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291.
张昆辉 《北京航空航天大学学报》2008,34(11):1315-1318
距离-多普勒算法是机载合成孔径雷达成像信号处理中的常用算法,针对其采用逐点插值进行距离徙动修正而导致运算量过大的问题,提出了一种无需插值的快速距离徙动修正方法.该算法通过二次快速傅里叶变换和一次复乘操作完成合成孔径雷达成像所需的距离徙动修正处理.在分析回波信号模型的基础上,推导了利用该技术能够精确完成距离徙动修正的最大测绘带宽度,给出了该宽度与成像分辨率之间的关系,并用计算机仿真验证了上述关系的正确性.理论分析、仿真和实测数据处理结果表明,该方法具有运算量小、精度高的优点,非常适合于机上实时处理. 相似文献
292.
293.
大型紧缩场反射面板的变形分析与控制 总被引:1,自引:0,他引:1
紧缩场反射面板在重力与热作用下的变形一直是影响反射面板精度的重要因素,在面板尺寸大、精度要求高的情况下更为突出。利用MSCMarc软件采用热-机耦合的有限元分析方法,对某新型紧缩场反射面板的变形进行了仿真,分析了反射面板在重力和温度变化作用下的变形。仿真结果表明面板的前后温度不均匀是影响面板精度的关键因素。在面板的使用中前后的温差应当控制在0 5℃以内。 相似文献
294.
针对制导火箭弹滑翔增程问题,文章提出了以攻角为优化变量的解决方法;基于火箭弹的四自由度模型,结合粒子群优化算法,提出了火箭弹射程优化模型并建立了约束条件。对某制导火箭弹弹道进行优化仿真,所得到的结果表明:通过控制火箭弹攻角的变化规律,能够有效增加火箭弹的射程。因此,文章所提出的攻角控制方法是可行的。 相似文献
295.
296.
针对高超声速飞行器因防热烧蚀而制约整体射程的问题,创新提出了一种非连续点火助推方案,通过增大助推段射程的弹道设计方法提高飞行器整体射程能力,减轻后续段的射程压力。综合考虑动压、过载、控制和终端高度、速度、弹道倾角等约束条件,以助推段射程最大为目标函数,设计了非连续点火助推段飞行程序和纵向平面弹道优化模型,采用改进的梯度粒子群算法进行优化求解。仿真结果表明,改进的梯度粒子群算法能有效解决非连续点火助推弹道设计问题,设计的非连续点火助推弹道方案在满足各项约束的同时,助推段射程比连续点火方案提高了8.7倍,射程达到了4 800 km,增程的效果十分明显。 相似文献
297.
基于组合拍卖的协同多目标攻击空战决策算法 总被引:1,自引:1,他引:1
针对多战机通过数据链共享信息、协同作战中的多目标分配问题,提出一种基于组合拍卖的协同多目标分配算法。改进并扩展了组合拍卖CABOB算法,重新设计了投标元组格式,增设了投标底价和任务上限对投标人的任务完成能力进行预审核,完善了算法的实用性;采用动态价格进行投标排序将算法扩展为非0-1投标,解决因不能共享投标而无法协同攻击的问题;在此基础上,设计了新的期望贡献值上界的计算方法,改进了启发式剪枝规则,加快算法计算过程。仿真实验表明,所提算法与现有的几种算法相比在求解质量、稳定性和可扩展性上都有明显提高。 相似文献
298.
为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算。分析发现,冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小,因此旋转对进气流量影响很小;理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大,且背压越低偏差越大;普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于0.2,由于在此弱旋流进气条件下,固体燃料冲压发动机工作状态与直流进气状态接近,因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小。 相似文献
299.
非对称端壁造型应用在轴流压气机和涡轮中具有较好的提高效率的作用。为了探究非对称端壁造型对离心压气机性能的影响,借鉴非对称端壁造型在轴流压气机中的设计经验,借助Autoblade和CFX商用软件,设计了四种非对称端壁造型结构,并对带叶片式扩压器的离心压气机展开数值计算研究。研究发现,与原型压气机相比,采用压力面附近为凸曲率形状、吸力面附近为凹曲率形状的非对称端壁造型结构PEW1_10%(profiled end wall 1_10%)可以在保证全工况效率不降低的情况下,使离心压气机的性能曲线向小流量和大流量均有拓展,稳定工作范围扩大11.8%。通过分析流场发现,在近喘振工况,非对称端壁造型PEW1_10%使扩压器通道内流量重新分配,吸力面附近径向速度增大,低能流体减少,改善了扩压器通道的流动状况,进而推迟喘振的发生。 相似文献
300.
伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明:亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。 相似文献