CN110427727A - 一种基于单组tle的空间目标轨道寿命快速分析方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，具体包括以下步骤：S1、基于单组TLE计算空间目标的轨道周期一阶衰减量ΔT，S2、计算大气密度参考高度H，S3、计算轨道寿命L，本发明涉及航天测量与控制技术领域。该基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，大大提高了轨道寿命计算精度，满足了实际应用需求，有效的解决了轨道寿命计算时使用SGP4模型计算误差过大、单组TLE求解弹道系数难度大、数值积分方法效率低问题，轨道寿命计算精度基本小于20％，且由于使用分析方法直接计算，计算效率与数值积分方法相比优势明显，完全满足大批量空间目标轨道寿命计算的实际应用需求。
Description
技术领域
本发明涉及航天测量与控制技术领域，具体为一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法。
背景技术
空间目标轨道寿命分析是进行空间碎片减缓研究、太空态势推演、航天发射活动规划等的重要内容，例如，《IADC空间碎片减缓指南》要求低轨卫星在其任务结束后，在轨时间不能超过25年，即低轨卫星的轨道寿命应小于25年，目前，只有极少数从事太空活动的国家或组织具备空间目标持续探测的能力，大部分只能依靠美国战略司令部于space-track网站发布的双行根数(Two Line Element，TLE)进行空间目标的轨道寿命分析，传统的空间目标轨道寿命计算方法一般基于多组TLE使用数值积分方法进行轨道外推，直到轨道高度低于一定值，但是存在一些只能使用单组TLE进行轨道寿命分析的情况，例如，基于多组TLE的轨道寿命分析方法计算效率较低，难以适用于大批量空间目标的轨道寿命分析；反卫星作战中或卫星碰撞事件发生后需要尽快进行衍生碎片的轨道演化分析，而多组TLE往往需要等待较长时间。
基于单组TLE进行轨道寿命分析，最直接的办法就是使用SGP4模型进行轨道外推，直到轨道高度低于一定值(一般取近地点高度低于80公里)，但是进行中长期预报时误差容易发散，难以满足实际应用需求，选取NORAD编号为28471、37820、38853、38253的空间目标作为算例，使用SGP4模型直接进行轨道寿命计算的误差如表1所示。
表1使用SGP4模型进行轨道寿命计算的误差
其中：
可见，使用SGP4模型直接外推计算轨道寿命，误差基本在80％以上，有时甚至可能超过150％，精度太差难以满足实际应用的需求。
发明内容
(一)解决的技术问题
针对现有技术的不足，本发明提供了一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，解决了现有的目标轨道寿命快速分析方法，轨道寿命计算时使用SGP4模型计算误差过大、单组TLE求解弹道系数难度大、数值积分方法效率低，在进行中长期预报时误差容易发散，难以满足实际应用需求的问题。
(二)技术方案
为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，具体包括以下步骤：
S1、基于单组TLE计算空间目标的轨道周期一阶衰减量ΔT，具体包括以下步骤：
a1、解析TLE中的Bstar值，若Bstar不为正，则认为TLE根数错误，计算终止，记TLE第一行54-59列为IB，60-61为IEXP，则：Bstar＝IB×10IEXP-5；
a2、计算TLE历元时刻t0的轨道周期T，记TLE第二行53-63列为REV，则：
a3、以TLE为输入，使用SGP4模型计算t0-1d时刻的轨道周期T'，去除短周期项后，得到t0-1d时刻的平均轨道根数则：
a4、轨道周期一阶衰减量：ΔT＝T-T'；
S2、计算大气密度参考高度H，具体包括以下步骤：
b1、计算TLE历元时刻空间目标的近地点高度Hp，记TLE第二行26～33列为EE，则：
b2、计算TLE历元时刻的太阳活动水平F：
b3、根据近地点高度Hp和太阳活动水平F，通过查阅表图，即可得到对应的大气密度参考高度H；
S3、计算轨道寿命L，具体包括以下步骤：
c1当e＝0，则
c2、当0<e<0.02，则
c3、当e≥0.02，则
优选的，所述步骤a3中GM为地球引力常数，且取值为398600.4405km3/s2。
优选的，所述步骤b2中d为TLE历元时刻的约简儒略日，β＝0.001696，
优选的，所述步骤c3中
优选的，所述步骤a3中SGP4模型的输出为t0-1d时刻的位置及速度，转换为对应的瞬时轨道根数。
优选的，所述步骤b3查阅的表格为大气密度参考高度便查表。
(三)有益效果
本发明提供了一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法。与现有技术相比具备以下有益效果：该基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，具体包括以下步骤：S1、基于单组TLE计算空间目标的轨道周期一阶衰减量ΔT，S2、计算大气密度参考高度H，S3、计算轨道寿命L，大大提高了轨道寿命计算精度，满足了实际应用需求，有效的解决了轨道寿命计算时使用SGP4模型计算误差过大、单组TLE求解弹道系数难度大、数值积分方法效率低问题，轨道寿命计算精度基本小于20％，且由于使用分析方法直接计算，计算效率与数值积分方法相比优势明显，完全满足大批量空间目标轨道寿命计算的实际应用需求。
附图说明
图1为本发明大气密度参考高度便查表图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1，本发明实施例提供一种技术方案：一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，以NORAD编号为28471、37820、38853、38253的空间目标作为算例，TLE数据与背景技术中表1所用数据一致，如表2所示。
表2 4个算例目标的TLE
具体包括以下步骤：
S1、基于单组TLE计算空间目标的轨道周期一阶衰减量ΔT，具体包括以下步骤：
a1、解析TLE中的Bstar值，四个算例目标的Bstar结果均大于0，继续下一步计算；
a2、计算TLE历元时刻t0的轨道周期T，结果如表3所示；
表3四个算例目标的轨道周期T
| 目标 | 28471 | 37820 | 38853 | 38253 |
| 周期(秒) | 5517.430 | 5412.820 | 5442.172 | 5695.255 |
a3、以TLE为输入，使用SGP4模型计算t0-1d时刻的平半长轴，并按公式计算轨道周期T'，结果如表4所示；
表4四个算例目标t0-1d时刻的轨道周期T'
| 目标 | 28471 | 37820 | 38853 | 38253 |
| 平半长轴(米) | 6748405.74 | 6662747.40 | 6687144.27 | 6862157.64 |
| T'(秒) | 5517.127 | 5412.417 | 5444.053 | 5657.209 |
a4、轨道周期一阶衰减量：ΔT＝T-T'，结果如表5所示；
表5四个算例目标的轨道周期一阶衰减量
| 目标 | 28471 | 37820 | 38853 | 38253 |
| ΔT(秒/天) | -0.302 | -0.403 | -1.881 | -38.046 |
S2、计算大气密度参考高度H，具体包括以下步骤：
b1、计算TLE历元时刻空间目标的近地点高度Hp，记TLE第二行26～33列为EE，则：结果如表6所示；
表6四个算例目标的近地点高度
| 目标 | 28471 | 37820 | 38853 | 38253 |
| H<sub>p</sub>(千米) | 337.0 | 270.7 | 300.4 | 132.0 |
b2、计算TLE历元时刻的太阳活动水平F：d为TLE历元时刻的约简儒略日，β＝0.001696，结果如表7所示；
表7四个算例目标TLE历元时刻的太阳活动水平
| 目标 | 28471 | 37820 | 38853 | 38253 |
| F | 196.6 | 85.1 | 145.8 | 77.9 |
b3、根据近地点高度Hp和太阳活动水平F，通过查阅表图1，即可得到对应的大气密度参考高度H，查阅的表格为大气密度参考高度便查表，结果如表8所示；
表8四个算例目标的大气密度参考高度
| 目标 | 28471 | 37820 | 38853 | 38253 |
| H(千米) | 49.82 | 34.62 | 42.33 | 12.68 |
S3、计算轨道寿命L，具体包括以下步骤：
c1当e＝0，则
c2、当0<e<0.02，则
c3、当e≥0.02，则
轨道寿命及误差结果如表9所示。
表9四个算例目标的轨道寿命结果及误差
对比本发明提出方法的计算误差与SGP4模型的计算误差，可以看出轨道寿命计算精度大大提高，基本小于20％，且由于使用分析方法直接计算，计算效率与数值积分方法相比优势明显，完全满足大批量空间目标轨道寿命计算的实际应用需求。
综上所述
本发明具体包括以下步骤：S1、基于单组TLE计算空间目标的轨道周期一阶衰减量ΔT，S2、计算大气密度参考高度H，S3、计算轨道寿命L，大大提高了轨道寿命计算精度，满足了实际应用需求，有效的解决了轨道寿命计算时使用SGP4模型计算误差过大、单组TLE求解弹道系数难度大、数值积分方法效率低问题，轨道寿命计算精度基本小于20％，且由于使用分析方法直接计算，计算效率与数值积分方法相比优势明显，完全满足大批量空间目标轨道寿命计算的实际应用需求。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (6)
1.一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，其特征在于：具体包括以下步骤：
S1、基于单组TLE计算空间目标的轨道周期一阶衰减量ΔT，具体包括以下步骤：
a1、解析TLE中的Bstar值，若Bstar不为正，则认为TLE根数错误，计算终止，记TLE第一行54-59列为IB，60-61为IEXP，则：Bstar＝IB×10IEXP-5；
a2、计算TLE历元时刻t0的轨道周期T，记TLE第二行53-63列为REV，则：
a3、以TLE为输入，使用SGP4模型计算t0-1d时刻的轨道周期T'，去除短周期项后，得到t0-1d时刻的平均轨道根数则：
a4、轨道周期一阶衰减量：ΔT＝T-T'；
S2、计算大气密度参考高度H，具体包括以下步骤：
b1、计算TLE历元时刻空间目标的近地点高度Hp，记TLE第二行26～33列为EE，则：
b2、计算TLE历元时刻的太阳活动水平F：
b3、根据近地点高度Hp和太阳活动水平F，通过查阅表图，即可得到对应的大气密度参考高度H；
S3、计算轨道寿命L，具体包括以下步骤：
c1当e＝0，则
c2、当0<e<0.02，则
c3、当e≥0.02，则
2.根据权利要求1所述的一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，其特征在于：所述步骤a3中GM为地球引力常数，且取值为398600.4405km3/s2。
3.根据权利要求1所述的一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，其特征在于：所述步骤b2中d为TLE历元时刻的约简儒略日，β＝0.001696，
4.根据权利要求1所述的一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，其特征在于：所述步骤c3中
5.根据权利要求1所述的一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，其特征在于：所述步骤a3中SGP4模型的输出为t0-1d时刻的位置及速度，转换为对应的瞬时轨道根数。
6.根据权利要求1所述的一种基于单组TLE的空间目标轨道寿命快速分析方法，其特征在于：所述步骤b3查阅的表格为大气密度参考高度便查表。
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| CN114114359A (zh) * | 2022-01-27 | 2022-03-01 | 中国人民解放军32035部队 | 单星与地基设备联合的再入预报方法、装置和电子设备 |
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