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龙图腾网获悉深空探测实验室(天都实验室)申请的专利一种航天器姿态轨道导航初值在轨建立方法及装置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：CN121430588B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-05-12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：202512027718.0，技术领域涉及：G01C21/00；该发明授权一种航天器姿态轨道导航初值在轨建立方法及装置是由黄兴宏;宋昱岐;卫东华;王飞洋;方振;曹凯;杨伟奇设计研发完成，并于2025-12-30向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种航天器姿态轨道导航初值在轨建立方法及装置在说明书摘要公布了：本发明提供一种航天器姿态轨道导航初值在轨建立方法及装置，属于航天器导航技术领域，包括：设计导航系统单机产品配置方案、单机安装布局方案；判断是否已与母平台成功分离；对自身角速率进行阻尼；绕本体两轴进行慢旋搜索，初步建立惯性系姿态初值；绕本体两轴进行慢旋搜索，初步建立地球固连系位置速度初值；基于惯性系姿态初值与地球固连系位置速度初值进行姿态机动，调姿至可同时捕获姿态和位置速度的最终稳定指向；根据姿态和位置速度结果，计算期望参考系下的位置速度和姿态结果，作为最终惯性导航初值。本发明可使航天器与释放母平台之间无需配备信息传递的软硬件接口，实现在轨自行建立惯性导航姿态、位置速度初值的能力。

本发明授权一种航天器姿态轨道导航初值在轨建立方法及装置在权利要求书中公布了：1.一种航天器姿态轨道导航初值在轨建立方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤S110：设计导航系统单机产品配置方案； 步骤S120：设计导航系统单机安装布局方案； 步骤S130：在完成单机配置与布局后，航天器判断自身是否已与母平台成功分离； 步骤S140：确认分离后，航天器对自身角速率进行阻尼； 步骤S150：航天器绕本体两轴进行慢旋搜索，初步建立惯性系姿态初值； 步骤S160：航天器绕本体两轴进行慢旋搜索，初步建立地球固连系位置速度初值； 步骤S170：基于当前时刻的惯性系姿态导航计算结果与地球固连系位置速度初值进行姿态机动，调姿至可同时捕获姿态和位置速度的最终稳定指向； 步骤S180：根据步骤S170的姿态和位置速度结果，计算期望参考系下的位置速度和姿态结果，作为最终惯性导航初值； 其中，步骤S110包括： 步骤S110-1：为实现惯性姿态导航功能，配置具备三轴角度增量测量能力的陀螺组成的惯性测量装置； 步骤S110-2：为实现姿态搜索功能，配置星敏感器； 步骤S110-3：为实现位置速度搜索功能，配置GNSS导航接收机，且配置的导航接收机具备与释放时所处轨道高度的导航信号强度相对应的接收灵敏度； 步骤S110-4：为实现姿态和位置速度信号搜索功能，配置低速姿态控制执行机构，所配置的执行机构具备三轴姿态机动控制能力； 步骤S150包括： 步骤S150-1：旋转轴设计：记星敏感器光轴的单位方向矢量为，航天器体系的+X轴方向矢量为，设计旋转轴如下： 步骤S150-2：慢旋角速度设计：设计天区搜索的旋转角速度大小为 步骤S150-3：执行慢旋搜索：以当前姿态为起始状态，在姿态机动控制律作用下，按设计的角速度依次绕慢旋一周；旋转过程中，当星敏感器输出有效姿态，则完成并立即退出当前步骤；当绕慢旋一周完成，星敏感器仍未输出有效姿态，则以同样的旋转方向和角速度继续执行慢旋搜索，直至成功输出有效姿态； 、轴慢旋机动的姿态控制律设计如下： ； 其中，为由陀螺测量值算得的航天器姿态角速度，、、为比例控制系数； 步骤S150-4：根据星敏感器输出的姿态和星敏感器相对航天器安装矩阵，计算航天器相对惯性系姿态； 步骤S150-5：以星敏感器输出计算的航天器相对惯性系姿态作为初值，进行惯性姿态导航计算； 步骤S160包括： 步骤S160-1：旋转轴设计：位置速度搜索时应沿与GNSS导航接收机天线波束中心方向互相垂直的两轴分别进行整周旋转，设计旋转轴、分别为航天器体系的+Y、+X轴，即： ； 其中，为航天器体系的+X轴方向矢量，是航天器体系的+Y轴方向矢量； 步骤S160-2：慢旋角速度设计：设计导航信号搜索的旋转角速度大小为； 步骤S160-3：执行慢旋搜索。

如需购买、转让、实施、许可或投资类似专利技术，可联系本专利的申请人或专利权人深空探测实验室(天都实验室)，其通讯地址为：230088 安徽省合肥市蜀山区中安创谷科技园二期F1；或者联系龙图腾网官方客服，联系龙图腾网可拨打电话0551-65771310或微信搜索“龙图腾网”。

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