CN108536990B - 一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法 - Google Patents

一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108536990B
CN108536990B CN201810386125.0A CN201810386125A CN108536990B CN 108536990 B CN108536990 B CN 108536990B CN 201810386125 A CN201810386125 A CN 201810386125A CN 108536990 B CN108536990 B CN 108536990B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
point
calculating
coordinate system
vvlh
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810386125.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108536990A (zh
Inventor
齐金玲
吴会英
吴宅莲
陈琨
朱振才
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Zhongkechen New Satellite Technology Co ltd
Original Assignee
Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Engineering Center for Microsatellites filed Critical Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority to CN201810386125.0A priority Critical patent/CN108536990B/zh
Publication of CN108536990A publication Critical patent/CN108536990A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108536990B publication Critical patent/CN108536990B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

本申请涉及一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法，其特征在于，其包括以下步骤：(一)计算当前轨道目标点位置；(二)计算重复观察轨道卫星位置；(三)计算卫星重复观察轨道在赤道处经度漂移量对应的载荷入射角变化量。

Description

一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法
技术领域
本申请涉及航天技术领域，尤其涉及一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法。
背景技术
当前空间对地遥感任务正在由广域战略普查型向特定区域方向战术详查型发展。通常详查型载荷受自身较窄观测视场约束，要求卫星对地面多个感兴趣的地点均具有精确重访能力。我们把卫星在几天之内再次飞越指定的地面目标上空的轨道，叫做重复观察轨道，相应的卫星定义为重访卫星。
重访卫星的高精度观测需要利用同一地面观测单元的时间序列观测数据，并且需保证时间序列内的观测尽量保持相同的观测几何关系，使卫星对同一目标点的探测载荷视场角变化量较小。然而经过一段时间的卫星轨道衰减将导致观测几何关系较大的变化，使探测载荷视场角变化量较大，对观测精度会产生影响。因此，正确的给出探测载荷视场角变化曲线，对任务轨道的设计及轨控的实施起着重要的作用。目前探测载荷视场角变化分析大多是通过寻找几个特殊点进行仿真分析，这种分析理论依据不足，不能给出正确的结论，影响后续轨道设计及轨控实施的正确性。
对于高精度探测卫星，为了完成探测任务，需要卫星对同一目标点的探测载荷视场角变化量满足一定范围要求，因此对重复观察轨道上卫星载荷入射角的精确计算的需求越来越迫切。
因此，本领域迫切需要一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法。利用本方法，可以合理地设计出卫星轨道，来满足卫星的探测任务，尤其满足高精度探测卫星的轨道设计需求。
发明内容
本申请之目的在于提供一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法。
为了实现上述目的，本申请提供下述技术方案。
本申请提供一种的方法包括如下步骤：
(一)计算当前轨道目标点位置；
(二)计算重复观察轨道卫星位置；
(三)计算卫星重复观察轨道在赤道处经度漂移量对应的载荷入射角变化量。
与现有技术相比，本申请的有益效果在于利用本申请的方法可以合理地设计出卫星轨道，来满足卫星的探测任务，尤其满足高精度探测卫星的轨道设计需求。
附图说明
图1是本申请的载荷入射角θ的定义图，即所述载荷入射角θ是地心到卫星载荷视轴与地球表面交点的连线与载荷视轴所在直线的夹角；其中，γ是载荷视轴角。
图2是本申请的卫星初始点A、重访点C以及目标点B的分布关系图，其中，lon0是卫星初始点A的地心经度(单位：度)；lat0是卫星初始点A的地心纬度(单位：度)；H0是卫星初始点A的轨道高度(单位：米)；lon1是卫星重访点C的地心经度(单位：度)；lat1是卫星重访点C的地心纬度(单位：度)；H1是卫星重访点C的轨道高度(单位：米)；θA是卫星初始点A的载荷入射角(单位：度)；θC是卫星重访点C的载荷入射角(单位：度)。
图3是本申请的卫星位置与其在赤道处的经度关系图，其中，O-XYZ是地心第二赤道坐标系，S点是卫星在轨道上的位置；D点是卫星所在经度圈与赤道面的交点；N点是卫星轨道与赤道面的交点，W是卫星的轨道面法向量，i是地心第二赤道坐标系下的轨道倾角。
地心第二赤道坐标系：坐标原点在地心，Z轴同地球自转轴重合，X轴在赤道平面内指向该时刻的格林威治子午线，Y轴垂直于X轴和Z轴并成右手直角坐标系。
具体实施方式
下面将结合附图以及本申请的实施例，对本申请的技术方案进行清楚和完整的描述。
本申请的一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法，包括以下步骤：
(一)计算当前轨道目标点位置
卫星当前点A与重访点C及目标点B的分布情况见图2。
1)计算卫星初始位置向量坐标
Figure BDA0001642281440000031
Figure BDA0001642281440000032
其中，
Figure BDA0001642281440000033
其中，a＝6378137米，b＝6356752米。
2)计算卫星在初始点A时的轨道面法向单位量WA＝[W01 W02 W03]
令法向单位量长度为1，则其满足如下方程：
Figure BDA0001642281440000034
其中，i是地心第二赤道坐标系下轨道倾角。
则
Figure BDA0001642281440000035
进一步可计算出，卫星在A点时其速度在地心第二赤道坐标系Z轴方向的符号值：
vA_z＝sign(W01·yA-W02·xA)
其中，sign()代表对括号内变量取符号值。
3)计算卫星初始点A到目标点B的方向向量
Figure BDA0001642281440000041
a)中心入射角
ABdir＝RVVLH_FIXED_A·((RY(α))T·[0 0 1]T)
b)边缘入射角
ABdir＝RVVLH_FIXED_A·((RX(β)·RY(α))T·[0 0 1]T)
其中，()T代表对括号内向量取转置，RVVLH_FIXED_A＝[X0 T Y0 T Z0 T]，是卫星在A点时VVLH坐标系到地心第二赤道坐标系的转换矩阵，α是卫星VVLH坐标系(轨道坐标系)Z轴转到载荷视轴需绕Y轴旋转的角度，β是需绕X轴旋转的角度。
其中，
Figure BDA0001642281440000042
为卫星在A点时VVLH坐标系的Y轴；
其中，
Figure BDA0001642281440000043
为卫星在A点时VVLH坐标系的Z轴；
其中，X0＝Y0×Z0。
RX(θ)、RY(θ)为坐标旋转矩阵，其表达式为：
Figure BDA0001642281440000044
坐标旋转矩阵满足：(RX(θ))T＝RX(-θ)，(RY(θ))T＝RY(-θ)。
4)计算向量ABdir所在的直线与地球表面的交点坐标
Figure BDA0001642281440000045
Figure BDA0001642281440000046
其中，a＝6378137米，b＝6356752米，可利用MATLAB中solve函数求解上述方程组的解。
5)计算向量
Figure BDA0001642281440000047
Figure BDA0001642281440000051
由于向量ABdir所在的直线和球面有两个交点，故取两组
Figure BDA0001642281440000052
中长度较小的B点位置为目标点。
(二)计算重复观察轨道卫星位置
1)计算重复观察轨道上卫星重访点的位置向量坐标
Figure BDA0001642281440000053
Figure BDA0001642281440000054
其中，lon1＝lon0+Δlon(Δlon根据需求确定)，
Figure BDA0001642281440000055
a＝6378137米，b＝6356752米；
2)计算回归轨道卫星在目标点C时的轨道面法向单位量WC＝[W11 W12 W13]
令法向单位量为长度1，则其满足如下方程：
Figure BDA0001642281440000056
则，
Figure BDA0001642281440000057
进一步可计算出，卫星在C点时其速度在地心第二赤道坐标系Z轴方向的符号值：
vC_z＝sign(W11·yC-W12·xC)
3)计算回归轨道卫星在C点时的载荷视场面法向单位量X2＝[a2 b2 c2]
a)中心入射角
X2＝RVVLH_FIXED_C·((RY(α))T·[1 0 0]T)
b)边缘入射角
X2＝RVVLH_FIXED_C·((RX(β)·RY(α))T·[1 0 0]T)
其中，RVVLH_FIXED_C＝[X1 T Y1 T Z1 T]，是卫星在C点时VVLH坐标系到地心第二赤道坐标系的转换矩阵；
Figure BDA0001642281440000061
为卫星在C点时VVLH坐标系的Y轴；
Figure BDA0001642281440000062
为卫星在C点时VVLH坐标系的Z轴；
X1＝Y1×Z1；
4)计算回归轨道卫星在C点时卫星星下点地心纬度lat1
给定一定范围的lat1值，计算得出相应的
Figure BDA0001642281440000063
的值，选出满足如下不等式的lat1、
Figure BDA0001642281440000064
值：
a2(xB-xC)+b2(yB-yC)+c2(zB-zC)<Lat1_error
其中，Lat1_error为用户根据需求设定的lat1误差允许范围。
5)计算向量
Figure BDA0001642281440000065
Figure BDA0001642281440000066
(三)计算卫星重复观察轨道在赤道处经度漂移量对应的载荷入射角变化量1)计算卫星在A点和C点处时的载荷入射角变化量Δθ
Δθ＝θC-θA
其中，
Figure BDA0001642281440000067
2)计算卫星在A点和C点处时在赤道处的经度漂移量，关系图见图3
a)计算DN、SN
根据球面三角形的正弦定理，可得
Figure BDA0001642281440000071
则，
Figure BDA0001642281440000072
其中，SD＝lat，∠DSN＝arccos(W1·cos(lon-90°)+W2·sin(lon-90°))，∠SDN＝90°，卫星在A点时W1＝W01，W2＝W02；卫星在C点时W1＝W11，W2＝W12。
b)计算卫星在A点和C点处时轨道在赤道处的经度漂移量Δλ
Δλ＝λC-λA
其中，卫星在赤道处的经度λA、λC的计算公式如下：
Figure BDA0001642281440000073
其中，
Figure BDA0001642281440000074
其中，
Figure BDA0001642281440000075
其中，
Figure BDA0001642281440000076
其中，we＝7.292115146700604×10-5rad/s；
其中，Re＝6378137m；
其中，μ＝398600.4418×109m3/s2；
其中，J2＝1.08263×10-3；
其中，a为地心第二赤道坐标系下轨道半长轴，由卫星初始轨道确定；
其中，e为地心第二赤道坐标系下轨道偏心率，由卫星初始轨道确定；
其中，卫星在A点时vz＝vA_z，卫星在C点时vz＝vC_z。
3)计算重复观察轨道在赤道处经度漂移量对应的载荷入射角变化量
按照上述计算方法，可计算出整个轨道周期内卫星载荷入射角随重访点轨道在赤道处的经度漂移量Δλ的变化量Δθ。
注：上述公式涉及到的角度单位皆为度。
上述对实施例的描述是为了便于本技术领域的普通技术人员能理解和应用本申请。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其它实施例中而不必付出创造性的劳动。因此，本申请不限于这里的实施例，本领域技术人员根据本申请披露的内容，在不脱离本申请范围和精神的情况下做出的改进和修改都在本申请的范围之内。

Claims (2)

1.一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法，其特征在于，其包括以下步骤：
(一)计算当前轨道目标点位置；
(二)计算重复观察轨道卫星位置；
(三)计算卫星重复观察轨道在赤道处经度漂移量对应的载荷入射角变化量；
所述步骤(一)计算当前轨道目标点位置包括以下步骤：
1)计算卫星初始位置向量坐标
Figure FDA0003678708230000011
Figure FDA0003678708230000012
其中，
Figure FDA0003678708230000013
a＝6378137米，b＝6356752米,lat0为卫星初始位置的星下点纬度，lon0为卫星初始位置的星下点经度，H0为卫星初始位置的高度；
2)计算卫星在初始点A时的轨道面法向单位量WA＝[W01 W02 W03]
令法向单位量长度为1，则其满足如下方程：
Figure FDA0003678708230000014
其中，i是地心第二赤道坐标系下轨道倾角，
则
Figure FDA0003678708230000021
3)计算卫星初始点A到目标点B的方向向量
Figure FDA0003678708230000022
ABdir＝RVVLH_FIXED_A·((RX(β)·RY(α))T·[0 0 1]T)
其中，()T代表对括号内向量取转置，RVVLH_FIXED_A＝[X0 T Y0 T Z0 T]，是卫星在A点时VVLH坐标系到地心第二赤道坐标系的转换矩阵；α是卫星VVLH坐标系Z轴转到载荷视轴需绕Y轴旋转的角度；β是需绕X轴旋转的角度；其中，
Figure FDA0003678708230000023
为卫星在A点时VVLH坐标系的Y轴；
Figure FDA0003678708230000024
为卫星在A点时VVLH坐标系的Z轴；X0＝Y0×Z0；
其中，RX(θ)、RY(θ)为坐标旋转矩阵，其表达式为：
Figure FDA0003678708230000025
坐标旋转矩阵满足：(RX(θ))T＝RX(-θ)，(RY(θ))T＝RY(-θ)；
4)计算向量ABdir所在的直线与地球表面的交点坐标
Figure FDA0003678708230000026
Figure FDA0003678708230000027
其中，a＝6378137米，b＝6356752米，可利用MATLAB中solve函数求解上述方程组的解；
5)计算向量
Figure FDA0003678708230000031
Figure FDA0003678708230000032
由于向量ABdir所在的直线和球面有两个交点，故取两组
Figure FDA0003678708230000033
中长度较小的B点位置为目标点。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤(二)计算重复观察轨道卫星位置包括以下步骤：
1)计算重复观察轨道上卫星重访点的位置向量坐标
Figure FDA0003678708230000034
Figure FDA0003678708230000035
其中，lon1＝lon0+△lon，lon1是卫星重访点C的地心经度；
Figure FDA0003678708230000036
a＝6378137米，b＝6356752米；
2)计算回归轨道卫星在目标点C时的轨道面法向单位量WC＝[W11 W12 W13]
令法向单位量为长度1，则其满足如下方程：
Figure FDA0003678708230000037
则，
Figure FDA0003678708230000038
进一步可计算出，卫星在C点时其速度在地心第二赤道坐标系Z轴方向的符号值：
vC_z＝sign(W11·yC-W12·xC)
3)计算回归轨道卫星在C点时的载荷视场面法向单位量X2＝[a2 b2 c2]
X2＝RVVLH_FIXED_C·((RX(β)·RY(α))T·[1 0 0]T)
其中，RVVLH_FIXED_C＝[X1 T Y1 T Z1 T]，是卫星在C点时VVLH坐标系到地心第二赤道坐标系的转换矩阵；
Figure FDA0003678708230000041
为卫星在C点时VVLH坐标系的Y轴；
Figure FDA0003678708230000042
为卫星在C点时VVLH坐标系的Z轴；
X1＝Y1×Z1；
4)计算回归轨道卫星在C点时卫星星下点地心纬度lat1
给定一定范围的lat1值，计算得出相应的
Figure FDA0003678708230000043
的值，选出满足如下不等式的lat1、
Figure FDA0003678708230000044
值：
a2(xB-xC)+b2(yB-yC)+c2(zB-zC)<Lat1_error
其中，Lat1_error为用户根据需求设定的lat1误差允许范围；
5)计算向量
Figure FDA0003678708230000045
Figure FDA0003678708230000046
CN201810386125.0A 2018-04-26 2018-04-26 一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法 Active CN108536990B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810386125.0A CN108536990B (zh) 2018-04-26 2018-04-26 一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810386125.0A CN108536990B (zh) 2018-04-26 2018-04-26 一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108536990A CN108536990A (zh) 2018-09-14
CN108536990B true CN108536990B (zh) 2022-07-12

Family

ID=63478097

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810386125.0A Active CN108536990B (zh) 2018-04-26 2018-04-26 一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108536990B (zh)

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6452538B1 (en) * 2000-09-16 2002-09-17 Robill Products Satellite system for monitoring space
CN102880184A (zh) * 2012-10-24 2013-01-16 北京控制工程研究所 一种静止轨道卫星自主轨道控制方法
CN103927289A (zh) * 2014-04-23 2014-07-16 上海微小卫星工程中心 一种依据天基卫星测角资料确定低轨目标卫星初始轨道的方法
CN105050898A (zh) * 2012-12-20 2015-11-11 泰雷兹阿莱尼亚宇航意大利单一股东有限责任公司 针对对地观测空间任务的创新轨道设计
CN105573118A (zh) * 2015-12-16 2016-05-11 中国人民解放军国防科学技术大学 快速重访卫星轨道设计方法
CN106202837A (zh) * 2016-08-26 2016-12-07 哈尔滨工业大学深圳研究生院 一种基于无人机辅助覆盖的小卫星星座遥感系统模型
WO2017048339A1 (en) * 2015-06-16 2017-03-23 King Abdulaziz City Of Science And Technology Systems and methods for remote sensing of the earth from space
CN106815400A (zh) * 2016-12-13 2017-06-09 上海卫星工程研究所 一种调轨方案自动化设计方法
CN107323689A (zh) * 2017-04-20 2017-11-07 中国人民解放军63789部队 在轨卫星对地勘察的轨道机动方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101806402B1 (ko) * 2016-06-17 2017-12-07 한국항공우주연구원 인공 위성을 제어하는 방법

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6452538B1 (en) * 2000-09-16 2002-09-17 Robill Products Satellite system for monitoring space
CN102880184A (zh) * 2012-10-24 2013-01-16 北京控制工程研究所 一种静止轨道卫星自主轨道控制方法
CN105050898A (zh) * 2012-12-20 2015-11-11 泰雷兹阿莱尼亚宇航意大利单一股东有限责任公司 针对对地观测空间任务的创新轨道设计
CN103927289A (zh) * 2014-04-23 2014-07-16 上海微小卫星工程中心 一种依据天基卫星测角资料确定低轨目标卫星初始轨道的方法
WO2017048339A1 (en) * 2015-06-16 2017-03-23 King Abdulaziz City Of Science And Technology Systems and methods for remote sensing of the earth from space
CN105573118A (zh) * 2015-12-16 2016-05-11 中国人民解放军国防科学技术大学 快速重访卫星轨道设计方法
CN106202837A (zh) * 2016-08-26 2016-12-07 哈尔滨工业大学深圳研究生院 一种基于无人机辅助覆盖的小卫星星座遥感系统模型
CN106815400A (zh) * 2016-12-13 2017-06-09 上海卫星工程研究所 一种调轨方案自动化设计方法
CN107323689A (zh) * 2017-04-20 2017-11-07 中国人民解放军63789部队 在轨卫星对地勘察的轨道机动方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Utilization of modified spherical coordinates for satellite to satellite bearings-only tracking;LI Qiang .etal;《空间科学学报》;20091231;627-634页 *
利用气动力矩卸载动量轮的策略;张学钢 等;《控制与决策》;20170928;第33卷(第9期);1708-1712页 *
遥感卫星传感器的重复观测能力计算;李子扬 等;《空间科学学报》;20091231;615-619页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN108536990A (zh) 2018-09-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Jacobson The orbits and masses of the Martian satellites and the libration of Phobos
Gounley et al. Autonomous satellite navigation by stellar refraction
Newhall et al. DE 102-A numerically integrated ephemeris of the moon and planets spanning forty-four centuries
CN102878995B (zh) 一种静止轨道卫星自主导航方法
Konopliv et al. A global solution for the gravity field, rotation, landmarks, and ephemeris of Eros
Carrara An open source satellite attitude and orbit simulator toolbox for Matlab
Davies et al. Report of the IAU working group on cartographic coordinates and rotational elements of the planets and satellites
Konopliv et al. The JPL Mars gravity field, Mars50c, based upon Viking and Mariner 9 Doppler tracking data
CN112713922A (zh) 一种多波束通讯卫星的可见性快速预报算法
Shahid et al. Multiple spacecraft formation reconfiguration using solar radiation pressure
RU2304549C2 (ru) Автономная бортовая система управления космического аппарата гасад-2а
CN113589832A (zh) 对地表固定区域目标稳定观测覆盖的星座快速设计方法
CN108536990B (zh) 一种计算重访卫星载荷入射角随轨道漂移量变化的方法
O’Keefe et al. Consider-filter-based on-orbit coarse sun sensor calibration sensitivity
CN114802818A (zh) 晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法
Roscoe et al. Force modeling and state propagation for navigation and maneuver planning for cubesat rendezvous, proximity operations, and docking
Williams et al. Dynamical reference frames in the planetary and Earth-Moon systems
CN114002710A (zh) 小偏心率低轨卫星的星上轨道位置自主预报方法
CN108594269B (zh) 一种星上高精度自主应急响应的方法
Michael Jr et al. The lunar orbiter project selenodesy experiment
Williams Insight-building models for lunar range and range rate
Pashkevich et al. Relativistic effects in the rotation of dwarf planets and asteroids
Shishov Determination of spacecraft and Phobos parameters of motion in the Phobos-Grunt project
Davis Coordinate systems for the space shuttle program
Shestople et al. Gravity Probe B orbit determination

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20230814

Address after: 201306 building C, No. 888, Huanhu West 2nd Road, Lingang New District, China (Shanghai) pilot Free Trade Zone, Pudong New Area, Shanghai

Patentee after: Shanghai Zhongkechen New Satellite Technology Co.,Ltd.

Address before: No. 4 Building, 99 Haike Road, Pudong New Area, Shanghai, 201203

Patentee before: SHANGHAI ENGINEERING CENTER FOR MICROSATELLITES

TR01 Transfer of patent right