涂覆吸波材料圆柱的RCS预估方法

用缩比模型测量结果预估是研制阶段获得大尺寸目标雷达散射截面（RCS）的常用方法，但根据经典电磁相似理论，严格满足缩比条件的涂覆吸波材料缩比目标测量难以实现。针对涂覆吸波材料缩比目标的RCS预估问题，提出了采用多元对数线性回归模型的预估方法。设计了2组圆柱模型，在微波暗室中对缩比因子分别为1、2、4、8的2组模型进行了测试。在完成角度矫正等数据预处理基础上，将缩比模型RCS数据作为训练集代入模型当中求得参数，对原模型的RCS进行预估并与实际实测数据进行对比分析。结果表明:所提方法预估数据与实测数据曲线拟合度较好，相较于传统平方率模型，误差下降了3~5 dB，在回归模型中加入吸波材料因子后误差进一步下降了0.3~0.8 dB。      

一种基于降调频的宽带LFM信号DOA估计算法

传统的宽带LFM信号DOA估计算法,是直接对信号进行估计,为满足采样定理,需要很高的采样频率,数据量和运算量巨大。针对这一问题,提出一种基于降调频的宽带LFM信号DOA估计算法,采用基于改进谱形熵的自适应降调频技术,通过若干次降调频,将宽带LFM信号带宽降到接收机可以处理的范围内,再利用窄带LFM信号DOA估计算法估计...     

原子频标与卫星导航定位系统

原子频标目前已成为高精度卫星导航定位系统建立的基础,本文在概述各种频率源性能的基础上,重点介绍以原子频标为基础的时频系统在卫星导航定位系统中的应用,分析了不同的时频系统中原子频标与定位精度之间的关系,并以此为我国的下一代卫星导航定位系统时频系统的确立提供可借鉴的思路。     

大型飞机的极限飞行状态研究

根据国家民用航空局的适航条款与咨询通告要求,飞机研制单位需表明飞机的失速/过失速特性以及改出特性,该项试验属于飞机的极限边界飞行和超包线飞行。原型机实施该项试验存在极大的风险,历史上出现过多起机毁人亡的重大事故。原型机缩比模型自由飞试验可以捕捉到模型静态测力试验条件下所未发现的飞行动态特性,以及检验飞机在危险状态下的改出能力,降低原型机失速试飞的风险。某大型飞机在失速试飞前利用模型自由飞试验技术检验了飞机在极限飞行条件下的动态特性,确认了飞机在失速条件下存在偏离以及发展稳定尾旋等;同时确认了飞机具备失速改出能力,采用“三中立”、“反舵,推杆”和“实施开反尾旋伞”均能迫使飞机改出失速/过失速状态。     

基于时频矩阵非负分解特征的多视角SAR目标识别

针对多视角合成孔径雷达(Synthetic Aperture Radar,SAR)目标识别问题,提出一种基于目标高分辨率距离像(High Range Resolution Profile,HRRP)时频矩阵非负分解特征提取和识别方法。该方法首先对SAR图像进行滤波预处理,得到相应的目标HRRP序列;然后采用匹配追踪时频分析方法计算得到目标HRRP的时频矩阵;应用非负矩阵分解技术分解时频矩阵,得到相应的谱矢量和时相矢量。基于分解得到的谱矢量和时相矢量提取时频域矩特征和稀疏特征。最后,应用隐马尔科夫模型(Hidden Markov Model,HMM)对这些时频特征序列建模及识别。采用美国运动和静止目标获取与识别(Moving and Stationary Target Acquisition and Recognition,MSTAR)计划公开发布的SAR目标数据库的实验结果表明,该方法不仅能有效降低时频域特征的维数,而且识别性能优于传统的时频域特征。     

发动机尾焰注水降温数值计算与试验研究

针对火箭发动机尾焰注水流场,组织并实施了火箭发动机系留点火及燃气流场注水降温缩比试验,研究了燃气冲击射流流场和注水作用下两相流场的分布状态以及降温效果。并通过研究在高温高速对流冲击作用下气液两相流的传热和传质理论,在Mixture多相流模型的基础上添加质量和能量源项,建立了多组分气液两相流非定常数值计算模型,通过对比试验结论,结果表明：所建立的数值计算模型具有较高的计算精度和可靠性,能够准确地反映物理现象。利用数值计算模型研究了注水后燃气、液态水和水蒸气三种主要组分在流场中的组成,通过与自由射流对比得到了注水燃气流场的包络线长度与宽度变化,注水对燃气流场降温效果显著。     

扇形太阳翼重复折展机构运动仿真及其功能试验

传统折叠式太阳翼体积与重量大, 采用一次性展开锁定机构易引起航天器调 姿或变轨时的颤振. 为此提出了一种新型扇形太阳翼重复折展机构. 基于 ProE/Adams联合仿真, 建立虚拟样机模型, 获取不同电机转速下扇形太阳翼转 动导板展开运动参数的变化规律, 对所研制的扇形太阳翼重复折展机构原理样 机进行展开功能试验. 对比仿真与试验结果可知, 在电机允许转速范围内调节 转速, 扇形太阳翼重复折展机构均可在规定时间内完全展开锁定, 具有重复折 展与锁解功能, 且仿真与试验数据高度吻合, 表明其符合设计要求.      

高性能缩比无人机关键总体参数分析及优化

随着目前国内新概念布局的快速发展及新技术验证的急迫需求,拥有低成本及无人化等优势的缩比无人机越来越多地被用作技术验证机及高性能靶机.本文通过对若干型高性能缩比无人机翼载、推重比及缩放比例这三项最关键的总体参数进行对比分析,发现了缩比无人机与原准机在翼载参数上存在根本性差异,并由此导致缩比无人机性能与原准机的巨大差异.经...     

重复折展锁解式太阳翼多体系统动力学建模与分析

为研究重复折展锁解式太阳翼展开力学特性,针对其有根树链式拓扑结构特点,依据一阶模态刚度分析假设模型,由Jourdain变分原理建立太阳翼树形柔性多体系统动力学理论模型;结合太阳翼关节铰机构运动规律,采用单向递推组集建模方法构建太阳翼展开过程正逆混合动力学模型;基于重复折展锁解式太阳翼结构参数和物理性能参数进行数值仿真,研究蜂窝夹层复合式基板柔性结构对太阳翼展开力学规律的影响,得到太阳翼各基板质心运动规律及其展开过程所需施加的驱动力矩. 所得结果可较好地预测太阳翼展开过程的动态行为,为其后续工程应用提供依据.      

弹体梁模型截面弯矩响应缩比相似关系分析

通过分析不同缩比模型在工程中的应用条件,利用相似理论和工程梁模型,对导弹发射过程的动态响应与截面载荷做了相似条件研究和模态参数对载荷相似性的影响分析,指出对于动态位移和截面弯矩需要不同振型阶次的相似要求,工程经验和实际算例表明载荷相似需要二到三阶的模态参数相似,提出了可用于发射过程移动载荷分析的缩比模型弱相似条件及质量分布修正方法。