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龙图腾网获悉上海卫星工程研究所申请的专利与目标星同视角观测的卫星姿态导引方法及系统获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119413184B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-01-02发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411468405.8，技术领域涉及：G01C21/24；该发明授权与目标星同视角观测的卫星姿态导引方法及系统是由凌惠祥;黄朝围;杨晶贻;江亚州;李卓;曹亮;唐琪佳;夏俊;王京士设计研发完成，并于2024-10-21向国家知识产权局提交的专利申请。

本与目标星同视角观测的卫星姿态导引方法及系统在说明书摘要公布了：本发明提供了一种与目标星同视角观测的卫星姿态导引方法和系统，包括：计算目标星在星历数据时刻的位置Rm0和速度Vm0；步骤S2：数值积分求解目标星在任务起始时刻的位置Rmt0和速度Vmt0；根据所述位置Rmt0与速度Vmt0，求出目标星在任务起始时刻的轨道平根数；基于所述轨道平根数，求出目标星实时的位置Rm和速度Vm；根据所述位置Rm与速度Vm计算得出所述卫星的导引姿态。本发明通过轨道信息自主递推，能够提高卫星与目标星的同视角观测跟踪性能，并兼顾星上计算资源，对卫星的动态目标跟踪成像任务具有现实意义。

本发明授权与目标星同视角观测的卫星姿态导引方法及系统在权利要求书中公布了：1.一种与目标星同视角观测的卫星姿态导引方法，其特征在于，包括： 步骤S1：计算目标星在星历数据时刻的位置Rm0和速度Vm0； 步骤S2：数值积分求解目标星在任务起始时刻的位置Rmt0和速度Vmt0； 步骤S3：根据所述位置Rmt0与速度Vmt0，求出目标星在任务起始时刻的轨道平根数； 步骤S4：基于所述轨道平根数，求出目标星实时的位置Rm和速度Vm； 步骤S5：根据所述位置Rm与速度Vm计算得出所述卫星的导引姿态； 在所述步骤S3中，根据所述位置Rmt0与速度Vmt0，求出轨道瞬根数和幅角信息；根据所述轨道瞬根数与所述幅角信息，求出目标星在任务起始时刻的轨道平根数； 所述轨道瞬根数包括：e′、a′、i′、Ω′与ω′； 所述e′的数学表达式为： e′＝‖E‖ 其中，e′表示目标星任务起始时刻的偏心率，为轨道瞬根数；E表示目标星任务起始时刻的偏心率向量； 所述E的数学表达式为： 其中，E表示目标星任务起始时刻的偏心率向量；符号||||表示模运算符；H表示目标星任务起始时刻的角动量向量； 所述H的数学表达式为： H＝Rmt0×Vmt0 所述a′的数学表达式为： 其中，a′表示目标星任务起始时刻的轨道半长轴； 所述i′的数学表达式为： 其中，i′表示目标星任务起始时刻的轨道倾角； 所述Ω′的数学表达式为： 其中，Ω′表示目标星任务起始时刻的升交点赤经； 所述ω′的数学表达式为： 其中，ω′表示目标星任务起始时刻的近地点幅角； 所述幅角信息，包括：u′、φ′与λ′； 其中，u′表示目标星任务起始时刻的真纬度幅角； 其中，φ′表示目标星任务起始时刻的偏纬度幅角； λ′＝φ′-e′sinφ′-ω′ 其中，λ′表示目标星任务起始时刻的平纬度幅角； 在所述步骤S3中，所述轨道平根数包括：amt0、imt0、Ωmt0、ωmt0、emt0与Mmt0； 所述amt0的数学表达式为： 其中，amt0表示目标星任务起始时刻的轨道半长轴；x5表示中间变量五；x6为中间变量六； 所述imt0的数学表达式为： imt0＝i′+16x2Ω1sini′ 其中，imt0表示目标星任务起始时刻的轨道倾角；x2为中间变量二： 所述Ωmt0的数学表达式为： Ωmt0＝Ω′-Ω1x1-x36 其中，Ωmt0表示目标星任务起始时刻的升交点赤经；x1为中间变量一；x3为中间变量三； 所述Ω1的数学表达式为： 所述ωmt0的数学表达式为： ωmt0＝arctan-ηξ 其中，ωmt0表示目标星任务起始时刻的近地点幅角； 所述η的数学表达式为： η＝η′--x10-x4+x7ξ′+x8η′ 其中，x10为中间变量十；x4为中间变量四；x7为中间变量七；x8为中间变量八； 所述emt0的数学表达式为： 其中，emt0表示目标星任务起始时刻的偏心率； 所述ξ的数学表达式为： ξ＝ζ′-x9+x4+x7η′+x8ξ′ 其中，x8为中间变量八；x9为中间变量九； 所述Mmt0的数学表达式为： Mmt0＝λ-ωmt0 其中，Mmt0表示目标星任务起始时刻的平近点角； 所述λ的数学表达式为： λ＝λ′-x4+εx7e′2+x9η′+x10ζ′ 其中，x9为中间变量九； 在所述步骤S4中，所述Rm的数学表达式为： 其中，Emt为偏近点角； 所述Vm的数学表达式为： 所述Pm的数学表达式为： 其中，Pm为中间变量； 所述Qm的数学表达式为： 其中，Qm为中间变量； 在所述步骤S5中，所述卫星的导引姿态，即所述卫星在惯性下的滚动角俯仰角θ、偏航角ψ的数学表达式分别为： θ＝arcsiniz1 其中，ix、iy、iz的数学表达式为： ix＝iy×iz 其中，ix、iy、iz分别表示卫星本体三轴在惯性系中的方向矢量；Rs与Vs分别为卫星的位置矢量和速度矢量在J2000惯性坐标系中的投影。

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