岛礁环境下空舰导弹搜索航向优选

针对空舰导弹打击岛礁区水面舰艇目标问题,由岛礁与目标的相对位置关系,将导弹搜索航向划分为 4个区域,界定了降低岛礁影响的区域;从岛目距离、弹载雷达搜索扇面、开机距离、最小间隔角等方面,研究了空舰导弹搜索航向计算方法。通过仿真实验,分析了不同最大间隔角和岛目距离情况下的空舰导弹搜索航向优选方法。     

改进PCA在热波图像处理中的应用

针对飞机结构隐藏腐蚀热波成像检测中出现的热像仪中有用数据较少、图像序列中腐蚀区域与非腐蚀区域对比不明显、信噪比较低等问题,提出了基于小波变换的改进PCA(Principal Component Analysis)算法.该算法对热图像序列中的每帧图像进行二进制离散小波变换,提取出低频部分的系数;对低频系数进行改进PCA分析,通过固定点算法并引入Gram-Schmidt正交化过程求解特征向量;令高频系数为零,抑制图像的噪声.实验结果表明:该算法充分利用了热像仪的有用数据,提高了图像的质量和信噪比,且计算时间较短.      

复杂背景红外成像系统作用距离估算方法

传统红外成像系统作用距离模型只有在背景单一不变的条件下有效,引入概率分布的思想对传统作用距离方程进行了改进,将方程中的作用距离和背景红外辐射亮度由变量更换为向量,向量维数由背景红外图像的灰度值分布确定.改进后的作用距离模型将应用条件拓展到任意背景,打破了传统模型对背景条件的局限.针对作用距离计算过程中复杂背景红外辐射亮度难以获取的问题,提出建立红外成像系统的亮度-灰度函数,通过背景的红外图像灰度信息计算其红外辐射亮度的方法.计算实例表明,该模型能够解决复杂背景下红外成像系统作用距离的估算问题.     

像元尺寸对空间光学探测系统性能的影响

针对空间光学探测系统的组成和特点,采用调制传递函数(MTF)作为系统性能指标,通过建立光学系统、探测器系统、离焦和像移调制传递函数模型,仿真分析了像元尺寸对系统成像性能的影响.结果表明,随着像元尺寸减小,探测器系统MTF值增大,光学系统、离焦、像移等的MTF值都变小,从而为像元尺寸的确定提供了参考依据.     

基于距离信息修正的自由段弹道预测法

雷达具有测距精度比测角精度高的特点,充分利用这种测量的不对称性,提出一种基于距离信息修正的自由段弹道预测法.该方法是在雷达观测的弹道导弹自由段运动数据的基础上,采用滑动窗口中点平滑法处理观测数据,再次利用距离信息对轨道根数进行动态微分修正,提高观测数据的利用率和弹道预测的精度.仿真试验表明,该方法明显优于基本椭圆弹道法,大大提高了弹道预测的精度.      

中断雷达距离跟踪的战斗机机动控制方法

基于跟踪雷达距离自动跟踪系统特性,提出了战斗机中断雷达距离跟踪的机动轨迹控制策略.推导了跟踪雷达距离自动跟踪系统的系统传递函数,研究了跟踪误差产生机理.以二维平面内导弹攻击为例,分析了导弹与战斗机的二阶相对运动模型.在此基础上,基于闭环反馈控制思想,提出了战斗机中断雷达距离跟踪的控制方法,推导了战斗机的机动轨迹控制律,给出了其解析形式.通过数值仿真,分析了该方法的适用范围,为战斗机飞行员制定决策提供了依据.      

脉冲红外相位线性调频Z变换

为了解决脉冲相位法(PPT,Pulse Phase Thermography)在处理红外检测数据时频率分辨率不够的问题,提出了一种新型的频域变换方法.利用快速傅里叶变换(FFT,Fast Fourier Transform)选择出包含特征频率的窄频带,对其进行线性调频Z变换(CZT,Chirp Z Transform),得到细化的频率结构.并将逐点像素分析后的结果重构出清晰的幅值和相位图像序列.在不增加采样时间的前提下获得了比PPT更高的频率分辨率.通过对铝制材料试件检测信号的对比分析,结果表明该算法可以对选频带进行有效细化,得到更精确的特征频率,有效降低了频谱泄露造成的误差.      

边界层综合诊断技术研究

给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA-0012翼型表面边界层转捩点位置测量,三种方法都给出了相吻合的结果。三元的60°三角翼模型经过多次实验,测量结果表明表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量侧量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响,在合适的条件下也能给出模型表面边界层转捩位置的定量结果。     

利用三角形突片改善冲击换热特性的计算与实验

运用数值计算方法对射流孔上加三角形突片和不加突片的射流冲击冷却在不同的冲击间距、不同的射流雷诺数下的流动和传热过程进行了三维数值模拟,并采用红外热像仪测试技术对加装突片后的射流冲击冷却进行了热像显示试验,揭示了突片对改善冲击换热特性的影响.研究结果表明,本文的计算结果与实验特征是基本吻合的.     

CO2中激波脱体距离的弹道靶实验测量和数值计算

在中国空气动力研究与发展中心超高速所超高速弹道靶进行了CO₂条件下圆球和火星着陆巡视器模型的激波脱体距离测量实验,为数值模拟提供验证依据。实验模型为φ10mm圆球和头部半径12.5mm的着陆巡视器模型。圆球模型的飞行速度为2.122~4.220km/s,靶室压力为2.42~12.30kPa;着陆巡视器模型的飞行速度为2.802km/s,对应靶室压力为1.836kPa。实验数据与采用双温度非平衡模型计算的结果进行了对比。得到以下结论:采用双温度非平衡模型能够较准确地再现模型头部激波脱体距离;根据计算结果推测绕模型流动主要为非平衡流动;需补充更高模型飞行速度（>5km/s）的实验数据,验证CO₂中更高流速状态下双温度非平衡模型的适用性与准确性,并进一步研究多温度模型和不同化学反应动力模型对CO₂下非平衡流数值计算准确性的影响。