CN115391723B - 一种卫星轨道获取方法及装置 - Google Patents

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CN115391723B CN202211306929.8A CN202211306929A CN115391723B CN 115391723 B CN115391723 B CN 115391723B CN 202211306929 A CN202211306929 A CN 202211306929A CN 115391723 B CN115391723 B CN 115391723B
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    • G06F17/18—Complex mathematical operations for evaluating statistical data, e.g. average values, frequency distributions, probability functions, regression analysis

Abstract

本申请提供了一种卫星轨道获取方法及装置，涉及航天测量与控制技术领域，具体为：选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点，计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标；根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量；针对任一卫星，基于任一时刻该卫星的三维坐标和速度矢量，获取该卫星的轨道信息。该方法提高了对在轨卫星跟踪测量的准确性。

Description

一种卫星轨道获取方法及装置
技术领域
本申请涉及航天测量与控制技术领域，尤其是涉及一种卫星轨道获取方法及装置。
背景技术
随着空间科学技术的发展，人造地球卫星 在通讯、遥感、全球定位、科学研究等方面扮演着不可替代的角色。对卫星轨道确定、预报和控制计算精度提出了更高的要求。有关地球卫星的各项应用都离不开卫星的精确定位，这依赖于卫星运动理论的研究。
地球卫星的真实运动非常复杂，其中最主要影响因素是地球的引力，若把地球作为标准球体看待，则可简化为两个质点相互作用的两体问题，这是卫星运动研究的基础。其他的影响因素可以作为摄动项来考虑，比如，考虑地球的非球形引力势、大气阻力、第三体引力、太阳光压等。由于分析方法中力学模型精化所带来的复杂性,仍采用纯分析方法求解卫星运动方程已无法满足要求,于是数值积分方法便成为解决这一问题的主要途径。描述卫星轨道运动的微分方程相当复杂, 除二体问题等少数几种情况外,都不可能给出严格解, 即使在一定条件下设定为受摄二体问题,比如卫星在轨运动,运动方程转化为小参数方程,可以给出相应的小参数幂级数解,但要满足高精度要求,就涉及到幂级数的高阶项,其项数之多,即使具体推导出相应的表达式也难以采用, 甚至有的力学因素无法用简单的分析表达式写出。这就促使求解微分方程的数值方法在卫星轨道力学计算应用中越来越重要根据相关的各项研究，得到以下共识：地球非球形引力是主要的摄动因素，占总摄动量的绝大部分。其它摄动项对低轨卫星来说，考虑大气阻力即可满足大部分应用要求，对高轨卫星来说，还需考虑月球和太阳引力摄动，而太阳光压的摄动影响在数量级上是最小的。
在地面对在轨卫星进行跟踪测量主要包括无线电外测和光学测量：
无线电外测指利用中远程相控阵雷达或精密跟踪雷达等设备发送的无线电信号对卫星进行跟踪测量，以确定其轨道和目标特性等参数。其基本原理是由地面发射机产生无线电信号，通过天线发向目标，地面设备接收目标反射信号或应答机转发信号，经过接收机处理，最终由终端机给出目标距离、角度和距离变化率等测量参数。
光学测量指利用光学信号对卫星进行飞行轨迹参数测量，以得到激光测距和红外测角。
现有的方法中，主要是人工解析耗时耗力，准确性差。多任务下难以操作，可靠性差。传统方式操作约束太多。
发明内容
有鉴于此，本申请提供了一种卫星轨道获取方法及装置，以解决上述技术问题，提高了对在轨卫星进行跟踪测量的准确性。
第一方面，提供了一种卫星轨道获取方法，该方法可以包括：
选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点，计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标；
根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量；
针对任一卫星，基于任一时刻该卫星的三维坐标和速度矢量，获取该卫星的轨道信息。
在一个可选的实现中，选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点，计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标；包括：
A、B、C、D 这 4 点是椭圆轨道的分区点，这 4 个点将轨道曲线平均分成了 4 个部分，A、C 分别是卫星轨道近地点和远地点；M、N、P、Q 这 4 点连线为包围轨道的最小矩形；A、B、M 这 3 点连线组成了包围 1/4 椭圆三角形；将 A、B、C、D、M、N、P、Q 这 8 个点叫做轨道控制点；
在进行轨道的可见性判断过程中还会增加控制点 L和K；L点过为曲线 AB 上的点Pm 垂直于 BM 的交点，K 点为过 Pm 垂直于 AM 的交点；在轨道平面坐标系内 L 点的横坐标与 Pm 横坐标相同，纵坐标为 B 点纵坐标。K 点的纵标与 Pm 纵坐标相同，横坐标是与 A 点相同；
设椭圆轨道 6 个轨道根数为：长半轴为 a、偏心率为 e、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、过近地点时刻，由开普勒定律得到在上述轨道坐标系内椭圆轨道方程的两种表示；可得 A、C两点距地心的距离r：
Figure P_221021140713496_496903001
由于 B 与 D 点对称；在B点偏近点角为 90°带入式即可求出；根据轨道平面坐标向地心惯性坐标转换公式将这 4 点在地心惯性坐标中的坐标求出。
在一个可选的实现中，根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量；包括：
地球非球形引力摄动加速度：卫星在地球重力场中受引力作用，地球引力位函数作为拉普拉斯方程解，其非球形部分为：
Figure P_221021140713559_559923001
大气阻力产生的摄动加速度为：
Figure F_221021140711498_498876001
考虑各项摄动后，得到地心惯性坐标系下卫星运动方程为：
Figure P_221021140713852_852431001
其中，λ和φ分别为地心经度和纬度；ae为地球赤道平均半径；
Figure P_221021140713943_943712001
为归一化的伴随勒让德多项式；
Figure P_221021140713990_990580002
和
Figure P_221021140714140_140941003
为地球引力位系数；ｎ和ｍ分别为多项式的阶和次，Ｎ为ｎ的最高阶；MS为卫星质量，
Figure P_221021140714235_235201004
为卫星本身的大气阻力摄动加速度；
Figure P_221021140714266_266494005
为卫星的太阳能帆板的大气阻力摄动加速度；
Figure P_221021140714301_301160006
为大气阻力系数；ρ为大气密度；
Figure P_221021140714348_348510007
为卫星运行速度；A/M为卫星参考面积与质量之比；
Figure P_221021140714379_379765008
为太阳能帆板的大气阻力系数；
Figure P_221021140714426_426619009
为太阳能帆板面积；φ为太阳帆板法向与卫星相对于大气速度方向的夹角卫星受月亮和太阳引力产生的加速度为：
Figure M_221021140714473_473487001
其中，
Figure M_221021140714526_526708001
；
Figure M_221021140714887_887237002
为月亮（太阳）位置矢量；ｒ为卫星（太阳或月亮）位置矢量；Ｓ和Ｌ分别指太阳和月亮；Ｇ为万有引力常数，
Figure M_221021140714935_935395003
；Me为地球总质量，
Figure M_221021140714997_997912004
；
Figure P_221021140715029_029148001
为地球引力加速度，是卫星运动的主要加速度；
Figure P_221021140715076_076045002
为摄动力加速度；
以某一时刻已知卫星的位置与速度矢量作为初值，利用龙格库塔或阿当姆斯方法进行数值积分，即可逐步求得任一时刻卫星的坐标与速度矢量。
在一个可选的实现中，所述方法还包括：
基于获取的卫星轨道信息、卫星资源匹配信息、波束覆盖信息，对卫星的载荷能力进行筛选，得到候选执行任务的卫星；
采用预设的任务规划算法，对所述候选执行任务的卫星进行规划任务，以完成多卫星的协同任务。
第二方面，提供了一种卫星轨道获取装置，该装置可以包括：
选取单元，用于选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点；
计算单元，用于计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标；
以及，根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量；
获取单元，用于针对任一卫星，基于任一时刻该卫星的三维坐标和速度矢量，获取该卫星的轨道信息。
第三方面，提供了一种电子设备，该电子设备包括处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，处理器，通信接口，存储器通过通信总线完成相互间的通信；
存储器，用于存放计算机程序；
处理器，用于执行存储器上所存放的程序时，实现上述第一方面中任一所述的方法步骤。
第四方面，提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述第一方面中任一所述的方法步骤。
本申请实施例提供的卫星轨道获取方法在选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点后，计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标；根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量；针对任一卫星，基于任一时刻该卫星的三维坐标和速度矢量，获取该卫星的轨道信息。该方法提高了对在轨卫星跟踪测量的准确性。
附图说明
为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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申请的一些实施方式，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为本申请实施例提供的卫星轨道获取方法的流程图；
图2为本申请实施例提供的轨道控制点示意图；
图3为本申请实施例提供的卫星轨道获取装置的功能结构图；
图4为本申请实施例提供的电子设备的结构图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
首先对本申请实施例提供的技术方案进行说明。
本申请提出了基于人工智能的轨道计算方法，自动规划、多星协调合作完成卫星执行的任务需求。依据轨道计算方法，能够通过人机界面根据卫星轨道辅助添加应急需求；能够对区域目标，海洋目标进行大范围扫描，跟踪预测。
本申请具有数据推理高效可靠；同时管理多星，统筹安排，科学合理配置卫星资源；多星同时配合，统一支援，统一分发，统一协调，高效运作。
如图1所示，本申请实施例提供了一种卫星轨道计算方法，包括：
步骤101：选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点，计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标。
如图2所示，A、B、C、D 这 4 点是椭圆轨道的分区点，这 4 个点将轨道曲线平均分成了 4 个部分，A、C 分别是卫星轨道近地点和远地点。M、N、P、Q 这 4 点连线为包围轨道的最小矩形。A、B、M 这 3 点连线组成了包围 1/4 椭圆三角形。因此将 A、B、C、D、M、N、P、Q这 8 个点叫做轨道的控制点。
在进行轨道的可见性判断过程中还会陆续地增加控制点 L和K。L 过为曲线 AB上的点 Pm 垂直于 BM 的交点，K 为过 Pm 垂直于 AM 的交点。在轨道平面坐标系内 L 点的横坐标与 Pm 横坐标相同，纵坐标为 B 点纵坐标。K 点的纵标与 Pm 纵坐标相同，横坐标是与 A 点相同。
设椭圆轨道 6 个轨道根数为：长半轴 a、偏心率为 e、轨道倾角 、升交点赤经、近地点幅角 、过近地点时刻，由开普勒定律得到在上述轨道坐标系内椭圆轨道方程的两种表示。可得 A、C 两点距地心的距离。
Figure P_221021140715110_110216001
公式是真近点角 f 和偏近点角 E 的关系式，由于 B 与 D 点对称。在B点偏近点角为 90°带入式即可求出。根据轨道平面坐标向地心惯性坐标转换公式将这 4 点在惯性坐标系中的坐标求出。
步骤102：根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量。
a.地球非球形引力摄动加速度：根据地位理论，卫星在地球重力场中受引力作用，地球引力位函数作为拉普拉斯方程解，其非球形部分为：
Figure P_221021140715141_141459001
在积分时，考虑越多阶的球谐系数，则耗费计算时间更多。一般来说，低轨卫星需考虑多阶球谐系数。
b.大气阻力摄动加速度：
大气阻力产生的摄动加速度为：
Figure F_221021140711771_771830002
c.运动方程：
考虑各项摄动后，得到惯性坐标系下卫星运动方程为：
Figure F_221021140712179_179549003
其中，λ和φ分别为地心经度和纬度；ae为地球赤道平均半径；
Figure P_221021140715285_285485001
为归一化的伴随勒让德多项式；
Figure P_221021140715317_317234002
和
Figure P_221021140715350_350957003
为地球引力位系数；ｎ和ｍ分别为多项式的阶和次，Ｎ为ｎ的最高阶；MS为卫星质量，
Figure P_221021140715366_366552004
为卫星本身的大气阻力摄动加速度；
Figure P_221021140715397_397820005
为卫星的太阳能帆板的大气阻力摄动加速度；
Figure P_221021140715429_429060006
为大气阻力系数；ρ为大气密度；
Figure P_221021140715460_460326007
为卫星运行速度；A/M为卫星参考面积与质量之比；
Figure P_221021140715492_492992008
为太阳能帆板的大气阻力系数；
Figure P_221021140715524_524761009
为太阳能帆板面积；φ为太阳帆板法向与卫星相对于大气速度方向的夹角卫星受月亮和太阳引力产生的加速度为：
Figure M_221021140715556_556019001
其中，
Figure M_221021140715602_602889001
；
Figure M_221021140715634_634149002
为月亮（太阳）位置矢量；ｒ为卫星（太阳或月亮）位置矢量；Ｓ和Ｌ分别指太阳和月亮；Ｇ为万有引力常数，
Figure M_221021140715665_665400003
；Me为地球总质量，
Figure M_221021140715698_698586004
；
Figure P_221021140715729_729843001
为地球引力加速度，是卫星运动的主要加速度；
Figure P_221021140715776_776732002
为摄动力加速度；
以某一时刻已知卫星的位置与速度矢量作为初值，利用龙格库塔或阿当姆斯等方法进行数值积分，即可逐步求得任意时刻卫星的坐标与速度矢量。数值积分法适合任何轨道和任何摄动力。
步骤103：针对任一卫星，基于任一时刻该卫星的三维坐标和速度矢量，获取该卫星的轨道信息。
进一步的，基于获取的卫星轨道信息、卫星资源匹配信息、波束覆盖信息，对卫星的载荷能力进行筛选，得到候选执行任务的卫星；采用预设的任务规划算法，对所述候选执行任务的卫星进行规划任务，以完成多卫星的协同任务。预设的任务规划算法可以是小生境遗传算法、贪婪算法、Floyd算法等
具体的，数据采集不同系统的需求，建立模型，结合卫星轨道计算、波束覆盖、数传任务开始结束时间、任务开始结束时间，相邻数传任务最小时间间隔，相邻任务最小时间间隔，天线是否对卫星可见即是俯仰角，地面站数据处理时间，卫星的数传速率/DMZ（中继星）的接收速率、图像清晰度、时效性和优先级等约束信息。根据小生境遗传算法、贪婪算法、Floyd算法等，自动规划任务、无需人工干预，完成多星协同任务。
基于上述实施例，本申请实施例提供了一种卫星轨道获取装置，参阅图3所示，本申请实施例提供的卫星轨道获取装置至少包括：
选取单元310，用于选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点；
计算单元320，用于计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标；
以及，根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量；
获取单元330，用于针对任一卫星，基于任一时刻该卫星的三维坐标和速度矢量，获取该卫星的轨道信息。
需要说明的是，本申请实施例提供的卫星轨道获取装置解决技术问题的原理与本申请实施例提供的卫星轨道获取方法相似，因此，本申请实施例提供的卫星轨道获取装置的实施可以参见本申请实施例提供的卫星轨道获取方法的实施，重复之处不再赘述。
如图4所示，本申请实施例提供的电子设备300至少包括：处理器301、存储器302和存储在存储器302上并可在处理器301上运行的计算机程序，处理器301执行计算机程序时实现本申请实施例提供的卫星轨道计算方法。
本申请实施例提供的电子设备300还可以包括连接不同组件（包括处理器301和存储器302）的总线303。其中，总线303表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线、外围总线、局域总线等。
存储器302可以包括易失性存储器形式的可读介质，例如随机存储器（RandomAccess Memory，RAM）3021和/或高速缓存存储器3022，还可以进一步包括只读存储器（ReadOnly Memory，ROM）3023。
存储器302还可以包括具有一组（至少一个）程序模块3025的程序工具3024，程序模块3025包括但不限于：操作子系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。
电子设备300也可以与一个或多个外部设备304（例如键盘、遥控器等）通信，还可以与一个或者多个使得用户能与电子设备300交互的设备通信（例如手机、电脑等），和/或，与使得电子设备300与一个或多个其它电子设备300进行通信的任何设备（例如路由器、调制解调器等）通信。这种通信可以通过输入/输出（Input /Output，I/O）接口305进行。并且，电子设备300还可以通过网络适配器306与一个或者多个网络（例如局域网（Local AreaNetwork，LAN），广域网（Wide Area Network，WAN）和/或公共网络，例如因特网）通信。如图4所示，网络适配器306通过总线303与电子设备300的其它模块通信。应当理解，尽管图4中未示出，可以结合电子设备300使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理器、外部磁盘驱动阵列、磁盘阵列（Redundant Arrays of IndependentDisks，RAID）子系统、磁带驱动器以及数据备份存储子系统等。
需要说明的是，图4所示的电子设备300仅仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。
本申请实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现本申请实施例提供的卫星轨道获取方法。
此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本申请方法的操作，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，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，或者对其中部分或者全部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申请各实施例技术方案的范围。

Claims (6)

1.一种卫星轨道获取方法，其特征在于，包括：
选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点，计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标；
根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量；
针对任一卫星，基于任一时刻该卫星的三维坐标和速度矢量，获取该卫星的轨道信息；
其中，根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量；包括：
地球非球形引力摄动加速度
Figure M_221213103928162_162599001
：卫星在地球重力场中受引力作用，地球引力位函数作为拉普拉斯方程解，其非球形部分为：
Figure P_221213103928195_195787001
大气阻力产生的摄动加速度为：
Figure F_221213103924130_130379001
考虑各项摄动后，得到地心惯性坐标系下卫星运动方程为：
Figure P_221213103928320_320798001
其中，λ和φ分别为地心经度和纬度；ae为地球赤道平均半径；
Figure P_221213103928423_423339001
为归一化的伴随勒让德多项式；
Figure P_221213103928438_438956002
和
Figure P_221213103928470_470221003
为地球引力位系数；ｎ和ｍ分别为多项式的阶和次，Ｎ为ｎ的最高阶；MS为卫星质量，
Figure P_221213103928501_501461004
为卫星本身的大气阻力摄动加速度；
Figure P_221213103928532_532716005
为卫星的太阳能帆板的大气阻力摄动加速度；
Figure P_221213103928548_548353006
为大气阻力系数；ρ为大气密度；
Figure P_221213103928581_581511007
为卫星运行速度；A/M为卫星参考面积与质量之比；
Figure P_221213103928613_613281008
为太阳能帆板的大气阻力系数；
Figure P_221213103928628_628913009
为太阳能帆板面积；φ为太阳帆板法向与卫星相对于大气速度方向的夹角，卫星受月亮和太阳引力产生的加速度为：
Figure M_221213103928660_660157001
其中，
Figure M_221213103928738_738283001
；
Figure M_221213103928769_769520002
为月亮或太阳位置矢量；ｒ为卫星位置矢量；Ｓ和Ｌ分别指太阳和月亮；Ｇ为万有引力常数，
Figure M_221213103928801_801748003
；Me为地球总质量，
Figure M_221213103928849_849113004
；
Figure P_221213103928880_880397001
为地球引力加速度，是卫星运动的主要加速度；
以某一时刻已知卫星的位置与速度矢量作为初值，利用龙格库塔或阿当姆斯方法进行数值积分，即可逐步求得任一时刻卫星的坐标与速度矢量。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点，计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标；包括：
A、B、C、D 这 4 点是椭圆轨道的分区点，这 4 个点将轨道曲线平均分成了 4 个部分，A、C 分别是卫星轨道近地点和远地点；M、N、P、Q 这 4 点连线为包围轨道的最小矩形；A、B、M 这 3 点连线组成了包围 1/4 椭圆三角形；将 A、B、C、D、M、N、P、Q 这 8 个点叫做轨道控制点；
在进行轨道的可见性判断过程中还会增加控制点 L和K；L点过为曲线 AB 上的点 Pm垂直于 BM 的交点，K 点为过 Pm 垂直于 AM 的交点；在轨道平面坐标系内 L 点的横坐标与 Pm 横坐标相同，纵坐标为 B 点纵坐标；K 点的纵标与 Pm 纵坐标相同，横坐标是与 A点相同；
设椭圆轨道 6 个轨道根数为：长半轴为 a、偏心率为 e、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、过近地点时刻，由开普勒定律得到在上述轨道坐标系内椭圆轨道方程的两种表示；可得 A、C两点距地心的距离r：
Figure P_221213103928927_927234001
由于 B 与 D 点对称；在B点偏近点角为 90°带入式即可求出；根据轨道平面坐标向地心惯性坐标转换公式将这 4 点在地心惯性坐标中的坐标求出。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
基于获取的卫星轨道信息、卫星资源匹配信息、波束覆盖信息，对卫星的载荷能力进行筛选，得到候选执行任务的卫星；
采用预设的任务规划算法，对所述候选执行任务的卫星进行规划任务，以完成多卫星的协同任务。
4.一种卫星轨道获取装置，其特征在于，所述装置包括：
选取单元，用于选取卫星椭圆轨道的8个轨道控制点；
计算单元，用于计算地心惯性坐标系下8个轨道控制点的三维坐标；
以及，根据地心惯性坐标系下卫星运动方程，以某一时刻卫星的位置与速度矢量作为初值，计算出任一时刻卫星的三维坐标和速度矢量；
获取单元，用于针对任一卫星，基于任一时刻该卫星的三维坐标和速度矢量，获取该卫星的轨道信息；
其中，所述计算单元，具体用于：
地球非球形引力摄动加速度
Figure M_221213103928974_974108001
：卫星在地球重力场中受引力作用，地球引力位函数作为拉普拉斯方程解，其非球形部分为：
Figure P_221213103929008_008788001
大气阻力产生的摄动加速度为：
Figure F_221213103924258_258303002
考虑各项摄动后，得到地心惯性坐标系下卫星运动方程为：
Figure P_221213103929182_182105001
其中，λ和φ分别为地心经度和纬度；ae为地球赤道平均半径；
Figure P_221213103929260_260772001
为归一化的伴随勒让德多项式；
Figure P_221213103929291_291995002
和
Figure P_221213103929323_323244003
为地球引力位系数；ｎ和ｍ分别为多项式的阶和次，Ｎ为ｎ的最高阶；MS为卫星质量，
Figure P_221213103929354_354501004
为卫星本身的大气阻力摄动加速度；
Figure P_221213103929387_387389005
为卫星的太阳能帆板的大气阻力摄动加速度；
Figure P_221213103929404_404279006
为大气阻力系数；ρ为大气密度；
Figure P_221213103929435_435548007
为卫星运行速度；A/M为卫星参考面积与质量之比；
Figure P_221213103929466_466810008
为太阳能帆板的大气阻力系数；
Figure P_221213103929498_498048009
为太阳能帆板面积；φ为太阳帆板法向与卫星相对于大气速度方向的夹角卫星受月亮和太阳引力产生的加速度为：
Figure M_221213103929528_528845001
其中，
Figure M_221213103929560_560544001
；
Figure M_221213103929593_593714002
为月亮或太阳位置矢量；ｒ为卫星位置矢量；Ｓ和Ｌ分别指太阳和月亮；Ｇ为万有引力常数，
Figure M_221213103929609_609853003
；Me为地球总质量，
Figure M_221213103929656_656770004
；
Figure P_221213103929672_672360001
为地球引力加速度，是卫星运动的主要加速度；
以某一时刻已知卫星的位置与速度矢量作为初值，利用龙格库塔或阿当姆斯方法进行数值积分，即可逐步求得任一时刻卫星的坐标与速度矢量。
5.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，处理器，通信接口，存储器通过通信总线完成相互间的通信；
存储器，用于存放计算机程序；
处理器，用于执行存储器上所存储的程序时，实现权利要求1-3任一所述的方法步骤。
6.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-3任一所述的方法步骤。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116609813B (zh) * 2023-05-17 2024-04-02 北京星网宇达科技股份有限公司 一种卫星轨道位置确定系统、方法、设备及存储介质

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6089507A (en) * 1996-12-05 2000-07-18 Parvez; Shabbir Ahmed Autonomous orbit control with position and velocity feedback using modern control theory
US6567712B1 (en) * 1998-12-02 2003-05-20 Samsung Electronics Co., Ltd. Method for determining the co-ordinates of a satellite
CN103093096A (zh) * 2013-01-15 2013-05-08 北京航空航天大学 卫星轨道的确定方法和装置
EP2816371A1 (en) * 2013-12-13 2014-12-24 Institute of Electronics, Chinese Academy of Sciences Method and device for steering attitude of satellite carrying synthetic aperture radar
CN105116910A (zh) * 2015-09-21 2015-12-02 中国人民解放军国防科学技术大学 一种对地面点凝视成像的卫星姿态控制方法
CN106697333A (zh) * 2017-01-12 2017-05-24 北京理工大学 一种航天器轨道控制策略的鲁棒性分析方法
CN108548542A (zh) * 2018-07-13 2018-09-18 北京航空航天大学 一种基于大气阻力加速度测量的近地轨道确定方法
CN112629543A (zh) * 2020-12-29 2021-04-09 中国人民解放军63921部队 一种大椭圆轨道及小倾角圆轨道的轨道规划方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6089507A (en) * 1996-12-05 2000-07-18 Parvez; Shabbir Ahmed Autonomous orbit control with position and velocity feedback using modern control theory
US6567712B1 (en) * 1998-12-02 2003-05-20 Samsung Electronics Co., Ltd. Method for determining the co-ordinates of a satellite
CN103093096A (zh) * 2013-01-15 2013-05-08 北京航空航天大学 卫星轨道的确定方法和装置
EP2816371A1 (en) * 2013-12-13 2014-12-24 Institute of Electronics, Chinese Academy of Sciences Method and device for steering attitude of satellite carrying synthetic aperture radar
CN105116910A (zh) * 2015-09-21 2015-12-02 中国人民解放军国防科学技术大学 一种对地面点凝视成像的卫星姿态控制方法
CN106697333A (zh) * 2017-01-12 2017-05-24 北京理工大学 一种航天器轨道控制策略的鲁棒性分析方法
CN108548542A (zh) * 2018-07-13 2018-09-18 北京航空航天大学 一种基于大气阻力加速度测量的近地轨道确定方法
CN112629543A (zh) * 2020-12-29 2021-04-09 中国人民解放军63921部队 一种大椭圆轨道及小倾角圆轨道的轨道规划方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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大椭圆轨道卫星姿态基准坐标系与运动学研究;张大伟等;《上海航天》;20170425(第02期);全文 *

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