机翼涂敷吸波材料减缩雷达散射截面的研究

推导出了光滑凸体金属表面涂敷吸波材料时的后向雷达散射截面 ( RCS)公式。对一系列涂敷吸波材料的金属平板进行了 RCS测试和理论计算。为提高计算精度,给出计算 RCS的工程修正方法。在此基础上,对机翼前后缘局部涂敷吸波材料。研究结果表明,机翼前后缘涂敷吸波材料可以有效地控制 RCS     

用射线法研究复杂目标的电磁散射特征

应用计算机图形学中的曲面造型方法给出目标精确的数学外形,将之离散为三角面元,并采用拓扑结构来描述几何元素之间的关系;利用射线追踪法模拟射线束的多次反射,同时求出扩散因子、磁场方向和相位差;在最终反射点处采用物理光学积分求远场散射,叠加每一射线束的贡献,进而得出耦合雷达散射截面值.为减小射线追踪过程中的计算量,采用了加速算法.给出了作为特例的翼身组合体的计算结果.     

渐变体微波散射截面的计算

对具有二维周期性结构特点的大尺寸金属渐变体,首先采用矩量法计算渐变体单元的散射场,然后利用天线阵列技术求解整个渐变体的雷达散射截面RCS (Radar Cross Section),既保证一定的计算精度,又解决计算量大以及单元间耦合的难题.推导了相关的数学公式,在线极化平面波入射情况下,分别给出了单个和多个金属渐变角锥电磁散射截面的计算例子,计算结果与商用软件HFSS (High Frequency Structure Simulator)计算得到的结果相吻合,计算用时大大少于HFSS的计算时间,表明介绍的方法在工程运用上是可行的.      

闭截面型材的拉弯成形性

拉弯是型材的基本成形方法.截面畸变是型材拉弯成形中的常见缺陷,并对型材的回弹和变薄有交叉影响,型材拉弯成形性的分析评估远比板材成形复杂.提出了型材拉弯成形性的概念,建立了矩形截面型材拉弯成形性分析模型,基于有限元数值模拟研究了截面结构、相对高度和壁厚分布等几何参数对拉弯成形性的影响规律,从提高拉弯成形性出发提出了型材截面优化设计的原则.      

飞机等表速运动方程与稳态爬升参数计算

为了揭示等表速飞行的内在机理,建立了飞机等表速运动方程,提出了等表速爬升运动参数计算方法。对比等表速和等真空速爬升公式,提出了功率因子的概念,以反映飞机等表速与等真空速爬升所需单位剩余功率之间的关系。针对等表速等推力、等表速等梯度、等表速等升降速度3种典型爬升方式,应用飞机等表速运动方程给出了稳态运动参数计算方法。计算结果表明,3种爬升方式均存在稳态爬升剖面,稳态运动参数与表速呈一一对应关系。     

A numerical optimization of high altitude testing facility for wind tunnel experiments

High altitude test facilities are required to test the high area ratio nozzles operating at the upper stages of rocket in the nozzle full flow conditions.It is typically achieved by creating the ambient pressure equal or less than the nozzle exit pressure.On average,air/GN2is used as active gas for ejector system that is stored in the high pressure cylinders.The wind tunnel facilities are used for conducting aerodynamic simulation experiments at/under various flow velocities and operating conditions.However,constructing both of these facilities require more laboratory space and expensive instruments.Because of this demerit,a novel scheme is implemented for conducting wind tunnel experiments by using the existing infrastructure available in the high altitude testing(HAT)facility.This article presents the details about the methods implemented for suitably modifying the sub-scale HAT facility to conduct wind tunnel experiments.Hence,the design of nozzle for required area ratio A/A*,realization of test section and the optimized configuration are focused in the present analysis.Specific insights into various rocket models including high thrust cryogenic engines and their holding mechanisms to conduct wind tunnel experiments in the HAT facility are analyzed.A detailed CFD analysis is done to propose this conversion without affecting the existing functional requirements of the HAT facility.     

有源对消隐身系统设计研究

针对有源对消隐身要求的系统延时短、反应速度快、信号参数测量和对消波幅相控制精度高的特点,设计了一个基于相控阵技术、数字射频存储器(DRFM)和现场可编程门阵列(FPGA)的有源对消系统。为了解决目标雷达散射截面计算量太大、不能有流水线延迟和难以实现实时计算等问题,采用离线计算的方法,预先建立目标的全向雷达散射截面(RCS)数据库、杂波数据库和噪声数据库,由FPGA根据测得的雷达信号参数在数据库中查找到相应的目标回波数据,实时调整对消波的幅度和相位,使对方的雷达接收机始终处于合成方向图的零点。最后通过仿真计算验证了该设计方案的有效性。     

倾转旋翼机过渡段纵向姿态控制技术研究

针对倾转旋翼机既存在拉力矢量控制又存在气动舵控制的复杂操纵特性,在纵向模型的基础上,给出了过渡段操纵控制方案和过渡段转换控制方案。对过渡段平衡点进行配平,计算得出配平工作点处各通道的操纵量,并设计了走廊曲线。采用PID控制和模糊整定技术对过渡段飞行控制系统进行设计,实现了倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的平稳转换,并保持高度不变。仿真结果验证了所设计的过渡段控制方案的正确性和可行性。     

非圆截面弹体法向气动力估算方法研究

从位势理论出发 ,引进小扰动细长体理论中的部分思想 ,建立了任意截面弹体法向气动力的理论基础 ,推导出工程估算方法。该方法通过求解仅与截面形状有关系数 ,对已有的圆截面弹体气动力进行修正 ,很方便得到任意非圆截面弹体气动力特性。该方法预测结果与实验数据进行比较 ,具有较好精度     

再入弹头非平衡尾迹的回波特性分析

本文利用文[1]方法计算了纯空气非平衡再入弹头尾迹流场,分析了尾迹等离子体场对雷达波的频响效应,并进一步估算了几种高程条件下的雷达散射截面,说明影响截面大小和分布的几个重要因素。分析和计算表明,以物体底部直径和环境参数表征的雷诺数达到转捩值以后,在完全湍流尾迹中可能出现散射截面的突增现象。