CN116401833A - 一种基于sgp4模型的卫星轨道计算方法 - Google Patents

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李达
任利春
方肖燕
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Abstract

本发明涉及卫星轨道相关领域，具体为一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法，本发明通过利用SGP4模型程序计算了TERRA卫星的轨道，与STK软件仿真结果比较后可知，计算结果精度较高，具有一定的应用价值，最后计算了卫星的方位角及高度角，其精度可以满足天线跟踪卫星的要求，由于卫星轨道计算的精度将直接影响到卫星方位角和高度角的精度，因此,不断优化模型算法将有效提高卫星轨道、卫星方位角及高度角的精度。

Description

一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法
技术领域
本发明涉及卫星轨道相关领域，具体为一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法。
背景技术
我国航天事业发展突飞猛进﹐卫星遥感应用日趋成熟,已经广泛应用于海洋、农业、军事、气象等诸多领域。相关部门都已经发射了自己的卫星﹐如国家海洋局的海洋系列卫星、中国气象局的风云系列气象卫星。但这些部门尚未建立自己的测控站,各地面站在计算卫星轨道时都需要从网上下载‘TBUS(NOAA APT PREDICT BULLETINS)轨道报或两行元素(Two-Line Mean element,TLE)轨道报。
TBUS轨道报提供的卫星参数较多﹐且精度较高﹐称为精轨根数。但是只有一些应用较广的极轨气象卫星才发布TBUS轨道报﹐如美国的NOAA系列气象卫星﹑我国的FY系列气象卫星。考虑空间物体一般摄动项的TLE轨道报是由北美航天国防司令部(North AmericanAerospace Defence Command，NO-RAD)提出来的。TLE考虑的一般摄动项包括地球扁率、日月引力的长期和周期摄动影响,以及大气阻力产生的引力共振和轨道衰退。TLE轨道报的轨道参数较少,精度没有TBUS轨道报高﹐称为粗轨根数。TLE提供的是平均开普勒根数，对于一般的中小型地面站﹐精度是足够的。
TLE轨道报计算卫星轨道需要用到NORAD开发的SGP4/SDP4模型﹐这些模型需考虑到地球非球形引力、日月引力、太阳辐射压及大气阻力等摄动力的影响。SGP4(SimplifiedGeneral Perturba-Deep Space Perturbations)即简化深空摄动模型﹐应用于远离地球或者轨道周期大于225分钟的物体。如果将TLE轨道报代入SGP4模型﹐可以成功地对轨道周期小于225分的空间目标进行预测﹐求解出目标物体在任意时刻的位置和速度。
地面站要接收卫星数据﹐必须根据卫星位置实时计算卫星的方位角和高度角，以便地面天线不断调整角度来跟踪卫星,接收数据。因此,卫星方位角和高度角的计算模型及精度就变得尤为重要，精度过低将使天线失去对卫星的跟踪。为了实现对卫星的跟踪，需要设计一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法，以解决上述背景技术中提出的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法，包括以下步骤：
步骤S1、获取待计算卫星的TLE轨道报道的正文；
步骤S2、将步骤S1中TLE轨道报道的正文的内容输入进SGP4轨道模型计算程序中进行计算，得出卫星的位置和速度；
步骤S3、将步骤S1中TLE轨道报道的正文的内容输入进STK软件进行卫星轨道模拟；
步骤S4、将步骤S2中SGP4轨道模型计算程序中进行计算的数据与步骤S3中STK软件进行卫星轨道模拟数据进行对比，实现对SGP4轨道模型的精度验证；
步骤S5、在步骤S4验证完成后，计算卫星与底面站的方位角和高度角，即得到卫星的轨道数据。
优选的，所述步骤S1中TLE轨道报道的正文包括3行内容，具体为：第0行是卫星的名称；第1行和第2行是标准的NORAD两行元素轨道报数据，其中NORAD两行元素轨道报数据内第1行包含轨道报行号、卫星号、卫星分类、国际登记号、轨道预报的历元年、轨道预报道的历元时刻、平均运动的第一次漂移、平均运动的第二次漂移、BSTAR托调制系数、星历类型、元素数目和校验码；第2行包含轨道报行号、卫星号、卫星轨道倾角、升交点赤经、偏心率、近地点角距、平近点角、平均运动和历元轨道数。
优选的，所述步骤S2中SGP4轨道模型的摄动项如下：
a.大气摄动，基于静态的，非转动的，其中球形对称的大气，大气的密
度可以由幂次定律来描述；
b.四阶位势谐波，即J2、J3和J4；
c.同步与半同步轨道的自旋轨道共振；
d.太阳及月球引力的影响。
优选的，所述步骤S3中STK软件进行卫星轨道模拟的具体步骤为：
步骤S31、卫星轨道仿真
进入STK软件，新建一个场景Scenario和卫星，设置参数，导入卫星的TLE轨道报，此时软件绘制出卫星设置好参数的当天轨道；
步骤S32、地面站的卫星可见性
在STK软件中新建地面站，对地面站的经纬度进行确认，同时设置有地面站高度，随后点击Access Tool，选择Associated Objects中的卫星，点击计算，生成地面站卫星可见性分析结果。
优选的，所述步骤S5中计算卫星与底面站的方位角和高度角具体为：
a.计算地面站到卫星的方位角A；
由球面三角形可得：
Figure BDA0004128482040000031
由上式可得，
Figure BDA0004128482040000032
其中L'＝arccos(sinΦDsinΦs+cosΦDcosΦscosΔλ),Δλ＝λD-λs，Δλ为卫星到地面站的精度差；
b.计算地面站到卫星的高度角E；
由高度角计算公式可得：
Figure BDA0004128482040000033
由上式可得：
Figure BDA0004128482040000041
其中β＝L'，rs＝rE+h，rs为卫星到地心的距离，rE为地面点到地心的距离，h为卫星高度。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过利用SGP4模型程序计算了TERRA卫星的轨道，与STK软件仿真结果比较后可知，计算结果精度较高，具有一定的应用价值，最后计算了卫星的方位角及高度角，其精度可以满足天线跟踪卫星的要求，由于卫星轨道计算的精度将直接影响到卫星方位角和高度角的精度，因此,不断优化模型算法将有效提高卫星轨道、卫星方位角及高度角的精度。
附图说明
图1为本发明的工作流程示意图。
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，本发明提供一种技术方案：一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法，包括以下步骤：
步骤S1、获取待计算卫星的TLE轨道报道的正文；
步骤S2、将步骤S1中TLE轨道报道的正文的内容输入进SGP4轨道模型计算程序中进行计算，得出卫星的位置和速度；
步骤S3、将步骤S1中TLE轨道报道的正文的内容输入进STK软件进行卫星轨道模拟；
步骤S4、将步骤S2中SGP4轨道模型计算程序中进行计算的数据与步骤S3中STK软件进行卫星轨道模拟数据进行对比，实现对SGP4轨道模型的精度验证；
步骤S5、在步骤S4验证完成后，计算卫星与底面站的方位角和高度角，即得到卫星的轨道数据。
进一步的，所述步骤S1中TLE轨道报道的正文包括3行内容，具体为：第0行是卫星的名称；第1行和第2行是标准的NORAD两行元素轨道报数据，其中NORAD两行元素轨道报数据内第1行包含轨道报行号、卫星号、卫星分类、国际登记号、轨道预报的历元年、轨道预报道的历元时刻、平均运动的第一次漂移、平均运动的第二次漂移、BSTAR托调制系数、星历类型、元素数目和校验码；第2行包含轨道报行号、卫星号、卫星轨道倾角、升交点赤经、偏心率、近地点角距、平近点角、平均运动和历元轨道数。
进一步的，所述步骤S2中SGP4轨道模型的摄动项如下：
a.大气摄动，基于静态的，非转动的，其中球形对称的大气，大气的密
度可以由幂次定律来描述；
b.四阶位势谐波，即J2、J3和J4；
c.同步与半同步轨道的自旋轨道共振；
d.太阳及月球引力的影响。
进一步的，所述步骤S3中STK软件进行卫星轨道模拟的具体步骤为：
步骤S31、卫星轨道仿真
进入STK软件，新建一个场景Scenario和卫星，设置参数，导入卫星的TLE轨道报，此时软件绘制出卫星设置好参数的当天轨道；
步骤S32、地面站的卫星可见性
在STK软件中新建地面站，对地面站的经纬度进行确认，同时设置有地面站高度，随后点击Access Tool，选择Associated Objects中的卫星，点击计算，生成地面站卫星可见性分析结果。
进一步的，所述步骤S5中计算卫星与底面站的方位角和高度角具体为：
a.计算地面站到卫星的方位角A；
由球面三角形可得：
Figure BDA0004128482040000061
由上式可得，
Figure BDA0004128482040000062
其中L'＝arccos(sinΦDsinΦs+cosΦDcosΦscosΔλ),Δλ＝λD-λs，Δλ为卫星到地面站的精度差；
b.计算地面站到卫星的高度角E；
由高度角计算公式可得：
Figure BDA0004128482040000063
由上式可得：
Figure BDA0004128482040000064
其中β＝L'，rs＝rE+h，rs为卫星到地心的距离，rE为地面点到地心的距离，h为卫星高度。
本发明通过利用SGP4模型程序计算了TERRA卫星的轨道，与STK软件仿真结果比较后可知，计算结果精度较高，具有一定的应用价值，最后计算了卫星的方位角及高度角，其精度可以满足天线跟踪卫星的要求，由于卫星轨道计算的精度将直接影响到卫星方位角和高度角的精度，因此,不断优化模型算法将有效提高卫星轨道、卫星方位角及高度角的精度。
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 (5)

1.一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1、获取待计算卫星的TLE轨道报道的正文；
步骤S2、将步骤S1中TLE轨道报道的正文的内容输入进SGP4轨道模型计算程序中进行计算，得出卫星的位置和速度；
步骤S3、将步骤S1中TLE轨道报道的正文的内容输入进STK软件进行卫星轨道模拟；
步骤S4、将步骤S2中SGP4轨道模型计算程序中进行计算的数据与步骤S3中STK软件进行卫星轨道模拟数据进行对比，实现对SGP4轨道模型的精度验证；
步骤S5、在步骤S4验证完成后，计算卫星与底面站的方位角和高度角，即得到卫星的轨道数据。
2.根据权利要求1所述的一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法，其特征在于：所述步骤S1中TLE轨道报道的正文包括3行内容，具体为：第0行是卫星的名称；第1行和第2行是标准的NORAD两行元素轨道报数据，其中NORAD两行元素轨道报数据内第1行包含轨道报行号、卫星号、卫星分类、国际登记号、轨道预报的历元年、轨道预报道的历元时刻、平均运动的第一次漂移、平均运动的第二次漂移、BSTAR托调制系数、星历类型、元素数目和校验码；第2行包含轨道报行号、卫星号、卫星轨道倾角、升交点赤经、偏心率、近地点角距、平近点角、平均运动和历元轨道数。
3.根据权利要求1所述的一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法，其特征在于：所述步骤S2中SGP4轨道模型的摄动项如下：
a.大气摄动，基于静态的，非转动的，其中球形对称的大气，大气的密度可以由幂次定律来描述；
b.四阶位势谐波，即J2、J3和J4；
c.同步与半同步轨道的自旋轨道共振；
d.太阳及月球引力的影响。
4.根据权利要求1所述的一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法，其特征在于：所述步骤S3中STK软件进行卫星轨道模拟的具体步骤为：
步骤S31、卫星轨道仿真
进入STK软件，新建一个场景Scenario和卫星，设置参数，导入卫星的TLE轨道报，此时软件绘制出卫星设置好参数的当天轨道；
步骤S32、地面站的卫星可见性
在STK软件中新建地面站，对地面站的经纬度进行确认，同时设置有地面站高度，随后点击Access Tool，选择Associated Objects中的卫星，点击计算，生成地面站卫星可见性分析结果。
5.根据权利要求1所述的一种基于SGP4模型的卫星轨道计算方法，其特征在于：所述步骤S5中计算卫星与底面站的方位角和高度角具体为：
a.计算地面站到卫星的方位角A；
由球面三角形可得：
Figure FDA0004128482030000021
由上式可得，
Figure FDA0004128482030000022
其中L'＝arccos(sinΦDsinΦs+cosΦDcosΦsosΔλ,Δλ＝λD-λs，Δλ为卫星到地面站的精度差；
b.计算地面站到卫星的高度角E；
由高度角计算公式可得：
Figure FDA0004128482030000023
由上式可得：
Figure FDA0004128482030000024
其中β＝L'，rs＝rE+h，rs为卫星到地心的距离，rE为地面点到地心的距离，h为卫星高度。
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117031453A (zh) * 2023-10-08 2023-11-10 中国科学院空天信息创新研究院 一种低轨卫星机会信号伪距计算方法
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117031453A (zh) * 2023-10-08 2023-11-10 中国科学院空天信息创新研究院 一种低轨卫星机会信号伪距计算方法
CN117743275A (zh) * 2024-02-19 2024-03-22 天津云遥宇航科技有限公司 基于sgp4预报模型的掩星轨道数据应用系统及其方法
CN117743275B (zh) * 2024-02-19 2024-05-28 天津云遥宇航科技有限公司 基于sgp4预报模型的掩星轨道数据应用系统的方法

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