能的损失，对于超音速进气道，总压恢复主要与斜板级数和角度所决定的激波的级数和波后流动参数有关。 流场畸变水平表征了进气道提供给发动机的气流的均匀程度，一般用进气道流场中的最高总压与最低总压值之间的差值表示，它影响着发动机的喘振裕度，间接关系着飞机的安全。进气道设计时一般考虑的阻力是外罩阻力和附加阻力，其中附加阻力又叫溢流阻力，是指在进入进气道的气流量大于发动机所需流量时，由于部分气流从进气道口溢出而导致的阻力。进气道的形状选择和位置的布置应该满足发动机有较高工作效率的要求，或应保证飞行器具有最佳性能要求或应保证飞行器能达到最佳飞行性能的要求。进气道的设计在科技的带动下有了很大的发展，使得喷气战斗机的飞行速度越来越快，性能越来越高，可以说它的重要性越来越明显，并且已成为飞机机体设计中成为一个独立的组成部分，进气道设计成为飞机性能提高的重要因素之一。 飞机进气道发展到现在主要分为亚音速进气道和超音速进气道。