适合空间应用的高速图像压缩核设计

针对空间遥感图像压缩的具体应用,给出了基于CCSDS ［1］ 算法的 高速图像压缩核的设计和实现。对CCSDS算法的实现方法进行了优化,算法的VLSI架构 设计充分利用了流水和并行技术,使处理速度相比串行方式平均提高了40倍。压缩验证系统 实验结果表明压缩核在编码效率、处理速度和容错能力上均具有较高的性能,50MHz频 率下压缩核的数据处理速度可达12.5Mpixels／s。     

编码扩频通信系统中非相干解调技术研究

为满足当前信息技术高速、安全、可靠通信的要求 ,对基于编码扩频的 DS/FH(直序 /跳频 )混合扩频通信系统中非相干解调技术进行了研究 ,简要分析编码扩频信号的组成 ,重点讨论数据解调时采用的非相干最大相关输出解调方案及其误码特性 ,并与其它通信系统的通信性能进行对比。仿真结果证实方案切实可行     

面向深空通信的喷泉编码技术

喷泉码是一种基于删除信道的前向纠错编码技术,具有不需反馈的特性。针对深空通信环境长时延、高误码率和丢包率大、上下行链路带宽不对称和链路易中断等特点,提出一种级联LDPC码的喷泉编码方案,并给出一种利用接收数据包的冗余信息的改进BP解码算法。与已有的深空通信信道编码算法进行了仿真比较,显示了该级联喷泉码具有良好的纠错性能和较低的编解码复杂度。     

BCH(31,16)、CRC-32与交织码级联的实现及分析

在遥测系统的无线传输中为了对突发错误进行检测及纠错,克服单一编码方式检纠错能力有限的缺点,利用BCH(31,16)纠错能力强、CRC-32检错效能高及交织器能将突发性错误转换为随机错误的优点,组成串行级联编码方式,并对其实现原理及方法进行讨论。通过模拟实验对该编码方式进行分析,在每帧数据544位的情况下,对连续错误低于48位的纠错能力达100%,且编码效率高。     

深空通信中的一种级联编码调制及其迭代接收

在深空通信中,由于通信距离大幅增加,通信信号的自由空间传播损耗很大,提高系统的功率利用效率是深空通信系统设计需要考虑的重要问题之一。提出了基于LDPC码和FQPSK调制的级联编码调制体制,首先提出该编码调制体制的系统模型,通过修改相应的算法给出适合FQPSK的迭代解调解码算法,通过计算机仿真分析了该体制的误码率性能。研究结果表明：该体制利用FQPSK的恒包络特性克服信道非线性问题并使功放工作在饱和区,利用LDPC码实现低信噪比通信,同时在接收端通过迭代解调解码获得增益,从而能够缓解深空通信中由于传输距离过远而带来的极低信噪比通信问题。     

GCR编码制中帧同步码的设计

将GCR(4/5)编码制作为串行数字磁带记录的码型所遇到的困难是没有现成的、高可靠的帧同步码。本文提出一种GCR编码制帧同步码的设计方法,并推荐一个15位字长和20位字长的帧同步码。     

卫星通信中基于网络编码改进的广播重传策略

针对传统卫星广播重传策略、链路高丢包率下的基于网络编码的广播重传策略和最大团策略的问题,提出了一种改进的基于网络编码的广播重传策略。理论分析及模拟测试结果证明了改进的基于网络编码的广播重传策略较好地解决了传统卫星广播重传策略信道占用率较高、重传次数较多的问题,链路高丢包率下的基于网络编码的广播重传策略不能达到重传性能最优的问题,保证了卫星通信中的组播数据的快速、可靠的发布。     

空间激光通信系统中的信道纠错编码技术

由于空间激光通信系统的信道状态和链路捕获跟踪的不确定性,多种形式的信道纠错编码技术正被广泛发展研究。结合空间激光通信链路中误码性能的主要影响因素,分别选择合适的编码方案进行分析。通过仿真实验可知,对于在大气结构参数为1.5×10~(-14) m~(-2/3)、风速为20 m/s的空地激光链路的环境下,在系统数据速率为2 Gbit/s、要求误码率为10~(-6)时,LDPC码结合交织码相对未编码系统有3 dB的等效编码增益,LT码相对未编码系统有3.8 dB的等效编码增益。提供了一种能快速生成、扩展和校验的编码和交织实现方法,以抵抗大气湍流的快速变化对系统性能产生的影响。     

基于CAN总线的双通道智能网桥设计及常见问题分析

介绍一种基于CAN总线的CAN—RS-485双通道智能网桥的设计方法,给出详细的设计思路,硬件及软件实现,并对调试运行中出现的常见问题进行分析。通过该智能网桥,可实现对CAN网络与RS-485网络的可靠通信,该模块可同时连接于两个不同的CAN网络。为提高通信可靠性,串行通信中采用CRC冗余校验。     

基于多描述可分级编码的网络自适应视频传输

针对Internet视频通信中面临的网络带宽波动和随机丢包问题，结合精细可分级编码(FGS)、多描述编码(MDC)等容错编码方法的优点，提出了一种FGS视频流的多路径鲁棒传输方案。在该方案中，基本层码流在任意时刻都采用重传方式，对于增强层码流的各个比特平面，则根据分支路径带宽的变化自适应地选择重传或MDC方式。该方案的优点是可以同时兼顾视频流的抗丢包能力和对带宽变化的适应能力。实验结果表明，当分支路径的带宽较窄时，采用该方案可以明显提高视频重建质量。     

GEOS and its US and European components: Challenges and impact

The Centre Français sur les Etats Unis (CFE) held a day-long workshop on GEOSS, GMES and IEOS on 17 January 2006. Sponsored by Arianespace, the invitation-only roundtable drew some 50 participants from European and US administration, industry and academia. The programme and the presentations are on the CFE web site: www.cfe-ifri.net. This report summarizes the proceedings.     

教育教学活动中的师生人际冲突及其解决方法

受传统观念的影响,人们一般只看到师生人际冲突的负面影响,而很少注意其正面作用;实际上,师生人际冲突是教育教学的互动形式之一,它的存在是必然的,也是合理的,它既有消极有害的一面,也有积极有益的一面。文章试在分析师生人际冲突原因的基础上,针对其影响的二重性,从学校、教师、学生三个方面,提出了正确对待师生人际冲突的建设性对策。     

偶氮呋咱和氧化偶氮呋咱的合成及表征

介绍了高能材料二氨基偶氮呋咱(DAAF)、二氨基氧化偶氮呋咱(DAOAF)及二硝基氧化偶氮呋咱(DNOAF)的合成。其中,采用新型氧化剂制备DAAF,得率提高至65.60%。通过DSC-TG、元素分析、IR、1H NMR和MS等方法,对其结构进行了鉴定,并进行了常规的感度测试。感度数据表明,无氢炸药DNOAF的摩擦感度较大,与C-12相当,而DAAF和DAOAF为低感度炸药。     

汽车检测与维护专业建设的回顾与总结

汽车检测与维护专业是我校重点建设的广西区区级示范专业,经过五年的建设已经形成了一定的规模。文章主要从实验实训中心建设、课程建设、教材建设、师资队伍建设、教学改革等方面对该专业的建设历程进行了回顾和总结。     

Launch and early operations of Herschel and Planck

On 14 May 2009 the European Space Agency launched 2 space observatories: Herschel (with a 3.5 m mirror it is the largest space telescope ever) will collect long-wavelength infrared radiation and will be the only space observatory to cover the spectral range from far-infrared to sub-millimetre wavelengths, and Planck will look back at the dawn of time, close to the Big Bang, and will examine the Cosmic Microwave Background (CMB) radiation to a sensitivity, angular resolution and frequency range never achieved before. This paper will present the Flight Dynamics, mission analysis challenges and flight results from the first 3 months of these missions.Both satellites were launched on the same Ariane 5 and travelled to the L2 Lagrange point of the sun–earth system 1.5 million km from the earth in the opposite direction of the sun. There they were injected to a quasi-halo orbit (Herschel) with the dimension of typically 750,000 km×450,000 km, and a Lissajous orbit (Planck) of 300,000 km×300,000 km.In order to reach these Lissajous orbits it is mandatory to perform large trajectory correction manoeuvres during the first days of the mission. Herschel had its main manoeuvres on the first day. Planck had to be navigated on the first day and by a mid-course correction manoeuvre, the L2 orbit insertion manoeuvre was planned on day 50. If these slots were missed, fuel penalties would rapidly increase.This posed a heavy load on the operations teams because both spacecrafts have to be thoroughly checked out and put into the correct modes of their attitude control systems during the first hours after launch.The sequence of events will be presented and explained and the orbit determination results as well as the manoeuvre planning will be emphasised.     

英汉词语空缺与跨文化差异及翻译策略探究

语言是文化的载体,文化上的差异导致了英汉语言中的词汇空缺现象,词汇空缺现象反映了语言的民族性。在跨文化交际中,词汇空缺会给交际带来障碍,造成语用失误,甚至导致交际失败,论文就词语的空缺现象与跨文化差异中的翻译策略进行了一些探讨。     

月球测绘学分类及应用展望

根据月球测绘的研究现状及发展趋势,对月球测绘学的概念进行了溯源与拓展。在分析月球测绘学与地球测绘学主要差异基础上,从传统测绘学科分类角度出发,综合考虑月球测绘学特殊性,重新梳理出月球测绘学主要学科专业分类,并详细介绍了每个学科专业的定义及国内外研究现状,给出了月球测绘学的五个主要应用领域及其应用展望。我国应尽早开展月球测绘理论与技术研究,形成完整的月球测绘学科体系,能够有力地促进我国空间科学技术的发展,保障后续探月工程的顺利实施。     

SMOS与Aquarius卫星海表盐度测量方法及数据的对比分析

国际上发射的海表盐度遥感卫星主要有2颗:欧洲的SMOS和美国的Aquarius卫星,为给后续海表盐度遥感提供参考借鉴,对比分析了这2颗卫星的遥感器载荷、数据处理算法和盐度数据。遥感器载荷方面,SMOS采用L波段二维综合孔径辐射计,而Aquarius采用L波段实孔径辐射计加散射计;数据处理算法方面,分析了二者在介电常数模型、海面粗糙度校正以及反演算法方面的差异;盐度数据方面,分析了SMOS与Aquarius盐度数据之间的相关程度,并分别与ISAS(In Situ Analysis System)浮标盐度数据作对比,分析了2颗卫星的盐度数据精度。将2颗卫星的盐度遥感数据与ISAS浮标盐度数据对比发现,在全球范围内,Aquarius盐度测量精度优于SMOS;但在开阔海域,SMOS盐度测量精度优于Aquarius;而在近海岸区域,均出现较大的误差,且SMOS数据误差更大。     

凝胶推进剂及其模拟剂的制备和特性表征

高能凝胶推进剂的选择、制备、实验及特性表征是凝胶推进剂研究的关键环节.燃料凝胶化包括有机和无机两种胶凝剂.氧化剂的凝胶化使用了无机胶凝剂.此外选择和配制了凝胶推进剂的模拟剂,它具有与实际燃料和氧化剂相匹配的流变特性.制备了在流变学上相匹配的凝胶燃料和凝胶氧化剂、惰性凝胶模拟剂与凝胶推进剂,并对其流变学特性进行了分类.     

Atlas II and IIA analyses and environments validation

General Dynamics has now flown all four versions of the Atlas commercial launch vehicle, which cover a payload weight capability to geosynchronous transfer orbit (GTO) in the range of 5000–8000 lb. The key analyses to set design and environmental test parameters for the vehicle modifications and the ground and flight test data that validated them were prepared in paper IAF-91-170 for the first version, Atlas I.

This paper presents similar data for the next two versions, Atlas II and IIA. The Atlas II has propellant tanks lengthened by 12 ft and is boosted by MA-5A rocket engines uprated to 474,000 lb liftoff thrust. GTO payload capability is 6225 lb with the 11-ft fairing. The Atlas IIA is an Atlas II with uprated RL10A-4 engines on the lengthened Centaur II upper stage. The two 20,800 lb thrust, 449 s specific impulse engines with an optional extendible nozzle increase payload capability to GTO to 6635 lb. The paper describes design parameters and validated test results for many other improvements that have generally provided greater capability at less cost, weight and complexity and better reliability. Those described include: moving the MA-5A start system to the ground, replacing the vernier engines with a simple 50 lb thrust on-off hydrazine roll control system, addition of a POGO suppressor, replacement of Centaur jettisonable insulation panels with fixed foam, a new inertial navigation unit (INU) that combines in one package a ring-laser gyro based strapdown guidance system with two MIL-STD-1750A processors, redundant MIL-STD-1553 data bus interfaces, robust Ada-based software and a new Al-Li payload adapter. Payload environment is shown to be essentially unchanged from previous Atlas vehicles. Validation of load, stability, control and pressurization requirements for the larger vehicle is discussed.

All flights to date (five Atlas II, one Atlas IIA) have been successful in launching satellites for EUTELSAT, the U.S. Air Force and INTELSAT. Significant design parameters validated by these flights are presented. Particularly noteworthy has been the performance of the INU, which has provided average GTO insertion errors of only 10 miles apogee, 0.2 miles perigee and 0.004 degrees inclination. It is concluded that Atlas II/IIA have successfully demonstrated probably the largest number of current state-of-the-art components of any expendable launch vehicle flying today.