精确测量羽流引起的雷达幅度和相位噪声

本文描绘了测量由羽流引起的雷达衰减和噪声的新设备。介绍了三种固体推进发动机点火试验,报告了X波段衰减,幅度噪声和相位噪声的测量。显示了边带频率和羽流位置对于噪声电平的影响。对高浸镀铝推进燃料来说峰值衰减大约为12～15db。跟衰减一样,最大噪声电平发生在羽流的二次燃烧区域且强烈地依赖于羽流的位置。接近喷嘴出口平面,500H_z带宽内,偏离载频1KH_zX波段载波幅度噪声大约为37dbc。在羽流的尾部区域,衰减和幅度噪声电平分别增加大约3和10db。相位噪声电平与幅度噪声电平相匹敌。这种测试装置的结果和以前几乎相同的推进/发动机系统报告数据进行了比较。衰减和幅度噪声的测量和早期测试的相吻合,但是相位噪声的测量比以前的报告要高。由于对设备进行认真的校准并消除了声频噪声,因此这些新的数据是比较准确的。     

固体火箭发动机喷焰流场及辐射特性实验

火箭发动机喷焰流动和光电辐射效应对飞行器动力、热防护以及探测特性等有着重要影响,由于喷焰状态涉及高温高速流动、复燃化学反应等一系列复杂的物理和化学现象,通过实验研究喷焰流动特征和辐射效应是喷焰研究的重要手段。从实验研究角度出发,设计小型固体火箭发动机实验,获得系留状态的喷焰流动,进而通过光学测量手段,对喷焰流动和辐射状态进行测量,获得了喷焰波系结构、中长波光谱辐射、红外热像等综合信息,为认识喷焰流动和辐射效应提供了数据基础。     

少烟推进剂配方优化设计

本文报道了关于降低固体火箭发动机喷气羽烟对微波、激光制导信号的干扰和衰减的研究成果——一种少烟HTPB推进剂。它具有低压点火性能良好,燃烧稳定,能提高排气羽烟对微波和激光透过率三倍以上。     

液体火箭发动机尾喷焰红外辐射特性

对液体火箭尾部喷焰红外辐射特性进行了仿真计算。利用所扩展建立的液体火箭发动机尾喷焰红外辐射组分的谱带参数数据库和尾喷焰流场数值仿真结果对辐射传输方程进行了数值求解,得到不同观测条件下的光谱辐射亮度。通过与实测数据对比,表明计算方法可行,结果合理。     

随机振动中晶体振荡器的有源降噪设计

针对晶体振荡器在振动下会发生输出频率漂移的问题,在分析声学有源降噪技术和加速度对晶体振荡器输出相位噪声的影响机理基础上,提出降低随机振动中晶体振荡器噪声的方法。在晶体振荡器外围电路中嵌入加速度传感器、模数转换器、数模转换器和数字处理器,构建对晶体振荡器相位噪声进行实时补偿的有源降噪系统。结果表明:设计的有源降噪系统在0.03g/Hz振动幅度、10~850 Hz频率范围的随机振动条件下,能达到20 d B的相位噪声补偿效果。     

测量信噪比与导弹姿态的火焰衰减建模方法

发动机火焰衰减是影响导弹武器系统中通信系统工作性能的重要因素。为了客观评定复杂电磁环境下武器系统工作性能,需建立准确的发动机火焰衰减模型。提出了基于测量导弹信噪比和导弹飞行姿态的发动机火焰衰减建模方法,并对模型进行了校验,成功将火焰衰减模型应用于系统性能的仿真计算与工程研制当中。     

基于长环光电振荡器的频率传递相位噪声分析

文章通过建立长环光电振荡器频率传递模型,从光纤色散理论出发,综合考虑色散、光纤长度和光源对时延波动的影响,推导出光源中特定参数对振荡频率相位噪声影响的表达式,通过MATLAB数值仿真进行分析。仿真结果表明:随着光纤长度的增加,光源的频率噪声在光纤色散的作用下,转化为振荡频率的相位噪声,进而影响了频率的稳定度;光源的中心波长对相位噪声的影响是0.7dB/300nm,可以忽略不计;光纤色散系数变化了5ps/(nm.km),相位噪声恶化3dB,得到的仿真结果对下一步的硬件实验工作具有很好的理论指导意义。     

被动导引头对噪声调频源镜像目标抑制技术

研究了相位干涉仪体制被动导引头对噪声调频干扰源地面镜像目标抑制技术,分析了地面镜像目标对相位干涉仪测角的影响,给出了一种相位干涉仪体制被动导引头抑制噪声调频干扰源地面镜像目标影响的方法。     

反舰导弹喷口及尾焰辐射温度测量方法研究

针对反舰导弹飞行过程中红外辐射特性测量的难题,提出了一种红外目标辐射特性测量和标定方法,可实现对发动机尾喷口和尾焰辐射温度分布的测量。依据靶场环境特性,论证了红外光学系统的作用距离。红外辐射特性测量系统可实现反舰导弹飞行过程发动机工作状态的监控和辐射温度分布测量。     

改进的导弹半实物仿真跟踪微分器设计

为了抑制三轴转台输出信号存在相位延迟和噪声对导弹半实物仿真系统性能的影响,研究并设计了一种改进的跟踪微分器进行相位补偿和滤波。基于传统跟踪微分器的工作原理,设计三轴转台输出信号跟踪的基本结构,分析其在输入信号存在噪声时,由于经过传统的跟踪微分器获取微分信号使得噪声强度放大,致使跟踪信号存在振荡的现象。在此基础上,提出一种将微分跟踪器产生的微分信号再串联一个跟踪微分器的相位超前补偿器设计方法,以滤除由于输入信号噪声引起的信号污染,进而消除输出信号的振荡问题。以某导弹半实物仿真系统三轴转台输出信号存在相位延迟和噪声的现象为算例,通过与超前校正方法对比研究,进行了系统仿真验证。仿真结果表明,改进相位超前补偿器能有效地提取姿态角速度信号,具有良好的滤波和相位超前补偿性能,进而证明了其在导弹半实物仿真试验应用的正确性和有效性。     

考虑相位噪声影响的单阵元被动合成阵列算法

考虑到现有单阵元被动合成阵列算法对阵元的运动模型假设过于理想且对相位噪声的适应能力不足,首先,提出一种适用于阵元任意机动方式的单阵元被动合成阵列通用算法,进而通过相位噪声模型分析,给出最大相参时间及有效合成阵元数的选取方法,重建了合成阵列的流形矢量,得到了与相位噪声模型相匹配的改进算法.然后,在相位噪声影响条件下,推导了单阵元被动合成阵列波达方向的理论估计方差下限.仿真分析表明,较未考虑相位噪声影响的算法,改进算法能够有效提高相位噪声影响下的单阵元被动合成阵列测向精度.     

采用变容管端接微带谐振器的L波段低噪声VCO理论分析与设计

本文在对振荡器相位噪声分析的基础上,从影响相位噪声的因素出发,选择了微带结构的克拉波电路;在满足振荡条件的基础上,采取了加大负反馈电容的办法,使振荡器的输出相位噪声改善约-5dBc/Hz/10kHz,在相对调谐带宽10%～20%时,获得相位噪声优于-95dBc/Hz/10kHz,功率波动±1dBm.     

基于收发分置SAR雷达的相位同步通信

通常振荡器相位噪声能够影响收发分置雷达的性能,从而降低了多基地合成孔径雷达的成像效果,因此,减少振荡器相位噪声对于成像来说非常重要.给出了通过使用同步通信来量化抵消振荡器相位噪声的方法,给出了不同的同步策略,对它们的性能进行了分析,并着重对来自于接收机噪声、频谱混叠、插值及滤波误匹配的同步通信误差进行了研究.     

火箭发动机尾焰红外辐射特性研究综述

在导弹/火箭从起飞到整个飞行过程中,其后的尾焰由于具有非常显著的红外辐射特性,进而成为红外设备主要探测目标源。对火箭发动机尾焰红外辐射特性数值计算研究和实验测量研究进行了综述,重点介绍了火箭发动机尾焰红外辐射特性数值计算的步骤方法,并对各步骤的计算方法及其适用性进行了总结归纳。对国内外火箭发动机尾焰红外辐射特性研究进展情况进行了分析讨论,并为今后火箭发动机尾焰红外辐射特性研究提出了意见建议。     

潜艇模型尾流场和水动力噪声的测量方法研究

探索了一种集潜艇模型尾流速度场测量及模型水动力噪声测量于一体的试验技术,即通过合理的试验方案设计及信号处理手段,完成对潜艇模型水动力噪声信号的测量,识别出模型噪声信号各成分的影响范围;同时,应用PIV技术对潜艇模型的尾流速度场进行测量,通过对测量结果的处理,得到潜艇模型的尾流涡量场分布.所得到的结果为研究潜艇水动力噪声与尾流涡结构之间的关系提供了参考,所做的工作为上述问题的研究提供了一种新颖的试验思路.     

基于矢量最优估计的稳健测向方法

为了弥补阵列天线导向矢量失配和相位测量噪声对测向性能的影响,提出基于矢量最优估计的稳健测向方法。区别于传统相关干涉仪测向方法,该方法基于阵列系统的二阶统计特性和锁相环原理对来波信号导向矢量进行最优估计,然后借鉴相关干涉仪原理确定来波信号方向。仿真分析表明,该方法弥补了阵列天线系统误差和测量相位随机噪声的影响,可以实现来波信号方向的准确测量。     

衰落信道下基于正交频率码分复用的精确时间测量

针对衰落信道下的精确时间测量,给出基于正交频率码分复用技术的高精度时间测量算法。在不降低最大不模糊时间的前提下,通过时间延时、信道衰落、相位噪声参数的联合迭代估计,有效克服了频率选择性信道的衰落与相位噪声对时间测量的影响。仿真结果表明:联合迭代算法提高了时间测量的归一化均方根误差性能。     

数值计算方法在液体推进剂火箭发动机瞬变过程计算中的若干应用

本文用数值计算的方法对双组元液体推进剂姿态控制发动机的脉冲工作,四机并联工作,变推力工作的瞬变过程作了计算分析。同时还就推进剂中含有少量气体以及输送系统管道中的蓄能器对发动机瞬变过程的影响作了计算分析。计算结果表明,在发动机的研制阶段,数值计算方法可用来模拟发动机的瞬变过程。     

ROF链路噪声对单频信号相噪的恶化

通过研究光载射频链路(ROF)中系统噪声对射频信号相位噪声的影响,建立了输出信号相噪的理论模型并进行了实验验证.理论模型表明:当输入信号射频信号一定时,链路噪声越小,信号的相噪越难被恶化.实验验证表明:通过加大探测器的平均光电流能显著降低系统的噪声系数,优化射频信号相噪指标.当探测器的平均光电流由0.15 mA增加到6...     

液体火箭发动机技术

液体火箭发动机是采用液体推进剂的火箭发动机的简称,属于使用液体推进剂的化学火箭发动机。液体推进剂由输送系统送到发动机泵前,经泵加压后进入发动机推力室进行燃烧穴双组元推进剂雪或分解穴单组元推进剂雪,将推进剂的化学能变为热能,产生高温高压燃气,通过推力室喷管膨胀,将热能变为动能,以高速方式从喷管内向外喷出,产生反作用力--推力,为火箭飞行提供所需的动力。液体火箭发动机的优点是比冲高(250～500秒),推力范围大(单台推力在1克力～700吨力)、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿…