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龙图腾网恭喜中国空间技术研究院申请的专利一种星载多波束激光测距仪在轨无场指向定标方法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：CN114488096B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-03-07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：202111669547.7，技术领域涉及：G01S7/497；该发明授权一种星载多波束激光测距仪在轨无场指向定标方法是由胡震岳;景泉;王倩莹;陈曦;王家炜;李少辉设计研发完成，并于2021-12-31向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种星载多波束激光测距仪在轨无场指向定标方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种星载多波束激光测距仪在轨无场指向定标方法，包括：选取定标区域；获取多波束激光测距仪的理论指向角；获取在轨阶段、正常飞行姿态下的卫星姿态信息、卫星轨道信息、卫星到星下点的高度、卫星到定标区域的实测距离；构建在轨阶段、正常飞行姿态下的激光指向误差解算方程；控制卫星进行姿态机动，构建姿态机动后的激光指向误差解算方程；根据构建的在轨阶段、正常飞行姿态下的激光指向误差解算方程和构建的姿态机动后的激光指向误差解算方程，标定多波束激光测距仪的指向偏差。本发明公开了一种不依赖定标场的定标方法，解决了卫星入轨初期靶标铺设困难的问题，可应用于星载激光测距仪几何定位。

本发明授权一种星载多波束激光测距仪在轨无场指向定标方法在权利要求书中公布了：1.一种星载多波束激光测距仪在轨无场指向定标方法，其特征在于，包括：步骤1，选取定标区域；步骤2，获取多波束激光测距仪的理论指向角；步骤3，获取在轨阶段、正常飞行姿态下的卫星姿态信息和卫星轨道信息；步骤4，根据步骤3获取的在轨阶段、正常飞行姿态下的卫星姿态信息和卫星轨道信息，获取在轨阶段、正常飞行姿态下卫星到星下点的高度；步骤5，在步骤1选取的定标区域内，多波束激光测距仪开机工作，获取在轨阶段、正常飞行姿态下卫星到定标区域的实测距离；步骤6，根据步骤3～5获取的信息，构建在轨阶段、正常飞行姿态下的激光指向误差解算方程；步骤7，控制卫星进行姿态机动，并构建姿态机动后的激光指向误差解算方程；步骤8，根据步骤6构建的在轨阶段、正常飞行姿态下的激光指向误差解算方程和步骤7构建的姿态机动后的激光指向误差解算方程，标定多波束激光测距仪的指向偏差；获取多波束激光测距仪的理论指向角，包括：构建笛卡尔坐标系；其中，笛卡尔坐标系的原点O定义为卫星质心；OZ轴位于轨道面内，指向地心；OX轴位于轨道面内，与OZ轴垂直，指向卫星速度方向；在卫星发射前，根据多波束激光测距仪的安装矩阵，得到多波束激光测距仪的三波束激光的理论指向角：θ1、θ2和θ3，即OA、OB、OC与Z轴的理论夹角分别为θ1、θ2和θ3；其中，点A、点B和点C分别表示多波束激光测距仪的三波束激光的光斑在海面的质心位置；E表示星下点位置，EA、EB、EC与X轴的理论夹角分别为α1、α2和α3；多波束激光测距仪的三波束激光之间的夹角∠AOC、∠BOC和∠AOB分别为β1、β3和β2；根据步骤3～5获取的信息，构建在轨阶段、正常飞行姿态下的激光指向误差解算方程，包括：根据步骤3～5获取的信息，确定在轨阶段、正常飞行姿态下各点坐标分别为： 其中，θ1+Δθ1、θ2+Δθ2和θ3+Δθ3分别表示OA、OB、OC与笛卡尔坐标系Z轴的实际夹角，Δθ1、Δθ2和Δθ3分别表示由于火箭发射振动和星地环境差异导致的θ1、θ2和θ3的偏差；α1+Δα1、α2+Δα2和α3+Δα3分别表示EA、EB、EC与笛卡尔坐标系X轴的实际夹角，Δα1、Δα2和Δα3分别表示由于火箭发射振动和星地环境差异导致的α1、α2和α3的偏差；h表示在轨阶段、正常飞行姿态下卫星到星下点的高度；在轨阶段、正常飞行姿态下，多波束激光测距仪的三波束激光之间的夹角β1、β3和β2为： L1、L2和L3分别表示在轨阶段、正常飞行姿态下多波束激光测距仪的三波束激光的实际测距值： 由于Δθ1、Δθ2、Δθ3、Δα1、Δα2、Δα3均为小量，则简化得到： 控制卫星进行姿态机动，并构建姿态机动后的激光指向误差解算方程，包括：子步骤71，控制卫星按照侧摆角γ进行姿态机动，获取按照侧摆角γ进行姿态机动后的卫星姿态信息和卫星轨道信息；子步骤72，根据按照侧摆角γ进行姿态机动后的卫星姿态信息和卫星轨道信息，获取按照侧摆角γ进行姿态机动后卫星到星下点的高度；子步骤73，在步骤1选取的定标区域内，多波束激光测距仪开机工作，获取按照侧摆角γ进行姿态机动后卫星到定标区域的实测距离；子步骤74，根据子步骤71～73获取的按照侧摆角γ进行姿态机动后的信息，构建按照侧摆角γ进行姿态机动后的激光指向误差解算方程；子步骤75，控制卫星按照俯仰角ξ进行姿态机动，获取按照俯仰角ξ进行姿态机动后的卫星姿态信息和卫星轨道信息；子步骤76，根据按照俯仰角ξ进行姿态机动后的卫星姿态信息和卫星轨道信息，获取按照俯仰角ξ进行姿态机动后卫星到星下点的高度；子步骤77，在步骤1选取的定标区域内，多波束激光测距仪开机工作，获取按照俯仰角ξ进行姿态机动后卫星到定标区域的实测距离；子步骤78，根据子步骤75～77获取的按照俯仰角ξ进行姿态机动后的信息，构建按照俯仰角ξ进行姿态机动后的激光指向误差解算方程。

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