CN114002713A - 一种卫星轨道参数递推处理预报系统 - Google Patents

Abstract

本发明一种卫星轨道参数递推处理预报系统，其特征在于，该系统获取星历时刻t₀下的轨道平根数[a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,M₀]数据，以星历时刻t₀、以及t₀时刻的轨道平根数[a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,M₀]为输入，在处理模块中对卫星轨道根数进行归一化处理，并在计算步骤处理结束后将归一化参数还原，预测卫星在t₁时刻在J2000.0坐标系下的轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]，由此在t₁时刻在J2000.0坐标系下的轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]作为输出进行预报。本发明的卫星轨道参数递推处理预报系统的优势在于精度高，适用于长期递推，既能满足多种在轨任务的精度需求，又不会占用星上计算机过多资源。

Description

一种卫星轨道参数递推处理预报系统

技术领域

本发明涉及卫星轨道动力学领域，具体涉及卫星轨道参数递推处理预报系统。

背景技术

近年来，对于人造卫星在指定时刻位置的预测，已经成为越来越重要的问题。高精度的轨道预报作为航天技术中一项重要技术，在卫星轨道设计和轨道优化中起着至关重要的作用，同时可以为天线指向、跟踪定位等卫星在轨任务提供可靠的轨道信息参考。传统的卫星轨道参数递推需要以轨道平根数作为输入，归一化处理可以减少运算量，节约计算资源。

目前，现有的预报系统一般由高性能计算机实现，其采用应用于地面站的卫星轨道递推算法和高精度定轨算法，其中包括了高精度积分算法和高精度动力学模型，对计算资源需求较多。卫星在轨运行时，卫星定轨的一种常见手段是由GNSS接收机接收其轨道数据。这种预报系统的缺点是：GNSS实时定轨存在误差，且易由于卫星指向、电子干扰或环境遮挡等情况造成导航星可见数量小于4颗，这种情况会影响卫星轨道数据的连续性和准确性。另一种手段是由地面上注轨道根数进行外推。这种预报系统的缺点是：目前的应用的外推模型一般过于简单，导致轨道数据精度变差，且一般不适用于长期预报。

中国发明专利“一种卫星位置获取方法和系统”(专利号：CN104459732A)中，介绍了一种卫星位置获取方法和系统，其采用GLONASS卫星位置解算算法。该系统可以获取观测时刻卫星的位置和速度，但是采用是一种数值积分算法，并且依赖于GLONASS接收机。

中国发明专利“一种基于拉格朗日插值及卡尔曼滤波的轨道数据插值方法”(专利号：CN103268407A)中，介绍了一种基于拉格朗日插值及卡尔曼滤波的轨道数据插值算法。如果采用该算法构建系统，虽然可以实现卫星位置的高精度实时仿真，但是占用计算资源较大，会增加星上计算机的负担。

李丹，于洋等人在“基于轨道根数的低轨卫星轨道预测算法”(见《光学精密工程》，2016年，10期)论文中提出了一种利用椭圆曲线来预测卫星轨道的算法，但是在求解过程中需要计算系数的偏微分，不适合采用该算法构建系统。

中国发明专利“一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法”(专利号：CN103995800A)中，介绍了一种适用于圆轨道卫星的轨道递推的算法。但是该算法只考虑了J₂摄动，采用该算法构建系统不够精确。

发明内容

基于以上考虑，由于针对卫星在轨时进行轨道递推计算时，会出现计算资源不足的问题，本发明提供了一种卫星轨道参数递推处理预报系统，其在卫星轨道参数递推计算方法中采用归一化处理，通过该方式可以减少计算量，节约计算资源。

具体而言，本发明提供了一种卫星轨道参数递推处理预报系统，其特征在于，该系统获取星历时刻t₀下的轨道平根数[a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,M₀]数据，以星历时刻t₀、以及t₀时刻的轨道平根数[a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,M₀]为输入，在处理模块中对卫星轨道根数进行归一化处理，并在计算步骤处理结束后将归一化参数还原，预测卫星在t₁时刻在J2000.0坐标系下的轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]，由此在t₁时刻在J2000.0坐标系下的轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]作为输出进行预报。

进一步的是，所述处理模块包括：输入参数归一化处理模块；卫星轨道根数递推计算模块；和归一化变量还原模块。

进一步的是，在所述输入参数归一化处理模块中，输入为星历时刻t₀、目标时刻t₁和卫星轨道半场轴a₀；输出为归一化的递推时间dt_n和半场轴a，计算过程如下：

计算时间的归一化单位为

所述的，Ge为地心引力常数；

计算长度的归一化单位为

Re＝6378140m

对于递推时间dt进行归一化计算：

dt＝t₁-t₀

对于半长轴a₀进行归一化计算：

进一步的是，在所述卫星轨道位置递推计算模块中，输入为轨道根数和递推时间dt_n；输出为t₁时刻的轨道根数，本模块利用归一化的输入参数，进行卫星轨道位置递推计算，得到t₁时刻的卫星轨道根数。

进一步的是，在所述轨道递推过程中，忽略长周期项摄动，轨道递推主公式如下：

进一步的是，在所述归一化变量还原模块中，输入为归一化的卫星轨道长轴a_t；输出为常规单位的轨道半场轴a_s，其计算过程为：

a_s＝a_t×Re，a_s单位：m，得到t₁时刻卫星轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]。

本发明的卫星轨道参数递推处理预报系统的优势在于精度高，适用于长期递推，既能满足多种在轨任务的精度需求，又不会占用星上计算机过多资源。

附图说明

图1为卫星的星上轨道参数自主预报示意图。

图2为本发明的卫星轨道参数递推处理预报系统处理的流程图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明提出的卫星轨道参数递推处理预报系统作进一步详细说明。本发明的卫星轨道参数递推处理预报系统，方便递推算法根据当前轨道平根数递推卫星轨道信息，预测指定时刻卫星的位置。

卫星的位置预报可以为卫星在轨任务提供可靠的轨道信息参考，卫星的位置可以用轨道根数表示，也可以用坐标表示。图1为卫星的星上轨道参数自主预报示意图。如图1所示，本发明的具体方案是根据给定的初始星历时刻t₀和t₀时刻的轨道平根数[a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,M₀]，在给定目标时刻t₁的情况下，进行归一化处理，方便递推算法通过数学计算递推得到卫星在t₁时刻的轨道瞬根数。6个轨道根数的物理意义如下表所示。

表1 6个轨道根数的物理意义

a<sub>0</sub>	e<sub>0</sub>	i<sub>0</sub>	Ω<sub>0</sub>	ω<sub>0</sub>	M<sub>0</sub>
						轨道半长轴	轨道偏心率	轨道倾角	升交点赤径	近地点幅角	平近点角

本发明的卫星轨道参数递推处理预报系统采用了卫星轨道参数递推计算方法的归一化处理计算方法，具体而言，本发明的卫星轨道参数递推处理预报系统的特征在于，该系统获取星历时刻t₀下的轨道平根数[a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,M₀]数据，以星历时刻t₀、以及t₀时刻的轨道平根数[a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,M₀]为输入，在处理模块中对卫星轨道根数进行归一化处理，并在计算步骤处理结束后将归一化参数还原，预测卫星在t₁时刻在J2000.0坐标系下的轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]，由此在t₁时刻在J2000.0坐标系下的轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]作为输出进行预报。

图2为本发明的卫星轨道参数递推处理预报系统处理的流程图。如图2所示，本发明的卫星轨道参数递推处理预报系统的处理模块包括下述模块，其过程如下：

1.输入参数归一化处理模块

输入为星历时刻t₀、目标时刻t₁和卫星轨道半场轴a₀；输出为归一化的递推时间dt_n和半场轴a。

本发明在计算过程中，采用归一化单位，即对输入参数进行归一化处理，定义时间的归一化单位为

其中，Ge为地心引力常数；

长度的归一化单位为

Re＝6378140m

对于递推时间dt进行归一化处理：

dt＝t₁-t₀

对于半长轴a₀进行归一化处理：

2.卫星轨道根数递推计算模块

输入为星历时刻轨道根数和递推时间dt_n；输出为t₁时刻的轨道根数[a_t,i_s,Ω_s,ξ_s,η_s,λ_s]。

结合长期项和短周期项摄动项进行解析解构造，在轨道递推过程中，忽略长周期项摄动。轨道递推主公式如下：

3.归一化变量还原模块

输入为归一化的卫星轨道长轴a_t；输出为常规单位的轨道半场轴a_s。

将卫星轨道半长轴a_t还原为常规单位：a_s＝a_t×Re，a_s单位：m。

至此通过轨道递推算法得到t₁时刻卫星轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]。

实施例

以FY-3D星在J2000.0坐标系下在轨运行实测数据作为参考，进行仿真分析，在轨运行实测数据如下

表2北京时间2019年1月4日16时00分00秒FY-3D星实测轨道数据

表3北京时间2019年1月5日16时00分00秒FY-3D星实测轨道数据

将表1北京时间2019年1月4日16时00分00秒FY-3D星实测轨道平根数作为输入，定义时间的归一化单位为

其中，Ge为地心引力常数；

长度的归一化单位为

Re＝6378140m

对于递推时间dt进行归一化处理：

dt＝t₁-t₀

对于半长轴a₀进行归一化处理：

以卫星轨道参数递推算法进行计算，得到目标时刻的卫星轨道无奇点根数，结果如下：

a_t＝1.1286605075

i_s＝1.7211880095

Ω_s＝5.3535655956

ξ_s＝7.4319147203×10^-4

η_s＝-0.0016900939

λ_s＝92.0541105731

将卫星轨道半长轴a_t还原为常规单位：a_s＝a_t×Re＝7.1987513438×10⁶m，将弧度制参数转化为角度制，将3个无奇点变量还原，得到t₁时刻卫星轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]。轨道瞬根数24小时递推误差如下表所示

以上通过数学仿真结果证明了本发明的基本功能、预报精度和主要优势，表明了本发明具有实际的工程应用价值。以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种卫星轨道参数递推处理预报系统，其特征在于，该系统获取星历时刻t₀下的轨道平根数[a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,M₀]数据，以星历时刻t₀、以及t₀时刻的轨道平根数[a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,M₀]为输入，在处理模块中对卫星轨道根数进行归一化处理，并在计算步骤处理结束后将归一化参数还原，预测卫星在t₁时刻在J2000.0坐标系下的轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]，由此在t₁时刻在J2000.0坐标系下的轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]作为输出进行预报。

2.根据权利要求1所述的卫星轨道参数递推处理预报系统，其特征在于，所述处理模块包括：输入参数归一化处理模块；卫星轨道根数递推计算模块；和归一化变量还原模块。

3.根据权利要求2所述的卫星轨道参数递推计算方法的归一化处理计算系统，其特征在于，在所述输入参数归一化处理模块中，输入为星历时刻t₀、目标时刻t₁和卫星轨道半场轴a₀；输出为归一化的递推时间dt_n和半场轴a，计算过程如下：

计算时间的归一化单位为

所述的，Ge为地心引力常数；

计算长度的归一化单位为

Re＝6378140m

对于递推时间dt进行归一化计算：

dt＝t₁-t₀

对于半长轴a₀进行归一化计算：

4.根据权利要求3所述的卫星轨道参数递推计算方法的归一化处理计算系统，其特征在于，在所述卫星轨道位置递推计算模块中，输入为轨道根数和递推时间dt_n；输出为t₁时刻的轨道根数，本模块利用归一化的输入参数，进行卫星轨道位置递推计算，得到t₁时刻的卫星轨道根数。

5.根据权利要求4所述的卫星轨道参数递推计算方法的归一化处理计算系统，其特征在于，在所述轨道递推过程中，忽略长周期项摄动，轨道递推主公式如下：

6.根据权利要求4所述的卫星轨道参数递推计算方法的归一化处理计算系统，其特征在于，在所述归一化变量还原模块中，输入为归一化的卫星轨道长轴a_t；输出为常规单位的轨道半场轴a_s，其计算过程为：

a_s＝a_t×Re，a_s单位：m，得到t₁时刻卫星轨道瞬根数[a_s,e_s,i_s,Ω_s,ω_s,M_s]。

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