苏联卫星“宇宙—1402”陨落期的测轨预报

中国科学院人造卫星系统在1月14日至2月7日为期二十五天内,连续组织了对苏联卫星“宇宙1402”后两个碎片的观测、测轨和预报。实践证明,我们取得的目视、照相资料,测定的轨道根数,发出的光学预报和雷达预报,均具有较高的精度,为我国卫星观测网较好地预报这两个目标的陨落时间和地点奠定了坚实的实践基础。     

习近平青年思想政治教育思想理论渊源探究

任何理论学说的产生和发展都必然不会是无源之水、无本之木,都是在特定的理论基础上形成的。习近平青年思想政治教育思想作为无产阶级政党进行青年思想教育领域的最新成果,是对当前阶段青年思想政治教育工作实践经验的科学总结,同时也是习近平新时代中国特色社会主义思想的重要组成部分。它的产生和发展同样有其深厚的理论渊源。从马克思主义经典作家的青年学说、中共领袖人物的青年思想政治教育思想和中国传统德育观三个方面来探究习近平青年思想政治教育思想的理论渊源,发现三者在习近平青年思想政治教育思想形成中起到了重要作用。     

乘波体设计方法及设计参数分析

乘波体是一类典型的高超声速飞行器外形,它具有较高的升力及升阻比特性。建立了一套基于激波装配法的乘波体设计方法,该方法采用激波装配法获得精确激波位置,同时引入导波体的概念,通过设计导波体的构型来决定激波面的形状,引入导波体构型参数。通过改变导波体俯视外形前后锥角度、前后体长度比、侧视外形表面后锥角度等参数,比较其对最终乘波体气动特性的影响,并分析了这些参数改变对乘波体气动特性影响的内在机制,为工程化乘波体设计提供理论指导。     

基于业务描述的军事信息系统需求分析

军事需求为军事信息系统开发明确了目标,是系统开发的起点。要开发出满足军事活动需求的信息系统,就必须深化需求分析研究。文中分析了深化需求分析研究的必要性、阐述了业务活动描述在需求分析中的重要作用,提出了基于业务描述的军事信息系统需求分析的思路和具体实施过程,并给出了相应的应用案例。     

鸭翼边条翼布局俯仰非线性抑制研究

采用CFD方法,研究鸭翼抑制边条翼布局俯仰非线性上仰的可行性。研究结果表明,边条翼布局具有复杂的多涡系旋涡流动结构,而导致俯仰非线性的主要因素是主翼涡的破裂。鸭翼对边条翼翼身组合体俯仰非线性上仰具有很强的抑制作用;鸭翼负偏度可提高鸭翼对俯仰非线性上仰的抑制能力,在更大迎角范围内对俯仰非线性具有明显的减缓作用。     

空中交通流量优化管理

研究了空中交通流量管理中的机场流量最优化问题,提出了解决目前日益严重的拥塞问题的一种方案,将机场流量利用最优化问题分解为两个子问题,以折考虑解的最优性及求解复杂性,针对两个子问题,提出了一种折考虑解的最优性及求解复杂性的线性规划数学模型,利用该模型,可以最有效地发挥系统功能,同是保证飞机飞行过程的有效隔离,最后,还给出了具体的实例分析,证实了所建模型的实用性。     

S／DB系统同步定时器的设计

同步定时器是ＣＤＡＳＳ／ＤＢ系统的重要部件。它用高精度数字锁相环,精确地恢复地球同步气象卫星原始云图数据采集的同步基准信息。数字锁相环由用高速器件组成的相位比较器和用计算机软件实现的滤波器构成,采用标准频率计数方式,完成对精太阳脉冲（ＳＰ）和数字太阳——扫描同步检出（ＳＳＤ）的锁相及星上时钟频率测量等任务。微机还兼作Ｓ／ＤＢ系统管理机。     

局部后掠型栅格舵的气动特性研究

针对栅格舵(翼)技术的主要缺点——跨声速壅塞和阻力高的问题。以简化栅格为研究对象,采用数值分析方法开展了P型和V型局部后掠对气动特性的影响研究,并开展了不同后掠角对气动特性的影响研究。研究发现,局部后掠方式能够弱化或消除亚声速背风区的分离问题,减小跨声速区激波与边界层干扰,解决栅格舵固有的跨声速壅塞和阻力大的问题。局部后掠对栅格减阻有显著效果,尤其是高超声速段,同时能够增加单位浸润面积的法向力,从而提高栅格舵的操纵效率。     

低轨卫星可重构通信系统设计

提出一种适合于在轨重构的低轨卫星通信系统软、硬件架构方案,从工程实施角 度探讨包括天线、RF前端和基带处理单元在内的可重构硬件平台、可重构策略与软件控制流 的可行性,分析了可重构卫星通信系统实现的关键技术。利用软件无线电技术,分析了基带 和射频前端分离,可裁减、复用式平台实现的基本路径,以及基带、射频天线单元重构的实 现方法。通过各常规通信模式射频前端和数字部分的灵活组合,同时支持多频点、多模式的 通信制式,达到节省硬件成本和提高系统灵活性的目的。最后研制了一个可重构卫星通信地 面测试原理样机,模拟了卫星有效载荷和地面通信站在IS-95体制下两种CDMA加密码字间的 动态重构,有效验证了本文提出的可重构策略的正确性与合理性。
     

一种新的亚米级星载GPS伪距实时定轨方法

提出了一种新的星载GPS实时定轨方法,该方法以伪距作为主要观测值,通过在卡尔曼滤波模型中设置参数来吸收广播星历中的轨道误差与钟误差,从而实现亚米级精度的实时定轨。采用自主研制的实时定轨软件SATODS对GRACE-A卫星的实测数据模拟实时处理,结果表明:采用本文方法后,实时定轨的位置精度和速度精度(3DRMS)分别可达0.4~0.6 m与0.4~0.6 mm/s;相比于传统的伪距实时定轨精度可提高40%。