飞行弹丸红外特性的地面模拟试验

设计并建立了用于飞行弹丸中段飞行状态实验室模拟的试验系统,测量获得了飞行弹丸的红外辐射特性.基于传热与辐射理论,分析了相关参数对实验结果的影响,获得飞行弹丸在一定飞行状态下的辐射特性变化规律.目标的初始温度和辐照条件是影响目标辐射特性的主要因素,自旋状态影响辐射特性的空间分布.试验测量与数值仿真和理论分析结果均具有很好的一致性,证明在实验室开展飞行弹丸的红外辐射特性模拟试验具有可行性.

等离子体鞘套对C波段通信信号传输影响的试验

飞行器在稠密大气层超音速飞行时,由于其周围形成等离子体鞘套对通信信号的屏蔽或能量大幅度衰减效应,可使飞行器与地面间通信产生中断.以等离子体鞘套对通信信号透射相位改变和能量吸收为基本出发点,以高温激波管试验装置产生的、生存时间为几百微秒量级的等离子体鞘套为研究对象,利用四进制相移键控(QPSK,Quaternary Phase Shift Keying)调制、载波频率为7.5 GHz的信号生成与测量系统获取有无等离子体鞘套时信号相位特征、眼图特征、图像传输等的对比试验结果,利用矢量网络分析系统E8362B获取了有无等离子体鞘套时透射能量衰减对比试验结果.试验结果不仅进一步证明了等离子体鞘套对通信信号能量大幅度衰减将不同程度影响飞行器与地面的正常通信;同时表明等离子体鞘套能够使QPSK信号相位特征产生改变,从而在信号解调解码后眼图特征产生严重畸变,通信系统误码率P e大大提高,最终导致接收端无法复现发送端发送的原始信息.

冲击载荷下多孔涂层材料建模与典型结构计算

多孔涂层材料由于其工艺不同使得涂层材料对脉冲载荷的衰减作用具有不确定性,针对涂层材料的特点,在材料损伤破坏模型的基础上,建立涂层材料等效力学模型。为了验证等效力学模型的正确性,将计算结果同霍普金森压杆试验的结果进行对比,并在此基础上利用试验数据确定等效力学模型计算所需的材料参数,采用有限元方法模拟计算了有涂层和无涂层材料的防护情况下筒状壳体在冲击载荷下的动力学响应。研究结果表明:该种多孔涂层材料等效力学模型能够准确地描述涂层材料在冲击载荷作用下的力学性能,衰减应力波效果明显。

直流放电非均匀等离子体对C波段电磁波反射和透射试验研究

以低电压、大电流直流放电产生非均匀等离子体为研究对象,在电磁波在等离子体中传播特性、非均匀等离子体对电磁波的反射和透射等理论模型指导下,在稀薄气体环境中进行了空间尺度为1.5m、电子密度变化范围为1×1010cm-3~5×1011cm-3的非均匀等离子体对C波段电磁波的反射和透射试验,通过相近状态下理论仿真结果与试验结果的对比分析,给出了4种典型电子密度及其分布状态对电磁波反射和透射特性变化规律。通过试验验证了等离子体与电磁波相互作用机理用于分析稀薄气体环境下直流放电非均匀等离子体中电磁波传播特性的适用性。

低剖面RCS可控的龙伯透镜反射器

传统龙伯透镜反射器用金属做反射面,可在全频段内实现对电磁波能量的全反射,其雷达散射截面(RCS)特性不可变。采用半球龙伯透镜代替龙伯透镜反射器中的全球龙伯透镜来减轻重量、降低剖面。为了达到对半球龙伯透镜反射器散射特性可控的目的,使用有源频率选择表面(AFSS)吸波器代替半球龙伯透镜反射器金属地面,通过AFSS吸波器的吸波/反射功能,使半球龙伯透镜反射器实现对能量的吸波/反射。仿真结果表明,低剖面龙伯透镜反射器在俯仰方向θ=20°~90°时吸波/反射状态下RCS之间的差值在8 dB以上;在方位方向ϕ=-90°~90°具有130°宽角响应,且吸波/反射状态下RCS之间的差值在8 dB以上。研究结果表明,该龙伯透镜反射器在吸波与反射状态下具有较好的切换效果,实现了RCS的调控。

临近空间高超声速飞行器RCS特性研究

首次系统地对升力体外形临近空间飞行器雷达散射截面(RCS)特性开展了研究,主要研究内容包括本体及绕流RCS特性研究,亚密湍流尾迹RCS特性研究和层流尾迹的RCS特性研究等。结果显示:等离子体绕流将降低飞行器后向RCS;亚密湍流尾迹对低频段RCS影响明显,对高频段影响不明显。另外,双站雷达对临近空间高超声速飞行器也会有较好的探测效果。

磁窗天线增强等离子体鞘套透波特性研究

当飞行器以高超声速在大气层中飞行时,周围形成的等离子体鞘套将影响电磁波的传播特性,严重时传输完全中断(黑障)。外加强磁场可以形成"磁窗",有效地增强右旋圆极化电磁波在等离子体鞘套中传播时的透波特性,但是在产生磁窗过程中(例如使用超导产生磁窗)有一系列的问题如磁体的重量和复杂性等需要克服。为解决这一问题,提出了天线和强永磁体一体化综合设计的新思路———磁窗天线。设计出一种圆极化GPS天线,它的表面贴片为对磁场影响很小的镀铜片,接地板为稀土永磁体NdFeB(钕铁硼),永磁体同时也做为强磁场的发生装置。分析了圆极化GPS天线的性能和周围磁感应强度的分布,估算了磁窗天线减缓通信中断的效果,在所研究的情况下,使用磁窗天线可以显著地提高等离子体鞘套的透波特性。

考虑禁飞区规避的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔侧向制导问题,提出了一种考虑禁飞区规避的预测校正制导方法.纵向制导采用落点误差预测与指令校正相结合的方式,不断更新倾侧角的幅值,实时修正轨迹纵程.侧向制导设计了一种倾侧角反转逻辑的切换机制,利用航向角误差走廊和航向角导向区域控制飞行器的侧向运动.CAV-H再入滑翔飞行器制导仿真实例表明,该方法不依赖于标准再入轨迹,能够导引飞行器规避禁飞区约束.Monte Carlo仿真验证表明,在随机初始扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性.

超高速目标及其绕流场雷达散射模拟与分析

超高速目标再入大气层或在临近空间飞行时,空气电离形成的等离子体鞘对超高速目标的雷达散射特性产生很大的影响.为了研究影响规律,采用并行时域有限差分方法(Finite-Difference Time-Domain,FDTD)计算和分析了超高速目标及其绕流场的雷达散射截面(Rodar Cross Section,RCS).将计算结果和中国空气动力研究与发展中心气动物理靶试验测量结果进行了对比,并模拟了典型飞行状态下绕流场对实际再入超高速目标RCS的影响.由分析结果可知:FDTD数值模拟结果和气动物理靶试验测量结果一致,雷达入射角小角度偏离对RCS会产生明显影响;在典型飞行状态下绕流场对实际再入超高速目标RCS的影响与入射波频率、角度以及雷达制式等有关.在有些角度,等离子体流场可以显著地减小飞行器的RCS.

离轴抛物面镜准直输出辐照度特性

基于离轴抛物面镜的准直光学系统因其无色差、材料易得、工作谱段宽、无中心遮挡等优点被广泛应用于传感系统校准、辐射测量、红外目标模拟器等系统中。为了分析设计的准直系统是否满足实际需求,对准直系统输出的辐照度特性进行了理论分析及仿真研究。基于辐照度传输模型给出了准直系统输出面辐照度分布表达式,并给出了准直光束发散角与抛物面焦距、光源口径及离轴角之间等的定量关系。采用光线追迹方法仿真分析了准直系统在不同光源口径情况下的输出面辐照度分布情况,并对输出辐照度均匀性进行了定量分析。文中所提出的分析方法对提高离轴抛物面镜的准直性和输出辐照度均匀性有重要的意义。

溶胶凝胶法制备BaSiO_3∶0.05Eu^(2+)荧光粉的发光特性

以柠檬酸为络合剂,采用溶胶-凝胶法成功制备了二价铕离子作为发光中心离子的BaSi O3∶0.05Eu2+荧光粉。重点研究了不同温度制备样品的物相变化过程和反应规律,并对样品发光性能进行了表征和分析。研究表明,在1100℃可合成单相性良好的BaSi O3∶0.05Eu2+荧光粉,激发谱为峰位在350nm的宽带谱;发射谱为主峰位于502nm的宽带谱,呈现为高亮度的蓝绿光发射。本研究报道的荧光粉能被紫外LED芯片有效激发,可用作白光LED荧光粉。

大气层外主动防御三维自适应滑模制导律

针对提高弹道导弹中段突防成功概率问题,提出了主动防御滑模自适应制导律。首先,推导出目标、拦截导弹和防御导弹的三维相对运动方程。其次,基于三角拦截制导策略,利用Lyapunov稳定性理论设计了主动防御滑模自适应制导律(active defense adaptive sliding mode guidance law,AD-ASMG)。该制导律能同时达到两个制导目标:防御导弹处在目标和拦截导弹视线上,保持三点共线;零化防御导弹对拦截导弹的视线转率。最后,针对开关式轨控发动机推力大小不可调节的问题,考虑了发动机动态特性,设计了精确的脉冲宽度调制(pulse width modulation,PWM)控制方法,获得可变的等效力,适应制导指令变化的要求。六自由度仿真结果表明了该制导律的有效性。

PN制导律多模型自适应辨识滤波方法

针对导弹主动防御应用中拦截导弹制导行为辨识问题,提出一种比例导引(PN)制导律多模型辨识滤波方法,对拦截导弹加速度和制导律导航常数进行辨识。采用非线性可观性理论对制导模型的可观性进行了分析。得出在拦截导弹使用PN制导律时,制导模型可观的充要条件。与以往工作相比,该方法考虑了拦截导弹末制导初期由于瞄准误差校正而引起的控制器饱和现象,在拦截导弹执行器处于饱和或退出饱和阶段都能精确对制导律进行辨识。另外,以往工作假定PN制导律常数已知,该方法将PN制导律常数当做制导模型的一个状态进行估计。仿真结果校验了所提方法的性能。

W波段带状注扩展互作用速调管注波互作用系统

对W波段带状注五间隙耦合腔的高频结构进行了设计与分析,以一个五间隙耦合腔作为输入腔,一个五间隙耦合腔作为输出腔,构成了W波段SBEIK的注波互作用系统,利用CST粒子工作室对整个注波互作用系统进行了三维计算模拟,并用Magic 3D对注波互作用计算进行了验证,结果表明两种PIC软件的计算结果基本一致.该SBEIK在电子注电压为75 k V、电流为4 A条件下,仅用两个腔体在W波段实现了高于24 d B的增益,为下一步高增益、高效率、小型化、紧凑型SBEIK的设计奠定了坚实的基础.

基于时频分析的自适应PCA辐射源调制识别

针对复杂环境非合作通信模式下,识别调制方式运算复杂度高、识别率低的问题,提出一种基于时频分析的自适应特征提取识别算法。该算法结合二阶四阶矩估计法,利用信噪比自适应选取主成分分析特征,通过支持向量机分类器对辐射源调制方式进行识别。仿真结果表明,所提算法识别效果优于其他特征提取识别算法。在信噪比为0 dB时,识别率达到98%以上,较Hu矩和伪Zernike矩有12 dB左右的提升。该算法识别率高、运算量低,有较好的工程应用价值。

箔条云对地基雷达干扰效果分析及其应用

分析了箔条云团在自由空间的扩散方式,在箔条云扩散的"大爆炸"模型下,给出了箔条云在不同弹道阶段的有效干扰散射体积;然后,研究了箔条云团对防御雷达检测性能的影响,指出采用较优的战术使用可延迟雷达对目标的发现时机;再次,研究了箔条云团对雷达成像的影响,分析了箔条和噪声干扰效果的差别,并进行了相应的仿真实验;最后,提出了优化箔条干扰效果的几条战术建议。

基于变可信度模型差值的低可信度模型修正方法

为了解决优化设计中计算效率与高可信度信息获取之间的矛盾,从高、低可信度模型的物理机理出发,基于Kriging模型和拉丁超立方设计选样方法构造两模型差值的代理模型;并利用该代理模型对低可信度模型进行修正,构成了具有高可信度的修正模型。与直接对高可信度模型构造的代理模型相比,修正模型不但分析精度更高,而且所需的构造样本更小。文中分别以翼型气动力分析、机翼气动力分析和无人机隐身特性分析为例,从不同维数、不同学科的角度验证了修正模型特性,并进行了机理分析。

主动防御非奇异终端滑模协同制导律

由于在大气层外突防的弹道导弹机动能力很小易被导弹防御系统拦截,因此研究提高突防概率的有效手段具有重要的实用价值。提出基于主动防御方式的分阶段非奇异终端滑模协同制导律,防御导弹的制导过程分为阶段1和阶段2两个阶段。阶段1设计基于视线三角制导策略的制导律,防御导弹将自身控制在目标和拦截导弹的视线上,能有效降低防御导弹需用过载,对相对运动模型进行近似,带来的误差比较小;阶段2设计零化视线转率策略的制导律,使用更加精确的相对运动模型,避免了阶段1近似建模在制导后期带来的较大误差。仿真计算结果验证了该制导律的有效性。

基于改进A^＊算法的翼伞航迹规划研究

在空投翼伞着陆航迹优化的研究中,翼伞航迹规划是完成精确空投任务的关键环节。由于现有翼伞航迹设计方法没有考虑环境的不利影响和在线航迹规划需求,提出建立翼伞着陆过程威胁数学模型,提出了利用改进A*算法的翼伞航迹规划方法和虚拟威胁法,使翼伞满足逆风着陆条件,设计了盘旋规划,保证了精确着陆。最后仿真验证了上述方法能够满足复杂战场环境条件下翼伞航迹规划要求,并且具有较好的威胁回避能力和快速规划能力,具有很大的实际应用价值。

等动能长杆弹侵彻行为的研究及优化设计

为了提高长杆弹的侵彻效率,针对长杆弹对半无限靶板的垂直侵彻行为,分析了影响侵彻深度的主要因素,并利用经验公式和商业数值软件研究了各因素对侵彻深度的影响规律和机制。研究表明:当弹体的总动能一定时,存在一个长径比、入射速度、弹体旋转速度,使得该种长杆弹的侵彻深度达到最大值,并对已知总动能的情况下如何求解和优化设计这些参数进行了说明。