机载三通道SAR/GMTI性能分析及改进方法

在分析经典的三通道SAR(Synthetic Aperture Radar)地面动目标指示(GMTI,Ground Moving Target Indication)方法原理的基础上,提出一种较全面三通道SAR/GMTI性能评价方法.该方法同时考虑了载机存在速度误差、通道不匹配、杂波内部运动和系统噪声等主要误差因素,并分析了各种因素对系统性能的影响.经典的三通道SAR/GMTI方法存在的缺点是不能同时提高最大不模糊可检测速度、最小可检测速度和盲速指标的性能以满足系统设计的要求.给出了一种新的天线布置方案和动目标检测方法,改进的检测方法在不增加通道数的前提下,较好地解决了该问题,具有很好的实用性.最后通过计算机仿真验证了新方法的可行性.     

基于星下点机动的再入飞行器离轨规划

针对约束再入点地理位置的再入飞行器离轨问题,提出了一种基于星下点机动的离轨规划方法。再入飞行器的离轨轨道设计受到飞行器当前轨道状态和再入点参数的约束。首先,基于轨道飞行原理,建立了一般椭圆轨道冲量模型下离轨制动参数和再入点参数的关系,分析了最优离轨的推力施加原则;其次,在考虑地球自转的前提下,提出了直接离轨必要条件,针对约束再入点经纬度的问题,完善了利用非线性规划优化方法确定有限推力模型下离轨点位置的策略,同时给出了符合燃料最优目标的离轨制动参数;最后,探讨了一般情况下初始轨道不满足直接离轨必要条件时,为满足星下点约束而进行的轨道机动施加策略。      

飞机结冰风洞试验模拟研究

论述了飞机结冰风洞试验的必要性;阐述了结冰风洞试验方法;给出了相似准则和模拟参数计算结果及分析;讨论了飞行高度和大尺度水滴模拟问题.     

机翼喷流增升机理的风洞试验研究

在西北工业大学NF-3风洞中对以喷气襟翼为基础的运输机新型高效增升系统的机理进行研究.简述了基于喷气襟翼的运输机增升装置、风洞试验装置和试验模型的设计,给出了喷气压力、喷流速度和简单襟翼偏角参数对增升效果和飞机气动性能影响的研究结果.研究表明:以喷气襟翼为基础、结合简单襟翼有可能满足运输机高效增升的要求;下翼面后部喷气不仅在升力方向产生分量,且能有效推迟机翼失速、提高下翼面压力、增加机翼环量,从而增加升力.     

大型煤堆场防风网风洞试验研究

通过风洞试验,研究了秦皇岛港大型煤堆场设置防风网前后煤堆场内的平均速度分布.试验结果表明:设置防风网后,煤堆场内的平均风速显著减小,根据风向角的不同,表征平均风速减小的整体效果系数在1.3至1.7之间;防风网是一种有效降低煤堆场内风速的途径.     

微型扑翼的推进特性实验研究

为了研究微型扑翼的推力和推进效率特性,研制了基于虚拟仪器( Ⅵ)的微型扑翼风洞实验系统.该系统以西北工业大学现有微型风洞为基础,采用了高精度六分量天平、角度传感器.新型机翼扑动机构、可编程电源、工控机等设备,利用基于虚拟仪器(Ⅵ)的LabView软件对上述设备进行集中控制与数据处理.利用上述实验系统研究了风速、扑动频率、展弦比、根稍比及机翼扑动幅度对微型扑翼推力和推进效率的影响,总结出了微型扑翼推力及推进效率的基本规律,为微型扑翼飞行器机翼设计及飞行控制方式提供了参考.     

低速风洞均匀吸气地板下阻塞对地板边界层影响的研究

为了研究低速风洞地板下部阻塞对地板上表面边界层的影响以及控制方法,在国防科技大学KD-03低速风洞利用均匀吸气地板系统进行了实验研究.地板下部阻塞对地板上表面主流区的流动产生干扰,并影响边界层的分布和发展,随着地板下部阻塞度的增加,地板上表面边界层的厚度有增加的趋势;在某一阻塞度和吸气系数下,来流速度越大,地板下部的阻塞对主流区流动的影响越小;地板的均匀吸气使边界层的厚度显著降低,也有效减小因地板下部阻塞引起的主流区流动的不均匀性.该实验的研究结论为8m×6m风洞均匀吸气地板系统研制提供了参考.     

低速航空声学风洞背景噪声测试技术研究

介绍了在国内第一个全新设计的0.55m×0.4m航空声学引导风洞开展风洞背景噪声测量的技术方案和方法,对电容式麦克风、脉动压力传感器、预极化和非预极化传声器、自由场和压力场传声器、传声器安装方式以及声学频谱算法进行了比较实验和分析.在初期实验过程中,根据测试结果优化了风洞降噪方案,达到了较为理想的风洞背景噪声指标.测试结果表明:采用电容式麦克风比采用脉动压力传感器得到的频谱和声压级精度高;在消声部段前后的同一侧洞壁上测量,可以得到消声部段传声损失;压力场和自由场传声器在修正后可以互换使用;为得到重复性较好的背景噪声频谱和有效声压级,采用频谱线性平均算法.实验结果对低速航空声学风洞背景噪声测试具有一定的指导意义.     

某飞机部件高速风洞测力天平研制

为满足某飞机部件高速测力试验的需要,研制6台部件测力天平来测量飞机不同部件(机翼、平尾、垂尾、短舱、短舱+挂架、翼尖小翼)所受的气动载荷,天平设计载荷极不匹配,且模型空间有严格的限制.设计时,主机测力天平采用后腹支撑,安装在机身构造线的下方,为部件天平的安装提供了可能,同时针对不同的天平采用了不同的结构形式:机翼天平采用正八边形结构,垂尾天平采用三片梁结构,平尾天平、短舱、短舱+挂架采用矩形梁结构,翼尖小翼天平采用"Z"字形结构,既满足了天平的测量需要,又确保了天平在模型中的安装位置和试验的足够间隙.部件天平的成功研制,及时为型号研制提供了可靠的试验数据.