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本文讨论了在微波暗室内影响雷达散射截面(RCS)静态测量精度的因素。着重分析背景、喇叭馈源间耦合以及定标体引入误差的原因。指出目标支撑架和定标体是主要的误差源,其选用原则是:目标的雷达散射截面必须高于背景雷达散射截面20dB以上;视被测目标雷达散射截面量级选择相应的目标支撑和定标体。最后通过200mm×200mm的金属平板理论值和测量值的比较,说明上述分析的正确性。 相似文献
322.
三种不同的进气道与弹体组合体雷达散射截面特性 总被引:3,自引:0,他引:3
对三种不同进气道与弹体组合所得的三个模型进行了雷达散射截面(RCS)实验研究,三种组合分别为:埋入式进气道与多边形截面弹体的组合,埋入式进气道与常规圆截面弹体的组合、S弯进气道与常 圆截面弹体的组合,雷达散射截面特性实验和对比研究表明:圆截面弹身时,采用埋入式进气道比采用S弯进气道具有更好的隐身效果;采用埋入式进气道时,多边形截面导弹比圆截面弹身隐身性能更好。可以推断,多边形截面弹体与埋与式进气道的组合具有光明的应用前景。 相似文献
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324.
为提高直升机雷达散射特性预估的准确性,建立了目标雷达散射特性分析的计算电磁学(Computational electromagnetics method,CEM)方法,并开展了吸波涂层对直升机雷达散射截面(Radar cross section,RCS)特性影响的研究。首先,对复杂目标(例如直升机)进行几何建模和网格划分,获得空间网格单元上的电磁场信息,作为整个电磁场仿真分析的计算基础。然后,通过介质球和涂覆电磁介质导体球的算例对比,分析结合共形技术的时域有限差分法(Finite difference time domain,FDTD)在处理介质物体及涂覆涂层介质物体的有效性,结果表明FDTD方法计算结果与级数解吻合。在此基础上,计算和对比了金属旋翼以及涂覆吸波涂层旋翼的RCS特性,分析了典型方位角入射下全机涂覆前后对RCS特性的影响。研究表明:旋翼表面全涂覆雷达吸波材料(Radar absorbing material,RAM)后对直升机旋翼的RCS抑制效果明显,在全机强散射部位涂覆RAM可以显著地降低RCS特性,涂层的使用在直升机的隐身设计中起到关键的作用。 相似文献
325.
326.
327.
随着飞行器和航天器上电能需求的增大,在航空航天电源系统中,一体化起动/发电机(ISG)得到了广泛应用。出于可靠性要求,通常采用不控整流来支撑直流母线。而由于电机电枢阻抗的存在,在负载变动时其供电电压会发生跌落。针对该跌落现象,提出了两种电压补偿方案,分别利用电压源型逆变器和移相全桥DC/DC变换器,分别从交流侧和直流侧对供电电压进行补偿。分析了补偿机理并设计了控制系统,分别对其搭建了实验平台。实验结果验证了两种补偿方法的有效性和供电的可靠性,并对两种方法的特点进行了比较。 相似文献
328.
329.
目前,大部分设计参考书目中对于机身隔框间距都是以经验值20 in作为说明,对于框距值的确定原因以及影响因素未作详细的分析。通过以隔框间距参数为设计变量,以机身强度和机身局部稳定性为设计约束,并以机身重量为目标函数对隔框间距值的确定进行研究,给出一种隔框框距值的确定方法,并通过实例计算验证150座级飞机框间距20 in的经验值;同时利用有限元分析(FEA)和试验设计(DOE)方法对飞机普通隔框的截面形式进行结构参数分析,分析隔框各个设计参数对蒙皮应力水平的影响大小,给出150座级飞机隔框截面参数可行域。结果表明:本文分析计算值与一般150座级飞机的隔框间距设计经验值20 in (508 mm)相比,结果吻合很好;采用有限元分析,腹板高度设计为80~95 mm,内缘条宽度和外缘宽度条设计为15 mm;采用DOE分析,隔框外缘条宽度应大于内缘条宽度。 相似文献
330.
综合环境应力可靠性试验中若干问题探讨 总被引:2,自引:1,他引:2
导弹系统所承受的环境应力是影响其可靠性的主要因素之一。本文论述了综合环境试验对防空导弹可靠性增长的作用,试验剖面与环境应力的确定,试验中故障判决方法和试验结束方式等一系列试验中遇到的问题,并进行了探讨。 相似文献