CN108427427A - 一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法 - Google Patents

一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法 Download PDF

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Abstract

一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，首先根据卫星轨道信息计算卫星在地心惯性系中的位置坐标，得到卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值，然后根据卫星在地心惯性系中的位置坐标计算卫星指向目标矢量与地球椭球模型球面的交点坐标，进而得到地球椭球模型在交点处切平面的负法线矢量，最后计算负法线矢量和卫星指向目标矢量的夹角，对卫星指向目标矢量进行优化，根据卫星指向目标矢量和卫星轨道信息计算得到卫星指向目标矢量在卫星轨道系中的矢量值，进而计算得到卫星对地表定向目标滚动姿态角和目标俯仰姿态角。

Description

一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法
技术领域
本发明涉及航天器姿态确定与控制领域，特别是一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法。
背景技术
海洋观测卫星工作载荷一般具有对地表定向的姿态控制需求。例如，海洋波谱仪是一种专门用来测量海浪方向谱的微波传感器，它工作在小入射角下，通过天线360度扫描，用于对海面进行大面积、长时间观测，从而获取海浪方向谱、风速和波高等海面参数信息。又如，高度计用于向海面垂直发射脉冲信号，并通过海面反射回波脉冲的幅值确定风速。这就要求姿态控制能够实现对地表垂直定向的功能。
在通常的卫星本体姿态坐标系定义中，Z轴的标称方向一般定义为指向地心的方向，若将地球视为理想圆球体，Z轴标称方向即与地表垂直。但由于地球实际并不是严格的球体，而更接近于椭球体，该椭球体的赤道截面为圆，子午线截面为赤道方向长半轴、南北极方向短半轴的椭圆，因此卫星与地心连线在大部分情况下并不与地表或海平面垂直。因此从这一角度出发，若要实现对地表垂直定向的功能，就需要专门计算对地表定向方向的目标滚动姿态角和俯仰姿态角，以此为目标姿态对卫星进行姿态控制，当卫星的实际滚动姿态角和俯仰姿态角与目标姿态一致时，卫星的Z轴就指向了对地表垂直定向的方向。
目前在实践中尚不存在针对该对地表定向目标姿态角计算需求的成熟算法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：针对对地表定向目标姿态角计算需求，提供了一种基于地球椭球体模型根据空间解析几何原理进行迭代计算的对地表定向目标姿态角计算方法，该算法可以实现的计算精度可通过事先规定的计算精度设计值参数进行调节。
本发明的技术解决方案是：一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，包括如下步骤：
(1)根据卫星轨道信息计算卫星在地心惯性系中的位置坐标；
(2)根据卫星轨道信息计算卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值；
(3)在地心惯性系构建地球椭球模型，然后根据卫星在地心惯性系中的位置坐标计算卫星指向目标矢量与地球椭球模型球面的交点坐标；
(4)根据交点坐标计算得到地球椭球模型在交点处切平面的负法线矢量；所述的负法线矢量指向地球椭球模型内部；
(5)计算负法线矢量和卫星指向目标矢量的夹角；
(6)将卫星指向目标矢量更新为步骤(4)得到的切平面负法线矢量；
(7)若步骤(5)得到的夹角小于精度阈值，则转入步骤(8)，否则转入步骤(3)，直至步骤(5)得到的夹角小于精度阈值；
(8)根据卫星指向目标矢量和卫星轨道信息计算得到卫星指向目标矢量在卫星轨道系中的矢量值，进而计算得到卫星对地表定向目标滚动姿态角和目标俯仰姿态角。
所述步骤(1)中计算卫星在地心惯性系中的坐标的方法包括如下步骤：
(1)根据卫星轨道信息包括的从地心惯性系到卫星轨道系的方向余弦阵COI和地心距r，计算得到卫星在地心惯性系位置坐标初值RS为
(2)根据当前所使用的J2000地心惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，得到修正后的卫星在地心惯性系位置坐标RS为
RS＝CPR TRS。
所述步骤(2)中计算卫星指向目标矢量初值的方法包括如下步骤：
(1)根据卫星轨道信息包括的从地心惯性系到轨道系的方向余弦阵COI计算卫星指向地心矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值
vS＝COI Tvp，其中，vp＝[0,0,1]T；
然后进行归一化得到卫星指向目标矢量的修正值
vS＝vS/|vS|；
(2)根据当前所使用的J2000地心惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，得到修正后的卫星指向目标矢量的初值
vS＝CPR TvS。
所述步骤(3)中计算卫星指向目标矢量与地球椭球表面交点如下：
(1)首先根据vS和RS计算a0，b0，c0，
a0＝vS(1)2/Re2+vS(2)2/Re2+vS(3)2/Rp2
b0＝vS(1)RS(1)/Re2+vS(2)RS(2)/Re2+vS(3)RS(3)/Rp2
c0＝RS(1)2/Re2+RS(2)2/Re2+RS(3)2/Rp2-1
(2)然后根据a0，b0，c0计算kJ，
或
kJ取上面两种计算中绝对值较小的值，
(3)计算卫星指向目标矢量与地球椭球表面交点RJ，
RJ＝RS+kJvS。
所述步骤(4)中计算交点处的切平面负法线矢量如下：
(1)根据RJ计算交点处的切平面负法线矢量vJ，
vJ＝-[RJ(1)/Re2 RJ(2)/Re2 RJ(3)/Rp2]T；
(2)然后进行归一化得到交点处的切平面负法线矢量vJ为
vJ＝vJ/|vJ|。
所述步骤(5)中计算切平面负法线矢量与卫星指向目标矢量之间夹角如下：
根据vJ和vS计算矢量夹角为
αGAP＝acos(vS TvJ)
所述步骤(8)中计算对地表定向的滚动和俯仰目标姿态角如下：
(1)根据vS和地心惯性系到轨道系的方向余弦阵COI计算卫星指向目标矢量在轨道系的分量vGL，若轨道计算使用的是J2000惯性系，则根据从J2000惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，使用如下公式计算vGL，
vGL＝COICPRvS
(2)然后根据vGL值计算对地表定向滚动目标姿态角和俯仰目标姿态角θGL：
θGL＝asin(vGL(1)/|vGL|)
所述的Re＝6387.14km为地球赤道半径值，Rp＝6356.76km为地球椭球模型短半轴值。
附图说明
图1为本发明一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法流程图。
图2为对地表定向滚动目标姿态角曲线(0～6000s)。
图3为对地表定向俯仰目标姿态角曲线(0～6000s)。
具体实施方式
本发明提出一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，如图1所示，本发明方法包括具体实施流程如下：
(1)计算星体在地心惯性系中的坐标。具体为：
根据轨道计算给出的从J2000惯性系到轨道系的方向余弦阵COI和地心距r，以及从J2000惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，计算星体在瞬时地心惯性系坐标RS
(2)计算卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，作为卫星指向目标矢量vS的初值。具体为：
根据轨道计算给出的从J2000惯性系到轨道系的方向余弦阵COI和从J2000惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，计算vS
vS＝CPR TCOI TvP，vS＝vS/|vS|，其中vp＝[0,0,1]T
(3)计算卫星指向目标的矢量vS与地球椭球表面的交点坐标。具体为：
首先根据vS当前值和RS值计算a0，b0，c0，
a0＝vS(1)2/Re2+vS(2)2/Re2+vS(3)2/Rp2
b0＝vS(1)RS(1)/Re2+vS(2)RS(2)/Re2+vS(3)RS(3)/Rp2
c0＝RS(1)2/Re2+RS(2)2/Re2+RS(3)2/Rp2-1
然后根据a0，b0，c0计算kJ，
或
kJ取上面两种计算中绝对值较小的值，
计算卫星指向目标矢量与地球椭球表面交点RJ，
RJ＝RS+kJvS
(4)根据步骤(3)中给出的交点坐标，计算在该交点处的切平面负法线矢量值。具体为：
根据RJ当前值计算交点处的切平面负法线矢量vJ，
vJ＝-[RJ(1)/Re2 RJ(2)/Re2 RJ(3)/Rp2]T，vJ＝vJ/|vJ|
Re＝6387.14km为地球赤道半径值，Rp＝6356.76km为地球椭球模型短半轴值。
(5)根据步骤(3)中使用的卫星指向目标矢量值和步骤(4)中给出的切平面法线矢量值，计算两个矢量之间的夹角值。具体为：
αGAP＝acos(vS TvJ)
(6)将卫星指向目标矢量值更新为步骤(4)中给出的切平面法线矢量值。
具体为：
vS＝vJ
(7)根据步骤(5)中给出的夹角值进行判断，若该值小于给定的精度阈值，则继续步骤(8)，否则根据步骤(6)中更新后的卫星指向目标矢量值重新进行步骤(3)～(6)的计算；
(8)根据步骤(6)给出的卫星指向目标矢量值和步骤(1)中同样的轨道信息，计算卫星指向目标矢量在轨道系的值，并根据该值计算对地表定向的滚动和俯仰目标姿态角。具体为：
根据轨道计算给出的从J2000惯性系到轨道系的方向余弦阵COI和从J2000惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，计算卫星指向地表垂线矢量在轨道系的分量vGL
vGL＝COICPRvS
然后根据vGL值计算对地表定向滚动目标姿态角和俯仰目标姿态角θGL，
θGL＝asin(vGL(1)/|vGL|)
下面结合实施例对本发明方法进行详细说明。
实施例1：以某轨道高度500km太阳同步轨道卫星为例，一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法具体实施如下：
设定精度阈值为0.01度，以下步骤为本发明方法应用时在一个控制周期内的实施流程：
(1)首先根据轨道信息计算星体在地心惯性系中的坐标；
从J2000惯性系到轨道系的方向余弦阵COI和地心距r，以及从J2000惯性
系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR分别为：
r＝6895.326381,
计算星体在瞬时地心惯性系坐标
RS＝[-6256.967686 -2800.154705 744.993226]T
(2)然后根据步骤(1)中同样的轨道信息，计算卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，作为卫星指向目标矢量的初值；
vS＝[0.90742154 0.40609458 -0.10804321]T
(3)计算卫星指向目标的矢量(初值由步骤(2)给出)与地球椭球表面的交点坐标；
RJ＝[-5787.434022 -2590.026259 689.087647]T
(4)根据步骤(3)中给出的交点坐标，计算在该交点处的切平面负法线矢量值；
vJ＝[0.90734994 0.40606254 -0.10876263]T
(5)根据步骤(3)中使用的卫星指向目标矢量值和步骤(4)中给出的切平面法线矢量值，计算两个矢量之间的夹角值；
αGAP＝0.00072368即0.0415度
(6)将卫星指向目标矢量值更新为步骤(4)中给出的切平面法线矢量值；
vS＝[0.90734994 0.40606254 -0.10876263]T
(7)根据步骤(5)中给出的夹角值进行判断，若该值小于给定的精度阈值，则继续步骤(8)，否则根据步骤(6)中更新后的卫星指向目标矢量值重新进行步骤(3)～(6)的计算；
αGAP>0.01度精度阈值，因此重新进行步骤(3)～(6)的计算：
RJ＝[-5787.471187 -2590.042891 688.715410]T
vJ＝[0.90735580 0.40606516 -0.10870388]T
αGAP＝5.9098e-005即0.0034度
更新vS＝[0.90735580 0.40606516 -0.10870388]T
αGAP<0.01度精度阈值，因此继续步骤(8)。
(8)根据步骤(6)给出的卫星指向目标矢量值和步骤(1)中同样的轨道信息，计算卫星指向目标矢量在轨道系的值，并根据该值计算对地表定向的滚动和俯仰目标姿态角。
计算卫星指向目标矢量在轨道系的值：
vGL＝[-0.00065881 -8.73976461e-005 0.99999978]T
根据vGL值计算对地表定向滚动目标姿态角和俯仰目标姿态角θGL，
θGL＝-0.0377°
整个轨道周期应用全过程结果见图2和图3所示。其中图2为对地表定向滚动目标姿态角曲线，图3为对地表定向俯仰目标姿态角曲线。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)根据卫星轨道信息计算卫星在地心惯性系中的位置坐标；
(2)根据卫星轨道信息计算卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值；
(3)在地心惯性系构建地球椭球模型，然后根据卫星在地心惯性系中的位置坐标计算卫星指向目标矢量与地球椭球模型球面的交点坐标；
(4)根据交点坐标计算得到地球椭球模型在交点处切平面的负法线矢量；所述的负法线矢量指向地球椭球模型内部；
(5)计算负法线矢量和卫星指向目标矢量的夹角；
(6)将卫星指向目标矢量更新为步骤(4)得到的切平面负法线矢量；
(7)若步骤(5)得到的夹角小于精度阈值，则转入步骤(8)，否则转入步骤(3)，直至步骤(5)得到的夹角小于精度阈值；
(8)根据卫星指向目标矢量和卫星轨道信息计算得到卫星指向目标矢量在卫星轨道系中的矢量值，进而计算得到卫星对地表定向目标滚动姿态角和目标俯仰姿态角。
2.根据权利要求1所述的一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于：所述的步骤(1)中计算卫星在地心惯性系中的坐标的方法包括如下步骤：
(1)根据卫星轨道信息包括的从地心惯性系到卫星轨道系的方向余弦阵COI和地心距r，计算得到卫星在地心惯性系位置坐标初值RS为
(2)根据当前所使用的J2000地心惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，得到修正后的卫星在地心惯性系位置坐标RS为
RS＝CPR TRS。
3.根据权利要求1或2所述的一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于：所述的步骤(2)中计算卫星指向目标矢量初值的方法包括如下步骤：
(1)根据卫星轨道信息包括的从地心惯性系到轨道系的方向余弦阵COI计算卫星指向地心矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值
vS＝COI Tvp，其中，vp＝[0,0,1]T；
然后进行归一化得到卫星指向目标矢量的修正值
vS＝vS/|vS|；
(2)根据当前所使用的J2000地心惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，得到修正后的卫星指向目标矢量的初值
vS＝CPR TvS。
4.根据权利要求1或2所述的一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于：所述的步骤(3)中计算卫星指向目标矢量与地球椭球表面交点如下：
(1)首先根据vS和RS计算a0，b0，c0，
a0＝vS(1)2/Re2+vS(2)2/Re2+vS(3)2/Rp2
b0＝vS(1)RS(1)/Re2+vS(2)RS(2)/Re2+vS(3)RS(3)/Rp2
c0＝RS(1)2/Re2+RS(2)2/Re2+RS(3)2/Rp2-1；
(2)然后根据a0，b0，c0计算kJ，
或
kJ取上面两种计算中绝对值较小的值，
(3)计算卫星指向目标矢量与地球椭球表面交点RJ，
RJ＝RS+kJvS。
5.根据权利要求1或2所述的一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于：所述的步骤(4)中计算交点处的切平面负法线矢量如下：
(1)根据RJ计算交点处的切平面负法线矢量vJ，
vJ＝-[RJ(1)/Re2 RJ(2)/Re2 RJ(3)/Rp2]T；
(2)然后进行归一化得到交点处的切平面负法线矢量vJ为
vJ＝vJ/|vJ|。
6.根据权利要求1或2所述的一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于：所述的步骤(5)中计算切平面负法线矢量与卫星指向目标矢量之间夹角如下：
根据vJ和vS计算矢量夹角为
αGAP＝acos(vS TvJ)。
7.根据权利要求1或2所述的一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于：所述的所述步骤(8)中计算对地表定向的滚动和俯仰目标姿态角如下：
(1)根据vS和地心惯性系到轨道系的方向余弦阵COI计算卫星指向目标矢量在轨道系的分量vGL，若轨道计算使用的是J2000惯性系，则根据从J2000惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，使用如下公式计算vGL，
vGL＝COICPRvS
(2)然后根据vGL值计算对地表定向滚动目标姿态角和俯仰目标姿态角θGL：θGL＝asin(vGL(1)/|vGL|)。
8.一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于：所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-权利要求7中的任一所述方法的步骤。
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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110096721A (zh) * 2018-11-23 2019-08-06 中国西安卫星测控中心 一种航天器对地面复杂区域目标的观测可见性判断方法
CN110162069A (zh) * 2019-05-10 2019-08-23 北京航空航天大学 一种近地轨道航天器阳光反射凝视期望姿态解析求解方法
CN111007865A (zh) * 2019-12-18 2020-04-14 中国人民解放军国防科技大学 以对日指向偏差为约束的卫星平稳对地定向方法
CN111307120A (zh) * 2019-07-22 2020-06-19 北京纳米能源与系统研究所 一种传感器、海洋波谱的测量系统及其测量方法
CN111483618A (zh) * 2020-04-09 2020-08-04 上海航天控制技术研究所 一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法
CN111637885A (zh) * 2020-05-12 2020-09-08 北京控制工程研究所 一种船载白昼星敏感器定位算法
CN111854764A (zh) * 2020-07-20 2020-10-30 中国科学院微小卫星创新研究院 基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统
CN112607056A (zh) * 2020-12-07 2021-04-06 上海卫星工程研究所 雷达卫星对目标观测自主启动触发方法和系统
CN116609813A (zh) * 2023-05-17 2023-08-18 北京星网宇达科技股份有限公司 一种卫星轨道位置确定系统、方法、设备及存储介质

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2040463A1 (en) * 1990-05-14 1991-11-15 John W. Smay Spacecraft earth-pointing attitude acquisition method
US20040193338A1 (en) * 2003-03-31 2004-09-30 Yamaha Hatsudoki Kabushiki Kaisha Attitude angle control apparatus, attitude angle control method, attitude angle control apparatus control program, and marine vessel navigation control apparatus
CN1876501A (zh) * 2006-05-31 2006-12-13 哈尔滨工业大学 基于行为模式的深空三轴稳定姿态定向控制方法
CN101858747A (zh) * 2010-03-26 2010-10-13 航天东方红卫星有限公司 一种有效利用地球辐照能的卫星帆板对日定向目标姿态的解析确定方法
JP5061264B1 (ja) * 2012-03-23 2012-10-31 国立大学法人 千葉大学 小型姿勢センサ
CN102923317A (zh) * 2012-10-31 2013-02-13 北京控制工程研究所 一种适用于卫星姿态角速度阻尼的欠驱动控制方法
CN103941740A (zh) * 2014-04-15 2014-07-23 北京控制工程研究所 一种考虑地球椭率的多轴机动成像卫星偏航姿态控制方法
CN103955138A (zh) * 2014-04-15 2014-07-30 北京控制工程研究所 一种基于增量式偏流角的动中成像卫星姿态控制方法
CN104635740A (zh) * 2014-12-23 2015-05-20 北京理工大学 一种深空探测器自主姿态机动控制方法
CN104848860A (zh) * 2015-05-19 2015-08-19 北京空间飞行器总体设计部 一种敏捷卫星成像过程姿态机动规划方法
CN105116910A (zh) * 2015-09-21 2015-12-02 中国人民解放军国防科学技术大学 一种对地面点凝视成像的卫星姿态控制方法
CN106197425A (zh) * 2016-06-30 2016-12-07 中国电子科技集团公司第五十四研究所 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法
KR101746794B1 (ko) * 2015-06-25 2017-06-14 한국항공우주산업 주식회사 항공기의 롤 트림 제어장치 및 제어방법
US9776741B1 (en) * 2016-06-02 2017-10-03 Beihang University Method for refined attitude control based on output feedback for flexible spacecraft

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2040463A1 (en) * 1990-05-14 1991-11-15 John W. Smay Spacecraft earth-pointing attitude acquisition method
US20040193338A1 (en) * 2003-03-31 2004-09-30 Yamaha Hatsudoki Kabushiki Kaisha Attitude angle control apparatus, attitude angle control method, attitude angle control apparatus control program, and marine vessel navigation control apparatus
CN1876501A (zh) * 2006-05-31 2006-12-13 哈尔滨工业大学 基于行为模式的深空三轴稳定姿态定向控制方法
CN101858747A (zh) * 2010-03-26 2010-10-13 航天东方红卫星有限公司 一种有效利用地球辐照能的卫星帆板对日定向目标姿态的解析确定方法
JP5061264B1 (ja) * 2012-03-23 2012-10-31 国立大学法人 千葉大学 小型姿勢センサ
CN102923317A (zh) * 2012-10-31 2013-02-13 北京控制工程研究所 一种适用于卫星姿态角速度阻尼的欠驱动控制方法
CN103941740A (zh) * 2014-04-15 2014-07-23 北京控制工程研究所 一种考虑地球椭率的多轴机动成像卫星偏航姿态控制方法
CN103955138A (zh) * 2014-04-15 2014-07-30 北京控制工程研究所 一种基于增量式偏流角的动中成像卫星姿态控制方法
CN104635740A (zh) * 2014-12-23 2015-05-20 北京理工大学 一种深空探测器自主姿态机动控制方法
CN104848860A (zh) * 2015-05-19 2015-08-19 北京空间飞行器总体设计部 一种敏捷卫星成像过程姿态机动规划方法
KR101746794B1 (ko) * 2015-06-25 2017-06-14 한국항공우주산업 주식회사 항공기의 롤 트림 제어장치 및 제어방법
CN105116910A (zh) * 2015-09-21 2015-12-02 中国人民解放军国防科学技术大学 一种对地面点凝视成像的卫星姿态控制方法
US9776741B1 (en) * 2016-06-02 2017-10-03 Beihang University Method for refined attitude control based on output feedback for flexible spacecraft
CN106197425A (zh) * 2016-06-30 2016-12-07 中国电子科技集团公司第五十四研究所 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
XIAOLEI HAN: "Implementation method of Mosaic mode based on satellite attitude maneuver", 《2016 IEEE INTERNATIONAL GEOSCIENCE AND REMOTE SENSING SYMPOSIUM》 *
刘其睿: "卫星姿轨控系统设计与分析平台软件方案及实现", 《空间电子技术》 *
张春青: "卫星高精度相对姿态确定技术", 《空间控制技术与应用》 *

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110096721A (zh) * 2018-11-23 2019-08-06 中国西安卫星测控中心 一种航天器对地面复杂区域目标的观测可见性判断方法
CN110096721B (zh) * 2018-11-23 2022-11-08 中国西安卫星测控中心 一种航天器对地面复杂区域目标的观测可见性判断方法
CN110162069A (zh) * 2019-05-10 2019-08-23 北京航空航天大学 一种近地轨道航天器阳光反射凝视期望姿态解析求解方法
CN111307120A (zh) * 2019-07-22 2020-06-19 北京纳米能源与系统研究所 一种传感器、海洋波谱的测量系统及其测量方法
CN111007865A (zh) * 2019-12-18 2020-04-14 中国人民解放军国防科技大学 以对日指向偏差为约束的卫星平稳对地定向方法
CN111483618A (zh) * 2020-04-09 2020-08-04 上海航天控制技术研究所 一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法
CN111637885A (zh) * 2020-05-12 2020-09-08 北京控制工程研究所 一种船载白昼星敏感器定位算法
CN111854764A (zh) * 2020-07-20 2020-10-30 中国科学院微小卫星创新研究院 基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统
CN112607056A (zh) * 2020-12-07 2021-04-06 上海卫星工程研究所 雷达卫星对目标观测自主启动触发方法和系统
CN116609813A (zh) * 2023-05-17 2023-08-18 北京星网宇达科技股份有限公司 一种卫星轨道位置确定系统、方法、设备及存储介质
CN116609813B (zh) * 2023-05-17 2024-04-02 北京星网宇达科技股份有限公司 一种卫星轨道位置确定系统、方法、设备及存储介质

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