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公开(公告)号：CN117893898A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311670494.X
申请日：2023-12-07
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
IPC: G06V20/10 , G06V10/46 , G06V10/764 , G06V10/80
Abstract: 本发明公开了一种基于高光谱影像的海面目标在轨检测识别方法，包括以下步骤：步骤1，基于辐射与光谱定标系数，对获取的高光谱海面影像进行辐射校正与光谱校正；步骤2，设计波段合并算法，得到高信噪比波段光谱影像；步骤3，选取单波段影像，基于空间纹理特征信息，采用显著性检测方法实现海面目标快速检测与识别；步骤4，基于步骤2合并后得到的多波段光谱影像，进行海面目标异常检测，得到海面目标检测识别结果；步骤5，根据步骤3与4得到的检测识别结果，采用决策级融合方法进行综合鉴别，得到最终海面目标识别结果。是充分利用高光谱单谱段几何特征信息、多谱段光谱信息进行融合检测的方法，提高海面目标的在轨检测识别率与预警能力。
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公开(公告)号：CN113135301B
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202110596816.5
申请日：2021-05-28
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，提出一种卫星的一体化系统包括：数传系统；卫星结构板；以及固定装置。其中，数传系统通过固定装置布置于卫星结构板上。卫星结构板和数传系统的一体化系统结构紧凑、加工装调工艺性好、稳定性高、力学环境适应性好；并且卫星结构板内预埋热管，用于数传系统各组件以及整个卫星的散热，结构紧凑；并且满足了数传天线的视场需求。
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公开(公告)号：CN117420674A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311361865.6
申请日：2023-10-19
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
IPC: G02B26/08
Abstract: 本申请提供了一种光入射角的调节控制装置及调节控制方法。该调节控制装置导轨，所述导轨沿第一方向延伸；第一反射镜，设置在所述导轨上，所述第一反射镜用于接收入射光，并将所述入射光反射为第一出射光，使所述第一出射光的方向为所述第一方向；第二反射镜，设置在所述导轨上，所述第二反射镜用于接收所述第一出射光，并将所述第一出射光反射为第二出射光，所述第二反射镜与所述导轨的夹角可调，以使所述第二出射光照射至光照目标的靶面上的目标入射点；其中，所述入射光与所述目标入射点位置处的法线重合。本申请适用于光入射角的高精度调节、调节过程简便易实现、适用性强。
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公开(公告)号：CN117416531A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311545220.8
申请日：2023-11-17
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明涉及一种基于光学载荷的姿态控制方法、系统及计算机可读介质，包括：在光学载荷锁定恒星星点的时刻：根据卫星本体坐标系构建卫星虚拟惯性参考坐标系；计算恒星星点在光学载荷测量坐标系下的锁星时刻的方向矢量，计算恒星星点在卫星本体坐标系下的锁星时刻的方向矢量；在光学载荷锁定恒星星点之后：计算恒星星点在光学载荷测量坐标系下的锁星之后的方向矢量，计算恒星星点在卫星本体坐标系下的锁星之后的方向矢量；计算卫星本体系相对于卫星虚拟惯性参考坐标系的相对姿态四元素；计算卫星本体系相对于卫星虚拟惯性参考坐标系的相对姿态角速度；根据相对姿态四元素、相对姿态角速度计算控制力矩。本发明可以提高卫星的姿态测量精度。
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公开(公告)号：CN113151886B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202110454658.X
申请日：2021-04-26
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明提供了一种环状集束多孔发射针针尖的动态制备方法及装置，包括：发射针模块，被配置为夹持环状集束多孔发射针；溶液模块，被配置为承载与环状集束多孔发射针进行反应的溶液；以及运动装置，被配置为带动发射针模块移动，以使环状集束多孔发射针浸入溶液中；其中：使环状集束多孔发射针浸入溶液中进行标定，待环状集束多孔发射针达到参数要求后，运动装置带动环状集束多孔发射针向上运动离开溶液液面，标定上下往返次数，完成针尖标定；使环状集束多孔发射针浸入溶液中进行制备，待环状集束多孔发射针达到所标定的上下往返次数后，运动装置带动环状集束多孔发射针向上运动离开溶液液面，完成针尖制备。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116406156A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310681755.1
申请日：2023-06-09
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明提供了一种电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，包括：电子设备、电磁屏蔽壳以及卫星舱板；电子设备采用一层扁平化结构，并与卫星舱板尺寸匹配；电磁屏蔽壳和卫星舱板通过设置于电子设备上的安装接口与电子设备集成装配；集成后的电子设备通过电磁屏蔽壳实现对位于电磁屏蔽壳一侧的元器件的电磁屏蔽和散热；集成后的电子设备与卫星舱板进行电接地处理，使电子设备与卫星地形成等电位，并通过卫星舱板实现对位于卫星舱板一侧的元器件的电磁屏蔽和散热。本发明采用扁平化设计以及高功率元器件与电磁屏蔽壳、卫星舱板的集成热设计与结构设计，减少了系统重量和体积，增加了空间的使用效率，降低了成本。
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公开(公告)号：CN113514866B
公开(公告)日：2023-04-21
申请号：CN202110417618.8
申请日：2021-04-19
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明提供了一种在轨伽马射线暴观测方法，包括：采用天文观测卫星的星上自主触发任务系统进行伽玛射线暴观测；将伽玛射线暴观测设置为天文观测卫星的主任务，由星上自主触发任务系统触发完成伽玛射线暴观测，星上自主触发任务系统进行以下任务：通过宽视场载荷探测到伽玛射线暴后，天文观测卫星获取该伽玛射线暴的位置参数、能谱参数及光变参数，通过VHF波段实时向地面站提供位置参数、能谱参数及光变参数；天文观测卫星根据由宽视场载荷定位的伽玛射线暴的触发信息，自主快速姿态机动，对伽玛射线暴进行光学余辉的持续观测；在观测中，天文观测卫星保持高姿态稳定度，确保光学望远镜的探测性能。
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公开(公告)号：CN112005090B
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202080002014.0
申请日：2020-05-12
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明提供一种基于光压原理的微推力微冲量施加装置及方法，通过激光反射的光压作用，对目标产生微推力。该装置包括激光器、激光调节装置、分光镜、快门、反射镜以及激光功率计。通过激光器产生激光光束，通过激光调节装置对激光特性进行调节，再经由分光镜分为两路，其中一路到达一台激光功率计位置，测得的功率用于确定用于微推力施加激光功率大小，另一路经由快门照射在安装在目标上的反光镜处，进而对目标产生微推力，反射镜反射的光到达另一台激光功率计，通过使用两台激光功率计实时测量两路激光的功率，结合反射率及激光照射反射镜的入射角等参数，可以计算得到作用于目标上的微推力，然后根据计算得到的微推力实时调整激光器的出光功率以满足需求。记录对目标施加的推力及微冲量数据，并记录目标在其作用下的响应情况，可以用于对高精度微推力微冲量测量装置的标定。
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公开(公告)号：CN113514866A
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202110417618.8
申请日：2021-04-19
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明提供了一种在轨伽马射线暴观测方法，包括：采用天文观测卫星的星上自主触发任务系统进行伽玛射线暴观测；将伽玛射线暴观测设置为天文观测卫星的主任务，由星上自主触发任务系统触发完成伽玛射线暴观测，星上自主触发任务系统进行以下任务：通过宽视场载荷探测到伽玛射线暴后，天文观测卫星获取该伽玛射线暴的位置参数、能谱参数及光变参数，通过VHF波段实时向地面站提供位置参数、能谱参数及光变参数；天文观测卫星根据由宽视场载荷定位的伽玛射线暴的触发信息，自主快速姿态机动，对伽玛射线暴进行光学余辉的持续观测；在观测中，天文观测卫星保持高姿态稳定度，确保光学望远镜的探测性能。
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公开(公告)号：CN113277128A
公开(公告)日：2021-08-20
申请号：CN202110771112.7
申请日：2021-07-07
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明涉及航天器空间交会控制技术领域，提出一种极简配置航天器及其空间交会控制方法。该航天器包括激光测距仪、相机、星间通信设备以及第一至第六推力器。本发明通过极简配置的推力器布局方案，可以保证星体平动与转动的完美解耦。并且采用了基于相平面的制导控制方案可以保证平动通道的各通道的顺利收敛。另外基于推力器混合调度算法进行各推力器的调度控制，保证了航天器交会逼近过程中的平动控制效果，创造良好的末端对接条件。本发明能够在推力器极简配置情况下实现航天器平动三轴六向的自由控制，并能达到较高的控制精度，在能够节省星上空间和制造、运行成本的同时还能够应对推力器的单重故障，具有较高的实用价值。
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