旋转部件

旋转部件

旋转部件 篇1

在大型并网式水平轴风力发电机组技术不断创新和发展的今天, 小型风力发电机逐渐人们的视野, 然而小型风电机在改变人们生活方式, 促进城市健康、持续发展上有着不可替代的作用。例如目前国内采用风光互补街道照明系统的小型风力机多数延续了超大型水平轴风力发电机组的设计方式和理念, 但在实践应用过程中暴露出诸多缺点, 如寿命短, 可靠性差, 外观形式不够美观等。尤其是可靠性差、成本高, 使得城市应用风能来照明的发展受到了一定的局限。

1 原因分析

由于此种风能应用环境是城市, 城市的风流动情况受到周围环境的影响很大, 风经过高大建筑物会产生很大的湍流现象, 造成气流扰动。障碍物对气流的影响如图1所示[1]。

通常在距障碍物5倍高度的距离都会受到一定的影响, 城市多高大建筑物, 这对风的质量都会造成影响。湍流现象的最基本特征就是风向变化频繁, 若使用水平轴风力机, 则需要频繁的对风, 这大大的影响了风力机的使用寿命, 而在这一方面垂直轴风力发电机显示出其独特的优势。首先, 垂直风力发电机不需要对风 (偏航) 装置, 受风向变化影响下, 产生的陀螺力矩小。其次, 小型垂直轴风力机相对于水平轴风力机结构简单, 这大大减小了故障发生, 降低了使用成本。最后垂直轴风力机的制造成本相对低, 有利于城市小型化的批量生产。虽然垂直轴风力机的风能利用系数低, 单位时间发电量小, 但它用于照明已经绰绰有余, 所以垂直轴风力发电机在城市照明中应用有其独特的优越性。

2 可靠性设计

2.1 风压计算

以我国东北地区为例, 我国东北大部分地区冬季受西伯利亚冷空气影响, 冬季盛行风向为北风或偏北风, 风速集中在4～6级范围内, 平均风速为5级。根据换算公式:

$\begin{array}{l}\overline{v}{}_{\text{Ν}}=0.1+0.824{\rm N}{}^{1.505}\\ \overline{v}{}_{\text{Ν}\max }=0.2+0.824{\rm N}{}^{1.505}+0.5{\rm N}{}^{0.5}{}^{[2]}\end{array}$

求得该地区平均风速为$\overline{v}{}_{\text{Ν}}=9.387\text{m}/\text{s}$, 最大风速为$\overline{v}{}_{\text{Ν}\max }=10.605\text{m}/\text{s}$, 考虑到城市中的建筑物对风速影响, 取其平均值为7m/s。根据实际的测量, 垂直轴风力发电机风能利用系数基本集中在0.2左右, 并且为保证照明设施在夜间能够保证良好的工作状态, 故此选用300W的发电机设备。观察发现, 垂直轴风力发电机的扫掠平面近似椭圆形状 (见图2) , 所以在计算扫掠面积可用椭圆面积公式近似计算。

由于风能计算公式为:

${\rm P}=\frac{1}{2}C{}_p\rho Av{}^3=\frac{1}{2}C{}_p\rho \cdot \left(\frac{\text{π}ab}{4}\right)v{}^3$,

并设a=2b, 则计算的2b=1.372m≈1.4m。

由于此系统采用蓄电池蓄能, 以供照明系统晚间供电 (即发电时间是用电时间的2倍) , 所以此旋转部件长轴可选用2a=1.4m。根据风压计算公式$\overline{p}=\frac{1}{2}\rho v{}^2$, 得出:$\overline{p}=53.97$Pa, $\overline{p}{}_{\max }=68.885$Pa, 由此σp=4.972Pa。

2.2 可靠性计算

初步设计叶片如图3所示。叶片外形采用样条曲线拟合而成, 其保证外观美观, 曲线流畅。

在制造工艺上, 叶片采用铝合金材料作为龙骨, 外部使用环氧树脂作为胶衣 (见图4) 。由于叶片的抗拉强度主要取决于龙骨材料的拉伸强度, 所以在计算时将暂不考虑外部胶衣的承载作用, 胶衣对计算结果没有过大的影响, 只会进一步提高叶片的抗拉强度。

出于制造工艺方面原因, 设:$l=\overline{l}\pm 5$mm。根据“3σ”原则得$\sigma {}_{\text{l}}=\frac{5}{3}=1.667$mm。假设叶片上受力均匀, 故可将力集中叶片轴向中点上, 同时叶片两端固定, 可视为简支梁结构处理, 则$a=\frac{\overline{l}}{2}$。作用在叶片上的载荷$\overline{p}=53.97$Pa, σp=4.972Pa。叶片龙骨为铝合金, 查表得:强度为δ=371mPa, σδ=25.3mPa[3]。设计风轮机在使用寿命中其可靠性保证在R=0.9990。

根据设计要求叶片的失效率为:F=1-R=0.0010。由于其失效率分布为正态分布, 故查正态分布表得zR=-z=3.09。由于作用在叶片的应力公式可由式 (1) 推算有:

$\overline{S}=\frac{\overline{{\rm M}}}{J{}_{\text{x}}}\Rightarrow \sigma {}_{\text{S}}=\left[\left(\frac{1}{J{}_{\text{x}}}\right){}^2\sigma {}_{\text{Μ}}^2+\left(\frac{-\overline{{\rm M}}}{J{}_{\text{x}}}\right){}^2\sigma {}_{\text{J}{}_{\text{x}}}^2\right]{}^{\frac{1}{2}}(1)$

其中$J{}_{\text{x}}=\frac{bh{}^3}{6}$。

为计算简化, 在计算工作应力时, 将所受的应力简化集中至中点。$\overline{{\rm M}}=\overline{p}\cdot \overline{a}\left(1-\frac{\overline{a}}{l}\right)$, 其中$\overline{a}=\frac{1}{2}l$, 得:

$\overline{{\rm M}}=\frac{1}{4}\overline{p}l$

由$\mathrm{var}(y)={\displaystyle \sum _{i=1}^n\left\{\frac{\partial f(X)}{\partial X{}_i}|{}_{\text{X}=\text{μ}}\right\}}{}^2\mathrm{var}(X{}_i)$公式求出拉力强度。

标准差σ2M, 得:

$\mathrm{var}({\rm M})=\mathrm{var}\left(\frac{1}{4}\overline{p}\cdot l\right)=\sigma {}_{\text{Μ}}^2=\left[\frac{\partial ({\rm M})}{\partial {\rm P}}\right]{}^2\sigma {}_{\text{Ρ}}^2+\left[\frac{\partial ({\rm M})}{\partial l}\right]{}^2\sigma {}_{\text{l}}^2=\left(\frac{1}{4}l\right){}^2\sigma {}_{\text{Ρ}}^2+\left(\frac{1}{4}{\rm P}\right){}^2\sigma {}_{\text{l}}^2$

代入数据, 得var (M) =508.918mPa。则:$\sigma {}_{\text{Μ}}=\sqrt{508.918}=22.56$mPa。

将以上关系值代入式 (1) 中得[4]:

$\begin{array}{l}\sigma {}_{\text{S}}=\left[\left(\frac{1}{J{}_{\text{x}}}\right){}^2\sigma {}_{\text{Μ}}^2+\left(\frac{-\overline{{\rm M}}}{J{}_{\text{x}}}\right){}^2\sigma {}_{J{}_{\text{x}}}^2\right]{}^{\frac{1}{2}}\\ =\frac{25.13+0.321b{}^4}{b{}^2}(2)\end{array}$

最后利用计算出叶片的宽度为:zR=17.995mm。即此可满足可靠性在0.9990以上。即材料试验寿命内, 只有0.1%的叶片产生静力破坏。

3 与常规设计方式相比较

$\sigma =\frac{{\rm P}}{A}\le [\sigma ]=\frac{\sigma }{n}=\frac{371}{3}=123.667\text{m}\text{Ρ}\text{a}\Rightarrow \text{b}\ge 41.222$mm。

显然, 常规设计结果比可靠性设计大了很多。如果在常规设计中采用宽度为b=42mm, 即可靠性设计结果, 则其安全系数变为n≤1.113。这从常规角度来看是无法采用的, 而可靠性设计采用了这一结果, 其可靠性竟达到了0.999, 即破坏的几率只有0.1%。但是从结果中可以看出, 要保证这一高的可靠度必须有很高的材料制造的工艺稳定性及对载荷测定的准确性为前提条件。

4 应力校核

利用Pro/E软件1∶1实物建模, 将叶片模型导入MSC.Patran中进行有限元力学分析, 得出叶片所受的应力大小为6.36×103N/m2, 最大变形量为2.78mm, 均在允许的范围内变化, 所以设计可靠。应力分析图如图5所示。

5 最终方案确定

城市照明中使用风力机旋转部分, 不但要满足其吸收的风能而转化的能量要提供给照明系统足够电量供给, 同时也要有美化城市居住环境的作用。从中国传统美学的角度出发设计风力发电机的外形结构 (见图6) , 该设计采用走马灯外观, 此设计符合大多数中国人的审美观念。

6 结语

常规设计结果比可靠性设计结果大得多。在降低制造成本, 减少旋转机械的重量, 提高产品推广, 可靠性设计等方面都有很大的作用。但是可靠性设计的先进性是要以材料工艺稳定性及载荷测定的准确性为前提条件的, 所以设计时要有根据建设周围环境和风资源情况进行准确测量和计算。

摘要：在照明系统中, 小型风力机应用发展缓慢的主要原因是可靠性低, 制造和使用成本高。利用机械可靠性设计方法, 针对小型风力机城市照明系统进行研究, 以达到促进风能在人们日常生活中应用的目的。通过分析提高小型风电机组旋转机械部件的可靠性, 并减低制造材料成本, 由此可以看出可靠性设计在小型风电设备中的应用具有重要作用。

关键词：风力发电,垂直,可靠性设计,小型风力机,照明系统

参考文献

[1]高虎, 刘薇, 王艳, 等.中国风资源测量和评估实务[M].北京:化学工业出版社, 2009.

[2]姚兴佳, 宋俊, 等.风力发电机组原理与应用[M].北京:机械工业出版社, 2011.

[3]闻邦椿.机械设计手册[M].第5版.北京:机械工业出版, 2010.

[4]刘惟信.机械可靠性设计[M].北京:清华大学出版社, 1996.

旋转部件 篇2

目标的机械振动或者目标上的一些旋转部件的转动会对回波信号产生频率调制。由振动引起的调制, 其频率相对于目标的径向多普勒频率而言, 频率较低, 称为微多普勒现象[1] (Micro-Doppler Phenomenon) 。由旋转引起的调制, 有的文献也称为JEM (Jet Engine Modulation) 效应[2], 是微多普勒现象的一种特殊情形。因旋转而产生微多普勒特征的物理意义明确, 在目标识别中有重要的价值, 已应用到空中和地面目标的分类与识别[3,4,5,6,7]中, 且微多普勒特征在对空间目标的探测与识别的地位也日益突出[8,9]。但是对空中目标, 已经存在的模型要么针对的是螺旋桨飞机[2,10,11], 要么针对的是直升机[12,13], 没有一个通用模型, 而且模型中用来描述飞机旋转部件与雷达位置关系的参数定义和说明很不统一[4,5,10,11,12,14], 容易造成理解上的混乱和误解。针对螺旋桨飞机或者直升机的微多普勒特征模型, 也多从回波的幅度来分析和提取多普勒特征[10,11], 不重视相位信息的分析与利用。为此, 首先对有关参数进行规范的定义和说明, 推导旋转部件微多普勒特征的通用模型, 然后分析微多普勒特征产生的物理机理, 最后对通用模型进行计算机仿真和分析, 仿真中突出参数的变化, 以及仿真结果与理论分析的比对。在此从回波的幅度、相位、调制谱分析了微多普勒特征, 并对有关姿态角对微多普勒特征的影响进行讨论。结果表明, 模型是正确有效的, 微多普勒特征具有相对不变性;在一定的飞行条件下, 可为常规雷达提供重要的信息而用于飞机目标识别。

1 飞机旋转部件微多普勒特征建模

比较两种飞机旋转部件的尺寸和常规雷达的波长可知, 飞机对雷达电磁波的散射属于电磁波的光学区。这样每个桨叶可视为一个等效的散射中心, 整个散射可认为是一个局部线性处理过程, 即飞机的整个散射回波是每个独立散射体散射分量的线性叠加[10,11,12]。本文也采用这种方法对螺旋桨飞机的螺旋桨回波和直升机的主旋翼回波进行建模。有关推导模型的假设条件见文献[10]。

1.1 螺旋桨回波模型

如图1所示, 螺旋桨飞机以速度v1水平匀速飞行, 螺旋桨在目标本地坐标系 (X2, Y2, Z2) 中绕X2 匀速旋转, 以雷达为坐标原点建立雷达坐标系 (X1, Y1, Z1) 。α为螺旋桨旋转中心的方位角;β为雷达波束与旋转平面的夹角;h为螺旋桨旋转中心相对于雷达的高度。用来描述目标和常规雷达的参数如下:N为桨叶数;fr为转速;L1为从旋转中心到桨叶根部的距离;L2为从旋转中心到桨叶顶端的距离;f0为雷达载频;λ为雷达波长。

散射体和雷达的几何关系如图2所示。散射体P到旋转中心的距离为l。当t=0时, 旋转中心到雷达的距离为R0;rP (t) 是t时刻旋转中心到雷达的距离, 它是时间t和速度v1的函数。桨叶的旋转示意图如图3所示。θ0是桨叶的旋转初相角, 即叶片法向叶波束的夹角。

t时刻散射体P到雷达的距离为:

上式推导中利用了泰勒公式, l≪R0, 同时还考虑到t较短, vt≪R0以及h=R0cos β这一关系。

考虑一种特殊情况, α=0, 旋转中心相对雷达的径向速度为v=v1sin β, 则距离rP (t) 可以修正为:

$r{}_{{\rm P}}(t)⧋R{}_0+vt+l\text{c}\text{o}\text{s}\beta \sin \theta {}_t(2)$

去掉雷达载频后雷达接收到的信号为:

$\begin{array}{l}s{}_{{\rm P}}(t)=A{}_{\text{r}}\exp (\text{j}4\text{π}R{}_0/\lambda )\exp (\text{j}4\text{π}l\text{c}\text{o}\text{s}\beta \sin \theta {}_t/\lambda )\cdot \\ \exp (\text{j}2\text{π}f{}_{\text{d}}t)(3)\end{array}$

式中:Ar是一个尺度因子, fd=2v/λ为旋转中心的多普勒频率。

单个叶片回波为单散射点调制回波sPb (t) 的线积分, 则单桨调制回波为:

$\begin{array}{l}s{}_{{\rm P}\text{b}}(t)={\displaystyle {\int }_{L{}_1}^{L{}_2}s}{}_{{\rm P}\text{b}}(t)\text{d}l=A{}_{\text{r}}(L{}_2-L{}_1)\exp (\text{j}4\text{π}R{}_0/\lambda )\cdot \\ \exp [\text{j}2\text{π}(L{}_2+L{}_1)\cos \beta \sin \theta {}_t/\lambda ]\text{s}\text{i}\text{n}\text{c}[2\text{π}(L{}_2-L{}_1)\cdot \\ \cos \beta \sin \theta {}_t/\lambda ]\exp (\text{j}2\text{π}f{}_{\text{d}}t)(4)\end{array}$

对含有N个叶片的螺旋桨, t时刻每个桨叶的旋转角为:

$\theta {}_{kt}=2\text{π}f{}_{\text{r}}t+\theta {}_0+2\text{π}k/{\rm N},k=0,1,2,\cdots ,{\rm N}-1(5)$

螺旋桨回波是每个桨叶回波的叠加, 所以总的螺旋桨回波可表示为:

$s{}_{{\rm N}}(t)={\displaystyle \sum _{k=0}^{{\rm N}-1}a}{}_{\text{b}k}(t)\exp [\text{j}\phi {}_{\text{b}k}(t)]\exp (\text{j}2\text{π}f{}_{\text{d}}t)(6)$

这里:

$\begin{array}{l}a{}_{\text{b}k}(t)=A{}_{\text{r}}(L{}_2-L{}_1)\text{s}\text{i}\text{n}\text{c}[2\text{π}(L{}_2-L{}_1)\cos \beta \sin \theta {}_{kt}/\lambda ]\\ k=0,1,2,\cdots ,{\rm N}-1(7)\\ \phi {}_{\text{b}k}(t)=4\text{π}R{}_0/\lambda +2\text{π}(L{}_1+L{}_2)\cos \beta \sin \theta {}_{kt}/\lambda \\ k=0,1,2,\cdots {\rm N}-1(8)\end{array}$

从式 (6) ～式 (8) 可知, 螺旋桨调制回波由螺旋桨的结构、运动状态、雷达的工作参数以及螺旋桨与雷达的几何关系共同决定。

1.2 直升机主旋翼回波模型

推导直升机主旋翼回波模型与推导螺旋桨回波模型类似, 并且推导螺旋桨回波模型所采用的坐标系、符号以及用来描述目标和常规雷达的参数在推导直升机主旋翼回波模型中仍然有效。主旋翼和雷达的位置示意图、散射点和雷达的几何图以及散射体的旋转示意图分别如图4～图6所示。

这里只对直升机主旋翼回波感兴趣, 对叶毂回波和尾翼回波暂不考虑。按照螺旋桨回波模型的推导方式, 可以得到散射体与雷达之间的距离为:

$r{}_{{\rm P}}(t)⧋R{}_0+v{}_{1}t\text{c}\text{o}\text{s}\beta \cos \alpha +l\text{c}\text{o}\text{s}\beta \sin (\alpha +\theta {}_t)(9)$

考虑特殊情况α=0, 旋转中心相对雷达的径向速度为v=v1cos β, 这样式 (9) 就变成式 (2) , 剩下的推导与推导螺旋桨回波模型的完全一样。最后得到的主旋翼回波模型可以用式 (6) ～式 (8) 表示。

1.3 旋转部件回波的通用模型

尽管螺旋桨飞机和直升机有不同的外形和结构, 但通过详细的推导仍然可以用一个统一的模型来描述这两种飞机旋转部件的调制回波。旋转部件的调制回波可以表示成:

$s(t)={\displaystyle \sum _{k=0}^{{\rm N}-1}a}(t)\exp [\text{j}\psi (t))\exp [\text{j}2\text{π}f{}_{\text{d}}t)(10)$

这里a (t) 是幅度函数;ψ (t) 是相位函数;fd是旋转部件相对雷达的径向多普勒频率。

1.4 通用模型的理论分析

飞机旋转部件的调制回波还可以表示为:

$s(t)=A(t)\exp [\text{j}\Phi (t)]={\displaystyle \sum _{k=0}^{{\rm N}-1}s}{}_k\exp [\text{j}\phi {}_k(t)](13)$

式中:A (t) 和Φ (t) 分别表示调制回波的幅度和相位函数;sk和φk (t) 分别表示单个叶片的幅度和相位函数, 且:

$\phi {}_k(t)=4\text{π}r{}_k(t)/\lambda (14)$

与式 (10) ～式 (12) 对比可知:

sk=a (t) , φk (t) =ψ (t) +2πfdt (15)

rk (t) =R0+ (L1+L2) /

2cos βsin (θ0+2πfrt+2πk/N) +vt (16)

从回波中估计多普勒频率, 补偿掉平动分量vt。

$\begin{array}{l}r{}_{k^{\prime }}(t)=R{}_0+(L{}_1+L{}_2)/\\ 2\cos \beta \sin (\theta {}_0+2\text{π}f{}_{\text{r}}t+2\text{π}k/{\rm N})(17)\end{array}$

从式 (17) 可以看出, rk′ (t) 是周期为1/fr的周期函数。将式 (13) 展开有:

$\begin{array}{l}A(t)=\sqrt{\left({\displaystyle \sum _{k=0}^{{\rm N}-1}s}{}_k\cos \phi {}_k\right){}^2+\left({\displaystyle \sum _{k=0}^{{\rm N}-1}s}{}_k\sin \phi {}_k\right){}^2}‚\\ \Phi (t)=\arctan \left[\left({\displaystyle \sum _{k=0}^{{\rm N}-1}s}{}_k\sin \phi {}_k\right)/\left({\displaystyle \sum _{k=0}^{{\rm N}-1}s}{}_k\cos \phi {}_k\right)\right](18)\end{array}$

由式 (14) 表明, 飞机旋转部件中任一散射中心的微小相对运动, 都能造成相位函数φk (t) 的波动。而散射中心的相位变化又会引起多个叶片合成回波复包络幅、相分量的变化。这就是飞机旋转部件转动产生微多普勒特征的物理机理。变化关系可以简单表示为:

$r{}_k(t)\to \phi {}_k(t)\to \{A(t),\Phi (t)\}(19)$

式 (19) 也表明了通过相位调制机理来分析微多普勒特征的重要性。如果对旋转部件回波进行补偿, 其微多普勒特征将更加明显。

对式 (10) 做Fourier变换, 可以得到旋转部件调制回波的频域表示[4]:

$S{}_{\text{b}}(f)={\displaystyle \sum _{m=-{\rm N}{}_1}^{{\rm N}{}_1}C}{}_m\delta (f-f{}_{\text{d}}-mf{}_{{\rm T}})(20)$

从式 (20) 可以看出, 调制谱是一组Dirac函数之和, 即调制谱由一系列线谱组成, 其中心频率是fd;频率间隔fT=PNfr;P=1或2表示双桨或单桨同时垂直通过雷达视线;谱的周期ΩT=1/PNfr, 它仅与桨叶个数和转速有关。谱线幅度Cm由λ, L, β, N, θ0和第一类Bessel函数决定。单边带的谱线个数N1和谱宽Bs为:

$\begin{array}{l}{\rm N}{}_1=8\text{π}(L{}_2-L{}_1)\cos \beta /{\rm N}\lambda ,\\ B{}_{\text{s}}={\rm N}{}_{1}f{}_{{\rm T}}=8\text{π}(L{}_2-L{}_1)\cos \beta /\lambda (21)\end{array}$

2 理论参数模型的计算机仿真及其分析

2.1 仿真参数及仿真结果

图7～图18是对通用模型所做的计算机仿真;图7～图12是针对螺旋桨的回波;图13～图18是针对直升机回波。仿真中所用的相同参数为:脉冲重复周期Tr=0.2 ms, λ=0.43 m, Ar=1, N=4, θ0=0。其他参数如下:

(1) 在图7～图9中, v1=200 m/s, L2=0.9 m, L1=0.1 m, fr=50 r/s, β=45°, R0=50 km。图10～图12中除了β=60°外, 其他参数与图7～图9相同。

(2) 在图13～图15中, v1=100 m/s, L2=0.9 m, L1=0.1 m, fr=5 r/s, β=10°, R0=10 km。图16～图18中除了β=30°外, 其他参数与图13～图15相同。

2.2 仿真结果分析

微多普勒特征在雷达回波包络中表现为呈周期性变化的幅度闪烁。闪烁发生在θ0+2πfrt+2πk/N=mπ (k=0, 1, 2, …, N-1;m∈Z) 。展开的相位分量是2πfdt的线性分量和调制分量的叠加, 呈锯齿状, 随时间周期性变化。螺旋桨回波的调制周期为5 ms, 直升机主旋翼回波的闪烁周期为50 ms。从调制谱上也能看出, 旋转部件产生的微多普勒特征。螺旋桨回波的调制谱由频率间隔fT=200 Hz的谐波组成, β=45°, N1=8, Bs=1.6 kHz, fd=658 Hz;β=60°, N1=6, Bs=1.2 kHz, fd=806 Hz。直升机主旋翼回波的调制谱由频率间隔fT=20 Hz的谐波组成, 单边带谱线个数从图上不能直接看出来 (β=10°, N1=112;β=30°, N1=99) 。

谱宽和多普勒频率是:β=10°, Bs=2.2 kHz, fd=458 Hz;β=30, Bs=2.0 kHz, fd=403 Hz, 调制谱以fd为中心呈对称分布。实际情况中, 如果没有较高的信噪比, 较小的主旋翼回波会被较大的机身回波覆盖, 直接影响微多普勒特征的提取。为了从雷达回波中获得微多普勒特征, 需要高的脉冲重复频率和足够长的驻留时间, 这点在直升机上表现得尤为突出。

螺旋桨飞机的调制特性与直升机的调制特性存在着比较显著的差异。螺旋桨飞机的调制频率是200 Hz, 而直升机为20 Hz, 这种差异可以很明显地从回波的幅度、相位、调制谱中看出来。通过分析回波信号的微多普勒特征, 就有可能区分螺旋桨飞机和直升机。

实际中, 飞机与雷达的位置是变化的, 即β变化。分析β对飞机旋转部件微多普勒特征的影响非常重要。从图7和图10、图13和图16可以看出, β的增加, 对回波幅度周期特性的影响并不明显。从图8和图11、图14和图17可以看出, β的增加, 以及螺旋桨回波的相位周期特性比直升机主旋翼回波的相位周期特性更明显。从调制谱中还可以看出, β的增加会使单边带的谱线个数和谱宽均减小, 直升机机身的谱宽也减小, 但会使螺旋桨回波的多普勒中心频率增大, 以及主旋翼回波的多普勒中心频率减小。这与螺旋桨回波的多普勒中心频率为fd=2v1sin β/λ, 主旋翼回波的多普勒中心频率为fd=2v1cos β/λ是一致的。

3 结 语

经过推导与仿真, 建立适合螺旋桨飞机与直升机旋转部件的微多普勒特征的通用模型, 解释微多普勒特征产生的物理机理以及飞机与雷达之间的相对运动对微多普勒特征的影响, 为从回波中分析和提取微多普勒特征提供理论指导。从实际回波中提取微多普勒特征还需要考虑以下因素的影响:实际的雷达回波除了旋转部件的调制回波, 还包括机身回波, 杂波, 噪声和干扰;实际螺旋桨的桨叶存在弯曲, 在某些视角下, 还存在一定的遮挡;雷达系统的稳定性也会对回波的调制特性产生影响。所以, 实际的飞机旋转部件微多普勒特征模型将会比理论参数模型复杂得多, 这正是今后需要深入研究的问题。