CN115303495A - 一种飞行器rcs调节装置 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及飞行器技术领域，公开了一种飞行器RCS调节装置，包括飞行器头部设置的透波罩，透波罩内壁设有屏蔽层组，屏蔽层组包括多个屏蔽板和驱动屏蔽板收起或展开的收展机构；透波罩内侧后部设有骨架和RCS调节机构，骨架固定在透波罩后部的飞行器内，RCS调节机构包括角反射器，角反射器转动连接在骨架上并通过传动机构与驱动电机传动连接，角反射器包括同轴设置的龙伯球和敷设在龙伯球后侧外缘的壳体，壳体为半球状弧面结构，角反射器可沿与其轴线所在平面垂直的轴线转动。本申请能够模拟不同的RCS大小，使飞行器可以在隐身状态、准隐身状态和非隐身状态之间切换，减小RCS调节装置的体积，提高RCS调节的便捷性。

Description

一种飞行器RCS调节装置
技术领域
本申请涉及飞行器技术领域，尤其是涉及一种飞行器RCS调节装置。
背景技术
雷达散射截面(RadarCrossSection，RCS)是度量目标对雷达波散射能力的一个物理量。定义为：单位立体角内目标朝接收方向散射的功率与从给定方向入射与该目标的平面波功率密度之比的4π倍。雷达截面积越大，雷达发现距离越远。飞行器隐身就是设法减小雷达截面积使雷达的发现距离减小而实现“隐身”。
飞行器在日常训练和转场时为保护自己真正的技战术指标不被敌方雷达侦测和发现，通常采用吊挂雷达反射器、龙伯球等RCS增强装置在需要的方向上增大自身的RCS以达到保护自己或迷惑敌方的目的。
另外飞行器研制试验性能的鉴定和作战试验性能的评估，也需要在不同方位角和不同的飞行时刻实现不同大小的RCS的控制，以模拟隐身、准隐身、非隐身状态。现有飞行器的特点为飞行高度高、速度快、大机动的特点，吊挂的RCS增强设备大就可会影响其高机动等动力学性能，因此在不影响飞行器的隐身外形的同时又能模拟不同RCS大小飞行器是一件亟待解决的问题。
发明内容
为了使飞行器能够模拟出不同的RCS大小，使飞行器可以在隐身状态、准隐身状态和非隐身状态之间自由切换，减小RCS调节装置的体积，提高RCS调节的便捷性，本申请提供了一种飞行器RCS调节装置。
本申请的上述申请目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种飞行器RCS调节装置，包括飞行器头部设置的透波罩，所述透波罩内壁设有屏蔽层组，所述屏蔽层组包括多个屏蔽板和驱动屏蔽板收起或展开的收展机构；所述透波罩内侧后部设有骨架和RCS调节机构，所述骨架固定在透波罩后部的飞行器内，所述RCS调节机构包括角反射器，所述角反射器转动连接在骨架上并通过传动机构与驱动电机传动连接，所述角反射器包括同轴设置的龙伯球和敷设在龙伯球后侧外缘的壳体，所述壳体为半球状弧面结构，所述角反射器可沿与其轴线所在平面垂直的轴线转动。
通过采用上述技术方案，角反射器包括同轴设置的龙伯球和敷设在龙伯球后侧外缘的壳体，在屏蔽板收起状态时，通过驱动电机可以控制角反射器进行180度转动，使龙伯球或壳体旋转至飞行器前侧，从而实现对飞行器RCS的调节；屏蔽层组的收展机构能够控制多个屏蔽板同时收起或展开，当屏蔽板展开时，屏蔽板将角反射器进行屏蔽，可以使飞行器处于非隐身状态，当屏蔽板收起时，通过角反射器的龙伯球或壳体转动至飞行器前侧，达到调节飞行器的RCS大小，使飞行器处于隐身状态或准隐身状态。
优选的，所述骨架整体呈C形，所述骨架包括下横梁、竖杆和上横梁，所述角反射器外缘上下两端分别固定连接上转轴和下转轴，所述上转轴和下转轴分别与上横梁和下横梁转动连接。
通过采用上述技术方案，可以使角反射器以上转轴和下转轴为轴进行旋转，确保角反射器的龙伯球或壳体中的一个能够位于飞行器的前侧，从而实现对飞行器RCS大小的调整。
优选的，所述传动机构包括上转轴上固定连接的第一锥齿轮，所述驱动电机固定连接上横梁上，所述驱动电机键连接第二锥齿轮，所述上横梁上转动连接与第二锥齿轮啮合的第三锥齿轮，所述第一锥齿轮与第三锥齿轮之间设有传动杆，所述上横梁上设有支撑块，所述传动杆转动套设在支撑块内，所述传动杆两端分别固定连接第四锥齿轮和第五锥齿轮，所述第四锥齿轮与第三锥齿轮啮合，所述第五锥齿轮与第一锥齿轮啮合。
通过采用上述技术方案，驱动电机工作时，驱动电机驱动第二锥齿轮转动，依次带动第三锥齿轮、第四锥齿轮、传动杆、第五锥齿轮、第一锥齿轮和上转轴转动，从而带动角反射器转动，实现飞行器RCS大小的调节。
优选的，所述上转轴和下转轴同轴设置并垂直经过角反射器的轴线。
通过采用上述技术方案，上转轴和下转轴同轴设置并与角反射器的轴线垂直，角反射器以上转轴和下转轴为轴转动，可以保证角反射器转动的稳定性。
优选的，所述屏蔽板呈扇形，多个所述屏蔽板沿宽度方向首尾依次排列并呈伞状分布在透波罩内侧，每个所述屏蔽板前后两端沿宽度方向的一侧分别铰接转动环，多个所述屏蔽板的转动环沿透波罩的周向依次分布，所述转动环与透波罩之间通过支撑杆固定连接，每个所述屏蔽板可沿其前后两端的转动环转动。
通过采用上述技术方案，可以保证每个屏蔽板均能以其前后两端的转动环进行转动，以满足屏蔽板展开或收起的要求。
优选的，所述收展机构包括直线推进器、固定块、轴杆、连杆、第一连接件和第二连接件；所述轴杆设置在屏蔽板内侧后端并与相应转动环相对，所述轴杆长度方向与屏蔽板相应的侧边平行，所述固定块固定在透波罩内侧前端，所述固定块固定连接向角反射器方向延伸的连接杆，所述连接杆上固定连接直线推进器， 所述直线推进器的推杆上沿周向均匀分布多个与其转动连接的第一连接件，所述第一连接件另一端与相应的连杆转动连接，所述第二连接件一端与轴杆转动连接，所述第二连接件另一端与连杆的另一端转动连接。
通过采用上述技术方案，直线推进器可以带动其推杆伸缩，直线推进器的推杆通过第一连接件带动连杆运动，连杆的另一端通过第二连接件带动屏蔽板展开或收起，从而实现屏蔽层组对角反射器的屏蔽或开放。
优选的，相邻所述屏蔽板沿宽度方向首尾叠置。
通过采用上述技术方案，屏蔽板沿宽度方向首尾叠置，在屏蔽罩展开时，避免在相邻两个屏蔽板之间出现缝隙，保证屏蔽板展开时的屏蔽效果。
优选的，第一连接件包括第一连接座和球头，所述球头固定连接在第一连接座下端，所述直线推进器的推杆上设有与球头适配的球座，所述第一连接座上端与连杆铰接；所述第二连接件包括轴套和转动块，所述转动块一端设有轴销，所述轴套设有与轴销适配容纳槽，所述转动块与轴套之间可相对转动，所述轴套套设在轴杆上，所述转动块下端与连杆另一端铰接。
通过采用上述技术方案，第一连接件的球头与直线推进器的推杆上的球座转动连接，可以保证第一连接座相对推杆的转动；第一连接座还与连杆铰接；第二连接件的轴套与轴杆套接，可实现轴套在轴杆上的转动，转动块上的轴销与轴套上的容纳槽适配，可以实现移动块与轴套之间的相对转动；当直线推进器的推杆伸缩时，可以带动第一连接件相对于推杆转动，并带动连杆转动，连杆的另一端则带动转动块相对于轴套转动，同时，轴套又可相对于轴杆进行转动；直线推进器的推杆带动连杆的上述运动，实现了连杆带动相应屏蔽板的展开或收起。
优选的，所述透波罩为流线型锥状旋转体，所述透波罩为玻璃钢材质。
通过采用上述技术方案，流线型的透波罩能够减少飞行器的阻力，玻璃钢材质的透波罩能够满足透波的技术要求。
综上所述，本申请的有益技术效果为：
本申请通过设置角反射器，角反射器包括同轴设置的龙伯球和敷设在龙伯球后侧外缘的壳体，在屏蔽板收起状态时，通过驱动电机可以控制角反射器进行180度转动，使龙伯球或壳体旋转至飞行器前侧，从而实现对飞行器RCS的调节。通过设置屏蔽层组，屏蔽层组的收展机构能够控制多个屏蔽板收起或展开，当屏蔽板展开时，可以使飞行器处于非隐身状态，当屏蔽板收起时，通过角反射器可以调节飞行器的RCS大小，使飞行器处于隐身状态或准隐身状态。
附图说明
图1是本申请的结构示意图；
图2是本申请透波罩内部的结构示意图；
图3是本申请屏蔽层组展开的结构示意图；
图4是图3的A部放大图；
图5是图3的B部放大图；
图6是本申请第一连接件的结构示意图；
图7是本申请第二连接件的分解结构示意图；
图8是本申请一个屏蔽板与收展机构的结构示意图；
图9是本申请屏蔽层组收起的结构示意图。
图示，1、飞行器；11、透波罩；2、屏蔽层组；3、屏蔽板；31、转动环；32、支撑杆；4、收展机构；41、直线推进器；42、固定块；421、连接杆；43、连杆；44、轴杆；45、第一连接件；451、第一连接座；452、球头；46、第二连接件；461、轴套；462、转动块；463、轴销；5、骨架；51、下横梁；52、竖杆；53、上横梁；6、RCS调节机构；7、角反射器；71、龙伯球；72、壳体；73、上转轴；74、下转轴；8、传动机构；81、第一锥齿轮；82、第二锥齿轮；83、第三锥齿轮；84、传动杆；841、支撑块；842、第四锥齿轮；843、第五锥齿轮；9、驱动电机。
具体实施方式
以下结合附图1-9对本申请作进一步详细说明。
如图1、2所示，一种飞行器RCS调节装置，包括飞行器1头部设置的透波罩11，透波罩11可保证飞行器1的整体强度及气动技术要求的罩体；透波罩11内壁设有屏蔽层组2，屏蔽层组2包括多个屏蔽板3和驱动屏蔽板3收起或展开的收展机构4。透波罩11内侧后部设有骨架5和RCS调节机构6，骨架5固定在透波罩11后部的飞行器1内，RCS调节机构6包括角反射器7，角反射器7转动连接在骨架5上并通过传动机构8与驱动电机9传动连接，角反射器7包括同轴设置的龙伯球71和敷设在龙伯球71后侧外缘的壳体72，壳体72为半球状弧面结构，角反射器7可沿与其轴线所在平面垂直的轴线转动。
骨架5整体呈C形，骨架5包括下横梁51、竖杆52和上横梁53，角反射器7外缘上下两端分别固定连接上转轴73和下转轴74，上转轴73和下转轴74分别与上横梁53和下横梁51转动连接。
如图2所示，本实施例的传动机构8包括上转轴73上固定连接的第一锥齿轮81，驱动电机9固定连接在上横梁53上，驱动电机9键连接第二锥齿轮82，上横梁53上转动连接与第二锥齿轮82啮合的第三锥齿轮83，第一锥齿轮81与第三锥齿轮83之间设有传动杆84，上横梁53上设有支撑块841，支撑块841设置两个并间隔设置在第一锥齿轮81与第三锥齿轮83之间，传动杆84转动套设在支撑块841内，传动杆84两端分别固定连接第四锥齿轮842和第五锥齿轮843，第四锥齿轮842与第三锥齿轮83啮合，第五锥齿轮843与第一锥齿轮81啮合。
具体的，驱动电机9工作时可驱动第二锥齿轮82转动，第二锥齿轮82带动第三锥齿轮83转动，第三锥齿轮83带动第四锥齿轮842转动，第四锥齿轮842带动传动杆84转动，传动杆84带动第五锥齿轮843转动，第五锥齿轮843带动第一锥齿轮81转动，第一锥齿轮81带动上转轴73转动，最终实现角反射器7进行180度的转动，使角反射器7的龙伯球71或壳体71中的一个转动至飞行器1前侧。在屏蔽板3收起状态时，当龙伯球71转动至飞行器1前侧时，可对飞行器1的RCS控制（0.012量级）隐身状态，当壳体72转动至飞行器1前侧时，可对飞行器1的RCS控制（0.12量级）准隐身状态，即通过本申请的角反射器7实现两个量级的RCS调节；当屏蔽板3展开时，可对飞行器1的RCS控制（12量级）非隐身状态。
本实施例的上转轴73和下转轴74同轴设置并垂直经过角反射器7的轴线。
如图2、3所示，本实施例的屏蔽板3呈扇形，多个屏蔽板3沿宽度方向首尾依次排列并呈伞状分布在透波罩11内侧，每个屏蔽板3前后两端沿宽度方向的一侧分别铰接转动环31，多个屏蔽板3的转动环31沿透波罩11的周向依次分布，转动环31与透波罩11之间通过支撑杆32固定连接，每个屏蔽板3可沿其前后两端的转动环31转动。
如图3、4、5所示，本实施例的收展机构4包括直线推进器41、固定块42、轴杆44、连杆43、第一连接件45和第二连接件46；轴杆44设置在屏蔽板3内侧后端并与相应转动环31相对，轴杆44长度方向与屏蔽板3相应的侧边平行，轴杆44两端通过连接块与相应屏蔽板3固定连接，轴杆44与相应屏蔽板3之间设有间隙，固定块42固定在透波罩11内侧前端，固定块42固定连接向角反射器7方向延伸的连接杆421，连接杆421上固定连接直线推进器41，直线推进器41的推杆朝向角反射器7，直线推进器41的推杆上沿周向均匀分布多个与其转动连接的第一连接件45，第一连接件45另一端与相应的连杆43转动连接，第二连接件46一端与的轴杆44转动连接，第二连接件46另一端与连杆43的另一端转动连接。
在一实施例中，直线推进器41的推杆轴线与角反射器7的轴线同轴设置。
如图6、7所示，本设施例的第一连接件45包括第一连接座451和球头452，球头452固定连接在第一连接座451下端，直线推进器41的推杆上设有与球头452适配的球座，第一连接座451上端与连杆43铰接；第二连接件46包括轴套461和转动块462，转动块462一端设有轴销463，轴套461设有与轴销463适配容纳槽，转动块462与轴套461之间通过轴销463与容纳槽的配合可相对转动，轴套461套设在轴杆44上，轴套461可相对于轴杆44进行转动，转动块462下端与连杆43另一端铰接。
第一连接件45的球头452与直线推进器41的推杆上的球座转动连接，使第一连接座451相对于直线推进器41的推杆可进行转动；第一连接座451与连杆43铰接连接，使连杆43相对于第一连接座451可进行转动；第二连接件46的轴套461与轴杆44套接，可实现轴套461相对于轴杆44进行转动，转动块462上的轴销463与轴套461上的容纳槽适配，可以实现转动块462与轴套461之间的相对转动，转动块462与连杆43的铰接，可实现连杆43相对于转动块462的转动。当直线推进器41的推杆伸缩时，可以带动第一连接件45相对于直线推进器41的推杆转动，并带动连杆43转动，连杆43的另一端则带动转动块462相对于轴套461转动，同时，轴套461又可相对于轴杆44进行转动；直线推进器41的推杆带动多个连杆43的同步移动，实现多个连杆43带动相应多个屏蔽板3的同步展开或收起。
具体的，如图3、8所述，当直线推进器41的推杆伸长时，多个屏蔽板3通过直线推进器41推动的相应连杆43，使多个屏蔽板3展开，多个屏蔽板3展开呈伞状包覆在透波罩11内侧壁，这样可实现飞行器1非隐身状态控制。
如图9所示，当直线推进器41的推杆收缩时，多个屏蔽板3通过直线推进器41牵引相应的多个连杆43，使屏蔽板3沿其两端的转动环31转动收起，此时相邻屏蔽板3之间形成间隙，该间隙形成通往角反射器7的通道，从而实现飞行器1的RCS调节。
为了保证屏蔽层组2的屏蔽效果，相邻屏蔽板3沿宽度方向首尾叠置，这样可以保证屏蔽板3展开时，相邻屏蔽板3之间不会存在间隙，使得展开的屏蔽板3能够对角反射器7进行有效屏蔽。
飞行器1隐身时，收展机构4控制屏蔽板3收起，相邻屏蔽板3之间形成间隙，通过驱动电机9控制龙伯球71或壳体72位于飞行器1的前侧，从而达到对飞行器1的RCS调节目的；当需要飞行器1非隐身状态时，收展机构4控制屏蔽板3展开，使屏蔽板3形成对角放射器7的屏蔽层。
本实施例的透波罩11为流线型锥状旋转体，透波罩11为玻璃钢材质，玻璃钢材质的透波罩11既能满足强度要求又具有良好的透波的效果。
本具体实施方式的实施例均为本申请的较佳实施例，并非依此限制本申请的保护范围，故：凡依本申请的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本申请的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种飞行器RCS调节装置，包括飞行器(1)头部设置的透波罩(11)，其特征在于，所述透波罩(11)内壁设有屏蔽层组(2)，所述屏蔽层组(2)包括多个屏蔽板(3)和驱动屏蔽板(3)收起或展开的收展机构(4)；所述透波罩(11)内侧后部设有骨架(5)和RCS调节机构(6)，所述骨架(5)固定在透波罩(11)后部的飞行器(1)内，所述RCS调节机构(6)包括角反射器(7)，所述角反射器(7)转动连接在骨架(5)上并通过传动机构(8)与驱动电机(9)传动连接，所述角反射器(7)包括同轴设置的龙伯球(71)和敷设在龙伯球(71)后侧外缘的壳体(72)，所述壳体(72)为半球状弧面结构，所述角反射器(7)可沿与其轴线所在平面垂直的轴线转动。
2.如权利要求1所述的飞行器RCS调节装置，其特征在于，所述骨架(5)整体呈C形，所述骨架(5)包括下横梁(51)、竖杆(52)和上横梁(53)，所述角反射器(7)外缘上下两端分别固定连接上转轴(73)和下转轴(74)，所述上转轴(73)和下转轴(74)分别与上横梁(53)和下横梁(51)转动连接。
3.如权利要求2所述的飞行器RCS调节装置，其特征在于，所述传动机构(8)包括上转轴(73)上固定连接的第一锥齿轮(81)，所述驱动电机(9)固定连接上横梁(53)上，所述驱动电机(9)键连接第二锥齿轮(82)，所述上横梁(53)上转动连接与第二锥齿轮(82)啮合的第三锥齿轮(83)，所述第一锥齿轮(81)与第三锥齿轮(83)之间设有传动杆(84)，所述上横梁(53)上设有支撑块(841)，所述传动杆(84)转动套设在支撑块(841)内，所述传动杆(84)两端分别固定连接第四锥齿轮(842)和第五锥齿轮(843)，所述第四锥齿轮(842)与第三锥齿轮(83)啮合，所述第五锥齿轮(843)与第一锥齿轮(81)啮合。
4.如权利要求2所述的飞行器RCS调节装置，其特征在于，所述上转轴(73)和下转轴(74)同轴设置并垂直经过角反射器(7)的轴线。
5.如权利要求1所述的飞行器RCS调节装置，其特征在于，所述屏蔽板(3)呈扇形，多个所述屏蔽板(3)沿宽度方向首尾依次排列并呈伞状分布在透波罩(11)内侧，每个所述屏蔽板(3)前后两端沿宽度方向的一侧分别铰接转动环(31)，多个所述屏蔽板(3)的转动环(31)沿透波罩(11)的周向依次分布，所述转动环(31)与透波罩(11)之间通过支撑杆(32)固定连接，每个所述屏蔽板(3)可沿其前后两端的转动环(31)转动。
6.如权利要求5所述的飞行器RCS调节装置，其特征在于，所述收展机构(4)包括直线推进器(41)、固定块(42)、轴杆(44)、连杆(43)、第一连接件(45)和第二连接件(46)；所述轴杆(44)设置在屏蔽板(3)内侧后端并与相应转动环(31)相对，所述轴杆(44)长度方向与屏蔽板(3)相应的侧边平行，所述固定块(42)固定在透波罩(11)内侧前端，所述固定块(42)固定连接向角反射器(7)方向延伸的连接杆(421)，所述连接杆(421)上固定连接直线推进器(41)，所述直线推进器(41)的推杆上沿周向均匀分布多个与其转动连接的第一连接件(45)，所述第一连接件(45)另一端与相应的连杆(43)转动连接，所述第二连接件(46)一端与轴杆(44)转动连接，所述第二连接件(46)另一端与连杆(43)的另一端转动连接。
7.如权利要求5所述的飞行器RCS调节装置，其特征在于，相邻所述屏蔽板(3)沿宽度方向首尾叠置。
8.如权利要求6所述的飞行器RCS调节装置，其特征在于，所述第一连接件(45)包括第一连接座(451)和球头(452)，所述球头(452)固定连接在第一连接座(451)下端，所述直线推进器(41)的推杆上设有与球头(452)适配的球座，所述第一连接座(451)上端与连杆(43)铰接；所述第二连接件(46)包括轴套(461)和转动块(462)，所述转动块(462)一端设有轴销(463)，所述轴套(461)设有与轴销(463)适配容纳槽，所述转动块(462)与轴套(461)之间可相对转动，所述轴套(461)套设在轴杆(44)上，所述转动块(462)下端与连杆(43)另一端铰接。
9.如权利要求1所述的飞行器RCS调节装置，其特征在于，所述透波罩(11)为流线型锥状旋转体，所述透波罩(11)为玻璃钢材质。
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Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1277042A (en) * 1969-02-25 1972-06-07 Alberto Kling Improvements in and relating to aircraft
US20080078884A1 (en) * 2006-09-30 2008-04-03 Ulrich Trabandt Deployable heat shield and deceleration structure for spacecraft
JP2011007373A (ja) * 2009-06-24 2011-01-13 Ihi Aerospace Co Ltd 折畳み式コーナーリフレクタ
CN107310739A (zh) * 2017-07-31 2017-11-03 西安天拓航空科技有限公司 飞翼布局隐身无人机的前缘载荷安装系统
CN108919230A (zh) * 2018-10-17 2018-11-30 北京环境特性研究所 一种组合型雷达回波增强器结构
CN111641047A (zh) * 2020-06-19 2020-09-08 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种可变rcs的龙伯透镜
CN113655442A (zh) * 2021-07-09 2021-11-16 中国人民解放军国防科技大学 一种可展开角反射器装置及其储存和投放方法
CN113740813A (zh) * 2021-08-18 2021-12-03 北京机械设备研究所 一种便携式可折叠的雷达角反射装置
CN113917412A (zh) * 2021-10-09 2022-01-11 宁波曙翔新材料股份有限公司 一种雷达靶标用可调节rcs机构
CN113948874A (zh) * 2021-11-15 2022-01-18 西北工业大学 一种可展开-收拢的rcs可调反射器及其调控方法
CN114089289A (zh) * 2021-10-27 2022-02-25 南京航空航天大学 机载无源雷达散射截面积改变方法及应用
US11300651B1 (en) * 2019-03-14 2022-04-12 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy System for augmenting 360-degree aspect monostatic radar cross section of an aircraft

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1277042A (en) * 1969-02-25 1972-06-07 Alberto Kling Improvements in and relating to aircraft
US20080078884A1 (en) * 2006-09-30 2008-04-03 Ulrich Trabandt Deployable heat shield and deceleration structure for spacecraft
JP2011007373A (ja) * 2009-06-24 2011-01-13 Ihi Aerospace Co Ltd 折畳み式コーナーリフレクタ
CN107310739A (zh) * 2017-07-31 2017-11-03 西安天拓航空科技有限公司 飞翼布局隐身无人机的前缘载荷安装系统
CN108919230A (zh) * 2018-10-17 2018-11-30 北京环境特性研究所 一种组合型雷达回波增强器结构
US11300651B1 (en) * 2019-03-14 2022-04-12 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy System for augmenting 360-degree aspect monostatic radar cross section of an aircraft
CN111641047A (zh) * 2020-06-19 2020-09-08 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种可变rcs的龙伯透镜
CN113655442A (zh) * 2021-07-09 2021-11-16 中国人民解放军国防科技大学 一种可展开角反射器装置及其储存和投放方法
CN113740813A (zh) * 2021-08-18 2021-12-03 北京机械设备研究所 一种便携式可折叠的雷达角反射装置
CN113917412A (zh) * 2021-10-09 2022-01-11 宁波曙翔新材料股份有限公司 一种雷达靶标用可调节rcs机构
CN114089289A (zh) * 2021-10-27 2022-02-25 南京航空航天大学 机载无源雷达散射截面积改变方法及应用
CN113948874A (zh) * 2021-11-15 2022-01-18 西北工业大学 一种可展开-收拢的rcs可调反射器及其调控方法

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