跨大气层飞行器RCS干扰数值模拟研究

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飞机雷达散射截面(rcs)公式

飞机雷达散射截面(rcs)公式
飞机雷达散射截面（Radar Cross Section，RCS）是描述目标对雷达波的散射能力的重要参数。

在雷达系统中，RCS公式是用来计算目标散射的电磁波能量的数学表达式。

RCS公式通常是基于目标的几何形状、材料特性和入射波的频率等因素进行建模的。

RCS公式可以用来预测目标在雷达系统中的探测性能，以及设计隐身技术和电磁干扰技术。

它对于军事和民用航空领域都具有重要意义。

RCS公式的一般形式如下：
RCS = σ A.
其中，σ表示目标的散射截面，A表示目标的有效面积。

散射截面σ是描述目标对入射电磁波的反射能力的参数，通常是一个与频率有关的函数。

目标的有效面积A则是描述目标在雷达波束中所占的实际面积。

RCS公式的具体形式会根据目标的几何形状和材料特性而有所
不同。

对于复杂的目标，RCS公式可能需要进行数值模拟或实验测
量来获得准确的数值。

在现代雷达技术中，研究人员不断努力寻求降低目标的RCS，
以实现隐身和减少雷达探测距离。

因此，RCS公式的研究和应用对
于提高雷达系统的性能具有重要意义。

总之，飞机雷达散射截面（RCS）公式是描述目标对雷达波的散
射能力的重要数学表达式，对于雷达技术和隐身技术具有重要意义。

飞行器RCS仿真建模方法研究

分析电磁散射特性时先建立如图 1 所示的坐标系。主要运用物理光学法 ,将斯特拉顿朱兰成 ( Stra tton - Chu) 公式作
图 1 机头 RCS 分析坐标
为出发点 ,把麦克斯韦方程表示为 Stratton - Chu 积分 ,采用切平面近似。在理想导体表面散射中 , 总表面电场和磁场的切向分量可表示为 :
图 6 单个机翼耦合散射数学仿真结果
图 7 数学仿真结果图 5 单个机翼镜面散射数学仿真结果
2 ) 机翼耦合散射
当入射线处于一定的方位角范围内时 , 两个相邻机翼会产生二面角效应 , 由于受到机体分隔影响 , 其二面角效应与角反射器有所不同 , 机翼二面角散射仅当方位角满足 φ0 Φ φ Φ 90 °- φ0 时存在 , 并可用一个等效平面计算 : ( θ ) θ σ = j kLW sin θ sin kL co s e- j2kz0cos ( 12 ) θ kL co s π 式中 :机翼等效宽度 W 当 φ Φ 45 ° 时 W = 2 (L + a - 2 a ) φ - φ0 ) 当 φ > 45 ° ×sin ( × 45 ° 时 , 将式中 φ用 90 ° - φ代 45 °- φ0 替 ; L 为机翼等效长度 ; z0 为二面角沿 z轴方向散射的中心 ; 角度 φ0 与机翼的翼展 ( 2 l) 和机体半径 a 有关 :φ0 = a rc sin ( a / l) 。单个机翼耦合散射数学仿真结果如图 6 所示。 214 飞行器 RC S合成综合上述分析模型 ,依据飞行器结构组成分别计算出各部件散射面积后 , 按相位关系迭加起来就得到飞行器总的 RCS。数学仿真结果如图 7 所示。
我们在建立了简化飞行器外形模型和六自由度运动姿态计算的基础上采用了目标部件分解法计算飞行器 RCS, 这种建模方法简单 , 物理概念清晰 , 计算量不大 , 能满足仿真实时性要求。参考文献 :

RCS仿真[整理版]

隐身飞行器因为其巨大的军事价值已成为世界各军事强国（地区）竞相发展的高科技技术之一。

本文拟从一个电子工程师的角度，根据笔者了解的一些情况对中国以及国外发达国家（主要是美国）在电磁隐身设计手段方面的水平作一些探讨。

对于目前隐身飞机的技术来说，外形隐身技术对隐身效果起到决定性的作用，一架仅仅依靠全面涂敷吸波材料的米格-21 顶多将rcs 从 3 降低到1，然后再牛x 的材料都无法让小数点向前迈进一步了，但仅仅采用外形隐身技术的f22 即便不采用任何吸波涂料，rcs 还是小于0.1 的，因此飞行器隐身的最主要的手段是外形隐身。

外形隐身并不是想当然的，可以抄袭的，而是依赖于计算电磁学的发展，看看中国计算电磁学的发展水平，就能推知中国隐身技术的掌握程度。

而所有的隐身材料的应用都是依附于电磁学的，所以本文仅仅讨论外形隐身设计中的实验和数值模拟方法。

中国有句古话"工欲善其事，必先利其器。

"要设计出一架成功的隐身飞行器，先进和成熟的设计手段是必不可少的。

这些设计手段的根本目的可以用一句话概括为--研究目标对入射电磁波的响应（反射特性）。

研究目标电磁特性的方法无外乎两种：1、实验测试，2、理论计算。

这就跟研究目标的气动外形可以用风洞吹风，也可以借助计算流体力学（cfd）进行分析一样。

实验测试要进行精确的实验测试，必须消除各种不利的误差。

对于目标的电磁特性测试来讲，这是比较困难的，因为电磁场无处不在，而且任何材料的物体都能对电磁场的分布产生影响。

要测试目标的电磁特性（比如说rcs），最理想的情况就是找到一个无限大的没有其他任何电磁辐射的空间，用一个理想的平面波照射目标，然后对目标的反射波进行测量。

很明显，这种测试条件在地球上无法实现。

于是人们想出了两种变通的办法。

第一种是外场测试，简单的说就是找一个特别开阔的地方进行测试。

这种方法的好处就是空间开阔，入射波的品质容易保证，也比较容易测试目标的rcs（因为rcs 实际上是目标的远区场特性）。

毫米波RCS测量大气吸收衰减修正方法研究

毫米波RCS测量大气吸收衰减修正方法研究文章分析了大气吸收对毫米波测量雷达散射截面（RCS）测量精度的影响。

根据试验场气象参数，建立了毫米波雷达大气吸收衰减工程模型，并对标准金属球实测数据进行了大气吸收衰减修正。

数据处理结果表明，该工程模型简单、可靠，能有效提高外场RCS测量精度。

标签：毫米波；大气吸收；RCS动态测量1 概述在电磁波作用下，大气中氧气和水蒸气分子会吸收电磁波能量而产生能级跃迁，将电磁波能量转变为分子内能，在其固有频率上对电磁波产生吸收衰减[1]。

在毫米波雷达外场RCS动态测量任务中，大气衰减严重，不同气象条件下的毫米波大气衰减存在明显的差异，这种差异严重影响了毫米波RCS测量精度[2]。

为提高RCS测量数据的可靠性，必须对毫米波大气衰减进行修正，以得到目标实际的RCS反射特性。

对流层吸收衰减计算公式复杂，为便于工程应用，提高数据处理效率，建立毫米波吸收衰减工程模型也是亟待解决的问题。

2 大气吸收衰减计算模型2.1 水蒸气吸收系数在0.1～1000GHz频段存在水蒸气分子的选择性吸收谱线，分别由22.235GHz和100GHz以上的谐振引起，对应的吸收系数分别记为？酌22和？酌res。

计算模型[2]-[4]如下：式中，f为频率（GHz），T为大气绝对温度（K）；pw为水蒸气的分压力（torr）；p为大气压力（Hpa）；？籽为水蒸气密度（g/m3），F为谐振线的形状系数。

2.2 氧气吸收系数氧气无固定的电偶极矩，无选择性吸收谱线。

在气压作用下，压致增宽形成中心在60GHz和118.75GHz附近的吸收带。

文章的氧气分子吸收模型考虑了40GHz～140GHz频段内44条氧气吸收谱线的贡献。

氧气吸收系数计算模型[4]如下：式中，C=2.0058。

系数AN由旋转量子数N、谐振线外形系数和非谐振分量共同确定。

2.3 折射分层大气吸收衰减计算模型电磁波在对流层传播过程中产生的总吸收系数为：由于大气是非均匀的，电磁波在大气中传播时折射指数随高度增加而变化。

具有不确定源的多处薄涂敷飞行器RCS预测方法[发明专利]

专利名称：具有不确定源的多处薄涂敷飞行器RCS预测方法专利类型：发明专利
发明人：何姿,陈如山,丁大志,樊振宏,万军
申请号：CN201910482898.3
申请日：20190604
公开号：CN110287549A
公开日：
20190927
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种具有不确定源的多处薄涂敷飞行器RCS预测方法，包括以下步骤：建立MTDS电场积分方程；建立具有外形不确定性多处薄涂敷飞行器的几何模型；提取多处薄涂敷飞行器外形不确定参数；分析具有外形不确定性多处薄涂敷飞行器的电磁散射特性。

本发明将多处薄涂敷飞行器几何外形的不确定性通过带有随机变量的基函数引入到MTDS积分方程方法的矩阵方程中，进而具有不确定外形的多处薄涂敷飞行器的RCS可以通过扰动法有效地定量预测,该方法能较好地模拟具有多处多介质片薄涂敷的金属物体。

申请人：南京理工大学
地址：210094 江苏省南京市玄武区孝陵卫街道200号
国籍：CN
代理机构：南京理工大学专利中心
代理人：陈鹏
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跨大气层飞行器再入段RCS控制特性

跨大气层飞行器再入段RCS控制特性
跨大气层飞行器再入段RCS控制特性
以航天飞机为例,论述了跨大气层飞行器反推力控制系统(Reaction Control System,RCS)的工作原理,并给出了RCS推进器的控制模型.同时分析了RCS在回路中的各种工作模式和多推进器的系统冗余及其组合方式.最后在对RCS系统操作的基础上,研究了航天飞机在再人段飞行时的RCS控制问题.
作者：宁国栋张曙光方振平NING Guo-dong ZHANG Shu-guang FANG Zhen-ping 作者单位：北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083 刊名：飞行力学ISTIC PKU英文刊名：FLIGHT DYNAMICS 年，卷(期)：2005 23(3) 分类号：V212.1 V249.122 关键词：反推力控制系统飞行控制系统冗余再入段飞行。

大气介质干扰下高隐身飞行器仿真试验

大气介质干扰下高隐身飞行器仿真试验高隐身飞行器在军事领域中具有重要的战略意义，它能够对敌方雷达和其他探测设备进行有效的干扰，从而保障我方飞行器的进攻和侦察任务能够顺利完成。

然而，大气介质对于飞行器的干扰是不可忽视的因素之一。

本文将探讨大气介质对于高隐身飞行器的干扰影响，并介绍相关的仿真试验方法。

大气介质干扰是指在飞行器飞行过程中，由于大气的存在导致信号传输及接收产生的干扰。

这种干扰能够使得高隐身飞行器的信号受到衰减、扩散、吸收等影响，从而使得敌方雷达无法准确探测到飞行器的存在和位置。

首先，大气介质的吸收特性会导致飞行器发射的电磁信号在传输过程中发生衰减。

大气介质对于不同波段的电磁波有着不同的吸收能力，特别是在红外波段，大气介质对于红外信号的吸收较为显著。

由于高隐身飞行器通常采用了隐身涂覆材料和红外反射材料，大气介质对其发射的红外信号会产生明显的吸收效应，从而使得飞行器的热签名变得不明显，进而提高了其隐身性能。

其次，大气介质会引起飞行器信号的散射和多径传播，使得雷达无法准确地确定飞行器的方位和距离。

大气介质中存在的气溶胶和云层等微小颗粒会散射飞行器发射的电磁信号，形成回波信号。

这种散射现象会造成雷达测量距离的误差，使得飞行器的真实距离无法被准确探测到。

在复杂的战场环境中，如山脉等地形的遮挡以及建筑物的反射，还会产生多径传播的问题，进一步增加了飞行器被侦测到的难度。

在仿真试验方面，为了更好地研究大气介质干扰对高隐身飞行器的影响，可以采用基于电磁场理论的仿真方法。

首先，需要建立一个适用于大气介质的电磁场模型。

这个模型应该考虑到大气的吸收、散射和多径传播等特性，并将其与飞行器的发射信号进行耦合，以模拟飞行器信号在大气中的传播过程。

其次，在进行仿真试验时，还需要考虑到不同气象条件下大气介质对飞行器的影响差异。

不同气象条件下的温度、湿度和气压等参数都会对大气介质的吸收和散射特性产生影响，因此需要在仿真中对不同气象条件进行参数设置，并观察其对飞行器信号的影响。

火星探测器再入RCS_喷流干扰效应数值模拟研究

第 40 卷第 4 期航天器环境工程Vol. 40, No. 4 2023 年 8 月SPACECRAFT ENVIRONMENT ENGINEERING331 https:// E-mail: ***************Tel: (010)68116407, 68116408, 68116544火星探测器再入RCS喷流干扰效应数值模拟研究孙瑞斌，黄育群，马继魁，刘耀峰，柳煜玮，倪招勇（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）摘要：针对火星大气环境下的反作用力控制系统（RCS）喷流干扰问题，采用自研CFD软件数值模拟“火星科学实验室”（MSL）外形在火星大气环境中的喷流干扰效应；并与文献中的高超声速喷流干扰风洞试验和计算结果进行对比验证；继而完成了火星大气环境高超声速（M∞=5～10）条件下的偏航方向喷流干扰效应数值模拟，获得了不同攻角（α=0°～-30°）、不同马赫数条件下的喷流干扰气动规律：负攻角增大将导致喷流干扰效应增强以及附加偏航力矩增加；来流马赫数对附加干扰力矩的影响较小。

研究结果可为火星探测器喷流控制设计提供参考。

关键词：火星大气；高超声速流；火星探测器；喷流干扰；数值模拟；CFD软件中图分类号：V476.4; V529.1; V411.3文献标志码：A文章编号：1673-1379(2023)04-0331-07 DOI: 10.12126/see.2023060Numerical simulation of RCS jet interference effect inthe re-entry process of a Mars probeSUN Ruibin, HUANG Yuqun, MA Jikui, LIU Yaofeng, LIU Yuwei, NI Zhaoyong(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)Abstract: Aiming at the problem of reaction control system (RCS) jet interference in Mars atmosphere, a self-developed CFD software was used to numerically simulate the jet interference effect of Mars Science Laboratory (MSL) shape in Mars atmosphere, and the results were compared and verified with those from calculation and from hypersonic jet interference wind tunnel test in the reference. Then, the numerical simulation of the yaw direction jet interference effect under hypersonic velocity (M∞=5-10) in Mars atmosphere was completed. The aerodynamic laws of jet interference under different attack angles (from 0° to -30°) and different Mach numbers were obtained: a. The increase of negative attack angle leads to the increases both in jet interference effect and additional yaw moment; b. The incoming Mach number has little effect on additional moment. Those research may provide some reference for the design of Mars probe jet control.Keywords: Mars atmosphere; hypersonic flow; Mars probe; jet interference; numerical simulation; CFD software收稿日期：2023-03-01；修回日期：2023-07-16引用格式：孙瑞斌, 黄育群, 马继魁, 等. 火星探测器再入RCS喷流干扰效应数值模拟研究[J]. 航天器环境工程, 2023, 40(4): 331-337SUN R B, HUANG Y Q, MA J K, et al. Numerical simulation of RCS jet interference effect in the re-entry process of a Mars probe[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2023, 40(4): 331-3370 引言作为太阳系中与地球气候条件最为接近的星球，火星一直是深空探测的重点对象。

基于改进再分配伪逆法的高速飞行器RCS控制分配设计

㊀第53卷第2期郑州大学学报(理学版)Vol.53No.2㊀2021年6月J.Zhengzhou Univ.(Nat.Sci.Ed.)Jun.2021收稿日期:2020-08-14基金项目:国家自然科学基金项目(61473015,91646108);国家H863项目(11100002017115004,111GFTQ2018115005,111GFTQ2019115006)㊂作者简介:宋佳(1983 ),女,副教授,主要从事故障诊断及容错控制技术研究,E-mail:songjia @;通信作者:张严雪(1996 ),女,硕士研究生,主要从事高超声速飞行器容错控制研究,E-mail:brettyzyx1996@㊂基于改进再分配伪逆法的高速飞行器RCS控制分配设计宋㊀佳,㊀张严雪(北京航空航天大学宇航学院㊀北京100191)摘要:高超声速飞行器再入段需要反作用控制系统(RCS)维持姿态稳定㊂设计一种固定推力器开启数的再分配伪逆控制分配方法,并应用在了高超声速飞行器再入段姿态控制中㊂首先,建立高超声速飞行器再入段RCS 姿态模型,采用有限时间终端滑模算法设计姿态跟踪控制器㊂针对给定8推力器配置的RCS,设计固定3推力器开启的再分配伪逆法对RCS 进行控制分配,能提高系统实时性并且降低燃料消耗㊂最后将设计的控制分配系统应用于高超声速飞行器再入姿态仿真,仿真结果表明设计的方法具有很好的控制效果,在保证控制性能和实时性的同时能够降低燃料消耗㊂关键词:高超声速飞行器;反作用控制系统;终端滑模控制;改进的再分配伪逆法;控制分配中图分类号:V448.22㊀㊀㊀㊀㊀文献标志码:A㊀㊀㊀㊀㊀文章编号:1671-6841(2021)02-0019-07DOI :10.13705/j.issn.1671-6841.20202590㊀引言高超声速飞行器(hypersonic vehicle,HV),在本文中简称为高速飞行器,飞行速度不小于5马赫,是一种具有强耦合㊁强非线性的复杂对象[1-3],在军事上和民用上具有广阔的应用前景[4]㊂高速飞行器再入段的姿态控制成为了各国航空航天领域的难点和热点㊂高速飞行器再入段的初期由于大气密度较低,气动舵面效率不足[5-6],需要反作用控制系统(reaction control system,RCS)维持姿态稳定[7-8]㊂RCS 系统执行器为一组推力恒定的脉冲型推力器[9]㊂为了提高飞行器的稳定性,降低故障影响[10-11],一般设计为冗余配置㊂但是冗余配置增加了指令分配的难度,且有可能造成燃料的浪费㊂因此有必要进行RCS 控制分配方法研究㊂文献[12]对于多操纵面的战机出现未知执行器故障的情况,设计了一种自适应容错控制分配方法㊂文献[13]中设计了基于线性规划的优化控制分配方法来进行舵面和RCS 的控制分配㊂文献[14-15]都研究了基于零空间的再分配伪逆法㊂其中,再分配伪逆法在初解阶段能够获得最优解,但是经过再分配后得到的解已经不满足最优情况,且伪逆法的实时性也难以保证㊂为了减少燃料的消耗且保证控制分配算法的实时性,本文创新性地提出了一种改进的具有固定推力器开启数的再分配伪逆法,并将其应用于高速飞行器再入段飞行姿态控制㊂本文首先建立了高速飞行器再入段系统模型,分析了RCS 系统的配置情况㊂之后针对临近空间高速飞行器再入段姿态模型,设计有限时间终端滑模控制(terminal sliding mode control,TSMC)算法,实现姿态跟踪控制㊂又对给定8推力器配置的RCS 系统进行3推力器开启的再分配伪逆法改进设计,以减少燃料消耗和保证控制分配算法实时性㊂最后通过仿真验证了所设计控制系统的有效性㊂1㊀高速飞行器RCS 系统建模本文建立的高速飞行器模型参考了文献[16]的Winged-Cone 模型和文献[17]的飞行器模型㊂本文的郑州大学学报(理学版)第53卷研究对象是一类有翼圆锥体高速飞行器,其反作用控制系统为8推力器配置且具有恒定推力的一组推力器㊂1.1㊀高速飞行器模型高速飞行器再入过程运动学方程如式(1)~(13)所示,x ㊃=V cos θcos σ,(1)y ㊃=V sin θ,(2)z ㊃=-V cos θsin σ,(3)V ㊃=-D m +gr(x cos σcos θ+(y +R )sin θ-z sin σcos θ),(4)θ㊃=L cos μ-Y sin μmV cos σ+grV cos σ[-x cos σsin θ+(y +R )cos θ+z sin σsin θ],(5)σ㊃=-L sin σ+Y cos σmV -grV(x sin σ+z cos σ),(6)g =g 0(RR +h)2,(7)ω㊃x =(I y -I z )I xωy ωz +1I x(l A +l RCS ),(8)ω㊃y =(I z -I x )I yωx ωz +1I y(m A +m RCS ),(9)ω㊃z =(I x -I y )I zωx ωz +1I z(n A +n RCS ),(10)α㊃=ωz -ωx cos αtan β+ωy sin αtan β-1mV cos β(L +mg cos θcos μ),(11)β㊃=ωx sin α+ωy cos α+1mV(L -mg cos θsin μ),(12)μ㊃=ωxcos αcos β-ωy sin αcos β+1mV[L (sin θsin μ+tan β)+C sin θcos μ+mg cos θcos μtan β],(13)式中:x ㊁y ㊁z 分别为高速飞行器在惯性坐标系下的坐标;V ㊁θ㊁σ分别为速度㊁飞行倾角和飞行偏角;h ㊁m 分别为飞行高度和质量;g 为当地重力加速度;r 为飞行器质心在惯性坐标系中的矢径;常量R 为地球半径;ωx ㊁ωy ㊁ωz 分别为HV 的滚转㊁偏航和俯仰角速度;I x ㊁I y ㊁I z 分别为x ㊁y ㊁z 轴的转动惯量;D ㊁L ㊁C 分别为阻力㊁升力和侧向力;l A ㊁m A ㊁n A 分别为三轴气动力矩;l RCS ㊁m RCS ㊁n RCS 分别为RCS 系统提供的三轴力矩;α㊁β㊁μ为攻角㊁侧滑角和速度滚转角㊂高速飞行器再入段气动方程和系数参考了文献[18]㊂将与姿态有关的6个方程(8)~(13)提取出,改写成仿射非线性形式[19],见式(14)~(15)㊂Ω㊃=f o +g o ω,(14)ω㊃=f i +g i M ,(15)其中:Ω=[α;β;μ]是姿态角度;ω=[ωx ;ωy ;ωz ]是姿态角速度;M =[l A +l RCS ;m A +m RCS ;n A +n RCS ]是三轴力矩;f o ㊁f i ㊁g o ㊁g i 为对应系数矩阵㊂1.2㊀RCS 系统配置分析RCS 采取冗余设计,即RCS 的推力器个数大于飞行器的自由度㊂例如,文献[20]中提到哥伦比亚航天飞机的RCS 系统采用44推力器设计㊂为减小RCS 的设计载荷,本文研究的飞行器RCS 由8个推力器组成,安装在飞行器尾端㊂结构如图1所示㊂每个推力器的推力均恒为1500N㊂设推力器安装角度为θr ,距离质心安装距离为d ,到质心的距离为L r ㊂其中:L r =4m;d =0.5m;θr =60ʎ;F =1500N㊂则推力器能提供的三轴的力矩大小如表1所示㊂2㊀第2期宋㊀佳,等:基于改进再分配伪逆法的高速飞行器RCS控制分配设计图1㊀RCS 系统推力器配置Figure 1㊀RCS system thruster configuration表1㊀RCS 推力器三轴力矩Table 1㊀Three-axis torque of RCS thruster推力器编号X 轴力矩Y 轴力矩Z 轴力矩100-F 1L r20F 2L r0300F 3L40-F 4L5F 5d F 5L r cos θr-F 5L r sin θr6-F 6d F 6L r cos θrF 6L r sin θr 7F 7d-F 7L r cos θrF 7L r sin θr8-F 8d-F 8L r cos θr-F 8L r sin θr2㊀高速飞行器再入段姿态控制系统在高速飞行器再入段姿态控制系统设计中,由于姿态模型的各个变量在时间尺度上具有明显差异,将飞行器的状态变量分为快㊁慢不同回路,分别设计控制算法㊂本文采用有限时间终端滑模控制㊂高速飞行器再入姿态控制系统结构如图2所示㊂在图2中的双环终端滑模姿态控制器中,外环为慢回路,其输入为期望的姿态角速度ωc =[ωxc ;ωyc ;ωzc ]T ,跟踪的指令为制导系统给出的三轴指令姿态角度Ωc =[αc ;βc ;μc ]T ㊂内环为快回路,要求跟踪期望的姿态角速度ωc ,并计算出虚拟控制量三轴控制力矩M c ㊂后续设计控制分配模块,将控制力矩合理地分配到执行器中㊂下面给出姿态终端滑模控制的设计过程㊂图2㊀高速飞行器RCS 控制系统结构图Figure 2㊀Structure diagram of RCS control system for hypersonic vehicle非线性终端滑模控制具有传统滑模控制的鲁棒性,也能使系统状态在有限时间内收敛,控制精度较高[21]㊂在高速飞行器的姿态控制中,其能够取得很好的控制效果[22-23]㊂新型终端滑模控制面S 设计为式(16)[17],S =e +ʏt 0[k 1sig γ1(e )+k 2sig γ2(e )]d τ,(16)其中:k 1㊁k 2㊁γ1㊁γ2为常系数,有k 1>0,k 2>0,γ1ȡ1,0<γ2<1;sig γ(x )=xγsgn(x );e 为指令和状态之间的跟踪误差,有e =x -x c ,x c 为期望指令㊂设计终端滑模型非线性趋近律为S ㊃=-l 1S -l 2sig η(S ),其中:l 1㊁l 2㊁η为常系数,有l 1>0,l 2>0,0<η<1㊂外环慢回路滑模控制面设计为S o =Ω-Ωc +ʏt[k 1sig γ1(Ω-Ωc )+k 2sig γ2(Ω-Ωc )]d τ,则慢回路控制律为ωc =-g -1o [f o -Ω㊃c +k 1sig γ1(Ω-Ωc )+k 2sig γ2(Ω-Ωc )+l 1S o +l 2sig η(S o )]㊂(17)同理对于内环快回路,设计滑模面为S i =ω-ωc +ʏt[k 1sig γ1(ω-ωc )+k 2sig γ2(ω-ωc )]d τ,系统快回路12郑州大学学报(理学版)第53卷的控制律为M c =-g -1i [f i -ω㊃c +k 1sig γ1(ω-ωc )+k 2sig γ2(ω-ωc )+l 1S i +l 2sig η(S i )]㊂(18)㊀㊀综上,本文设计的高速飞行器再入姿态双环终端滑模控制律见式(17)和式(18)㊂3㊀固定推力器开启数的RCS 再分配伪逆法设计为了简化控制器的设计,本文将姿态控制与控制分配进行模块化设计,控制分配模块的输入是三轴姿态控制指令力矩,合理分配后,输出每个执行器的指令㊂在RCS 系统控制分配算法的设计中,需要综合考虑控制分配方法的分配精度㊁燃料消耗情况和算法实时性㊂根据图1及表1对本文研究的RCS 系统推力器配置情况分析,可以得到RCS 控制分配效率矩阵㊂B =0㊀0-L r0㊀L r ㊀00㊀0㊀L r 0-L r㊀0d ㊀L r cos θr -L r sinθr -d ㊀L r cos θr ㊀L r sin θr d -L r cos θr ㊀L r sin θr -d-L r cos θr-L r sinθr éëêêêêêêêêêêêêêùûúúúúúúúúúúúúúT㊂(19)控制分配应该满足两个条件:1)RCS 系统所有推力器燃料消耗总和为最低㊂由于本文RCS 推力器为推力恒定的常值推力器,因此可以用推力器开启总时间来反映燃料消耗量;2)RCS 产生反作用力矩应与控制力矩相等㊂则广义逆法的线性规划目标函数表示为min f =ð8i =1T on i s.t.M RCS -Bu =0,其中:M RCS 为计算出的RCS系统指令力矩;u 为RCS 系统推力矩阵;T on i 为第i 个推力器的开启时间㊂基于零空间的再分配伪逆法在再分配之前有线性规划的一步,因此是最优的(燃料消耗最少)㊂但经过再分配之后,已经无法满足最优的条件㊂且因为伪逆法是基于执行器配置矩阵的,要求各个执行机构都要参与控制,这样就减少了冗余执行器控制分配的灵活性㊂对于本文研究的8推力器RCS 系统来说,控制分配中并不会用到所有的执行器㊂相反,会因为使用多余的执行器而造成对冲导致燃料的浪费㊂且由于伪逆法初解时加入了线性规划,实际应用中已经无法保证实时性㊂为了保证实时性和降低燃料消耗,针对给定的8推力器RCS 配置,本文设计了一种固定推力器开启的再分配伪逆法㊂固定推力器开启数应与姿态控制系统自由度相同,即为3㊂因此本文采用固定3推力器开启来设计改进的再分配伪逆法㊂设线性规划函数为[14-15]min f =u T u ,s.t.M RCS -Bu =0,可获得满足平衡方程的RCS 推进器推力为u =B T (BB T )-1M RCS =B +M RCS ,(20)B +=B T (BB T )-1即为控制分配矩阵的广义逆㊂此时得到了伪逆法的初解(20)㊂Step1㊀由式(20)获得伪逆法初解u ini =B +M RCS ㊂u ini 一般与一个阈值ε共同使用,ε是一个小整数㊂当u ini 中的项大于ε时,输出u p 对应项为1,否则u p 为0㊂Step2㊀f on /off 就是根据阈值ε确定u p 中每一项的值的函数㊂u p 是一个8ˑ1的列矩阵,其中k 项为1,8-k 项为0,k ȡ3,即u p (i 1)=1,2, ㊂u p (i k )=1,i 1,i 2, ,i k 是可能开启的推力器备选编号㊂在矩阵(19)控制分配B 中找出i 1,i 2, ,i k 对应的列的B (i 1), ,B (i k ),u p (8ˑ1)=f on /off (B +M RCS )㊂(21)Step3㊀由上文可知,我们选择每个控制指令由3个推力器共同完成㊂当k =3时,i 1,i 2, ,i k 即为选择的推力器编号,提取出的新配置矩阵B e =[B (i 1)B (i 2)B (i 3)]㊂当k >3时,将i 1,i 2, ,i k 项和对应的22㊀第2期宋㊀佳,等:基于改进再分配伪逆法的高速飞行器RCS控制分配设计配置矩阵列向量不重复地选择三项进行排列组合,一共有C3k种排列方法,备选的推力器开关指令为u r1, ur2, ,u rC3k,以及对应配置矩阵为B r1,B r2, ,B rC3k㊂Step4㊀设计的目标函数为min f=ðu e s.t M RCS-B e u e=0,(22)其中:u eɪ{u r1㊀㊀u rC3k};B eɪ{B r1㊀㊀B rC3k}㊂求解式(22)即可获得3推力器开启下的最少燃料消耗的各推力器的指令推力㊂由于已经给定了u e和Be的范围,若有推力器出现失效故障,则可以在推力器配置矩阵(19)中,将对应损坏推力器的列向量去除掉,并将剩余列向量组成新控制分配矩阵B ini带入step1即可㊂4㊀数值仿真本文研究的飞行器模型的机翼参考面积为3.35m2,平均气动弦长为2.44m,机翼展长为1.83m,机身质量为1259kg,三轴惯性矩为I xx=156kg㊃m2,I yy=1162kg㊃m2,I zz=1267kg㊃m2㊂系统姿态变量初值为[ωx,ωy,ωz,α,β,μ]=[0,0,0,2.5ʎ,0.3ʎ,0.2ʎ]㊂期望姿态为攻角2ʎ,期望侧滑角和速度滚转为0ʎ㊂对不加分配的理想情况下终端滑模控制算法,零空间再分配伪逆法(null space pseudo-inverse,NPI)和本文设计的3推力器开启再分配伪逆法(pseudo-inverse,PI)进行无故障状态的对比仿真,结果如下㊂定义跟踪轨迹的误差为error=ʏt f t0y-r∗d t/(t f-t0)㊂则不同分配方法的姿态跟踪误差见表2㊂表2㊀姿态跟踪误差Table2㊀Attitude tracking error算法平均姿态跟踪误差攻角侧滑角速度倾斜角固定3推力器开启的再分配伪逆法0.0020ʎ0.0015ʎ0.0050ʎ基于零空间的再分配伪逆法0.0044ʎ0.0030ʎ0.0024ʎ㊀㊀同时也在其他姿态跟踪指令下进行了多组实验,来确定比较两种方法的推力器开启总时间㊂见表3㊂表3㊀RCS推力器开启时间Table3㊀RCS thruster opening time单位:s算法推力器开启总时间角度1角度2角度3固定3推力器开启的姿态再分配伪逆法 2.954 3.952 2.995基于零空间的再分配伪逆法 3.289 4.136 3.176注:角度1㊁角度2㊁角度3均为期望姿态角度,分别为α=2ʎ㊁β=0ʎ㊁μ=0ʎ;α=3ʎ㊁β=0.5ʎ㊁μ=0.5ʎ;α=2ʎ㊁β=0.5ʎ㊁μ=0.5ʎ㊂㊀㊀从图3和表2中的图像和跟踪误差值可以看出,本文设计的固定3推力器开启的改进再分配伪逆法和基于零空间的再分配伪逆法都能取得比较好的控制效果,两种方法的跟踪误差都很小㊂由表3看出在三种期望姿态角度的条件下,本文设计的固定3推力器开启的改进再分配伪逆法均有更短的推力器开启时间㊂也就是说明,本文设计的固定3推力器开启的改进再分配伪逆法能让RCS有更低的燃料消耗㊂5㊀结论根据RCS系统对高实时性和低燃料消耗的要求,本文设计了一种固定推力器开启数的改进再分配伪逆法的控制分配系统,并应用在了高速飞行器再入段RCS系统姿态控制中㊂本文建立了高速飞行器六自由度32郑州大学学报(理学版)第53卷图3㊀姿态跟踪曲线Figure 3㊀Attitude tracking curve模型,对RCS 系统配置进行了分析和建模㊂设计了基于有限时间终端滑模算法的姿态控制系统㊂针对给定8推力器配置的RCS 系统,设计了固定3推力器开启的改进再分配伪逆控制分配算法,通过在给定的小范围内进行线性规划,大大减少了运算量,提高了控制分配系统的实时性㊂由数值仿真结果能够看出,本文设计的固定推力器开启数的再分配伪逆控制系统,在提高实时性的基础上具有良好的控制效果和更低的燃料消耗㊂参考文献:[1]㊀SHI Z,HE C D,ZHANG Y F,et al.Sliding mode disturbance observer-based adaptive tracking control for hypersonic reentryvehicle[J].Advances in mechanical engineering,2017,9(11):168781401773289.[2]㊀SONG J,WANG L,CAI G B,et al.Nonlinear fractional order proportion-integral-derivative active disturbance rejection controlmethod design for hypersonic vehicle attitude control[J].Acta astronautica,2015,111:160-169.[3]㊀TAO X L,YI J Q,PU Z Q,et al.State-estimator-integrated robust adaptive tracking control for flexible air-breathing hyperson-ic vehicle with noisy measurements[J].IEEE transactions on instrumentation and measurement,2019,68(11):4285-4299.[4]㊀SONG J,LIN J M,WANG L,et al.Nonlinear FOPID and active disturbance rejection hypersonic vehicle control based onDEM biogeography-based optimization[J].Journal of aerospace engineering,2017,30(6):04017079.[5]㊀REN W J,JIANG B,YANG H.Singular perturbation-based fault-tolerant control of the air-breathing hypersonic vehicle[J].IEEE /ASME transactions on mechatronics,2019,24(6):2562-2571.[6]㊀SONG J,GAO K,WANG L,et parison of linear and nonlinear active disturbance rejection control method for hypersonicvehicle[C]ʊThe 35th Chinese Control Conference.New York:IEEE,2016:10759-10764.[7]㊀HE J J,QI R Y,JIANG B,et al.Fault-tolerant control with mixed aerodynamic surfaces and RCS jets for hypersonic reentryvehicles[J].Chinese journal of aeronautics,2017,30(2):780-795.[8]㊀ZHAI R Y,QI R Y,ZHANG J pound fault-tolerant attitude control for hypersonic vehicle with reaction control systemsin reentry phase[J].ISA transactions,2019,90:123-137.[9]㊀NIU Q L,YANG S,HE Z H,et al.Numerical study of infrared radiation characteristics of a boost-gliding aircraft with reactioncontrol systems[J].Infrared physics &technology,2018,92:417-428.[10]ZHOU J,CHANG J,GUO Z Y.A fault-tolerant control scheme within adaptive disturbance observer for hypersonic vehicle[J].Journal of aerospace engineering,2019,233(3):1071-1088.[11]马跃超,张雨桐,付磊.奇异时滞系统的量化容错控制[J].郑州大学学报(理学版),2019,51(4):110-115.MA Y C,ZHANG Y T,FU L.Quantized and fault-tolerant control for singular time-delay systems[J].Journal of Zhengzhou university (natural science edition),2019,51(4):110-115.[12]刘春生,朱心中.基于控制分配的多操纵面战机故障容错控制[J].飞行力学,2011,29(6):18-21.LIU C S,ZHU X Z.Fault tolerant control based on control allocation for fighter with multiple effectors[J].Flight dynamics,2011,29(6):18-21.[13]GENG J,SHENG Y Z,LIU X D.Finite-time sliding mode attitude control for a reentry vehicle with blended aerodynamic sur-faces and a reaction control system[J].Chinese journal of aeronautics,2014,27(4):964-976.[14]TOHIDI S S,KHAKI SEDIGH A,BUZORGNIA D.Fault tolerant control design using adaptive control allocation based on the4252㊀第2期宋㊀佳,等:基于改进再分配伪逆法的高速飞行器RCS控制分配设计pseudo inverse along the null space[J].International journal of robust and nonlinear control,2016,26(16):3541-3557.[15]史静平,屈晓波,毕可军.一种基于转矩可达集的操纵面组合分配设计方法[J].西北工业大学学报,2014,32(1):123-130.SHI J P,QU X B,BI K J.A multiple effector control allocation method based on attainable moment subset[J].Journal of northwestern polytechnical university,2014,32(1):123-130.[16]QI N,ZHOU Q,QIN C.The six DOF model of hypersonic vehicle and coupling characterization analysis[J].Journal of projec-tiles rockets missiles&guidance,2012,32:49-52.[17]孙长银穆朝絮,张瑞民.高超声速飞行器终端滑模控制技术[M].北京:科学出版社,2014.SUN C Y,MU Z X,ZHANG R M.Terminal sliding mode control technology for hypersonic aircraft[M].Beijing:Science Press,2014.[18]KESHMIRI S,COLGREN R,MIRMIRANI M.Development of an aerodynamic database for a generic hypersonic air vehicle[C]ʊAIAA Guidance,Navigation and Control Conference and Exhibit.Reston:AIAA,2005:3978-3998.[19]SONG J,HAO C,ZHANG Y X,et al.Double-loop sliding mode control of reentry hypersonic vehicle with RCS[C]ʊIEEE15th International Conference on Control and Automation.New York:IEEE,2019:109-114.[20]宁国栋,张曙光,方振平.跨大气层飞行器再入段RCS控制特性[J].飞行力学,2005,23(3):16-20.NING G D,ZHANG S G,FANG Z P.Research on the reaction control system for spacecraft re-entry flight[J].Flight dynamics,2005,23(3):16-20.[21]杨鹏,王晓周,王婕,等.基于非线性干扰观测器的机械臂终端滑模控制[J].郑州大学学报(理学版),2019,51(1):78-83.YANG P,WANG X Z,WANG J,et al.Terminal sliding mode control for robotic manipulator with nonlinear disturbance ob-server[J].Journal of Zhengzhou university(natural science edition),2019,51(1):78-83.[22]WU Y J,ZUO J X,SUN L H.Adaptive terminal sliding mode control for hypersonic flight vehicles with strictly lower convexfunction based nonlinear disturbance observer[J].ISA transactions,2017,71:215-226.[23]ZHOU X Y,SHI Y J,LI L L,et al.A high precision compound control scheme based on non-singular terminal sliding modeand extended state observer for an aerial inertially stabilized platform[J].International journal of control,automation and sys-tems,2020,18(6):1498-1509.RCS Control Allocation for Hypersonic Vehicle Based onImproved Redistribution Pseudo-inverse MethodSONG Jia,ZHANG Yanxue(School of Astronautics,Beihang University,Beijing100191,China) Abstract:The attitude control system of the hypersonic vehicle(HV)reentry phase required the com-pound control of the pneumatic rudders and reaction control system(RCS).An improved redistribution pseudo-inverse control allocation method with a constant opening number of thrusters was designed and applied to the attitude control of hypersonic vehicle reentry stage.Firstly,the hypersonic vehicle RCS at-titude model of the reentry section was established.The finite-time terminal sliding mode control method was employed for HV attitude tracking control of the reentry phase.For the given RCS configuration with 8thrusters,an improved redistribution pseudo-inverse method with3thrusters turned on was proposed, which could significantly improve the real-time performance and reduce fuel consumption.Finally,the designed control allocation system was applied to the hypersonic vehicle reentry attitude simulation.The simulation results indicated that the proposed control allocation method had satisfactory performance. Key words:hypersonic vehicle;reaction control system(RCS);terminal sliding mode control; improved redistribution pseudo-inverse method;control allocation(责任编辑:王浩毅㊀方惠敏)。

机翼前缘后掠角对飞机RCS影响的数值模拟

机翼前缘后掠角对飞机RCS影响的数值模拟徐鸣;左君伟;岳奎志;郁大照【期刊名称】《海军航空工程学院学报》【年(卷),期】2014(000)001【摘要】为了在飞机总体设计时改善其隐身性能，对机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机的RCS特性进行了研究。

使用CATIA软件，建立机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机；基于物理光学法和等效电磁流法，采用RCSAnsys软件，使用X波段雷达对飞机进行探测，雷达入射波的俯仰角在-15°、0°和15°条件下，数值模拟机翼前缘后掠角在-30°~+60°之间变化时飞机的RCS特性，并对数值模拟结果进行数理统计分析。

在机翼前缘后掠角变化的条件下，飞机RCS特性数值模拟结果表明：飞机头向RCS峰值之一的方位角与机翼前缘后掠角的角度相等；飞机头向RCS算术平均值特性为直机翼大、前掠翼和后掠翼小、大后掠翼更小；飞机侧向和尾向的RCS算术平均值变化相对不大。

【总页数】7页(P47-52,76)【作者】徐鸣;左君伟;岳奎志;郁大照【作者单位】海军装备部，北京100071;海军装备部，北京100071;海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台264001;海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台264001【正文语种】中文【中图分类】V221【相关文献】1.40°后掠角三角翼不同前缘形状对其气动特性影响的实验研究 [J], 白涛;王晋军2.大迎角下机翼后掠角对近耦合鸭式布局增升及流态的影响 [J], 马宝峰;刘沛清;魏园3.三维机翼前缘影区爬行波RCS研究 [J], 马东立;刘忠铁4.民用飞机复合材料机翼固定前缘结构设计研究 [J], 陆凯华5.某型飞机机翼前缘抗鸟撞结构设计与试验验证 [J], 任冀宾; 王斌; 王振; 刘军; 索涛; 李玉龙因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

再入飞行器的RCS控制系统设计

再入飞行器的RCS控制系统设计郭建国;张添保;周军;王国庆【摘要】According to the tracking error of reaction control system (RCS), a new precision control strategy is proposed for the initial reentry phase of reentry vehicle.Firstly, a nonlinear disturbance observer (DOB) is used for observing the model uncertainty and/or external disturbances.Secondly, a sliding mode control system for the fast loop and slow loop is designed by back-stepping style, and obtained the optimal combination of RCS by linear optimization.Besides, a Integral PWPF Modulator (IPWPF) is proposed based on traditional PWPF modulator, and its stability is proved by a describing function.Finally, the simulation indicates a great precision of the method.%针对再入飞行器初始再入段的发动机反作用控制系统(RCS)控制精度问题,提出了一种新型发动机控制方法.首先,将飞行器模型分为慢回路和快回路分别进行控制器设计,采用非线性干扰观测器(DOB)来获取不确定项的估计值,并使用反演法及滑模控制方法设计了飞行器的慢回路和快回路控制律;其次,采用线性规划方法来获取最优RCS指令分配方案;在此基础上,对传统PWPF调制器进行改进,提出了积分补偿型PWPF调制器(IPWPF),采用描述函数法证明了该IPWPF的调制稳定性;最后,通过仿真验证了该方法相比于传统的控制方法具有较高的控制精度.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2017(040)004【总页数】6页(P511-516)【关键词】再入飞行器;反作用控制系统;干扰观测器;滑动模态;脉冲调制器【作者】郭建国;张添保;周军;王国庆【作者单位】西北工业大学,精确制导与控制研究所,西安 710072;西北工业大学,精确制导与控制研究所,西安 710072;西北工业大学,精确制导与控制研究所,西安710072;中国运载火箭技术研究院研发中心,北京 100076【正文语种】中文【中图分类】V448再入飞行器飞行包线大、航程远[1]。

机载无源干扰设备RCS特性测量及干扰效果仿真

机载无源干扰设备RCS特性测量及干扰效果仿真
许金萍;梅永华
【期刊名称】《舰船电子对抗》
【年(卷),期】2004(27)6
【摘要】介绍了机载无源干扰设备的RCS目标特性及其测试方法,初步探讨了在靶场测量获得其RCS特性数据后,利用脱靶量来评估其干扰效果的仿真方法.
【总页数】4页(P30-33)
【作者】许金萍;梅永华
【作者单位】63891部队,洛阳,71003;63889部队,孟州,474150
【正文语种】中文
【中图分类】TN972+.4;TP391.9
【相关文献】
1.无源干扰装备质心干扰效果数字仿真试验软件设计 [J], 李寒梅;
2.基于HLA的无源干扰效果评估建模仿真的研究 [J], 方建;李言俊;张科
3.谈机载无源干扰设备的机壳屏蔽问题及对陆用某种双层电磁... [J], 张子东
4.无源干扰装备质心干扰效果数字仿真试验软件设计 [J], 李寒梅
5.机载无源干扰虚拟仿真系统研究 [J], 梁捷;谢晓方;曹建;刘东鑫
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一种计算隐身飞行器外形RCS的高精度快速算法

一种计算隐身飞行器外形RCS的高精度快速算法
王明亮;高正红
【期刊名称】《航空计算技术》
【年(卷),期】2008(038)002
【摘要】针对目前隐身飞行器外形雷达散射截面(RCS)难以准确计算的问题,提出了一种基于目标外形几何特征和矩量法的飞行器RCS算法.通过对矩量法阻抗矩阵元的理论分析,研究了物面感应电流随散射体表面曲率的变化规律,指出感应电流之间的耦合已成为影响隐身飞行器物面电流分布的重要因素,并且指出根据飞行器物面曲率分布可以预知强的感应电流耦合区域,利用这些强的电流耦合能够组成稀疏化的阻抗矩阵,从而实现飞行器RCS的快速求解.以金属双弧柱和典型隐身飞机外形为例,分析验证了物面曲率几何信息对计算结果精度的影响以及在提高计算效率方面的作用.数值结果表明该方法保持了与传统矩量法基本一致的计算精度,但计算时间仅为矩量法的7.2%.
【总页数】6页(P1-5,9)
【作者】王明亮;高正红
【作者单位】西北工业大学,翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西,西安,710072;西北工业大学,翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】O353
【相关文献】
1.一种翼身融合体飞行器外形的RCS计算与实验 [J], 万顺生;罗屹洁;周一帆
2.高超声速飞行器外形热流密度分布计算的高精度方法研究 [J], 刘昕;邓小刚;毛枚良
3.一种低RCS无人飞行器外形的气动特性实验研究 [J], 戴全辉;昂海松
4.一种隐身无人飞行器外形的电磁散射特性的实验研究 [J], 戴全辉
5.一种基于参数化建模的飞行器隐身外形设计优化方法 [J], 杨劼;戴全辉;黄兴军因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

基于RCS的风电机对高频雷达信号干扰特性分析

基于RCS的风电机对高频雷达信号干扰特性分析唐波;孙睿;刘任;吴卓;江浩田【期刊名称】《太原理工大学学报》【年(卷),期】2017(48)2【摘要】基于高频雷达工作机理,确定风电机对高频雷达的干扰水平采用风电机雷达散射截面(RCS,Radar Cross Section)为参量进行评估.以实际高频雷达工作频段(3～30 MHz)进行研究,根据Hallen方法建立了风电机RCS计算用线模型,并采用矩量法对风电机线模型远场散射场进行求解.对不同偏航角及旋转角下的风电机姿态进行建模,分别计算风电机各姿态下的RCS值,从而获取风电机对高频雷达信号的干扰特征.研究结果表明,风电机RCS可以作为风电机对高频雷达干扰的评价参量,风电机在不同偏航角及不同旋转角下干扰水平会发生较大变化,在高频雷达频率为30 MHz时,其干扰最大值为51.01 dBm2.%A wind turbine placed in the vicinity of the radar system would have a serious impact on positioning and tracking of the radar performance.In this paper the interference level wes evaluated on the basis of the HF radar work principle and used radar cross section(RCS).With actual HF radar work band (3～30 MHz) as example Hallen method was used to establish wire model of RCS calculating and the MoM was used to calculate the wind turbine far-field scattered field.Then the wind turbine model was established at different yaw angel and rotation angel and the corresponding wind turbine RCS was calculated,so as to get the interference characteristics of wind turbine.The results show that wind turbine RCS could be the parameter to evaluateinterference level.The wind turbine RCS changes woldly at different yaw angel and rotation angel.When the HF radar frequency is 30 MHz,the maximum interference is 51.01 dBm2.【总页数】6页(P226-231)【作者】唐波;孙睿;刘任;吴卓;江浩田【作者单位】三峡大学电气与新能源学院,湖北宜昌443002;三峡大学电气与新能源学院,湖北宜昌443002;三峡大学电气与新能源学院,湖北宜昌443002;三峡大学电气与新能源学院,湖北宜昌443002;三峡大学电气与新能源学院,湖北宜昌443002【正文语种】中文【中图分类】TM614【相关文献】1.长驻留信号抗RCS起伏特性分析 [J], 李伟龙;王明宇;万鹏飞;宋宝军2.基于分数傅里叶极化估计的高频雷达电台干扰抑制 [J], 刘爱军;邱云香;于长军;毛兴鹏;邓维波3.基于图像分割的高频雷达射频干扰提取算法 [J], 罗忠涛;吴太锋;何子述;陈绪元4.基于时频特性分析的雷达压制干扰信号识别 [J], 李宝鹏;彭志刚;高伟亮5.基于DJS的射频噪声干扰信号产生方法及其特性分析 [J], 邱丽原;孙伟超;张润萍因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。