湍流信道条件下大气无线光通信系统差错性能分析比较

介绍了湍流信道条件下光强闪烁的对数正态分布模型和负指数分布模型,仿真分析比较了两种信道模型条件下无线光通信系统的差错性能。仿真结果表明,平均接收功率相同时,弱湍流条件下,系统的误比特率明显低于强湍流的情况;误比特率为10。时,弱湍流信道闪烁指数为0．25情况下,系统所需的平均接收光功率为-51．5dBm,而强湍流下,系统所需的平均接收光功率为一17．1dBm,比弱湍流下多需34．4dB的平均接收光功率。分析结果表明,弱湍流对数正态分布信道模型和强湍流负指数分布模型不能很好地描述中湍流信道模型,对此有待进一步研究。     

边界层中湍动能和耗散能最大的尺度分量特征研究

阐述了利用离散正交小波理论分析 1 -D湍流测试信号的方法,使用热线风速仪,在 3个雷诺数下,分别测量了光滑壁面湍流边界层的速度和加速度信号。运用所述方法分析了边界层测试信号,给出了最大湍动能密度和最大耗散能密度及其对应尺度沿 y+ 的分布曲线,并且给出该尺度分量的发生频率沿 y+ 分布曲线。分析可见 :两种最大能量密度的无量纲尺度沿 y+分布具有雷诺相似性,其发生频率随着雷诺数增加而增加,但是最大湍动能密度尺度的频率沿 y+基本是一常数;无量纲的最大湍动能密度沿 y+在边界层小部分区域具有雷诺相似性,而无量纲的最大耗散能密度沿 y+ 在整个边界层内具有雷诺相似性。     

解决湍流圆/平射流异常现象的数值研究

圆射流/平面射流异常现象是湍流研究领域的一个著名的难题,是验证湍流微分方程模型的试金石。本文用GAO-YONG不可压湍流控制方程对圆射流进行了数值验证,成功地解决了该难题,进一步证明了该方程对真实湍流的适定性和通用性。      

使用GAO-YONG模型对不可压圆管湍流的计算

基于有限体积法思想运用SIMPLER方法PLS格式求解轴对称柱坐标系下的GAO-YONG方程组,对管流边界层以及圆管湍流的自然转捩过程进行数值模拟。结果表明,方程不仅对于边界层流动的内层壁面律和外层亏损律能作出良好的预测,而且能够预报层流-湍流转捩过程中摩阻系数和速度型的变化。      

翼型近尾迹流中大尺度涡结构的理论模型

根据流动稳定性理论相干结构的相关理论 ,提出了一种二维波模型来描述翼型近尾迹流动中的大尺度涡结构 ,通过采用对近尾迹流动区域分区处理的方法计算了近尾迹区域的大尺度涡结构。计算所得的流线图 ,涡量分布以及雷诺应力分布具有与实验结果相似的分布规律。说明该二维模型能够较好的描述近尾迹流动中这种大尺度涡结构的运动学和动力学特性      

飞机发动机冷气道与隔热层的耦合传热分析

数值研究了某飞机发动机外侧冷气道与隔热层的耦合传热过程。采用低雷诺数k-ε模型与SIMPLEC算法计算通道内可压缩变物性气流的湍流对流换热,采用蒙特卡罗法求解通道壁面间的辐射换热。通道内气流湍流对流换热、壁面间辐射换热与隔热层内导热耦合求解。通过模拟计算,分析了通道与隔热层的耦合传热机制,考察了相关参数的影响。结果表明,在所考虑的通道结构与空气流条件下,冷气道外环壁面的温度高于气流温度,气流对内外环壁面均起冷却作用;在隔热层参数不变条件下,壁面间的辐射换热与气流的对流冷却是该传热过程的控制机制,增大冷气流量、降低壁面发射率均可显著降低隔热层的外壁面温度。     

值班甲烷/空气射流火焰的小火焰模型模拟

将小火焰模型和假定的PDF方法相结合,模拟甲烷湍流射流扩散火焰,稳态火焰面结构由层流小火焰数据库得到,采用详细化学反应机理描述甲烷的氧化和NO以及碳烟的生成,数值模拟结果和实验数据吻合较好,说明小火焰模型可以较准确地计算出扩散湍流火焰中的燃烧过程。      

热边界对封严篦齿性能影响的数值计算

为了解热边界对封严篦齿的流动特性的影响,本文采用标准k-ε模型QU ICK格式、非结构化网格和S IM PLE算法,数值模拟了模化的热态封严篦齿的流动特性。求解了速度场、温度场和压力场,分析了流场特性。计算结果表明:不同压比下,热边界热流增加泄漏减小,增强了封严效果。热流密度对泄漏系数的影响规律基本呈线性变化关系。热量传递的不均匀性会导致篦齿腔内出现小旋涡,也增强了封严效果。小旋涡出现位置和旋涡大小与热边界端面的传热量和封严段前后压比有关。      

冲压发动机燃烧室三维流场数值模拟

采用有限体积法和S IM PLE算法对带V型火焰稳定器的冲压发动机燃烧室流场进行了数值模拟。目的是通过数值模拟得到燃烧室的流场,加以研究,指导实验。计算是在笛卡尔坐标系下进行的,计算中采用标准二方程湍流模型、EDM(Eddy-D issipation-M odal)燃烧模型和P-1辐射模型。得到了燃烧室流场的特征,并讨论了多种因素变化对流场的影响。结果表明,各种因素变化对燃烧室流场有较大的影响。      

湍流度对飞行器模型大迎角气动特性影响的初步研究

本文简要地阐述了在西北工业大学低(变)湍流度风洞中进行的湍流度对某战斗机简化模型在大迎角时气动特性影响的实验研究以及对实验结果的分析.实验的湍流度为:0.02%,0.10%和0.15%.实验结果表明,湍流度对大迎角时气动特性的影响是不可忽视的,并且表现出十分复杂的特性.对于不同的迎角,湍流度对实验结果有明显不同的影响.当迎角小于20°时,湍流度对试验结果的影响不大.但当迎角大于20°时,湍流度的影响是显著的.