青海锡铁山铅锌矿床喷流管道相识别、控矿作用及其对矿床成因和找矿勘查意义

锡铁山铅锌矿床位于柴达木盆地北缘中段,有关该矿床成因问题一直存在争议。矿床成因认识直接影响到控矿因素的选择,进而决定着成矿规律研究和找矿方向的判断。基于地质调查及岩心编录、岩相学特征、勘探图件和硫同位素组成综合分析,在锡铁山矿区识别出3处海底喷流管道相,位置大致与矿区横切滩间山群的沟谷相当。在喷流管道相内部,深部热液隐爆流纹质角砾岩、中部蚀变岩和上部(复成分)角砾矿石构成了"喷流管道三位一体"内部结构。并且,基于3处喷流管道相特征,恢复了锡铁山矿区早期海底喷流作用过程。围绕喷流管道附近铅锌矿化集中发育,深部热液隐爆流纹质角砾岩控制着矿体底界深度和矿区矿体总体SE侧伏趋势,矿区SE侧中间沟深部应是近期找矿工作的重点。

带喷流管气流床型气化器的研究

介绍了带喷流管气流床型催化煤气化器,并在气化器上进行了煤气化热态实验。实验表明,显示气化的主要产物为有效成分H_2和CO,该装置运行稳定,有较强的实用性。

新型换热元件螺旋喷流管在空气预热器中的应用

一、概述现有钢锭加热炉中设有的空气预热器所采用的换热管多为单根圆管。高温烟气在圆管外周流动,被加热空气在圆管内流动,结构简单,但传热系数和空气温升有限,且圆管在高温烟气中容易过热被烧坏。为克服上述缺点,目前有的空气预热器采用喷流式,即内外圆管相套,在内管中开有一定数量的小孔,加热烟气在外管外流动,被加热空气在内管内流动,然后空气从小孔喷出至内外圆管的夹层中流动并被加热,而后流出。光管喷流式空气预热器与单管式空气预热器相比提高了传热系数,特别是被加热空气在两管的夹层中流时紊流度较大,有利于外管的冷却,因此,提高了加热空气的温度。

超声速喷流激波噪声基础问题数值模拟研究进展

超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题(包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等),以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果(包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等)。

气动杆与喷流组合模型高超声速减阻机理研究

采用数值方法研究了由气动杆、逆向喷流和侧向喷流构成的组合模型的高超声速减阻机理,该方法基于有限体积法,且采用了AUSM+空间离散格式和Menter's SST k-ω湍流模型。结果表明:气动杆对流场进行了有利控制,削弱了原始激波,逆向喷流增强了气动杆前方弓形激波的强度,实现了高超声速来流的首次减速,而侧向喷流形成的桶状激波实现了气流的二次减速,三者的联合作用减弱了钝头体的再附激波,实现了高超声速钝头体的减阻。此外,增加气动杆长度和两个喷流总压均可提高系统减阻性能,但阻力系数降低的速率逐渐减小。

基于ConvLSTM的飞机发动机喷流时空预测

为探究起飞飞机发动机喷流对后侧穿越飞机的影响程度,提出一种基于卷积长短时记忆网络(ConvLSTM)的飞机发动机喷流预测模型,旨在预测未来某一时段的流场数据。通过激光测风雷达采集飞机发动机喷流数据并进行预处理。分别采用时间子网和空间子网捕捉飞机发动机喷流的时间和空间结构特征。通过融合时空特征,使用全连接层输出未来流场数据,以此构建卷积长短时记忆网络面向飞机发动机复杂喷流数据的未来帧预测。结果表明:ConvLSTM模型能够准确地预测出飞机发动机喷流的时空分布,取得RMSE12.28和MAE9.26的实验结果,较传统神经网络模型预测结果拥有更稳定的RMSE值及预测精度,有效提高了喷流时空预测的质量和精度,为研究飞机发动机喷流影响范围提供支撑。

单相流雾化喷嘴喷雾噪声特性实验研究

喷雾效果与喷雾噪声之间常呈现相互制约的关系,使得较好的喷雾效果往往伴随着较高的噪声水平,二者难以同时实现优化。因此,本文通过搭建喷雾噪声诊断系统实验台,分析单相流喷雾远场噪声特性及其发生机理,研究监测角度、喷雾流量与喷口直径对单相流喷雾噪声特性的影响规律。结果表明:单相流喷雾噪声总声压级随流量提高而增大,并沿轴线向下游辐射;监测角度、喷雾流量和喷口直径均影响噪声频谱特性,其中大于4 kHz频带的噪声各个波峰峰值随着监测角度的提高而逐渐消失;而随着喷雾流量的提高,小于315 Hz的低频噪声逐渐减小,但高频噪声却随之增大;喷口直径的减小使喷雾噪声在2.8、4.5、6.3 kHz处出现明显且稳定的波峰。本文对喷雾噪声的产生机制与辐射特性的深入研究,对预测和控制喷雾噪声在实践中的影响具有至关重要的现实意义与理论价值。

F-35平尾喷流效应和机动性

本研究主要探讨F-35的平尾喷流效应。根据公开数据,在不高估性能的前提下,建立F-35的动力学模型并进行仿真,将仿真结果与F-35的飞行测试记录进行比较,并且和其他高机动性机型进行比较。仿真结果表明,仿真与飞行测试记录吻合,喷流效应对F-35机动性有较为明显的提升。

巡航状态下泵喷推进潜艇流场与声场特性研究

为研究巡航状态下泵喷推进潜艇流场和声场的分布规律,本文基于分离涡模拟湍流模型进行全流域非定常数值计算,运用声学有限元方法预测流动诱导噪声。试验研究在循环水槽试验台进行,采用水听器和推力采集系统测试噪声和推力信息。结果表明:外流场对喷流流场的影响随航速的增加而减弱,泵喷内部存在流道堵塞现象;叶轮噪声为最主要的流体动力噪声源,其频谱特性与压力脉动的频谱特性相似;过流壁面噪声声压级在子午面呈偶极子分布,而喷流噪声在弧矢面分布有一定的均匀性,在子午面上沿喷流方向存在极大值。研究揭示了巡航状态下泵喷内部的复杂流动过程和各类流动诱导噪声分布规律,为高效低噪的泵喷推进器设计和性能优化提供了一定的理论基础和技术支持。

飞机尾喷流对舰面温度场影响仿真分析

本文针对舰载飞机舰面起飞过程中,尾喷流冲击偏流板形成的回流温度场和偏流板板后的温升情况开展了仿真计算和参数影响规律研究。首先,设计了一个双发大推力的舰载机模型,并通过与台架试验结果对比,验证了采用k-ε湍流模型的计算流体力学方法对喷流速度场和回流速度场模拟的准确性。然后,通过控制变量方法研究了喷管轴线角度、喷管间距、喷管扩张比对进气道出口温度畸变强度和偏流板后温度场的影响规律,发现适当增加喷管轴线上翘角度或增加喷管间距可以有效抑制进气道吸入高温回流、降低板后舰面温度场极值,当双发喷管间距增加到3倍喷管喉道直径时,进气道出口温升几乎为0。最后,从偏流板的改进设计出发,在不增加舰面额外设备的前提下,研究了偏流板表面横向开槽对偏流板引射能力的影响,结果表明偏流板表面横向开槽可以增强尾喷流的周向引射能力,有效降低回流温度场的强度。

不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究

文章采用基于SST k-ω湍流模型的N-S(Navier-Stokes)方程数值模拟方法,探究不同来流迎角下,逆向喷流与钝头体同轴及不同轴时,同自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。结果表明:与无喷流情况相比,同轴逆向喷流能有效减小钝头体的阻力系数,迎角为2°时阻力系数可减小32.53%;迎角较小时,同轴逆向喷流可有效减小壁面斯坦顿数,迎角较大时,迎风面壁面斯坦顿数较大,背风面壁面斯坦顿数大幅减小;逆向喷流与钝头体轴向夹角的变化对流场及减阻降热效果产生影响,喷流与轴线夹角增大,迎风面壁面压强逐渐减小,存在使壁面斯坦顿数峰值取得最优解的喷流角度;较同轴逆向喷流,来流迎角为5°时,壁面斯坦顿数峰值可减小9.02%,来流迎角为8°时,减阻效果最高可提升1.92%。

旋转导弹横向喷流干扰特性数值模拟

为研究超声速来流条件下旋转导弹横向喷流干扰流场结构及喷流干扰对导弹气动特性的影响和机理,使用基于雷诺平均非定常N-S方程和滑移网格技术的非定常数值方法对旋转导弹横向喷流干扰流场进行模拟。研究旋转对导弹横向喷流控制效果的影响,给出不同条件下导弹的气动特性变化规律,分析了横向喷流对旋转导弹气动特性的影响。研究结果表明:旋转会导致导弹横向喷流控制力发生偏转,偏转方向与旋转方向相反,偏转角度随着转速增加而增加;在小攻角下,喷流干扰效应产生的附加侧向力和偏航力矩系数的瞬时值比旋转马格努斯效应产生的侧向力和偏航力矩系数的瞬时值大一个数量级,随着攻角增大,旋转马格努斯效应引起的侧向力和偏航力矩系数占全弹的比例增大,喷流引起的附加侧向力和偏航力矩量值减小;旋转导弹横向喷流控制扇面内气动系数随滚转角变化具有很强的非定常性,当喷流控制扇面角度不大时,时均侧向气动特性与对称面处滚转角下的瞬时值侧向气动特性比较接近,不同扇面角度内有喷流的时均侧向力系数和偏航力矩系数远大于无喷流时。

逆向喷流对可回收火箭气动特性的影响研究

可回收火箭返回时,需要依靠发动机进行点火减速制动,为得到逆向喷流条件下箭体气动性能的变化规律,通过对低空和高空两次点火过程进行数值仿真,分析来流马赫数和攻角对箭体气动性能的影响,同时开展单喷管、多喷管喷流条件下的仿真研究。结果表明,低空状态,逆向喷流会导致全箭轴向力系数绝对值减小,且喷流数目越多,轴向力系数绝对值越小。小攻角条件下,逆向喷流会引起全箭压心大幅前移,随着开机台数增加,压心前移越多。高空条件下,喷流膨胀区和来流存在强烈的相互干扰,导致轴向力系数减小明显,其绝对值在0.04以内,0°~10°攻角内箭体法向力系数绝对值小于0.1,随着来流静压增加,法向力系数绝对值小于0.1的攻角区间减小。

矩形喷管出口宽高比对流场与声场的影响

为探究矩形喷管出口宽高比对喷流流场和声场的影响规律,采用DES/FW–H混合算法对出口宽高比为3和1.5的矩形喷管超声速完全膨胀喷流开展研究,分析出口宽高比对喷流流动与噪声的影响。针对多个流场变量进行对比分析,以验证数值模拟方法的可行性,发现喷管出口宽高比不同,靠近出口内壁面上的压力变化也有所不同:喷管出口宽高比越大,压力变化越快。结合已有噪声实验数据和计算数据,验证了噪声模拟的准确性。对不同出口宽高比下剪切层厚度的变化进行了分析,研究了这种变化对喷流噪声的影响,发现随着宽高比增大,剪切层厚度增大,且剪切层快速扩张位置和高频噪声源位置向上游方向移动。对比了不同宽高比下出口唇线上特定频率噪声的相速度,研究发现:喷管宽高比不同,同样频率的近场噪声有着不同的相速度,这决定了近场噪声向下游传播的最大角度;相速度对应的马赫角越大,近场噪声向下游传播的最大角度越大;宽高比增大,长轴唇线上的相速度显著降低,近场噪声向下游的辐射角度减小。

基于平行板波导的紧凑化微波喷流设计

针对传统微波喷流装置体积质量大与集成度差的问题,提出了一种集成于平行板波导的紧凑型设计。在50Ω同轴线激励下,平行板波导支持柱面波形式的TM_(0)模在其内部传播。为了在波导末端预设焦点使周围形成微波喷流,通过馈源和焦点之间的射线路径差异分析,得到了各射线在焦点处同相叠加所需的相位补偿条件。进一步,设计了仅含单层介质衬底的透射型超表面单元,其几何尺寸变化可使10 GHz处的透射相位在2π范围内调节,以满足相位补偿条件。将不同尺寸的单元以一维阵列形式集成于平行板波导末端,产生了良好的微波喷流特性。此外,对位于喷流区域内的亚毫米级导电圆柱,分析了微波喷流引起的后向散射增强效应。全波仿真与实验结果之间的吻合验证了该设计的有效性,微波喷流的紧凑化设计可为细微物体的微波检测实际应用提供基础。

基于轴对称喷流的背景纹影测量方法对比研究

背景纹影(BOS)是一种基于光线折射的非接触式流场测量技术,可以定量获得流场的密度信息。与层析技术结合的背景纹影层析技术(BOST)能够实现三维密度场重建。本文针对轴对称喷管,采用BOS方法测量获得了超声速喷流的二维密度分布,在轴对称假设下采用BOST方法重构了其三维密度场并与二维结果进行对比。研究表明,二维BOS将视线积分的流场信息进行平均,忽略了沿光路方向流场结构变化所带来的影响,BOST模型中包含多个角度的投影信息,更准确地重建了喷流的三维结构和高空间分辨率的密度场。

超声速锥-柱-裙不同燃气喷流侧喷干扰效应

通过求解三维RANS方程研究了锥-柱-裙外形不同推进剂燃气的侧喷干扰效应。利用超声速条件下的热喷干扰实验结果验证了数值方法的可靠性。数值模拟了不同燃气喷流的侧喷干扰流场,对比了干扰流场的壁面压差系数分布、力干扰因子和轨控偏移量。研究表明:在所设定风洞来流温度条件下,可以忽略二次燃烧的影响;不发生化学反应的条件下,喷流温度下降,轨控偏移量减小,且在负迎角条件下减小量值更大,对于相同静温的不同燃气喷流,壁面压差系数分布、力干扰因子与轨控偏移量差别很小;二次燃烧对不同燃气喷流干扰效应的影响规律一致,影响量值接近,在大部分迎角条件下,二次燃烧使轨控偏移量减小,且在负迎角条件下的减小量值更大。

光子纳米喷流的性能及应用

光子纳米喷流是光照射直径与波长相当或略大于波长的无损电介质微颗粒时,会在微颗粒后表面一定距离处形成高强度、紧聚焦光束。光子纳米喷流具有大于照射光的强度、最小的半高宽值能够小于衍射极限的光束宽度、传播超出倏势场区域和较强的背向散射等优异特性,在光信号增强、微纳加工与制造、超分辨光学成像、超灵敏捕获和探测等领域具有重要应用。该文首先介绍了光子纳米喷流的源头和发现;其次,对光子纳米喷流的模型、理论、形貌特征、实验测量和主要特性进行了阐述;再次,调研和讨论了光子纳米喷流的几个重要应用;最后,对光子纳米喷流进行了总结和展望。

攻角对临近空间飞行器侧喷射流红外辐射特性影响数值模拟

临近空间飞行器侧喷射流干扰效应对目标红外辐射特性规律影响受到广泛关注。文中以典型锥柱裙飞行器为研究对象,预测飞行器典型飞行工况(20 km@5 Ma)不同攻角下的绕流场、侧喷流和壁面温度,结合窄谱带模型处理高温气体辐射物性参数,采用视在光线法求解辐射传输方程,分析攻角对侧喷流的复燃及目标在不同谱带和不同观测角度下红外辐射特性的影响。结果表明:随着攻角由负转正射流复燃程度降低,α=10°较α=-10°偏低176%;侧喷流在2.7μm和4.3μm两个特征峰值波段辐射显著,其他波段内目标辐射主要来源于本体;目标辐射强度在俯视观测角度下随攻角由负转正而减小,在侧视观测角度下攻角出现引起辐射强度降低,α=±10°较α=0°偏低6.8%。该研究可为临近空间飞行器侧喷射流相关的目标特性识别提供理论参考。

超声速侧向喷流干扰流场的稀薄效应研究

反作用控制系统(RCS)具有响应快速、控制灵活的特点,在临近空间飞行任务中可实现飞行器的精准姿轨控制,然而连续流区建立的侧向喷流干扰在稀薄流域逐渐弱化甚至失效。为了解决这一问题,针对平板和楔形块两种构型,采用直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)开展了超声速侧向喷流/高超声速来流相互干扰流场的稀薄效应研究。结果表明:平板和楔形块喷流干扰流场均出现经典干扰结构,如多涡、多激波等;特别地,楔形块构型中出现类似马赫杆的特殊弓形激波结构,其由大入射角前缘激波与喷流弓形激波相互干扰而形成。随着流动逐渐变得稀薄,喷口前涡结构逐渐减小至消失,激波增厚且干扰减弱,特殊弓形激波结构逐渐消失。基于壁面压力、切应力和热流系数分别定义了3种无量纲干扰强度和干扰区长度,均与克努森数呈近似幂律递减关系。超声速喷流干扰作用对平板与楔形块壁面热流的增长最显著,受到的稀薄效应抑制作用也最强;干扰区长度与气动特性参数无关,与本文的两种几何构型也无关。