【摘 要】
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大数据的背景下,信息管理越来越高效化、系统化.尤其在疫情当下,更凸显出其优势,使各项信息收集工作有条不紊.与此同时,又浮现出新的社会问题,处于大数据信息化管理边缘的人群,如何在抗击疫情的过程中享受到大数据信息化时代下的便利,这将是未来人们共同努力的方向.本文针对疫情下观察中高风险地区旅居史调查情况出现的部分问题为例,从问题背景出发,利用观察法和描述性研究法进行原因剖析,从而引发思考:疫情防控的这张数据信息大网,应织地更严更密,这趟信息化的班车,不会落下任何一人.大数据和信息管理全面化已成为社会日益发展的重
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大数据的背景下,信息管理越来越高效化、系统化.尤其在疫情当下,更凸显出其优势,使各项信息收集工作有条不紊.与此同时,又浮现出新的社会问题,处于大数据信息化管理边缘的人群,如何在抗击疫情的过程中享受到大数据信息化时代下的便利,这将是未来人们共同努力的方向.本文针对疫情下观察中高风险地区旅居史调查情况出现的部分问题为例,从问题背景出发,利用观察法和描述性研究法进行原因剖析,从而引发思考:疫情防控的这张数据信息大网,应织地更严更密,这趟信息化的班车,不会落下任何一人.大数据和信息管理全面化已成为社会日益发展的重要目标.
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针对侦察卫星通过变轨等方式抵近目标的对天观测行为,提出了一种基于视觉特性的临近目标行为辨识方法.通过对序列图中抵近目标上特征点进行跟踪以得到其轨迹变化;针对目标可能存在的异常行为在图像当中的表征进行分析,结合已得信息构建特征参数并对目标行为进行判断;最后通过试验对辨识算法进行验证.试验结果表明:该算法能对不同光照条件下的连续图像进行处理,实现对临近目标通过主体姿态变化进行对天侦察行为的有效辨识.
空间碎片的不断增加给人类航天活动的开展和在轨资产的安全造成严重威胁.在已经提出的多种空间碎片主动清除方式中,绳系拖曳(tethered space-tug,TST)系统因有较好的应用前景而受到广泛关注.部分失效航天器因星上器件损坏且姿态控制系统异常,始终将姿态维持在某一特定指向,针对此类具有典型的非合作特征的大型空间碎片,开展绳系拖曳动力学与控制研究.将拖船和目标均视作刚体,用牛顿法建立了TST系统的动力学模型;根据目标姿态稳定方式分为自旋稳定和三轴稳定两种情况,开展了绳系拖曳动力学分析与控制设计,并考察
开启全面建设航天强国新征程rn指导思想rn以习近平新时代中国特色社会主义思想为指导,全面贯彻党的十九大和十九届二中、三中、四中、五中全会精神.增强“四个意识”,坚定“四个自信”,做到“两个维护”,胸怀“两个大局”,全面开启航天强国建设新征程,以坚决维护国家安全与发展利益为根本出发点和落脚点,以发展航天事业、建设航天强国为己任,紧密围绕国防军队现代化建设和经济社会发展重大战略需求,在航天报国和科技强国的伟大实践中,深入贯彻新发展理念,积极融入新发展格局.以推动高质量发展为主题,以深化供给侧结构性改革为主线,
针对中国首次自主火星探测任务需要,结合环绕器质量特性和推进系统布局构型,分析了喷气卸载对整器角动量的影响.在分析的基础上,通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律,计算整器角动量变化情况,并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差;通过同组推力器作用时对各轴的扰动,解算整器质心坐标.利用在轨数据分析了天问一号探测器巡航段6次使用不同推力器的喷气卸载情况,解算的推力器方向偏差、质心坐标和地面设计值进行比对,实测推力方向偏差不超过0.6°,质心绝对偏差小于18mm,验证了计算方法的有效性和正确性,可作为后续轨控任务的
针对嫦娥五号探测器热平衡试验中面临的难题,在分析以往国内外航天器热平衡试验技术现状基础上,依据验证充分、有效与全面的原则,构建出一套探测器热平衡试验方案,提出一种基于“专用红外吸收式空间外热流模拟方式”的热平衡试验方法,设计了典型试验工况,同时优化了试验技术流程.地面热平衡试验结果结合在轨飞行数据表明:热平衡试验方案能够有效验证热控设计的正确性,专用红外吸收式外热流模拟装置偏差造成的温度影响不超过2℃,热平衡试验工况设置合理,技术流程优化,热分析模型相关性工作可使热分析模型更加准确可信.
嫦娥五号着陆上升组合体落月后将经历月昼强红外辐射环境,由于推力器喷管导热影响,使推进剂管路与电磁阀面临高温环境,推进系统存在管路内氧化剂汽化和推力器性能下降甚至无法正常工作的问题,影响上升器月面起飞正常姿态控制.为了研究高温下推力器的工作性能,进行了高温下氟塑料阀芯与氧化剂相容性调研,提出了电磁阀和推力器可靠性增长及可靠性验证试验方法,分析了温度与电磁阀阀芯行程的关系,获取了高温环境下推力器的稳态及脉冲工作性能,在小子样条件下评估了推力器可靠性置信下限及月面起飞上升推进系统可靠度,通过月面高温排气及月面起
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为研究近地卫星自旋运动规律,建立了近地卫星在受摄动影响的轨道上运行并受重力梯度力矩作用下的姿态运动模型,推导了自旋角速率满足一定条件下自旋运动的进动角、章动角、自旋角的解析解,对重力梯度作用下的自旋姿态运动规律进行了仿真分析,并用仿真计算结果验证了解析解的正确性.在轨道面缓慢进动情况下,当卫星绕最大主惯量轴自旋时,给出了自旋角速率取值范围表达式,在该取值范围内卫星自旋运动能够跟随轨道面一起进动,自旋轴以恒定的平均角速率进动,章动角在小范围内波动.建立的自旋姿态运动模型和分析结论可用于近地卫星姿态失控后的姿
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