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公开(公告)号：CN103134949A
公开(公告)日：2013-06-05
申请号：CN201310007224.0
申请日：2013-01-08
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 一种星载冷原子囚禁式加速度测量方法，将碱金属原子装入三维磁光阱内，三维磁光阱向空间发射一束碱金属原子，碱金属原子被迎面而来的激光束阻止，并被引入到激光束和磁场的中心点，激光束的中心点和磁场的中心点以及卫星质心位置相重合，控制激光束以及磁场的强度将冷原子的位置保持在卫星质心位置；卫星运行过程中，当卫星与冷原子受到的作用力不同时，冷原子偏离卫星质心，激光和磁场的控制力随之变化，施加相应的激光和磁场控制力，将冷原子控回质心处；测量步骤三中卫星运行过程中激光及磁场的控制力变化，解算出冷原子相对卫星质心存在的加速度，即卫星所受到的非惯性力加速度。本发明具有测量精度高、工程可行性高且操作简单的优点。
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公开(公告)号：CN103051396A
公开(公告)日：2013-04-17
申请号：CN201210532803.2
申请日：2012-12-11
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: H04B17/00
Abstract: 本发明提供一种深空高稳定信标的特性测试方法，包括步骤：搭建权利要求1所述的深空高稳定信标测试系统；使地面测试设备的原子钟处于稳定工作状态；被测设备开机自检，调整射频链路中信号功率达到输入要求；被测设备和测试设备连接；通过频谱仪载波进行检测；高稳频率源开机先预热半小时，通过频率计对信标的稳定性进行记录；通过改变被测试设备的外界环境，使测试信标工作在不同温度下，测量频率稳定性和频率的变化规律。本发明可以模拟深空环境（即在长时间飞行过程和高低温变化过程中），测量高稳定性高精度的信标频率变化特性。可以应用到深空探测器VLBI信标的性能测试中，也可以应用到具有类似情况的高稳定频率的性能测试试验中去。
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公开(公告)号：CN117538849A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311296238.9
申请日：2023-10-08
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01S7/481 , G01S7/484 , G01S7/4861
Abstract: 本发明提供了一种基于涡旋激光的星载宽视场激光雷达，包括：种子光源、涡旋调制器、望远镜、涡旋解调器、探测器、数据处理单元；在单次扫描工作流程中，种子光源产生的普通高斯激光经过涡旋调制器后变为涡旋激光，照射到目标后产生回波，由望远镜接收后经过涡旋解调器解调后进入探测器成像，最后进行数据处理。本发明采用涡旋激光作为载波，在经过不同外形目标的反射后的回波的相位信息呈现出特异化的形态特征，通过分析回波中的相位信息来确定单次扫描中包含物体的外形类型，以此排除非目标同类别物体的干扰。具有良好的微弱回波信号检测能力，同时具有大视场角、大激光足印、高区域覆盖率的特点。
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公开(公告)号：CN117092673A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310697728.3
申请日：2023-06-13
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种遮光罩最小太阳规避角计算方法及系统，包括如下步骤：建立轨道坐标系和本体坐标系，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量；计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角；计算卫星在非成像区远离午夜点一端时与午夜点的地心夹角；计算卫星在非成像区远离午夜点一端的天底矢量‑太阳矢量面与轨道面夹角；计算卫星在非成像区远离午夜点一端时视轴偏移量；计算卫星机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量；遍历计算卫星在不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角，选取最小夹角为卫星遮光罩的最小太阳规避角。本发明填补了太阳规避模式下相机遮光罩最小太阳规避角计算方法的空白，有利于指导相机遮光罩的设计。
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公开(公告)号：CN115345787A
公开(公告)日：2022-11-15
申请号：CN202210857697.9
申请日：2022-07-20
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种卫星遥感图像颤振检测和校正方法及系统，涉及卫星遥感图像处理技术领域，该方法包括：步骤S1：在遥感图像中选择地物作为分析对象；步骤S2：对所述分析对象进行边缘检测和提取；步骤S3：对边缘检测的结果进行拟合；步骤S4：根据所述拟合的结果识别遥感图像的颤振误差；步骤S5：对遥感图像的颤振误差进行频率分析，识别颤振误差的频率特性；步骤S6：基于遥感图像重采样的方法进行图像校正。本发明能够不用依赖外部测量数据，通过图像信息即可完成辨识，便于推广应用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112684697B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202011475972.8
申请日：2020-12-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种分体式卫星在轨两舱转动惯量辨识方法及系统，用于测定卫星两舱分离后的两舱绕各自质心的转动惯量，包括步骤：将卫星两舱间重复锁紧机构断电，给两舱间磁浮作动器通电，产生大小已知的磁控力偶，驱动两舱转动；控制系统保持开环不控，采集两舱三轴角速度信息，拟合角速度曲线，微分得到三轴角加速度曲线；结合磁浮作动器输出磁控力偶信息和三轴角加速度解算得到两舱转动惯量。本发明通过两舱转动惯量在轨辨识方法的设计，实现两舱转动惯量的精确辨识，为卫星在轨的姿态控制提供动力学数据支撑，克服了在地面上受限于重力和展开部件的影响，难以准确辨识的技术难题。
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公开(公告)号：CN112977888B
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202110229965.8
申请日：2021-03-02
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供一种舱间磁浮控制力需求估算方法，包括如下步骤：计算用于载荷舱姿态控制的控制力矩需求；计算用于两舱质心平动控制的控制力需求；计算用于载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求；根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱间抵消离心力的控制力需求；将上述四类控制力需求结合磁浮作动器安装方式进行力矢量叠加，结合磁浮作动器组合力和力矩分配矩阵，并考虑一定设计安全裕度系数，最终得到双超卫星舱间磁浮控制力需求上限估算结果；根据舱间电磁吸盘断电后残余吸合力和两舱间万有引力，计算得到舱间磁浮控制力需求下限估算结果。该估算结果可作为舱间磁浮作动器的设计依据，具有很强工程意义。
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公开(公告)号：CN109774969B
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN201910074296.4
申请日：2019-01-25
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供了基于气浮球窝主动跟随的内嵌式半物理仿真系统，平台舱和载荷舱通过磁浮机构连接，平台舱气浮球轴承组件与载荷舱气浮球轴承组件共球心设置，实现平台舱与载荷舱的Rx、Ry和Rz自由度共球心运动，平台舱平面止推气浮轴承和载荷舱平面止推气浮轴承，实现平台舱和载荷舱的X和Y自由度运动，在平台舱上通过设置在平台舱支撑杆上电动缸的主动控制，实现平台舱气浮球窝主动跟随平台舱气浮球的转动运动，本发明摆动角度大、承载能力高，同时显著增加平台舱气浮球轴承组件的垂向承载能力，降低了平台舱气浮球轴承组件的气浮球径尺寸，显著降低了装调难度和加工难度。
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公开(公告)号：CN112684697A
公开(公告)日：2021-04-20
申请号：CN202011475972.8
申请日：2020-12-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种分体式卫星在轨两舱转动惯量辨识方法及系统，用于测定卫星两舱分离后的两舱绕各自质心的转动惯量，包括步骤：将卫星两舱间重复锁紧机构断电，给两舱间磁浮作动器通电，产生大小已知的磁控力偶，驱动两舱转动；控制系统保持开环不控，采集两舱三轴角速度信息，拟合角速度曲线，微分得到三轴角加速度曲线；结合磁浮作动器输出磁控力偶信息和三轴角加速度解算得到两舱转动惯量。本发明通过两舱转动惯量在轨辨识方法的设计，实现两舱转动惯量的精确辨识，为卫星在轨的姿态控制提供动力学数据支撑，克服了在地面上受限于重力和展开部件的影响，难以准确辨识的技术难题。
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公开(公告)号：CN112565128A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011368021.0
申请日：2020-11-28
Abstract: 本发明提供了一种基于混合神经网络的无线电信号调制识别网络及实现方法，利用卷积层提取调制信号的特征信息，对卷积层提取的特征信息进行维度的划分，将标量特征转化为矢量特征，从而使所提出混合神经网络模型充分抽取调制信号的空间特征，再利用门控循环单元层提取与时间相关的特征信息，所提出的混合网络模型充分结合信号在时间和空间状态的特征信息。本发明使得该模型能更加全面的抽取调制信号的空间特征，提升调制信号的分类性能；使得该模型能更加全面的抽取调制信号的空间和时间特征，进而提升调制信号的分类性能。
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