本发明提供了一种等离子体分析仪数据处理方法及系统。该方法包括：等离子体分析仪0级数据进行数据格式转换及参数校正,生成1级数据产品；生成2级数据产品；获得3级数据产品；生成4级数据产品。本发明提供的等离子体分析仪数据处理方法及系统能够将卫星上等离子体分析仪的原始探测数据进行处理,生成实际可用的数据产品。

本申请提供了一种地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质,涉及航天技术领域。该方法提供了一种可以适用于探测器的入轨能量偏差较大的情况的地月转移轨道参数确定方法,提出了调相轨道的调相轨道周期和调相圈次等参数,可以根据探测器的实际入轨偏差状态,控制探测器在下一月地月转移窗口打开时刻到达近地点,再次实施地月转移机动。相较于采用中途修正策略修正探测器的半长轴偏差的方式,该方法可以大大降低探测器的推进剂消耗。且,该方法可以引入B平面参数确定目标地月转移机动速度增量,可以相对提高计算过程中的收敛速度。

一种基于迭代遍历的星敏感器抗杂光星点提取方法及装置,所述方法在全图随机生成N个窗口,分别计算每个窗口均值、阈值,在窗口内利用计算的窗口阈值通过遍历连通域方式进行星点提取；利用一阶质心法计算星点位置坐标,并存储各星点能量信息；将提取出的有效星点按能量进行排序,保留最亮的n颗星点坐标,同时随机生成N-n个窗口坐标；利用上述保留的n颗星点坐标及随机生成的窗口坐标用于下一帧星图开窗；迭代执行上述步骤,在多次遍历后即可提取得到星图中N-(star)颗最亮星点,利用该N-(star)颗星点进行后续全天星图识别及姿态计算。本发明有效解决了产品在轨受杂光干扰不能快速输出有效姿态的问题,显著提升了星敏感器在轨抗杂光能力。

一种卷帘曝光星敏感器的高动态快速自主捕获方法,首先选取时间变化量小于设置时间阈值的两帧星图；分别计算两帧星图中选取星点两两之间行坐标之差、列坐标之差及距离；对两帧星图中选取星点利用三角形匹配法进行匹配；以匹配成功三角形对应两帧星图中星点为基准,对剩余星点进行匹配确认；选取两帧星图中匹配确认成功的所有星点,利用相同星点位置坐标计算角速度平均值；利用角速度平均值对当前帧所有星点位置进行卷帘修正；最后利用修正后星点坐标进行全天自主星图识别及姿态计算。本发明有效解决了卷帘曝光星敏感器高动态条件下全天自主捕获问题,提升了产品的动态性能,可适用于所有卷帘曝光星敏感器,具有很好的工程应用价值。

本发明涉及一种基于位置规划的卫星转台路径规划方法,通过对转台四个区间的位置轨迹分别规划,其中两个有效观测区间以系统要求的恒定速度运行,位置运行轨迹为固定斜率的直线；其余两个无效观测区间变速运行,位置运行轨迹分别为两段抛物线,共计六段位置轨迹规划。本发明通过规划两个变速区间的速度及加速度,从而可保证系统每个周期运行的时间能够严格保持一致,对地观测区间速度保持恒定。

一种基于倾角传感器的天文平台自主定位方法,属于自主导航技术领域。本发明为解决传统的卫星导航系统在电磁环境干扰下会失去导航能力的问题。包括：使倾角传感器的方位与平台坐标系重合,由倾角传感器的倾角信息得到平台相对于水平面的转换矩阵；由星敏感器的平台姿态信息获得平台相对于惯性坐标系的姿态矩阵；由授时装置提供的当前时刻,得到惯性坐标系相对于地球坐标系的转换矩阵；单片机根据平台相对于水平面的转换矩阵、平台相对于惯性坐标系的姿态矩阵和惯性坐标系相对于地球坐标系的转换矩阵进行解算,获得平台的经度和纬度。本发明不受电磁环境的干扰可实现平台自主定位。

本发明提供了一种静止轨道卫星在轨自主月影预报方法及系统,包括以下步骤：步骤S1,根据当前时刻T-0的卫星轨道参数递推预报时刻T-1的轨道参数,将T-1的轨道参数转换为卫星质心在J2000.0惯性坐标系下的位置矢量步骤S2,计算T-1的太阳矢量和月球矢量步骤S3,计算卫星质心到太阳中心的矢量计算卫星质心到月球中心的矢量计算A-(ssm)；步骤S4,计算月影区阈值A-(gate),比较A-(ssm)和A-(gate)大小,预报进出月影时间T-(in)和间T-(out)；步骤S5,计算进出月影进行操作的时间T-(op-in)和T-(op-out),通过T-0分别与T-(op-in)和T-(op-out)比较结果发出进出月影操作指令。本发明不依赖地面操控处理,在轨自主完成月影预报及操作,避免由于地面系统漏报造成的卫星能源危机和安全问题。

本发明一个实施例公开了一种卫星自主姿态确定方法,包括：S100、通过各敏感器测量信息进行敏感器姿态解算得到姿态信息,其中,各敏感器姿态解算包括陀螺递推姿态解算、双星敏姿态解算、单星敏姿态解算、太敏和地敏双矢量姿态解算、太敏和磁双矢量姿态解算以及地敏和磁双矢量解算；S102、将步骤S100中经陀螺和其他敏感器姿态解算得到的姿态信息进行有效组合完成滤波姿态解算,进一步得到连续的姿态信息,其中,滤波姿态解算包括互补滤波姿态解算和扩展卡尔曼滤波姿态解算即EKF姿态解算；S104、制定数据判断选用规则,考虑各敏感器及滤波定姿的精度,设计数据判断流程,在步骤S102的互补滤波姿态解算和EKF姿态解算的结果中选取最优化姿态信息。

本发明公开的多约束行星着陆轨迹矢量规划方法,涉及一种行星着陆轨迹规划方法,属于深空探测技术领域。本发明实现方法为：在给出多约束行星着陆轨迹矢量规划问题的一般形式的基础上,将行星着陆的多约束划分为角度幅值约束、轨迹方向约束和避障距离约束,通过在轨迹规划问题中引入轨迹方向约束,能够有效提高障碍规避能力；为降低轨迹规划问题的解算复杂度,将三类约束形式统一为角度幅值约束,实现多约束行星着陆轨迹矢量规划问题中多约束的形式统一,能够有效提高轨迹优化的解算效率,并保证轨迹规划算法的实时性和收敛性。

本发明提出本一种基于GNSS的卫星天文导航系统误差自主标定方法及系统,在满足自主天文导航系统需求的地球中心方向测量基础上,可在直接采用GNSS定轨数据的同时,利用这些高精度定轨数据,对天文导航测量系统中因安装、热交变等引起的系统误差进行实时标定。本发明提出的标定方法可自主运行,利用不同类型自主导航系统的优势和特点,通过误差标定保证了天文导航方法单独运行的精度,提高了导航系统的可靠性和适应性,标定方法也简单易行,具有较高的工程指导意义和实用价值。