基于局部三角变换的OFDM系统

正交频分复用(OFDM)调制技术由于具有良好的抗多径干扰能力和高效的频谱利用率,在许多数字传输系统中被广泛应用,成为当今卫星通信研究的热点。本文提出了基于局部三角变换（LTT）的OFDM系统模型,该系统带外频率谱密度下降快,并能保持相邻的OFDM符号的正交性。给出了用离散余弦变换（DCT）实现的快速算法及复杂度,并考查了最优基的选取。仿真和分析结果表明：该系统误码率比基于快速傅里叶变换（FFT）的系统更小,能更好地适应高速传输带来的大多普勒频移,更有效地利用带宽,为接收端对高速数据的解调提供很好的保证。     

一种改进的双重频退速度模糊方法

本文分析了双重复频率退模糊方法的局限性和误差成因,提出了一种统计求解方法进行速度退模糊.此方法同传统方法的差异在于,其首先对Nyquist数进行估计,再进行退模糊处理.理想实验和在中频相参多普勒天气雷达上的实际结果分析均表明,改进的方法具有更好的解速度模糊性能,且具有较高的实效性.     

低RCS飞行器外形设计实践

 在鸭式布局的基础上 ,对飞行器各部件及部件间的连接方式进行了外形隐身设计。对初步形成的鸭翼 -翼身融合体改变机身头部形状和立尾配置等进行 RCS优化。给出了飞行器各种状态下的 RCS平均值和迎头± 45°区内的 RCS值。测试结果表明 ,尖头机身、 30°双立尾 (立尾与垂直平面成± 30°角 )的鸭翼 -翼身融合体的 RCS值最小。对 RCS优化后的外形 ,风洞测力试验表明其气动性能也较好 (最大升阻比达到 8,失速迎角超过 2 6°)     

在无线电干涉仪中实现高准确的非相干多普勒跟踪

非相干多普勒跟踪系统中，星载主振器与地面跟踪站的频率基准不相干。就测速准确度而言，非相干多普勒跟踪的性能低于相干多普勒跟踪，但实现起来比较容易。导频单音法可以消除星载主振器的频率漂移对测速准确度的影响。本文结合无线电干涉仪介绍其工作原理。     

LDA测量方截面U型旋转通道速度分布

为了深入了解旋转涡轮叶片内冷通道中的流动特性，用激光多谱勒测速仪(LDA)测量了旋转U型通道中的平均速度分布。通道的横截面积为50mm×50mm，弯管的平均半径与水利直径的比值为0.65，旋转轴与弯管的曲率轴平行。在Re＝105时分别测量了转动数Ro＝0，0.2和-0.2三种旋转状态下的速度分布。在这三种情况下弯管内侧θ＝90°至下游一定范围内都有流动的分离出现。由于不同的旋转状态二次流的方向和强弱不同，导致了分离区大小和通道中速度分布的不同。     

利用多普勒原理测量微机电系统中微结构的动态特性

介绍了将显微扫描激光多普勒测振仪与基础激振法相结合的微结构动态特性的非接触无损测量方法、扫描激光多普勒测振仪的工作原理、设计的基础激振器及其驱动信号.并给出典型微结构--微悬臂梁的测量结果.测量结果与理论计算及有限元仿真结果相符,验证了该方法的有效性.     

燃油喷嘴雾化特性试验研究

为了检验某型航空发动机燃油喷嘴改进设计效果,利用相位多普勒粒子分析仪对燃油喷嘴的雾化性能参数进行试验研究。得到雾化液滴的索太尔平均直径的空间分布、轴向平均速度、脉动速度及其湍流度的分布情况。结果表明:轴向平均速度呈凹盆状分布,脉动速度呈双峰状分布;喷雾中心湍流度大,喷雾边缘湍流度小。随着供油压力增大,在相同测试截面上,喷雾的范围和中心区域粒径变大,边缘位置粒径变小。在相同供油压力下,随着与喷嘴距离的增加,喷雾范围增大,喷雾的轴向平均速度和脉动速度减小,轴向速度的湍流度波动幅度减小。     

基于激光多普勒原理的极低风速测量实验

介绍了利用激光多普勒效应进行风速测量的原理及定点遥测原理,分析了探测气溶胶颗粒大小的要求,并以此搭建了一套极低风速测量系统。同时分析了系统的测速精度,以及安装角度对测量结果的影响。最后分别开展了转台实验、直线导轨实验和风洞实验,实验结果表明,该极低风速测量系统的测量误差基本可以控制在001 m/s以内,当风洞工作介质为未经处理的环境空气时,系统可以获得稳定可靠的信号,测量结果与高性能仪器十分接近。     

海杂波谱的机理及时变特性分析

针对海杂波背景下目标检测问题的实际需求,在机理分析的基础上,利用实测数据对海杂波谱的时变特性进行了分析。首先,分析了波束照射区域内由海表面波浪运动引起的多普勒频移和展宽现象,以及随雷达工作参数之间的依赖关系;然后,对已有海杂波谱机理研究结果进行了分析和总结。在此基础上,利用加窗的周期图法估计得到海杂波的时间-多普勒谱,进而从相关时间的统计特性、谱宽与时域海杂波拖尾程度的依赖关系两个层面对海杂波谱的时变特性进行了分析。分析结果可为海杂波谱建模、海杂波抑制及目标检测方法设计提供理论指导。     

空气辅助喷射闪急沸腾喷雾特性试验

在定容弹内利用高速相机和相位多普勒粒子分析仪（PDPA）研究了环境压力和燃油温度对空气辅助喷射系统喷雾特性的影响。试验环境压力的变化范围为0.01MPa到0.1MPa,燃油温度的变化范围为25℃到100℃。试验结果表明:随着环境压力的减小,燃油喷雾逐渐从冷态过渡到闪急沸腾状态,在喷嘴出口处喷雾气泡急剧增加。当环境压力小于0.02MPa时,喷雾处于闪急沸腾状态,液滴速度增加,粒径减小,在喷雾近端出现喷雾膨胀现象;随着燃油温度的上升,液滴表面张力减小,液滴易于破碎。当燃油温度达到100℃时,喷雾处于闪急沸腾状态,喷雾远端出现喷雾膨胀现象。