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论文 - DTIC
图 1.雷达的电磁频谱使用情况（来自 [3]）........................................................2 图 2.距离模糊的发生（来自 [3]）......................................................................4 图 3.雷达回波（[9] 之后）.........................................................................................9 图 4.脉冲中的无线电波形（来自 [3]）.........................................................................10 图 5.信号强度与目标范围（来自 [3]） ................................................................11 图 6。零到零和 3dB 波束宽度（来自 [3]） ..............................................................13 图 7。天线孔径尺寸（来自 [3]） ......................................................................14 图 8。线性阵列的零到零波束宽度（来自 [3]） .............................................................14 图 9。锥形照明（来自 [3]） .............................................................................15 图 10。大气衰减（[11] 之后） .............................................................................16 图 11。波的压缩（来自 [3]） .............................................................................18 图 12。相对地面和机载平台的运动（来自 [3]）......................................................................19 图 13。多普勒雷达的类型（来自 [4]）.............................................................................20 图 14。消除模糊返回（来自 [3]）.............................................................................24 图 15。视距（来自 [3]）.........................................................................................25 图 16。PRF Vs.距离（来自 [3]）.........................................................................................26 图 17。速度模糊（[16] 之后）.............................................................................27 图 18。最大。明确多普勒，λ =1 cm（来自 [3]）..............................................27 图 19。最大值。明确多普勒，λ =3 cm（来自 [3]）..............................................28 图 20。最大值。明确多普勒，λ =10 cm（来自 [3]）..............................................28 图 21。具有最大值的不同 PRF 类别。目标范围（来自 [3]）........................................30 图 22。由于高 PRF 而形成的无杂波区域（来自 [3]）.............................................32 图 23。明确范围与高 PRF 模式下的旁瓣回波（来自 [3]） ......................................................................32 图 24。AN/APG-70（来自 [20]） ......................................................................................34 图 25。AN/APG-68（来自 [22]） ......................................................................................35 图 26。AN/APG-73（来自 [24]） ......................................................................................35 图 27。明确速度（来自 [4]） .............................................................................37 图 28。距离剖面（来自 [3]） .............................................................................................38 图 29。多普勒剖面（来自 [3]） .............................................................................................39 图 30。移除 MLC 后的距离剖面（来自 [3]）................................................................39 图 31。八分之三波形（[3] 之后）..............................................................40 图 32。使用 3:8 的目标检测（来自 [3]）.........................................................................41 图 33。GMT 抑制（来自 [3]）.........................................................................................42 图 34。近距离旁瓣杂波（来自 [3]）.........................................................................42 图 35。理想模糊函数（[15] 之后）.........................................................................45 图 36。相干脉冲串，N=5（来自 [25]）.........................................................................46 图 37。相干脉冲串的模糊轮廓图................................................47 图 38。PRF= 30 kHz N=15 脉冲占空比= 0.2..............................................48 图 39。PRF= 10 kHz N=15 脉冲占空比= 0.2..............................................48 图 40。PRF= 30 和 10 kHz 的轮廓比较 .............................................................49 图 41。PRF= 30 和 10 kHz 的椭圆比较 .............................................................49 图 42。模糊图，N=15 脉冲，PRF= 30 kHz .............................................................53
航天飞机主发动机
太空运输系统 HAER No. TX-116 第 248 页 第三部分 航天飞机主发动机 简介 航天飞机主发动机 (SSME) 是世界上第一台也是唯一一台适用于载人航天的完全可重复使用、高性能液体火箭发动机。分级燃烧发动机燃烧 LO2 和 LH2 的混合物将航天器送入太空。ET 为三个 SSME 提供燃料和氧化剂，SSME 在动力飞行的前两分钟与双 SRB 协同工作。发动机从点火到 MECO 总共运行了大约八分半钟，燃烧了超过 160 万磅（约 528,000 加仑）的推进剂。SSME 为航天飞机提供了超过 120 万磅的推力。SSME 分级燃烧循环分两步燃烧燃料。首先，双预燃室燃烧涡轮泵中的大部分氢气和部分氧气，产生高压和有限温度下的富氢气体。热气流推动高压涡轮泵中的涡轮。涡轮废气流入主燃烧室，燃料在这里完全燃烧，产生高压高温的富氢气体。主燃烧室的废气通过喷嘴膨胀产生推力。在海平面，推进剂为每个发动机提供大约 380,000 磅的推力，额定功率水平 (RPL) 或 100% 推力；390,000 磅的标称功率水平 (NPL) 或 104.5% 的 RPL；420,000 磅的全功率水平 (FPL) 或 109% 的 RPL（或在真空中分别约为 470,000 磅、490,000 磅和 512,000 磅）。发动机可在 67% 至 109% RPL 的推力范围内以百分之一的增量进行节流。所有三个主发动机同时收到相同的节流命令。这在升空和初始上升期间提供了高推力水平，但允许在最后的上升阶段降低推力。发动机在上升过程中采用万向节来控制俯仰、偏航和滚转。SSME 的运行温度比当今常用的任何机械系统都要高。点火前，地球上第二冷的液体 LH2 的温度为零下 423 华氏度。点火后，燃烧室温度达到 6,000 华氏度，比铁的沸点还要高。为了满足严酷操作环境的要求，开发了特殊合金，例如 NARloy-Z（Rocketdyne）和 Inconel Alloy 718（Special Metals Corporation）。 1036 后者是一种镍基高温合金，用于大约 1,500 个发动机部件，按重量计算约占 SSME 的 51%。