[发明专利]卫星姿态确定方法及卫星姿态确定系统在审
| 申请号： | 201811477000.5 | 申请日： | 2018-12-04 |
| 公开（公告）号： | CN109596130A | 公开（公告）日： | 2019-04-09 |
| 发明（设计）人： | 谭晓宇;聂章海;彭瑞;刘斌;张子龙 | 申请（专利权）人： | 上海航天控制技术研究所 |
| 主分类号： | G01C21/24 | 分类号： | G01C21/24 |
| 代理公司： | 上海元好知识产权代理有限公司 31323 | 代理人： | 张妍;刘琰 |
| 地址： | 200233 *** | 国省代码： | 上海;31 |
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| 摘要： | 本发明涉及一种卫星姿态确定方法及卫星姿态确定系统。所述卫星姿态确定方法包括：对多个第一精度姿态敏感器进行单机级故障诊断；在所述单机级故障诊断完成后，在所述多个第一精度姿态敏感器之间进行第一联合诊断以输出第一精度姿态结果；对多个第二精度姿态敏感器进行单机级故障诊断，所述第二精度姿态敏感器的精度大于所述第一精度姿态敏感器的精度；基于所述第一精度姿态结果进行第二联合诊断；将第二联合诊断的结果作为卫星姿态。本发明的方法及系统对输出的姿态结果进行联合诊断，从而有效的提高了卫星姿态的可靠性。 | ||
| 搜索关键词： | 姿态敏感器 联合诊断 卫星姿态确定 故障诊断 单机 卫星姿态确定系统 卫星姿态 输出 | ||
【主权项】：
1.一种卫星姿态确定方法，其特征在于，包括：对多个第一精度姿态敏感器进行单机级故障诊断；在所述单机级故障诊断完成后，在所述多个第一精度姿态敏感器之间进行第一联合诊断以输出第一精度姿态结果；对多个第二精度姿态敏感器进行单机级故障诊断，所述第二精度姿态敏感器的精度大于所述第一精度姿态敏感器的精度；基于所述第一精度姿态结果进行第二联合诊断；将第二联合诊断的结果作为卫星姿态。
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- 刘劲;吴谨;李娟;邓慧萍;王文武;李富年 - 武汉科技大学
- 2016-05-20 - 2019-05-10 - G01C21/24
- 本发明提供一种面向深空探测捕获段的深度组合导航方法，包括预备阶段和滤波阶段；所述预备阶段建立深空探测器的轨道动力学模型、测向模型、测距模型、测速模型；所述滤波阶段利用扩展卡尔曼滤波器滤波，在导航滤波器中的状态转移模型为轨道动力学模型，导航滤波器中的测量模型选择包括在脉冲观测周期内，未获得测距信息时选择测向模型或测速模型，并对X射线敏感器接收的脉冲信号进行补偿；当脉冲信号累积完毕获得测距信息时，选择测距模型；导航滤波器利用测距模型，根据获取导航所需的位置和速度矢量。本发明抑制了脉冲到达时间多普勒偏差，滤波器收敛，定位精度高，并且对传感器要求很低。因此，本发明对航天器自主导航具有重要的实际意义。
- 基于可见光地球敏感器和太阳敏感器的卫星姿态确定方法-201610262687.5
- 万小波;张晓敏 - 航天东方红卫星有限公司
- 2016-04-25 - 2019-04-30 - G01C21/24
- 基于可见光地球敏感器和太阳敏感器的卫星姿态确定方法，利用可见光地球敏感器和太阳敏感器联合确定卫星对地的三轴姿态。首先通过对CMOS成像器件所成的地球图像处理，提取到地球图像的有效边缘，然后应用最小二乘法拟合提取到的有效边缘的中心。其次在卫星对地姿态角为小角度的假设下，近似计算卫星的对地滚动角和俯仰角。最后应用太阳敏感器和近似计算得到的滚动角和俯仰角姿态信息计算得到卫星对地的偏航角。相对于传统的利用地球红外敏感器和太阳敏感器组合确定卫星对地的三轴姿态角，本发明方法提高了卫星姿态角测量精度，并且该方法适用于小型化的小卫星姿态测量，顺应当前小卫星的发展潮流。
- 一种基于模型摄动的火星大气进入自适应估计方法-201611242141.X
- 崔平远;邓剑峰;高艾;于正湜;徐瑞 - 北京理工大学
- 2016-12-29 - 2019-04-30 - G01C21/24
- 本发明公开的一种基于模型摄动的火星大气进入自适应估计方法，属于深空探测技术领域。本发明通过分析火星大气进入段不确定参数与气动力模型的耦合关系，把不确定参数对动力学系统的摄动转化为气动力模型偏差，减少不确定参数项个数；根据气动力模型摄动的变化规律，建立针对动力学系统中摄动量偏差的滤波模型，每个滤波模型动力学系统中摄动量对应一个偏差值，通过每个滤波模型预测测量残差，并基于测量残差信息自适应更新各模型的权值，迭代逼近真实模型摄动，从而抑制气动力模型偏差对状态估计精度的影响。本发明能够减小火星进入段组合导航方法中动力学模型摄动对状态估计精度的影响，保证进入过程中探测器状态估计精度及导航系统的稳定性。
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