CN115098828B - 近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置 - Google Patents

近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置 Download PDF

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Abstract

本说明书实施例涉及卫星轨道计算技术领域，特别涉及一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置。其中，该方法包括：获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；所述第一轨道参数是由所述地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到的；将所述第一轨道参数分别与所述卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断；响应于满足偏差判断条件，对所述第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数；基于所述目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数；基于所述目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项；基于所述平根数和所述短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数；基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确。

Description

近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置
技术领域
本说明书实施例涉及卫星轨道计算技术领域，特别涉及一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置。
背景技术
星上轨道计算是低轨道卫星星上应用软件中必备的功能，主要目的是为卫星姿态确定和自主导航提供服务和支持。近圆中低轨卫星在正常运行过程中，卫星轨道会受到其它摄动源的影响，因此有必要对卫星轨道进行较为精确的计算。
卫星轨道计算是依据轨道动力学方程和摄动力模型对卫星轨道进行预测或预报。通常而言，卫星轨道计算方法主要有两种：解析法和数值积分法。其中，解析法是采用平根数法对卫星轨道动力学方程进行求解，来获得以轨道根数为状态量的解析解，这种方法由于构造小参数幂级数解繁琐，因此难以给出高精度高阶次解析解；而数值积分法由于能充分考虑摄动力模型，轨道预报精度高，因此这种方法的计算量大，这会大大占用卫星计算机的硬件资源。
因此，目前亟待需要提出一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置来解决上述技术问题。
发明内容
为了既能够满足卫星计算机的硬件资源的限制，也能够满足卫星轨道计算精度的需求，本说明书实施例提供了一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置。
第一方面，本说明书实施例提供了一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法，应用于卫星计算机，所述方法包括：
获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；其中，所述第一轨道参数是由所述地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到的，所述第一轨道参数包括由地球引力J2~J4项和大气阻力摄动引起的轨道参数；
将所述第一轨道参数分别与所述卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断；
响应于满足偏差判断条件，对所述第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数；
基于所述目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数；
基于所述目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项；其中，所述短周期项中不包括偏心率二次及二次以上的项；
基于所述平根数和所述短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数；
基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确。
第二方面，本说明书实施例还提供了一种近圆中低轨卫星轨道的计算装置，应用于卫星计算机，所述装置包括：
获取模块，用于获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；其中，所述第一轨道参数是由所述地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到的，所述第一轨道参数包括由地球引力J2~J4项和大气阻力摄动引起的轨道参数；
第一判断模块，用于将所述第一轨道参数分别与所述卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断；
野值剔除模块，用于响应于满足偏差判断条件，对所述第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数；
第一计算模块，用于基于所述目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数；
第二计算模块，用于基于所述目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项；其中，所述短周期项中不包括偏心率二次及二次以上的项；
第三计算模块，用于基于所述平根数和所述短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数；
第二判断模块，用于基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确。
本说明书实施例提供了一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置，近圆中低轨卫星轨道计算所使用的轨道动力学方程主要考虑了地球引力J2~J4带谐项非球形引力摄动、大气阻力摄动等对中低轨卫星轨道影响较大的摄动源；通过对第一轨道参数进行偏差判断和对第一轨道参数进行野值剔除处理，能够有效保证卫星轨道计算的正确性；星上轨道计算是在轨道动力学方程平根数解析解的基础上，结合卫星轨道是近圆轨道的特点，略去短周期项中偏心率二次及二次以上的项后简化得到；以上技术方案可以满足对卫星计算机的硬件资源的限制，同时通过考虑主要摄动影响提高了轨道计算的精度。此外，通过由地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到第一轨道参数，并将第一轨道参数进行上注，保证了一段时间内卫星轨道计算的精度。因此，上述技术方案既能够满足卫星计算机的硬件资源的限制，也能够满足卫星轨道计算精度的需求。
附图说明
为了更清楚地说明本说明书实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本说明书的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本说明书一实施例提供的一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法流程图；
图2是本说明书一实施例提供的一种电子设备的硬件架构图；
图3是本说明书一实施例提供的一种近圆中低轨卫星轨道的计算装置结构图。
具体实施方式
为使本说明书实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本说明书实施例中的附图，对本说明书实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本说明书一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本说明书中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本说明书保护的范围。
请参考图1，本说明书实施例提供了一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法，该方法包括：
步骤100：获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；其中，第一轨道参数是由地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到的，第一轨道参数包括由地球引力J2~J4项和大气阻力摄动引起的轨道参数；
步骤102：将第一轨道参数分别与卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断；
步骤104：响应于满足偏差判断条件，对第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数；
步骤106：基于目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数；
步骤108：基于目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项；其中，短周期项中不包括偏心率二次及二次以上的项；
步骤110：基于平根数和短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数；
步骤112：基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确。
本说明书实施例中，近圆中低轨卫星轨道计算所使用的轨道动力学方程主要考虑了地球引力J2~J4带谐项非球形引力摄动、大气阻力摄动等对中低轨卫星轨道影响较大的摄动源；通过对第一轨道参数进行偏差判断和对第一轨道参数进行野值剔除处理，能够有效保证卫星轨道计算的正确性；星上轨道计算是在轨道动力学方程平根数解析解的基础上，结合卫星轨道是近圆轨道的特点，略去短周期项中的偏心率二次及二次以上的项后简化得到；以上技术方案可以满足对卫星计算机的硬件资源的限制，同时通过考虑主要摄动影响提高了轨道计算的精度。此外，通过由地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到第一轨道参数，并将第一轨道参数进行上注，保证了一段时间内卫星轨道计算的精度。因此，上述技术方案既能够满足卫星计算机的硬件资源的限制，也能够满足卫星轨道计算精度的需求。
下面描述图1所示的各个步骤的执行方式。
针对步骤100：
在本说明书一个实施例中，步骤100具体可以包括：
响应于到达预设获取时间间隔或检测到产生卫星轨道机动，获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；其中，相邻两次获取时间间隔不超过1天。
在本实施例中，由于卫星在绕地球转动过程中，会随着时间的推移或受到轨道机动而逐渐偏离预定的轨道，因此通过对时间间隔的限定和对卫星轨道机动的检测，来确定需要注入第一轨道参数的时机，从而有效保证卫星轨道计算的准确性。
在本说明书一个实施例中，第一轨道参数包括
Figure 579960DEST_PATH_IMAGE001
Figure 908173DEST_PATH_IMAGE002
Figure 48167DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 752818DEST_PATH_IMAGE004
，其中：
Figure 294658DEST_PATH_IMAGE005
为注入的轨道参数的参考时刻；
Figure 793772DEST_PATH_IMAGE006
为
Figure 155484DEST_PATH_IMAGE005
时刻轨道平半长轴减去地球半径 之后的值；
Figure 398246DEST_PATH_IMAGE007
为平半长轴的一阶长期项系数，由大气阻力和地球引力引起；
Figure 296057DEST_PATH_IMAGE008
为
Figure 966073DEST_PATH_IMAGE005
时刻 平轨道倾角；
Figure 80659DEST_PATH_IMAGE009
为
Figure 861534DEST_PATH_IMAGE005
时刻卫星的平升交点赤经；Ω1为卫星的平升交点赤经的一阶长期 项系数，由地球引力J2、J4项摄动引起；
Figure 377966DEST_PATH_IMAGE010
为
Figure 218883DEST_PATH_IMAGE011
的一阶长期项系数，由大气阻力引起；
Figure 820765DEST_PATH_IMAGE012
为
Figure 405330DEST_PATH_IMAGE013
的一阶长期项系数，由大气阻力和地球引力引起；
Figure 277734DEST_PATH_IMAGE014
为平近地点幅角的一阶 长期项系数，由地球引力J2项摄动引起；
Figure 289552DEST_PATH_IMAGE015
，
Figure 113152DEST_PATH_IMAGE016
为
Figure 501408DEST_PATH_IMAGE011
的二阶摄动系数；A为
Figure 461273DEST_PATH_IMAGE011
和
Figure 643993DEST_PATH_IMAGE013
的长周期变化幅值；
Figure 220468DEST_PATH_IMAGE017
为
Figure 146836DEST_PATH_IMAGE011
和
Figure 728252DEST_PATH_IMAGE013
的长周期变化相位；
Figure 347452DEST_PATH_IMAGE018
为
Figure 880065DEST_PATH_IMAGE005
时刻
Figure 875702DEST_PATH_IMAGE019
的初值；
Figure 544581DEST_PATH_IMAGE020
为
Figure 334683DEST_PATH_IMAGE019
的长期项系数；
Figure 620170DEST_PATH_IMAGE021
为
Figure 888341DEST_PATH_IMAGE019
的二阶长期系数；
Figure 677305DEST_PATH_IMAGE022
为格林尼治真恒星时角；
Figure 139773DEST_PATH_IMAGE023
为
Figure 646977DEST_PATH_IMAGE005
时刻太阳的平近点角；
Figure 718839DEST_PATH_IMAGE024
为
Figure 893468DEST_PATH_IMAGE005
时刻太阳的近地点角；
Figure 759793DEST_PATH_IMAGE004
为
Figure 754294DEST_PATH_IMAGE005
时刻太阳的升 交点赤经。
需要说明的是，近圆中低轨卫星在正常运行过程中，卫星轨道所受的摄动源包括地球非球形引力摄动、大气阻力摄动、太阳光压摄动和日月引力摄动，其中地球非球形引力摄动和大气阻力摄动为主要因素。为了既能够满足卫星计算机的硬件资源的限制，也能够满足卫星轨道计算精度的需求，发明人主要考虑了第一轨道参数是包括由地球引力J2~J4项和大气阻力摄动引起的轨道参数，即除这两项之外的摄动在本说明书实施例中不进行考虑。
可以理解的是，第一轨道参数和第二轨道参数的参数项均相同，区别是二者的各参数项的数值可能存在不同，而卫星计算机正在使用的第二轨道参数即为上一次由地面终端设备注入的第一轨道参数。
具体而言，第一轨道参数请参见表1所示。
表 1 第一轨道参数表
Figure 364267DEST_PATH_IMAGE025
Figure 393403DEST_PATH_IMAGE026
Figure 430629DEST_PATH_IMAGE027
针对步骤102：
在本说明书一个实施例中，步骤102具体可以包括：
Figure 679470DEST_PATH_IMAGE028
其中，
Figure 93133DEST_PATH_IMAGE029
为卫星计算机正在使用的第二轨道参数，mod表示取模运 算；
若如下四个不等式都成立，则满足偏差判断条件：
Figure 711197DEST_PATH_IMAGE030
其中，
Figure 184903DEST_PATH_IMAGE031
为卫星计算机预设的标称轨道参数，
Figure 153996DEST_PATH_IMAGE032
为预设的卫星 高度的偏差阈值，
Figure 105772DEST_PATH_IMAGE033
为预设的轨道倾角的偏差阈值，
Figure 109500DEST_PATH_IMAGE034
分别 为预设的第一误差修正系数、第二误差修正系数、第三误差修正系数和第四误差修正系数。
在本实施例中，由于获取的是由地面终端设备注入的第一轨道参数，为了保证所注入的第一轨道参数的正确性，发明人考虑对第一轨道参数进行偏差判断，即将第一轨道参数分别与卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断，如此可以保证所注入的第一轨道参数的正确性。
需要注意的是，卫星高度的偏差阈值和轨道倾角的偏差阈值是根据卫星的型号来确定的。通常而言，在无轨道机动时，卫星高度的偏差阈值可以取值为50km，轨道倾角的偏差阈值可以取值为0.03rad。而第一误差修正系数、第二误差修正系数、第三误差修正系数和第四误差修正系数的初始值可以设置为1.0，这些误差修正系数可以由地面终端设备进行修改。
需要说明的是，如果不满足偏差判断条件，则返回步骤100，即进行第一轨道参数的重新获取。
针对步骤104：
在本说明书一个实施例中，步骤104具体可以包括：
Figure 222949DEST_PATH_IMAGE035
其中，
Figure 679339DEST_PATH_IMAGE036
为预设的卫星升交点赤经的偏差阈值，
Figure 936270DEST_PATH_IMAGE037
分别 为预设的第五误差修正系数、第六误差修正系数、第七误差修正系数和第八误差修正系数。
在本实施例中，为了能够有效保证卫星轨道计算的正确性，还需要对满足偏差判 断条件的第一轨道参数进行野值剔除处理，而基于近圆中低轨卫星轨道的计算这一场景， 发明人发现需要对
Figure 794504DEST_PATH_IMAGE038
等第一轨道参数进行具体的野 值剔除处理，从而可以有效保证卫星轨道计算的正确性。
需要说明的是，卫星升交点赤经的偏差阈值是根据卫星的型号来确定的。通常而言，在无轨道机动时，卫星升交点赤经的偏差阈值可以取值为5×10-8rad。而第五误差修正系数、第六误差修正系数、第七误差修正系数和第八误差修正系数的初始值可以设置为1.0，这些误差修正系数可以由地面终端设备进行修改。
针对步骤106：
在本说明书一个实施例中，步骤106具体可以包括：
Figure 610014DEST_PATH_IMAGE039
在本实施例中，通过上述公式，可以计算得到近圆中低轨卫星轨道准确的平根数，从而有利于后续计算得到精确的近圆中低轨卫星轨道（或瞬时根数）。
针对步骤108：
在本说明书一个实施例中，步骤108具体可以包括：
通过如下公式计算卫星轨道的短周期项
Figure 553699DEST_PATH_IMAGE040
：
Figure 847277DEST_PATH_IMAGE041
Figure 560018DEST_PATH_IMAGE042
Figure 546429DEST_PATH_IMAGE043
上式中
Figure 977410DEST_PATH_IMAGE044
满足等式
Figure 576144DEST_PATH_IMAGE045
，令
Figure 143391DEST_PATH_IMAGE044
初值等于
Figure 35124DEST_PATH_IMAGE019
，迭 代六次的计算结果作为
Figure 953401DEST_PATH_IMAGE044
的取值。
在本实施例中，由上述公式可以看出，短周期项中不包括偏心率二次及二次以上的项，即星上轨道计算是在轨道动力学方程平根数解析解的基础上，结合卫星轨道是近圆轨道的特点，略去短周期项中的偏心率二次及二次以上的项后简化得到，这在能够有效保证卫星轨道计算精度的需求的前提下，有利于满足对卫星计算机的硬件资源的限制。
针对步骤110：
在本说明书一个实施例中，步骤110具体可以包括：
通过如下公式计算卫星轨道的瞬时根数
Figure 588782DEST_PATH_IMAGE046
：
Figure 276115DEST_PATH_IMAGE047
Figure 338749DEST_PATH_IMAGE048
其中，
Figure 478744DEST_PATH_IMAGE049
满足等式
Figure 183394DEST_PATH_IMAGE050
，令
Figure 238418DEST_PATH_IMAGE049
初值等于
Figure 737532DEST_PATH_IMAGE051
，迭 代六次的计算结果作为
Figure 364823DEST_PATH_IMAGE049
的取值；
Figure 342006DEST_PATH_IMAGE052
。
在本实施例中，通过上述公式，可以计算得到精确的近圆中低轨卫星轨道（或瞬时根数），即满足了卫星轨道计算精度的需求。
针对步骤112：
在本说明书一个实施例中，步骤112具体可以包括：
通过如下公式计算地心距r和轨道角速率
Figure 738352DEST_PATH_IMAGE053
：
Figure 408368DEST_PATH_IMAGE054
其中，地球引力常数
Figure 522955DEST_PATH_IMAGE055
；
判断是否满足
Figure 303829DEST_PATH_IMAGE056
；其中，
Figure 321726DEST_PATH_IMAGE057
为标称轨道 角速率，
Figure 162643DEST_PATH_IMAGE058
为预设的误差门限；
若满足，则表明卫星轨道的瞬时根数计算正确；
若不满足，则表明卫星轨道的瞬时根数计算不正确，并令
Figure 764525DEST_PATH_IMAGE059
和
Figure 349090DEST_PATH_IMAGE060
；其中，
Figure 720029DEST_PATH_IMAGE061
为标称地心距。
在本实施例中，通过基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确，从而可以保证了近圆中低轨卫星轨道计算的准确性。其中，在卫星轨道的瞬时根数计算不正确时，为了降低卫星轨道的计算偏差程度，可以令预设的标称地心距和标称轨道角速率与计算得到的地心距和轨道角速率进行替换。
需要说明的是，误差门限是根据偏心率来确定的。通常而言，偏心率小于0.01时，误差门限可以取值为0.0001（对应轨道半长轴变化量约为400km），偏心率在0.1左右时，误差门限可以取值为0.0004。
具体而言，平根数和瞬时根数请参见表2所示。
表 2 平根数和瞬时根数的参数表
Figure 466268DEST_PATH_IMAGE062
下面结合具体实施例来对上述方案进行说明。
（1）根据地面精密定轨数据计算的第一轨道参数如表3所示。
表 3 地面注入轨道参数值
Figure 289867DEST_PATH_IMAGE063
（2）步骤102的偏差判断计算、步骤104的野值剔除处理和步骤112的轨道计算正确性验证中所涉及配置参数的取值如表4所示。
表 4 配置参数取值
Figure 678123DEST_PATH_IMAGE064
Figure 903568DEST_PATH_IMAGE065
（3）以表3中地面注入轨道参数值为输入，配置参数按照表4取值，按照本说明实施例步骤102至112完成卫星轨道的计算，选取星上时间t等于0s，60s，120s，180s，240s和300s，记录的卫星轨道的瞬时根数的输出结果（如表5所示）。
表 5 瞬时根数的输出结果
Figure 587753DEST_PATH_IMAGE066
Figure 164228DEST_PATH_IMAGE067
如图2、图3所示，本说明书实施例提供了一种近圆中低轨卫星轨道的计算装置。装置实施例可以通过软件实现，也可以通过硬件或者软硬件结合的方式实现。从硬件层面而言，如图2所示，为本说明书实施例提供的一种近圆中低轨卫星轨道的计算装置所在电子设备的一种硬件架构图，除了图2所示的处理器、内存、网络接口、以及非易失性存储器之外，实施例中装置所在的电子设备通常还可以包括其他硬件，如负责处理报文的转发芯片等等。以软件实现为例，如图3所示，作为一个逻辑意义上的装置，是通过其所在电子设备的CPU将非易失性存储器中对应的计算机程序读取到内存中运行形成的。
如图3所示，本实施例提供的一种近圆中低轨卫星轨道的计算装置，包括：
获取模块300，用于获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；其中，第一轨道参数是由地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到的，第一轨道参数包括由地球引力J2~J4项和大气阻力摄动引起的轨道参数；
第一判断模块302，用于将第一轨道参数分别与卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断；
野值剔除模块304，用于响应于满足偏差判断条件，对第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数；
第一计算模块306，用于基于目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数；
第二计算模块308，用于基于目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项；其中，短周期项中不包括偏心率二次及二次以上的项；
第三计算模块310，用于基于平根数和短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数；
第二判断模块312，用于基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确。
在本说明书实施例中，获取模块300可用于执行上述方法实施例中的步骤100，第一判断模块302可用于执行上述方法实施例中的步骤102，野值剔除模块304可用于执行上述方法实施例中的步骤104，第一计算模块306可用于执行上述方法实施例中的步骤106，第二计算模块308可用于执行上述方法实施例中的步骤108，第三计算模块310可用于执行上述方法实施例中的步骤110，第二判断模块312可用于执行上述方法实施例中的步骤112。
在本说明书的一个实施例中，获取模块300，用于执行如下操作：
响应于到达预设获取时间间隔或检测到产生卫星轨道机动，获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；其中，相邻两次获取时间间隔不超过1天。
在本说明书的一个实施例中，第一轨道参数包括
Figure 90595DEST_PATH_IMAGE001
Figure 170547DEST_PATH_IMAGE038
和
Figure 524168DEST_PATH_IMAGE004
，其中：
Figure 322360DEST_PATH_IMAGE005
为注入的轨道参数的参考时刻；
Figure 786839DEST_PATH_IMAGE006
为
Figure 986876DEST_PATH_IMAGE005
时刻轨道平半长轴减去地球半径 之后的值；
Figure 278443DEST_PATH_IMAGE007
为平半长轴的一阶长期项系数，由大气阻力和地球引力引起；
Figure 298351DEST_PATH_IMAGE008
为
Figure 566521DEST_PATH_IMAGE005
时刻 平轨道倾角；
Figure 886644DEST_PATH_IMAGE009
为
Figure 316489DEST_PATH_IMAGE005
时刻卫星的平升交点赤经；Ω1为卫星的平升交点赤经的一阶长期 项系数，由地球引力J2、J4项摄动引起；
Figure 89273DEST_PATH_IMAGE010
为
Figure 161134DEST_PATH_IMAGE011
的一阶长期项系数，由大气阻力引起；
Figure 70184DEST_PATH_IMAGE012
为
Figure 202088DEST_PATH_IMAGE013
的一阶长期项系数，由大气阻力和地球引力引起；
Figure 698054DEST_PATH_IMAGE068
为平近地点幅角的一阶长 期项系数，由地球引力J2项摄动引起；
Figure 308027DEST_PATH_IMAGE069
，
Figure 337162DEST_PATH_IMAGE016
为
Figure 374389DEST_PATH_IMAGE011
的二阶摄动系数；A为
Figure 856185DEST_PATH_IMAGE011
和
Figure 269849DEST_PATH_IMAGE013
的长周期变化幅值；
Figure 153492DEST_PATH_IMAGE017
为
Figure 361619DEST_PATH_IMAGE011
和
Figure 330712DEST_PATH_IMAGE013
的长周期变化相位；
Figure 49532DEST_PATH_IMAGE070
为
Figure 522101DEST_PATH_IMAGE005
时刻
Figure 166709DEST_PATH_IMAGE019
的初值；
Figure 623098DEST_PATH_IMAGE020
为
Figure 378565DEST_PATH_IMAGE019
的长期项系数；
Figure 236799DEST_PATH_IMAGE021
为
Figure 786729DEST_PATH_IMAGE019
的二阶长期系数；
Figure 464835DEST_PATH_IMAGE022
为格林尼治真恒星时角；
Figure 23993DEST_PATH_IMAGE023
为
Figure 238199DEST_PATH_IMAGE005
时刻太阳的平近点角；
Figure 224609DEST_PATH_IMAGE024
为
Figure 655591DEST_PATH_IMAGE005
时刻太阳的近地点角；
Figure 487280DEST_PATH_IMAGE004
为
Figure 54528DEST_PATH_IMAGE005
时 刻太阳的升交点赤经。
在本说明书的一个实施例中，第一判断模块302，用于执行如下操作：
Figure 211840DEST_PATH_IMAGE028
其中，
Figure 864538DEST_PATH_IMAGE029
为卫星计算机正在使用的第二轨道参数，mod表示取模运 算；
若如下四个不等式都成立，则满足偏差判断条件：
Figure 765498DEST_PATH_IMAGE030
其中，
Figure 187252DEST_PATH_IMAGE031
为卫星计算机预设的标称轨道参数，
Figure 16930DEST_PATH_IMAGE032
为预设的卫星 高度的偏差阈值，
Figure 156924DEST_PATH_IMAGE033
为预设的轨道倾角的偏差阈值，
Figure 330417DEST_PATH_IMAGE034
分 别为预设的第一误差修正系数、第二误差修正系数、第三误差修正系数和第四误差修正系 数。
在本说明书的一个实施例中，野值剔除模块304，用于执行如下操作：
Figure 872256DEST_PATH_IMAGE035
其中，
Figure 371371DEST_PATH_IMAGE036
为预设的卫星升交点赤经的偏差阈值，
Figure 998661DEST_PATH_IMAGE037
分别 为预设的第五误差修正系数、第六误差修正系数、第七误差修正系数和第八误差修正系数。
在本说明书的一个实施例中，第一计算模块306，用于执行如下操作：
通过如下公式计算卫星轨道的平根数
Figure 241424DEST_PATH_IMAGE071
：
Figure 903349DEST_PATH_IMAGE072
在本说明书的一个实施例中，第二计算模块308，用于执行如下操作：
通过如下公式计算卫星轨道的短周期项
Figure 307786DEST_PATH_IMAGE040
：
Figure 646539DEST_PATH_IMAGE041
Figure 692993DEST_PATH_IMAGE042
Figure 209425DEST_PATH_IMAGE043
在本说明书的一个实施例中，第三计算模块310，用于执行如下操作：
通过如下公式计算卫星轨道的瞬时根数
Figure 50342DEST_PATH_IMAGE046
：
Figure 121066DEST_PATH_IMAGE047
Figure 705631DEST_PATH_IMAGE048
其中，
Figure 76569DEST_PATH_IMAGE073
满足等式
Figure 88388DEST_PATH_IMAGE074
，令
Figure 679031DEST_PATH_IMAGE075
初值等于
Figure 536129DEST_PATH_IMAGE076
，迭代六次的计算结果作为
Figure 27153DEST_PATH_IMAGE077
的取值；
Figure 209873DEST_PATH_IMAGE052
。
在本说明书的一个实施例中，第二判断模块312，用于执行如下操作：
通过如下公式计算地心距r和轨道角速率
Figure 520768DEST_PATH_IMAGE053
：
Figure 181557DEST_PATH_IMAGE054
其中，地球引力常数
Figure 527088DEST_PATH_IMAGE055
；
判断是否满足
Figure 880709DEST_PATH_IMAGE056
；其中，
Figure 678900DEST_PATH_IMAGE057
为标称轨道 角速率，
Figure 910424DEST_PATH_IMAGE078
为预设的误差门限；
若满足，则表明卫星轨道的瞬时根数计算正确；
若不满足，则表明卫星轨道的瞬时根数计算不正确，并令
Figure 110461DEST_PATH_IMAGE059
和
Figure 369404DEST_PATH_IMAGE079
；其中，
Figure 654892DEST_PATH_IMAGE061
为标称地心距。
可以理解的是，本说明书实施例示意的结构并不构成对一种近圆中低轨卫星轨道的计算装置的具体限定。在本说明书的另一些实施例中，一种近圆中低轨卫星轨道的计算装置可以包括比图示更多或者更少的部件，或者组合某些部件，或者拆分某些部件，或者不同的部件布置。图示的部件可以以硬件、软件或者软件和硬件的组合来实现。
上述装置内的各模块之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本说明书方法实施例基于同一构思，具体内容可参见本说明书方法实施例中的叙述，此处不再赘述。
本说明书实施例还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本说明书任一实施例中的一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法。
本说明书实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时，使所述处理器执行本说明书任一实施例中的一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法。
具体地，可以提供配有存储介质的系统或者装置，在该存储介质上存储着实现上述实施例中任一实施例的功能的软件程序代码，且使该系统或者装置的计算机（或CPU或MPU）读出并执行存储在存储介质中的程序代码。
在这种情况下，从存储介质读取的程序代码本身可实现上述实施例中任何一项实施例的功能，因此程序代码和存储程序代码的存储介质构成了本说明书的一部分。
用于提供程序代码的存储介质实施例包括软盘、硬盘、磁光盘、光盘（如CD-ROM、CD-R、CD-RW、DVD-ROM、DVD-RAM、DVD-RW、DVD+RW）、磁带、非易失性存储卡和ROM。可选择地，可以由通信网络从服务器计算机上下载程序代码。
此外，应该清楚的是，不仅可以通过执行计算机所读出的程序代码，而且可以通过基于程序代码的指令使计算机上操作的操作系统等来完成部分或者全部的实际操作，从而实现上述实施例中任意一项实施例的功能。
此外，可以理解的是，将由存储介质读出的程序代码写到插入计算机内的扩展板中所设置的存储器中或者写到与计算机相连接的扩展模块中设置的存储器中，随后基于程序代码的指令使安装在扩展板或者扩展模块上的CPU等来执行部分和全部实际操作，从而实现上述实施例中任一实施例的功能。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二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。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个…”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同因素。
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储在计算机可读取的存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质中。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本说明书的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本说明书进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本说明书各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法，其特征在于，应用于卫星计算机，所述方法包括：
获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；其中，所述第一轨道参数是由所述地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到的，所述第一轨道参数包括由地球引力J2～J4项和大气阻力摄动引起的轨道参数；
将所述第一轨道参数分别与所述卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断；
响应于满足偏差判断条件，对所述第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数；
基于所述目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数；
基于所述目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项；其中，所述短周期项中不包括偏心率二次及二次以上的项；
基于所述平根数和所述短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数；
基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取由地面终端设备注入的第一轨道参数，包括：
响应于到达预设获取时间间隔或检测到产生卫星轨道机动，获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；其中，相邻两次所述获取时间间隔不超过1天。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一轨道参数包括t0、Δa0、aΔ、i0、Ω0、Ω1、ξΔ、ηΔ、ω1、
Figure FDA0003875668910000011
A、β、λ0、λ1、λ2、λG、
Figure FDA0003875668910000012
ωsun和Ωsun，其中：
t0为注入的轨道参数的参考时刻；Δa0为t0时刻轨道平半长轴减去地球半径之后的值；aΔ为平半长轴的一阶长期项系数，由大气阻力和地球引力引起；i0为t0时刻平轨道倾角；Ω0为t0时刻卫星的平升交点赤经；Ω1为卫星的平升交点赤经的一阶长期项系数，由地球引力J2、J4项摄动引起；ξΔ为
Figure FDA0003875668910000021
的一阶长期项系数，由大气阻力引起；ηΔ为
Figure FDA0003875668910000022
的一阶长期项系数，由大气阻力和地球引力引起；ω1为平近地点幅角的一阶长期项系数，由地球引力J2项摄动引起；
Figure FDA0003875668910000023
ξ2为
Figure FDA0003875668910000024
的二阶摄动系数；A为
Figure FDA0003875668910000025
和
Figure FDA0003875668910000026
的长周期变化幅值；β为
Figure FDA0003875668910000027
和
Figure FDA0003875668910000028
的长周期变化相位；λ0为t0时刻
Figure FDA0003875668910000029
的初值；λ1为
Figure FDA00038756689100000210
的长期项系数；λ2为
Figure FDA00038756689100000211
的二阶长期系数；λG为格林尼治真恒星时角；
Figure FDA00038756689100000212
为t0时刻太阳的平近点角；ωsun为t0时刻太阳的近地点角；Ωsun为t0时刻太阳的升交点赤经；
Figure FDA00038756689100000213
和
Figure FDA00038756689100000214
均为卫星轨道的平根数。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述将所述第一轨道参数分别与所述卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断，包括：
通过如下公式计算
Figure FDA00038756689100000215
和
Figure FDA00038756689100000216
Figure FDA00038756689100000217
Figure FDA00038756689100000218
Figure FDA00038756689100000219
Figure FDA00038756689100000220
其中，OrbitParam_I为所述卫星计算机正在使用的第二轨道参数，mod表示取模运算；
若如下四个不等式都成立，则满足偏差判断条件：
Figure FDA00038756689100000221
其中，SatOrbit0为所述卫星计算机预设的标称轨道参数，δa0为预设的卫星高度的偏差阈值，δi0为预设的轨道倾角的偏差阈值，
Figure FDA00038756689100000222
分别为预设的第一误差修正系数、第二误差修正系数、第三误差修正系数和第四误差修正系数。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数，包括：
若|Ω1-SatOrbit0.Ω1|＞δΩ1，则Ω1＝SatOrbit0.Ω1；
若
Figure FDA0003875668910000031
则ξΔ＝0.0；
若
Figure FDA0003875668910000032
则ηΔ＝0.0；
若
Figure FDA0003875668910000033
则λ1＝SatOrbit0.λ1；
若
Figure FDA0003875668910000034
则λ2＝0.0；
其中，δΩ1为预设的卫星升交点赤经的偏差阈值，
Figure FDA0003875668910000035
分别为预设的第五误差修正系数、第六误差修正系数、第七误差修正系数和第八误差修正系数。
6.根据权利要求3-5中任一项所述的方法，其特征在于，所述基于所述目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数，包括：
通过如下公式计算卫星轨道的平根数
Figure FDA0003875668910000036
和
Figure FDA0003875668910000037
Figure FDA0003875668910000038
Figure FDA0003875668910000039
Figure FDA00038756689100000310
Figure FDA00038756689100000311
Figure FDA00038756689100000312
Figure FDA00038756689100000313
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于所述目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项，包括：
通过如下公式计算卫星轨道的短周期项as、is、Ωs、ξs、ηs和λs：
Figure FDA00038756689100000314
Figure FDA0003875668910000041
Figure FDA0003875668910000042
Figure FDA0003875668910000043
Figure FDA0003875668910000044
Figure FDA0003875668910000045
其中，常数项A2＝6.6063130×104，
Figure FDA0003875668910000046
us和
Figure FDA0003875668910000047
表达式为
Figure FDA0003875668910000048
Figure FDA0003875668910000049
Figure FDA00038756689100000410
上式中
Figure FDA00038756689100000411
满足等式
Figure FDA00038756689100000412
令
Figure FDA00038756689100000413
初值等于
Figure FDA00038756689100000414
迭代六次的计算结果作为
Figure FDA00038756689100000415
的取值。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述基于所述平根数和所述短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数，包括：
通过如下公式计算卫星轨道的瞬时根数a、i、e、ξ、η、Ω、π和f：
Figure FDA00038756689100000416
i＝i0+is
Figure FDA00038756689100000417
Ω＝mod(Ω,π)
Figure FDA00038756689100000418
Figure FDA00038756689100000419
Figure FDA00038756689100000420
λ＝mod(λ,π)
Figure FDA0003875668910000051
Figure FDA0003875668910000052
u＝mod(u,π)
ω＝atan2(-η,ξ)
f＝u-ω
f＝mod(f,π)
其中，
Figure FDA0003875668910000053
满足等式
Figure FDA0003875668910000054
令
Figure FDA0003875668910000055
初值等于λ，迭代六次的计算结果作为
Figure FDA0003875668910000056
的取值；
Figure FDA0003875668910000057
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确，包括：
通过如下公式计算地心距r和轨道角速率ω0：
Figure FDA0003875668910000058
Figure FDA0003875668910000059
其中，地球引力常数μ＝3.986005×105(km3/s2)；
判断是否满足|ω0-ωo_nominal|＜kωoerr；其中，ωo_nominal为标称轨道角速率，kωoerr为预设的误差门限；
若满足，则表明卫星轨道的瞬时根数计算正确；
若不满足，则表明卫星轨道的瞬时根数计算不正确，并令r＝rnominal和ω0＝ωo_nominal；其中，rnominal为标称地心距。
10.一种近圆中低轨卫星轨道的计算装置，其特征在于，应用于卫星计算机，所述装置包括：
获取模块，用于获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；其中，所述第一轨道参数是由所述地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到的，所述第一轨道参数包括由地球引力J2～J4项和大气阻力摄动引起的轨道参数；
第一判断模块，用于将所述第一轨道参数分别与所述卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断；
野值剔除模块，用于响应于满足偏差判断条件，对所述第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数；
第一计算模块，用于基于所述目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数；
第二计算模块，用于基于所述目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项；其中，所述短周期项中不包括偏心率二次及二次以上的项；
第三计算模块，用于基于所述平根数和所述短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数；
第二判断模块，用于基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115402539B (zh) * 2022-11-02 2023-01-31 宁波天巡科技有限公司 一种基于轨道和空间环境数据的卫星变轨检测方法及系统
CN116184454B (zh) * 2023-02-08 2024-03-12 国家卫星海洋应用中心 卫星轨道参数判定方法、装置、设备及可读存储介质
CN116886178B (zh) * 2023-09-06 2024-01-19 北京融为科技有限公司 轨道预报修正方法及装置

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5528502A (en) * 1990-08-22 1996-06-18 Microcosm, Inc. Satellite orbit maintenance system
CN102494686A (zh) * 2011-10-17 2012-06-13 北京国科环宇空间技术有限公司 一种卫星姿态轨道确定系统及方法
CN109001776A (zh) * 2018-06-04 2018-12-14 北京未来导航科技有限公司 一种基于云计算的导航数据处理方法及系统
CN110068845A (zh) * 2019-04-30 2019-07-30 上海微小卫星工程中心 一种基于平根数理论确定卫星理论轨道的方法
WO2020228754A1 (zh) * 2019-05-16 2020-11-19 北京合众思壮科技股份有限公司 一种低轨卫星定轨方法、装置及系统
CN114002710A (zh) * 2021-10-20 2022-02-01 上海航天空间技术有限公司 小偏心率低轨卫星的星上轨道位置自主预报方法
CN114357788A (zh) * 2022-01-10 2022-04-15 中国空间技术研究院 低轨巨型星座偏差演化分析方法及装置

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5528502A (en) * 1990-08-22 1996-06-18 Microcosm, Inc. Satellite orbit maintenance system
CN102494686A (zh) * 2011-10-17 2012-06-13 北京国科环宇空间技术有限公司 一种卫星姿态轨道确定系统及方法
CN109001776A (zh) * 2018-06-04 2018-12-14 北京未来导航科技有限公司 一种基于云计算的导航数据处理方法及系统
CN110068845A (zh) * 2019-04-30 2019-07-30 上海微小卫星工程中心 一种基于平根数理论确定卫星理论轨道的方法
WO2020228754A1 (zh) * 2019-05-16 2020-11-19 北京合众思壮科技股份有限公司 一种低轨卫星定轨方法、装置及系统
CN114002710A (zh) * 2021-10-20 2022-02-01 上海航天空间技术有限公司 小偏心率低轨卫星的星上轨道位置自主预报方法
CN114357788A (zh) * 2022-01-10 2022-04-15 中国空间技术研究院 低轨巨型星座偏差演化分析方法及装置

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