基于希尔伯特-黄变换的雷达数据误差修正处理技术

由于雷达跟踪测量数据总存在误差,而目前采用的误差处理算法修正效果并不理想,为了有效估计数据中的未知误差,提高数据处理的精度,提出了一种基于希尔伯特-黄算法的雷达误差残差诊断方法,利用得到的内蕴模态函数拟合出误差残差的特征,准确分离出设备的误差信息。通过对某雷达的实测数据分析证明该方法较其他方法对解决该类问题更为有效,且在事后高精度数据处理中具有较好的实用性。     

基于相关匹配的弹道中段目标章动角估计

章动角是弹道中段目标的重要进动特征,可用于识别弹头和诱饵。首先提出了基于相关匹配的章动角估计方法,将观测的目标雷达截面积（RCS）序列与不同参数下的RCS序列模板进行相关匹配,搜索匹配函数的最大值,从而得到章动角的估计值。然后给出了具体的实现算法,将初始时刻的采样间隔设置为脉冲重复周期（PRI）的整数倍或1/K（K为整数,且K≥2）,在此基础上减少了匹配函数的计算量,并且可通过单层或多层相关匹配来估计章动角。仿真结果表明,由于RCS测量存在系统误差,相关匹配的章动角估计性能远优于最小二乘匹配。同时分析了全姿态RCS数据的角度采样间隔对相关匹配估计性能的影响。最后比较了多层相关匹配和单层相关匹配的估计性能和计算量。     

斜出口合成射流激励器横流输运特性与边界层控制

研制了一种斜出口合成射流(BSJ)激励器,应用粒子图像测速(PIV)技术获得了合成射流的瞬态和时均流动结构,分析比较了斜出口和常规平直出口激励器流场的异同。该斜出口激励器能将周围气体进行有方向的能量和质量输送控制,时均流场呈现沿壁面的横向流动输运特性。解释了横向流动输运的形成机理,并应用该激励器进行了边界层控制实验。研究结果表明:通过改变激励器的工作电压和频率,可方便有效地实现对平板边界层速度型的调控,使受控边界层速度型更"饱满",这对控制推迟边界层分离非常有利。     

纳米磁性金属电磁波吸收剂

分析了纳米磁性金属电磁波吸收剂的吸波原理,综述了纳米磁性金属电磁波吸收材料如零维磁性纳米颗粒、一维磁性金属纳米线、二维磁性薄膜、二维片状磁性金属颗粒的国内外研究进展情况,并对未来的研究方向提出见解。     

基于翼型剖面重心调节的风机叶片优化设计

涡轮风机叶片在工作时受到离心力和气动力两种力的影响,而对转速较高直径较大的叶片,其离心力的影响因子较大。基于离心力产生的附加弯矩与叶片空气动力产生的弯矩相反的原理,本文介绍了一种较高转速大直径的玻璃钢薄壁结构涡轮风机叶片的设计,在叶片设计时采用调整叶片剖面重心的方法来实现叶片结构优化,所设计的叶片具有高效率低能耗的特点,已经被应用于冷却塔中。     

时变海面复反射系数建模

基于二维时变海面模型和粗糙面电磁散射的低阶小斜率近似方法,研究了海面复反射系数的时变和统计特性.在电磁散射幅度基础上推导了粗糙面反射系数及其相干和非相干分量,相干分量理论计算公式与经验模型一致.仿真结果表明相干分量幅度与经验模型基本吻合,但相位中存在明显的起伏特性,这种起伏在经验公式中没有体现出来.引入Middleton相位差统计模型为反射系数时变特性建模,仿真数据统计与理论分布吻合较好,且概率密度函数的等高图可以很好地表征时变复反射系数间的相关特性.这种吻合性表明复反射系数在短时间尺度上满足高斯分布,但其幅度和频率被海浪长波调制.      

基于Pauli基分解的极化校准算法

极化校准是现代雷达精确获取目标极化散射特性的前提和基础。为解决某全极化雷达的校准问题,提出一种基于Pauli基分解的极化校准算法,给出了算法的正交条件和相关推导,可选择任意满足正交条件的三个目标做为定标体。对校准算法的误差来源和误差对校准结果的影响分别进行了理论分析和仿真分析。给出了不同条件下该校准算法和其它校准算法的仿真结果,以及某全极化雷达校准试验数据分析结果。结果表明：基于Pauli基分解的极化校准算法能有效消除天线的变极化效应,可更准确地校准目标的极化散射矩阵,并可应用于大型地基极化雷达、极化合成孔径雷达以及极化相控阵雷达等的极化校准。     

一种基于双通道微弱正弦信号幅值检测的新方法

针对传统的基于自相关法的弱正弦信号幅值测量中存在准确度不高的问题,本文提出了一种新的基于双通道的正弦信号幅值检测新方法。根据正弦信号和噪声的统计性质,采用双通道对原始信号进行同步采样,提取原始正弦信号的幅值信息,分析了各个因素对算法的影响,实验结果表明本文的算法较传统的自相关法准确度有大幅提高,具有一定的工程实用价值。     

一种前体加宽型高超声速进气道试验方案研究

 根据矩形截面高超声速进气道前体的流动特征,对一种前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了数值仿真及高焓风洞试验研究。首先,对不同前体宽度的高超声速进气道开展了三维数值仿真研究,结果显示:随着前体宽度的增加,进气道的流量系数和静压比逐渐增加,而总压恢复系数和隔离段出口马赫数逐渐减小,表现为先急后缓,且当来流马赫数和来流攻角变化时依旧保持上述变化规律。其次,对前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了高焓风洞试验研究,结果表明:加宽前体可有效地提高进气道的流量系数,较为真实地反映此类进气道的流动特征,试验结果与数值仿真结果吻合较好。考虑到进气道性能参数随前体宽度变化规律表现为先急后缓,建议在试验条件下前体宽度比取0.5~0.8之间较为适宜。     

基于雷达跟踪仿真的滑翔式再入弹道突防性能分析

从防御雷达对再入弹道跟踪效果的角度,对滑翔式再入飞行器的突防性能进行了初步分析。基于Unscented卡尔曼滤波和考虑气动模型的目标跟踪模型,加入雷达测量噪声,计算目标跟踪误差,比较弹道式与滑翔式再入弹道的跟踪效果。仿真结果表明：(1) 滑翔式再入弹道有横向机动且飞行高度较低,雷达的发现时间较晚,可观测时间比较短;(2) 由于雷达的跟踪动力学模型中很难对气动力准确建模,滑翔式弹道借助气动力产生机动,雷达对其跟踪的误差要大于弹道式再入弹道; (3) 在相近的雷达观测条件下,弹道机动性越强,雷达跟踪精度越差;(4) 尽量使防御方所假设的目标动力学模型失配是增加突防能力的有效措施。