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公开(公告)号：CN115691839A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211433562.6
申请日：2022-11-16
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种环形核燃料分区冷却双模式空间核反应堆以及航天器。反应堆的特征在于，其包括外压力容器壳体、内环形壳体(10)、和喷管(9)，环形核燃料放置在内环形壳体(10)内形成独立的环形核燃料内部流道(7)和环形核燃料外部空间(3)用于形成冷却工质循环回路，核热推进模式用冷却剂由反应堆上部核热入口管(5)进入堆芯，经环形核燃料内部流道(7)流过堆芯，自堆芯底部的喷管(9)直接喷出产生推力，核电推进模式用冷却剂自堆芯上部的核电入口管(1)流入。本发明解决了核热推进、核电推进双模式共同工作或分时工作的问题，可实现在有限空间内既实现双模式同时工作，又可同时仅使用一种模式，提高了灵活性，降低了成本。
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公开(公告)号：CN118279526A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410249798.7
申请日：2024-03-05
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于仿射等效的空间飞行器主体3D特征顶点标注方法，包括：步骤1，构建标注坐标系O‑XYZ；步骤2，初始化3D标注体；并确定在标注坐标系O‑XYZ下3D标注体的各特征顶点pi的初始相对坐标pi；步骤3，基于仿射变换，调整3D标注体的位置与形状；步骤4，计算得到完成调整后的3D标注体的各特征顶点在图像坐标系中的坐标#imgabs0#步骤5，根据计算得到的#imgabs1#计算得到3D标注体的各特征顶点的灰度值Gi；步骤6，重复步骤3～5，直到3D标注体拟合目标飞行器主体，得到最终的标注结果#imgabs2#本发明基于仿射约束能够高精度地标注不可见点位置，并且能够从2D图像上反演特征顶点的相对深度信息，为远距离目标精确识别、姿态估计等需求奠定基础。
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公开(公告)号：CN106557090B
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201610980662.9
申请日：2016-11-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种磁力线圈结合动量轮的航天器姿态联合控制方法，其包括：获取航天器的姿态信息，同时获取航天器所处轨道环境的磁场信息；求解期望的姿态控制力矩；求解磁力线圈的期望输出；求解磁力线圈的实际输出；求解动量轮的期望输出；求解动量轮的实际输出；根据磁力线圈的实际输出和动量轮的实际输出进行姿态控制。本发明的磁力线圈结合动量轮的航天器姿态联合控制方法，控制方式简单，对航天器的导航系统、控制系统等无额外需求，可综合利用星上资源，节约工质，具有算法先进、控制精度高、姿态收敛速度快的优点。
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公开(公告)号：CN105547256A
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201510875665.1
申请日：2015-12-02
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01C11/02
CPC classification number: G01C11/02
Abstract: 本发明公开了一种空间全景态式感知卫星及其设计方法和应用方法，该类卫星通过采用坐标变换的方式来实现相机位置以及相机观测特征轴的设定。该卫星采用多头拼接式图像拼接原理进行设计，形成一种由多个相机组成的集成系统。该集成系统能够对周围空间进行全景成像，实现全景态势感知，卫星在使用中无需对目标特定方向进行定向。在轨工作时，星体对相机的视场无遮挡，任一相机的视场同其相邻相机的视场重叠比例超过5％，满足视场拼接需求。
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公开(公告)号：CN115049940B
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202210695145.2
申请日：2022-06-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06V10/82 , G06V10/77 , G06V10/44 , G06V10/764 , G06V20/13 , G06T7/00 , G06N3/045 , G06N3/0464 , G06N3/0499 , G06N3/084
Abstract: 本发明公开了一种基于深度学习内外双反馈的空间目标部件智能识别方法，包括1)基于空间目标智能识别与损失函数构建的内反馈网络；2)基于主成分分析、BP神经网络的空间目标图像质量评价和图像质量提升构建的外反馈网络。其中，内反馈智能识别基于VGG16神经网络搭建21层的深度卷积神经网络，网络中进一步扩大神经网络感受野以提升目标识别的准确率。外反馈链路中，图像质量评价采用空间图像常用4大类18项无参考图像质量评价指标，通过BP神经网络构建空间目标图像质量与部件识别准确率的关系模型，针对影响部件识别准确率的敏感项开展图像质量提升，实现消除空间环境固有“低质”影响因素下目标部件识别准确率的提升。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117799863A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202311620362.6
申请日：2023-11-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种紧凑型碟片式批量上行飞行器，包括：一体化推进系统，用于提供轨道机动和轨道维持所需的推力，一体化推进系统包括一体化贮箱及一体打印推力器，一体化贮箱与所述一体打印推力器配合；一体化贮箱与安装板、帆板共同组成飞行器主承力结构，提供飞行器运行过程中所需的强度、刚度并保持飞行器基本形状，一体化贮箱内部包括3D打印贮箱，用于存储飞行器推进剂；一体化打印推力器用于产生额定推力；电子学模块，设置于飞行器内部的+Y面，用于整星的综电、能供配电、测控通信；MEMS敏感元件，设置于飞行器内部的+Y面，用于提供飞行器惯性敏感信息；功能复用星敏感器，与MEMS敏感元件及所述电子学模块配合，用于对飞行器姿态轨道进行确定。
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公开(公告)号：CN117295322A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202310810635.7
申请日：2023-07-04
Applicant: 中国科学院苏州纳米技术与纳米仿生研究所 , 上海宇航系统工程研究所 , 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种氮掺杂烯碳负载磁性纳米粒子复合材料及其制法与应用。所述氮掺杂烯碳负载磁性纳米粒子复合材料包括氮掺杂烯碳材料及负载于所述氮掺杂烯碳材料表面的磁性纳米粒子；所述氮掺杂烯碳材料包括复数个氮掺杂烯碳纳米单元，所述氮掺杂烯碳纳米单元是由单根碳纳米管的表面与氮掺杂石墨烯纳米片形成的复合纳米单元；所述磁性纳米粒子通过氮掺杂烯碳纳米单元表面的活性位点均匀负载于其表面。本发明通过氮元素掺杂可以调节烯碳材料表面的电子结构，提高其对磁性纳米粒子的吸附作用，实现均匀负载，进而使得氮掺杂烯碳负载磁性纳米粒子复合材料具备优异的宽频电磁波吸收性能。
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公开(公告)号：CN117151692A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311169029.8
申请日：2023-09-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06Q10/20 , G06F16/901 , G06F16/904 , G06F16/906
Abstract: 本发明涉及飞行器健康管理领域，公开了一种航班化航天运载器热防护系统的健康管理系统，其功能性架构包括数据采集、数据处理、故障诊断、维修辅助共4个层次；物理性架构包括机载端、地面端和移动终端；机载端包括分布于运载器机身各处的若干数据采集节点，用于采集热环境较为严苛区域热防护系统内测的温度数据，并将数据储存用以航后下载；地面端含有数据接收储存模块、数据处理模块、故障诊断模块和维修辅助模块，实现热防护系统故障的诊断和定位；移动终端用于维修工作，接收所述维修辅助模块提供的可视化故障信息，实现维修状态的更新，以便能及时发现热防护系统的故障，降低航班化运载器的检修时间和成本。
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公开(公告)号：CN116374204A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202211088457.3
申请日：2022-09-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种在临近空间电磁发射卫星的系统和方法，系统包括：飞艇系统、电磁发射系统、卫星系统；飞艇系统运行于20～100km高度的临近空间范围内，用于承载电磁发射系统和卫星系统，包括：大型气囊及其支撑结构系统、基于柔性薄膜太阳电池阵及储能装置的能源系统、气动舵面及飞行控制系统、任务管理系统、电动螺旋桨推进系统；电磁发射系统布置于飞艇系统下方，用于为卫星提供进入低地球轨道空间所需的速度，包括：发射控制系统、直线电机驱动系统、直线加速轨道系统；卫星系统为电磁发射的微小型航天器系统。本发明为小型卫星提供了一种进入空间的平台和方法，具有可重复使用、安全可靠、快速高效、灵活性强的特点。
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公开(公告)号：CN105512374B
公开(公告)日：2019-02-01
申请号：CN201510859259.6
申请日：2015-11-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种同轨道面内自然伴飞条件下的卫星观测轨道设计方法，其包括：设计观测星的初始轨道，使其与目标星满足自然伴飞条件；初始时刻，设定目标星相对于观测星的视线方向为观测方向，观测星的姿态在绕飞过程中保持空间惯性定向；选择观测相机的视场角；确定观测方向与目标星连线夹角的长周期发散模型；根据长周期发散模型，调整所述观测星的姿态。本发明的卫星观测轨道设计方法可降低对观测星在空间绕飞轨道姿轨耦合的机动要求，控制系统和执行机构简单，成本低。
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