CN111891395A - 极简卫星及其控制方法 - Google Patents

极简卫星及其控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111891395A
CN111891395A CN202010804114.7A CN202010804114A CN111891395A CN 111891395 A CN111891395 A CN 111891395A CN 202010804114 A CN202010804114 A CN 202010804114A CN 111891395 A CN111891395 A CN 111891395A
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
satellites
internet constellation
internet
current position
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.)
Granted
Application number
CN202010804114.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111891395B (zh
Inventor
郭崇滨
郑鹏飞
尹增山
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
Innovation Academy for Microsatellites of CAS
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, Innovation Academy for Microsatellites of CAS filed Critical Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority to CN202010804114.7A priority Critical patent/CN111891395B/zh
Priority to CN202110389308.XA priority patent/CN113064194A/zh
Publication of CN111891395A publication Critical patent/CN111891395A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111891395B publication Critical patent/CN111891395B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/53—Determining attitude
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/24—Acquisition or tracking or demodulation of signals transmitted by the system
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/35—Constructional details or hardware or software details of the signal processing chain
    • G01S19/37—Hardware or software details of the signal processing chain
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
    • H04B7/1851—Systems using a satellite or space-based relay
    • H04B7/18515—Transmission equipment in satellites or space-based relays
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
    • H04B7/18521—Systems of inter linked satellites, i.e. inter satellite service

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Signal Processing (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

本发明提供了一种极简卫星及其控制方法，包括：天线，被配置为与互联网星座进行通信，获取多个互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值；综合电子学系统，被配置为根据多个所述互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个所述极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值进行方程联立，得到该极简卫星的当前位置坐标以及当前姿态俯仰角、偏航角、翻滚角。

Description

极简卫星及其控制方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种极简卫星及其控制方法。
背景技术
皮纳卫星常被用于一些新技术探索和试验，相对于传统的大卫星功能需求简单，对导航、定姿精度要求不高，而对成本价格相对敏感。
目前即便最简配置的皮纳卫星，为保证功能正常运行，也缺少不了星地通信模块、GNSS导航模式、姿态测量模块(通常有磁强计、星敏、太敏、陀螺等单机)其占用的质量、功耗资源不低，且有一定的经济成本；
另外，皮纳卫星若采用星地通信模式，则对地面站依赖较高，不但通信时间短，测控费用也较高。
发明内容
本发明的目的在于提供一种极简卫星及其控制方法，以解决现有的皮纳卫星定轨定姿及通信成本高昂的问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种极简卫星，包括：
天线，被配置为与互联网星座进行接收和发送通信，获取多个互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值；
综合电子学系统，被配置为根据多个所述互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个所述极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值进行方程联立，得到该极简卫星的当前位置坐标以及当前姿态俯仰角、偏航角、翻滚角。
可选的，在所述的极简卫星中，所述综合电子学系统具有星务计算机、存储器、测控应答机、GNSS接收机、电源控制板、以及数传发射编码调制板中的一个或者多个。
可选的，在所述的极简卫星中，还包括：
载荷舱，被配置为容置单机载荷；
平台舱，被配置为容置所述综合电子学系统及为所述综合电子学系统提供电力的能源系统；
姿轨控舱，被配置为容置推力器及推进剂储箱，为所述极简卫星提供变轨和定姿动力；
太阳电池片，被配置为为所述能源系统充电。
可选的，在所述的极简卫星中，所述天线包括：
第一收发天线，被布置在所述平台舱顶面的第一位置；
第二收发天线，被布置在所述平台舱顶面的第二位置；
第三收发天线，被布置在所述平台舱顶面的第三位置；
其中，所述第一位置与所述第二位置的连线垂直所述第一位置与所述第三位置的连线。
本发明还提供一种极简卫星的控制方法，包括：
天线与互联网星座进行通信，获取多个互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值；
综合电子学系统根据多个所述互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个所述极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值进行方程联立，得到该极简卫星的当前位置坐标以及当前姿态俯仰角、偏航角、翻滚角。
可选的，在所述的极简卫星的控制方法中，所述互联网星座为大规模卫星星座，包括10颗～10万颗互联网星座卫星，使得任意时刻在极简卫星的接收机范围内互联网星座卫星的数量至少为4个，所述互联网星座卫星能够实时确定自身位置坐标，以及与所述极简卫星进行通信发送当前位置坐标。
可选的，在所述的极简卫星的控制方法中，
通过所述天线与所述互联网星座通信获取互联网星座卫星的当前位置坐标Pk(xk,yk,zk),k＝1,2,3，4；
所述极简卫星与所述互联网星座卫星的相对距离测量值为ρk,k＝1,2,3,4；
所述极简卫星的当前位置坐标为P(X,Y,Z)；
所述极简卫星与所述互联网星座卫星的时钟差为△t；
代入定位方程(1)计算
Figure BDA0002628472830000031
对公式(1)分别取k＝1,2,3,4联立求解，得到所述极简卫星的当前位置坐标P(X,Y,Z)。
可选的，在所述的极简卫星的控制方法中，
综合电子学系统根据所述极简卫星的当前位置坐标，结合所述互联网星座卫星的当前位置坐标，得到多个极简卫星指向互联网星座卫星的矢量，并进行方程联立，得到该极简卫星的卫星基线向量并确定其姿态。
可选的，在所述的极简卫星的控制方法中，将第一收发天线布置在所述平台舱顶面的第一位置；
将第二收发天线布置在所述平台舱顶面的第二位置；
将第三收发天线布置在所述平台舱顶面的第三位置；
其中，所述第一位置与所述第二位置的连线垂直所述第一位置与所述第三位置的连线。
可选的，在所述的极简卫星的控制方法中，
根据所述天线的参数配置得到载波的波长为λ；
根据所述极简卫星的当前位置坐标，定义所述极简卫星指向互联网星座卫星的矢量为：
Figure BDA0002628472830000032
其中k＝1,2,3,4；
整周模糊度差值为△N1,2、△N1,3；
根据所述天线的配置参数获得各个天线的相位值分别为
Figure BDA0002628472830000035
则天线之间两两相位差值为：
Figure BDA0002628472830000033
Figure BDA0002628472830000034
Figure BDA0002628472830000041
为第一位置与所述第二位置的连线上的基线向量，
Figure BDA0002628472830000042
为第一位置与所述第三位置的连线的基线向量；
代入定姿方程(3)计算：
Figure BDA0002628472830000043
对公式(3)分别取k＝1,2,3,4联立求解，得到卫星基线向量
Figure BDA0002628472830000044
及
Figure BDA0002628472830000045
卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵为：
Figure BDA0002628472830000046
根据上述转换矩阵将卫星基线向量从卫星轨道坐标系转换为卫星本体坐标系：
Figure BDA0002628472830000047
m1,m2,m3,n1,n2,n3均为实数；
则所述极简卫星的俯仰角为
Figure BDA0002628472830000048
偏航角为
Figure BDA0002628472830000049
翻滚角为
Figure BDA00026284728300000410
在本发明提供的极简卫星及其控制方法中，通过天线与互联网星座进行接收和发送通信，获取多个互联网星座卫星的当前位置坐标，综合电子学系根据多个所述互联网星座卫星的当前位置坐标进行方程联立，得到该极简卫星的当前位置坐标，实现了采用基于互联网星座的天基接力通信方式，利用地面普通终端即可实现与卫星的持续通信，包括三套一体化收发天线在综合电子学系统处理下，持续对准当前天线接收范围内的互联网卫星，反复交替接力，实现无缝衔接天基通信。
本发明提出一种基于互联网星座的通信、导航、定姿方法，利用与未来类似星链、国网等互联网星座进行通信、测量的方法，实现低成本持续测控，不仅克服了地基测控成本高、支撑时间短的缺陷，而且实现了低成本的定位导航、姿态确定，替代了传统的需要采用星地通信模块、GNSS导航模式、姿态测量模块等一系列设备才能完成的定轨定姿方法，节省了磁强计、星敏、太敏、陀螺等单机的设备费用、安装费用及操作，克服了现有皮纳卫星功能模块较多的缺陷。
附图说明
图1是本发明一实施例极简卫星示意图；
图2是本发明一实施例极简卫星示意图；
图3是本发明一实施例极简卫星与互联网星座卫星通信示意图；
图4是本发明一实施例极简卫星上三根天线安装位置示意图；
图5是本发明一实施例极简卫星基线向量示意图；
图中所示：1-载荷舱；2-平台舱；21-第一收发天线；22-第二收发天线；23-第三收发天线；24-能源系统；25-综合电子学系统；3-姿轨控舱；4-太阳电池片；100-极简卫星；101～104-互联网星座卫星。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的极简卫星及其控制方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
本发明的核心思想在于提供一种极简卫星及其控制方法，以解决现有的皮纳卫星定轨定姿及通信成本高昂的问题。
为实现上述思想，本发明提供了一种极简卫星及其控制方法，包括：天线，被配置为与互联网星座进行接收和发送通信，获取多个互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值；综合电子学系统，被配置为根据多个所述互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个所述极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值进行方程联立，得到该极简卫星的当前位置坐标以及当前姿态俯仰角、偏航角、翻滚角。
本实施例提供一种极简卫星100，如图1、3所示，包括：天线，被配置为与互联网星座进行接收和发送通信，获取多个互联网星座卫星101～104的当前位置坐标，以及多个极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值；综合电子学系统25，被配置为根据多个所述互联网星座卫星101～104的当前位置坐标，以及多个所述极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值进行方程联立，得到该极简卫星100的当前位置坐标以及当前姿态俯仰角、偏航角、翻滚角。
在本发明的一个实施例中，在所述的极简卫星100中，所述综合电子学系统25具有星务计算机、存储器、测控应答机、GNSS接收机、电源控制板、以及数传发射编码调制板中的一个或者多个。在所述的极简卫星100中，还包括：载荷舱1，被配置为容置单机载荷；平台舱2，被配置为容置所述综合电子学系统25及为所述综合电子学系统25提供电力的能源系统24；姿轨控舱3，被配置为容置推力器及推进剂储箱，为所述极简卫星100提供变轨和定姿动力；太阳电池片4，被配置为为所述能源系统24充电。
在本发明的一个实施例中，在所述的极简卫星100中，如图2所示，所述天线包括：第一收发天线21，被布置在所述平台舱2顶面的第一位置；第二收发天线22，被布置在所述平台舱2顶面的第二位置；第三收发天线23，被布置在所述平台舱2顶面的第三位置；其中，如图4所示，所述第一位置与所述第二位置的连线(Y轴)垂直所述第一位置与所述第三位置的连线(X轴)。
本实施例还提供一种极简卫星100的控制方法，包括：天线与互联网星座进行通信，获取多个互联网星座卫星101～104的当前位置坐标；综合电子学系统25根据多个所述互联网星座卫星101～104的当前位置坐标进行方程联立，得到该极简卫星100的当前位置坐标。
在本发明的一个实施例中，在所述的极简卫星100的控制方法中，所述互联网星座为大规模卫星星座，所述大规模星座含有10颗～10万颗数量不等的互联网卫星，使得任意时刻在极简卫星的接收机范围内互联网星座卫星的数量至少为4个，所述互联网卫星能够实时确定自身位置坐标，以及与所述极简卫星进行通信发送位置坐标信息。
通过所述天线与所述互联网星座通信获取互联网星座卫星101～104的当前位置坐标Pk(xk,yk,zk),k＝1,2,3，4；所述极简卫星100与所述互联网星座卫星101～104的相对距离测量值为ρk,k＝1,2,3,4；所述极简卫星100的当前位置坐标为P(X,Y,Z)；所述极简卫星100与所述互联网星座卫星101～104的时钟差为△t；代入定位方程(1)计算
Figure BDA0002628472830000071
对公式(1)分别取k＝1,2,3,4联立求解，得到所述极简卫星100的当前位置坐标P(X,Y,Z)。
在本发明的一个实施例中，在所述的极简卫星100的控制方法中，综合电子学系统25根据所述极简卫星的当前位置坐标，结合所述互联网星座卫星的当前位置坐标，得到多个极简卫星指向互联网星座卫星的矢量，并进行方程联立，得到该极简卫星的卫星基线向量并确定其姿态。
在本发明的一个实施例中，在所述的极简卫星100的控制方法中，将第一收发天线21布置在所述平台舱2顶面的第一位置21；将第二收发天线22布置在所述平台舱2顶面的第二位置22；将第三收发天线23布置在所述平台舱2顶面的第三位置23；其中，所述第一位置21与所述第二位置22的连线垂直所述第一位置21与所述第三位置23的连线。
在本发明的一个实施例中，在所述的极简卫星100的控制方法中，
根据所述天线的参数配置得到载波的波长为λ；根据所述极简卫星100的当前位置坐标，定义所述极简卫星100指向互联网星座卫星101～104的矢量为：
Figure BDA0002628472830000072
其中k＝1,2,3,4；整周模糊度差值为△N1,2、△N1,3；根据所述天线的配置参数获得各个天线的相位值分别为
Figure BDA0002628472830000081
则天线之间两两相位差值为：
Figure BDA0002628472830000082
Figure BDA0002628472830000083
Figure BDA0002628472830000084
为第一位置21与所述第二位置22的连线(Y轴)上的基线向量，
Figure BDA0002628472830000085
为第一位置21与所述第三位置23的连线(X轴)上的基线向量；
代入定姿方程(3)计算：
Figure BDA0002628472830000086
对公式(3)分别取k＝1,2,3,4联立求解，得到卫星基线向量
Figure BDA0002628472830000087
及
Figure BDA0002628472830000088
卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵为：
Figure BDA0002628472830000089
根据上述转换矩阵将卫星基线向量从卫星轨道坐标系转换为卫星本体坐标系：
Figure BDA00026284728300000810
m1,m2,m3,n1,n2,n3均为实数；
则所述极简卫星100的俯仰角为
Figure BDA00026284728300000811
偏航角为
Figure BDA00026284728300000812
翻滚角为
Figure BDA00026284728300000813
在本发明提供的极简卫星100及其控制方法中，通过天线与互联网星座进行接收和发送通信，获取多个互联网星座卫星101～104的当前位置坐标，综合电子学系根据多个所述互联网星座卫星101～104的当前位置坐标进行方程联立，得到该极简卫星100的当前位置坐标，实现了采用基于互联网星座的天基接力通信方式，利用地面普通终端即可实现与卫星的持续通信，包括三套一体化收发天线在综合电子学系统25处理下，持续对准当前天线接收范围内的互联网卫星，反复交替接力，实现无缝衔接天基通信。
本发明提出一种基于互联网星座的通信、导航、定姿方法，利用与未来类似星链、国网等互联网星座进行通信、测量的方法，实现低成本持续测控，不仅克服了地基测控成本高、支撑时间短的缺陷，而且实现了低成本的定位导航、姿态确定，替代了传统的需要采用星地通信模块、GNSS导航模式、姿态测量模块等一系列设备才能完成的定轨定姿方法，节省了磁强计、星敏、太敏、陀螺等单机的设备费用、安装费用及操作，克服了现有皮纳卫星功能模块较多的缺陷。
综上，上述实施例对极简卫星及其控制方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (10)

1.一种极简卫星，其特征在于，包括：
天线，被配置为与互联网星座进行接收和发送通信，获取多个互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值；
综合电子学系统，被配置为根据多个所述互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个所述极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值进行方程联立，得到该极简卫星的当前位置坐标以及当前姿态俯仰角、偏航角、翻滚角。
2.如权利要求1所述的极简卫星，其特征在于，所述综合电子学系统具有星务计算机、存储器、测控应答机、GNSS接收机、电源控制板、以及数传发射编码调制板中的一个或者多个。
3.如权利要求1所述的极简卫星，其特征在于，还包括：
载荷舱，被配置为容置单机载荷；
平台舱，被配置为容置所述综合电子学系统及为所述综合电子学系统提供电力的能源系统；
姿轨控舱，被配置为容置推力器及推进剂储箱，为所述极简卫星提供变轨和定姿动力；
太阳电池片，被配置为为所述能源系统充电。
4.如权利要求1所述的极简卫星，其特征在于，所述天线包括：
第一收发天线，被布置在所述平台舱顶面的第一位置；
第二收发天线，被布置在所述平台舱顶面的第二位置；
第三收发天线，被布置在所述平台舱顶面的第三位置；
其中，所述第一位置与所述第二位置的连线垂直所述第一位置与所述第三位置的连线。
5.一种极简卫星的控制方法，其特征在于，包括：
天线与互联网星座进行通信，获取多个互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值；
综合电子学系统根据多个所述互联网星座卫星的当前位置坐标，以及多个所述极简卫星与互联网星座卫星的相对距离测量值进行方程联立，得到该极简卫星的当前位置坐标以及当前姿态俯仰角、偏航角、翻滚角。
6.如权利要求5所述的极简卫星的控制方法，其特征在于，所述互联网星座为大规模卫星星座，包括10颗～10万颗互联网星座卫星，使得任意时刻在极简卫星的接收机范围内互联网星座卫星的数量至少为4个，所述互联网星座卫星能够实时确定自身位置坐标，以及与所述极简卫星进行通信发送当前位置坐标。
7.如权利要求6所述的极简卫星的控制方法，其特征在于，
通过所述天线与所述互联网星座通信获取互联网星座卫星的当前位置坐标Pk(xk,yk,zk),k＝1,2,3，4；
所述极简卫星与所述互联网星座卫星的相对距离测量值为ρk,k＝1,2,3,4；
所述极简卫星的当前位置坐标为P(X,Y,Z)；
所述极简卫星与所述互联网星座卫星的时钟差为△t；
代入定位方程(1)计算
Figure FDA0002628472820000021
对公式(1)分别取k＝1,2,3,4联立求解，得到所述极简卫星的当前位置坐标P(X,Y,Z)。
8.如权利要求7所述的极简卫星的控制方法，其特征在于，
综合电子学系统根据所述极简卫星的当前位置坐标，结合所述互联网星座卫星的当前位置坐标，得到多个极简卫星指向互联网星座卫星的矢量，并进行方程联立，得到该极简卫星的卫星基线向量并确定其姿态。
9.如权利要求8所述的极简卫星的控制方法，其特征在于，将第一收发天线布置在所述平台舱顶面的第一位置；
将第二收发天线布置在所述平台舱顶面的第二位置；
将第三收发天线布置在所述平台舱顶面的第三位置；
其中，所述第一位置与所述第二位置的连线垂直所述第一位置与所述第三位置的连线。
10.如权利要求9所述的极简卫星的控制方法，其特征在于，
根据所述天线的参数配置得到载波的波长为λ；
根据所述极简卫星的当前位置坐标，定义所述极简卫星指向互联网星座卫星的矢量为：
Figure FDA0002628472820000031
其中k＝1,2,3,4；
整周模糊度差值为△N1,2、△N1,3；
根据所述天线的配置参数获得各个天线的相位值分别为
Figure FDA0002628472820000032
则天线之间两两相位差值为：
Figure FDA0002628472820000033
Figure FDA0002628472820000034
Figure FDA0002628472820000035
为第一位置与所述第二位置的连线上的基线向量，
Figure FDA0002628472820000036
为第一位置与所述第三位置的连线的基线向量；
代入定姿方程(3)计算：
Figure FDA0002628472820000037
对公式(3)分别取k＝1,2,3,4联立求解，得到卫星基线向量
Figure FDA0002628472820000038
及
Figure FDA0002628472820000039
卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵为：
Figure FDA00026284728200000310
根据上述转换矩阵将卫星基线向量从卫星轨道坐标系转换为卫星本体坐标系：
Figure FDA00026284728200000311
m1,m2,m3,n1,n2,n3均为实数；
则所述极简卫星的俯仰角为
Figure FDA00026284728200000312
偏航角为
Figure FDA00026284728200000313
翻滚角为
Figure FDA0002628472820000041
CN202010804114.7A 2020-08-12 2020-08-12 极简卫星及其控制方法 Active CN111891395B (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010804114.7A CN111891395B (zh) 2020-08-12 2020-08-12 极简卫星及其控制方法
CN202110389308.XA CN113064194A (zh) 2020-08-12 2020-08-12 基于互联网星座的皮纳卫星通信、导航、定姿方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010804114.7A CN111891395B (zh) 2020-08-12 2020-08-12 极简卫星及其控制方法

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110389308.XA Division CN113064194A (zh) 2020-08-12 2020-08-12 基于互联网星座的皮纳卫星通信、导航、定姿方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111891395A true CN111891395A (zh) 2020-11-06
CN111891395B CN111891395B (zh) 2021-04-23

Family

ID=73228831

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010804114.7A Active CN111891395B (zh) 2020-08-12 2020-08-12 极简卫星及其控制方法
CN202110389308.XA Pending CN113064194A (zh) 2020-08-12 2020-08-12 基于互联网星座的皮纳卫星通信、导航、定姿方法

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110389308.XA Pending CN113064194A (zh) 2020-08-12 2020-08-12 基于互联网星座的皮纳卫星通信、导航、定姿方法

Country Status (1)

Country Link
CN (2) CN111891395B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1284161A (zh) * 1998-12-02 2001-02-14 三星电子株式会社 确定卫星坐标的方法
CN101738598A (zh) * 2008-11-19 2010-06-16 中国科学院国家天文台 对卫星或飞行器轨道和位置实时精密测量方法
CN207354272U (zh) * 2017-09-28 2018-05-11 成都傅立叶电子科技有限公司 一种用于天通一号移动通信卫星的数据采集系统
CN109703784A (zh) * 2019-01-10 2019-05-03 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一体化电子综合机箱为主体的微小卫星
CN109861737A (zh) * 2017-11-30 2019-06-07 电视广播有限公司 自动卫星遥测、跟踪及指挥系统

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102230971B (zh) * 2011-03-29 2012-10-31 哈尔滨工程大学 Gps多天线测姿方法
WO2017066915A1 (zh) * 2015-10-20 2017-04-27 深圳市大疆创新科技有限公司 一种卫星导航测姿方法和装置及无人机
CN109061701B (zh) * 2018-07-24 2021-02-09 北京遥测技术研究所 一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法
CN110285815B (zh) * 2019-05-28 2023-10-20 山东航天电子技术研究所 一种可在轨全程应用的微纳卫星多源信息姿态确定方法
CN110673182B (zh) * 2019-09-29 2021-07-06 清华大学 一种gnss高精度快速定位方法及装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1284161A (zh) * 1998-12-02 2001-02-14 三星电子株式会社 确定卫星坐标的方法
CN101738598A (zh) * 2008-11-19 2010-06-16 中国科学院国家天文台 对卫星或飞行器轨道和位置实时精密测量方法
CN207354272U (zh) * 2017-09-28 2018-05-11 成都傅立叶电子科技有限公司 一种用于天通一号移动通信卫星的数据采集系统
CN109861737A (zh) * 2017-11-30 2019-06-07 电视广播有限公司 自动卫星遥测、跟踪及指挥系统
CN109703784A (zh) * 2019-01-10 2019-05-03 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一体化电子综合机箱为主体的微小卫星

Also Published As

Publication number Publication date
CN113064194A (zh) 2021-07-02
CN111891395B (zh) 2021-04-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Das et al. Techsat 21-space missions using collaborating constellations of satellites
Das et al. TechSat 21-A revolutionary concept in distributed space based sensing
CN103600852B (zh) 支持集群飞行的基础模块航天器
Bradbury et al. NorSat-2: Enabling advanced maritime communication with VDES
CN111506875B (zh) 一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法
CN101614802A (zh) 一种导航卫星姿态测量方法
TW473445B (en) Ephemeris/attitude reference determination using on-board optics and other satellite ephemeris
CN102745341B (zh) 兼顾空间大尺度与小尺度探测的卫星星座系统
CN111891395B (zh) 极简卫星及其控制方法
CN115877431A (zh) 基于阵列天线无整周模糊策略的低运算量测向装置及方法
Simons et al. Applications of nano-satellites and cube-satellites in microwave and RF domain
CN106428650B (zh) 一种大口径多模式系外类地行星探测器
Vu Trong et al. Constellation of small quick-launch and self-deorbiting nano-satellites with AIS receivers for global ship traffic monitoring
Doggett et al. Near-term Persistent Platform Orbital Testbed: Three Candidate Architecture Options
Weiß Contributions to on-board navigation on 1U CubeSats
Xu et al. An analysis method for ISL of multilayer constellation
Takano Evaluation of Constituent Technologies and R&D Strategy for Space Solar Power System
CN116111353B (zh) 相控阵天线融合装置的跟踪方法、电子设备及存储介质
Ivanov et al. CubETH: low cost GNSS space experiment for precise orbit determination
Lemmerman et al. Advanced platform technologies for Earth science
William Architecture Options for Creation of a Persistent Platform Orbital Testbed
Huang et al. SSS-2A: A 3U CubeSat Project for an In-Orbit Formation Flying Mission
Hunter et al. NASA SMALL SPACECRAFT TECHNOLOGY (SST) PROGRAM and RECENT TECHNOLOGY DEMONSTRATIONS
Sweeting Keynote Address: Micro/Nanosatellites—The New World
CN107367751B (zh) 计算姿态角的方法及其装置

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
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20230407

Address after: 201304 No.1 Xueyang Road, Pudong New Area, Shanghai

Patentee after: SHANGHAI ENGINEERING CENTER FOR MICROSATELLITES

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

Patentee before: Institute of microsatellite innovation, Chinese Academy of Sciences

Patentee before: SHANGHAI ENGINEERING CENTER FOR MICROSATELLITES

TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20230909

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: 201304 No.1 Xueyang Road, Pudong New Area, Shanghai

Patentee before: SHANGHAI ENGINEERING CENTER FOR MICROSATELLITES