一种估计来波信号极化状态的新方法

干扰场的极化估计是自适应极化滤波器首要的也是最为关键的一步,极化估计器的精度直接制约极化滤波器的滤波效果.基于单极化雷达接收天线的空域极化特性,提出了一种来波信号极化状态的估计方法.首先介绍了算法的估计原理,并对算法性能进行理论分析,在此基础上,进行相应的计算机仿真实验,探讨了影响估计性能的主要因素及提高算法性能的主要途径.理论推导和计算机仿真结果均证明了估计算法的有效性.     

利用极大值原理求解飞行器飞行区域

利用现代最优控制理论极大值原理 ,考虑给定约束条件下所有可能的控制方案 ,确定了一定时间内飞行器飞行区域。     

考虑刚度影响的双输入转矩分流式齿轮系统均载特性

为了对转矩分流齿轮系统均载特性进行更加深入的研究,建立系统非线性动力学模型,采用数值仿真方法计算系统的均载系数,分析联动轴扭转刚度、输出轴支撑刚度、输入转速以及轴位角对均载系数的影响规律,并对齿轮系统进行实验研究.研究结果表明:输出端的均载系数大于输入端的均载系数,高压输入端的均载系数大于低压输入端的均载系数;均载系数...     

非对称通气空泡多相流场特性研究

通气空泡的非对称介质分布将影响其水动力特性,继而影响空泡稳定控制,目前对其流动特性的认识较为局限。为揭示非对称通气空泡的流动机理,基于循环水洞实验及数值仿真开展了多相流场特性研究。结果表明：非对称流动导致空泡形成非对称沾湿区,依据流动介质的不同,非对称沾湿区可分为透明气相区、水气混合区及沾湿区。水气混合边界由底端母线向顶端母线发展过程中,滞止高压减小,空泡厚度增加,液体进入空泡内部方式从主要由轴向进入转化为主要由周向进入,同时水气混合物在来流作用下逐渐聚集,水气混合区面积随之增大。随着空泡闭合点逐渐靠近顶端母线,沿周向流动的液体层发展至顶端母线,顶端母线处则形成低速、高压、水气掺混区,湍流特性增强,并伴有大量细碎空泡涡的脱落。     

超声速转弯流道内迟滞现象的初步研究

采用特征线法,通过预先给定中心线马赫数分布,设计了消波的二维超声速转弯流道。研究了不同反压作用下转弯流道内的激波串结构、壁面沿程静压分布和壁面分离区演化等特征,分析了流道内激波串波结构与反压的关系,发现了激波串波头很难稳定在流道拐点附近。当激波串波头靠近流道拐点时,流场具有双解。流动双解区向单解区演化过程中,伴随有大分离区在上、下壁面之间的迅速转换和激波串结构的快速演化。     

RCS特性辅助的CMIMO雷达功率资源分配方法

针对集中式多输入多输出(collocated multiple-input multiple-output, CMIMO)雷达在实际探测过程中,未有效结合目标雷达散射截面(radar cross section, RCS)高动态变化特性导致雷达跟踪精度不高甚至失跟的问题,提出一种基于目标RCS高动态特性的CMIMO雷达功率资源自适应分配方法。考虑到目标RCS特征的角度敏感性,利用目标运动状态的可预测性动态获取实际观测角度,从而完成跟踪帧的极化方式优选;在此基础上构建包含功率与RCS的多目标跟踪误差后验克拉美罗下界,将其作为目标函数进行优化,利用内点惩罚法求解该凸优化问题即可实现RCS高动态情况下的功率优化分配。实验结果表明:该方法可结合目标不同方向RCS动态分集特性实现功率的有效分配,相比于传统RCS模型分配方案,有效解决了分配方案与实际跟踪场景之间的失配问题,从而提升了CMIMO雷达的多目标跟踪性能。     

程序语言的军用特征及其对计算机软件的支持

本文讨论了程序语言的军用特征及ＡＤＡ与Ｃ对军用软件的支持,最后指出军用语言的发展方向。     

综合火力／飞行控制系统空对空射击模态的半物理仿真研究

采用半实物仿真方法研究了综合火力／飞行控制系统的动态特性、作战有效性和工程实现的可行性。文中给出了系统的数学模型、系统的硬件结构和仿真试验结果。结果表明,综合火力／飞行控制系统可以减少瞄准过程时间,增加可射击时间,提高瞄准精度和系统稳定性,扩大攻击范围（全向攻击）,减轻飞行员工作负担,提高载机生存力。因而是很有发展前途的一种航空火力控制新概念。实验也表明工程实现是可能的。     

某型运载火箭1/5动力学缩比模型设计

缩比模型试验是获取大型运载火箭动特性的一种有效途径,其中一项重要内容是动力学缩比模型设计。本文以某型运载火箭为原型对象,首先根据其结构组成分别推导各部件的相似关系;然后,利用横向刚度和质量相似系数保持一致性,联立形成了运载火箭横向动特性相似关系;同时,考虑实际加工制造条件,分析了横向刚度和质量相似系数的约束;最后,根据上述相似关系和相似系数约束设计了1/5缩比模型,并对该缩比模型的动特性相似进行了有限元数值计算验证。验证结果表明,设计所得1/5缩比模型在动特性方面与原型具有较高的相似性,相关方法能够有效应用于运载火箭的动力学缩比模型设计。     

应用于飞控系统评估的风洞虚拟飞行试验系统与关键技术分析

基于传统意义上的飞控系统评估方法的不足,分析了风洞虚拟飞行试验应用于飞控系统评估的优势;按飞控系统常用的姿态控制回路及制导控制回路的组成形式,介绍了风洞虚拟飞行试验系统方案与工作原理,详细分析了它与半实物仿真系统的差异;分析了风洞虚拟飞行试验应用于飞控系统评估需解决的关键技术问题,包括风洞虚拟飞行试验评估方法、飞行器模型设计技术、飞控系统改进技术及模型支撑技术。