缝宽对双光束干涉的影响

在光学课程中,对双光束干涉的讲解,都是假设缝的宽度无限狭窄。本文在考虑缝的实际宽度的情况下,从光场和光强两方面进行深入的研究。     

战役炮兵火力毁伤筹划中“直接计算法”的应用

我军兼收俄、美火力毁伤理论之优长,依据我军编制体制、武器装备和作战原则,运用科学的数据和算法,创建了具有我军特色的战役炮兵火力毁伤理论。基于直接计算的目标选择方法,分别对直接计算目标选择方法的基本思路、主要优点和实施过程进行了论述。该计算方法较好地解决了针对具体目标如何进行兵器弹药需求量计算的问题,使战役炮兵火力毁伤筹划方法更具科学性。     

雾霭图像实时处理算法加速策略

为仿真前视红外导引头实时匹配导引过程，完成目标实时跟踪性判断，针对限制对比度自适应直方图均衡和归一化互相关算法开展加速策略研究，提出基于统一计算设备架构(Compute Unified Device Architecture, CUDA)的雾霭图像实时处理加速方案，并进行设计参数寻优，得出线程块、线程网格设计参数存在最优尺寸，需实验测定的结论。实验结果表明，引入CUDA加速优化后，较未进行CUDA加速前时间指标提高5~20倍，能够满足目标跟踪实时性要求，可为红外导引头目标实时跟踪系统设计提供参考。     

（2015卫星导航）基于双天线载波相位差的卫星导航接收机抗欺骗技术研究

针对欺骗干扰信号难以有效实时模拟真实卫星信号空间分布特性的特点,本文提出了利用双天线载波相位差进行欺骗信号检测的方法。在已知接收机天线阵基线以及姿态条件下,同一路信号在两副天线上表现出的相位差与天线基线长度与信号入射相关。而信号入射角是空间信号的物理传播特性,欺骗干扰源无法通过数字方式改变。以通过卫星星历获取所跟踪卫星的精确位置为先验信息,即可确定真实信号在已知天线阵上的载波相位差,从而实现对欺骗信号的有效检测。本文分析了载波相位差计算的各种误差源,并在此基础上建立了针对欺骗信号的二元假设检验。最后,通过理论分析和仿真实验,验证了本文提出的欺骗信号检测技术的有效性,并得出了天线阵基线越长、入射方位角越小,载波相位差检测技术对欺骗信号的检测性能越优的结论。     

芳纶纤维增强塑料筋混凝土劈裂粘结应力的理论分析

基于Tepfers受均匀内压力作用的厚壁圆筒力学模型和混凝土材料的软化性能,视芳纶纤维增强塑料筋为横观各向同性材料,同时考虑了芳纶纤维增强塑料筋与混凝土之间的摩擦力和机械咬合力,建立了芳纶纤维增强塑料筋与混凝土之间劈裂粘结应力的计算方法,其理论值与试验值符合较好。     

舰船蒸汽动力装置热线图优化的程序设计与研究

介绍了用于舰船蒸汽动力装置热线图优化的可视化程序设计与研究.阐述了软件的主要功能、开发环境、数据库设计以及关键技术问题的解决途径.程序能通过调整各种设计参数来得到良好的热线图.     

邻频干扰对跳频系统通信容量的影响分析

在已知台站布置的跳频系统中,针对邻频干扰对系统通信容量的影响,从信号信息熵角度,分析了接收点干扰信号和噪声的熵功率,利用信号熵和熵功率不等式,推导得出了以信道参数、干扰台站数和可用频点数为变量的系统通信容量公式。仿真结果表明,在干扰台站数较小时,接收点干扰信号的分布取决于信道参数,而不能简单地假设为高斯分布;并验证了所提理论在nakagami信道下的正确性。     

脱壳弹弹托分离的双目视觉测量

脱壳弹的弹托分离过程对弹体的飞行稳定性和打击效能具有显著的影响。针对脱壳弹出膛后弹托相对弹体的六自由度运动过程,提出采用基于双目视觉原理的弹托分离角测量方法。通过在弹体表面和弹托表面设置标记点,采用图像处理和跟踪算法实现对标记点的识别和跟踪。结合双目空间标定参数解算出标记点的空间位置,进而获得弹托相对弹体的分离角度,同时采用实验验证了上述测量方法的精度,其精度达到2%。以实验室进行的初速度1 550 m/s和1 750 m/s的脱壳弹射击试验为例,测量并分析了不同初速度下的弹托分离轨迹。结果表明:脱壳弹分离初速度越快,弹托分离轨迹越靠近弹体。     

一种用于扩频通信中大功率窄带干扰抑制的IIR自适应滤波器

提出一种稳定的ＩＲ自适应滤波器，并给出了系数迭代的非线性梯度算法。计算机模拟结果表明：它能够有效抑制ＪＳＲ很高的单频连续波（ＣＷ）干扰及部分频带型窄带干扰，从而使ＦＩＲ滤波器的固有缺陷得以克服。     

空气深度预冷组合循环发动机吸气式模态建模及性能分析

针对空气深度预冷组合循环发动机——协同吸气式火箭发动机(Synergistic Air-Breathing Rocket Engine,SABRE),采用部件法对其进行建模,匹配计算得到吸气式模态下飞行走廊内其性能参数变化规律,并研究其高度速度特性。计算模型可信度较高,推力误差小于6%,能够较为准确地模拟SABRE吸气式模态的性能参数。结果表明:SABRE兼具火箭发动机大推力和航空发动机高比冲的特点,吸气式模态下比冲介于21 300~27 380 m/s,随着高度速度的增大,其推力比冲先增大后减小;SABRE利用预冷器将入口空气温度降低,可使其空域速域拓宽至25 km、5Ma,满足高超声速飞行的动力需求;发动机速度下限由压气机最大流量决定,速度上限则由氦气回路减压器工作限制条件决定。