CN116502399B - 基于stk和matlab联合仿真的卫星轨道生成方法和生成器 - Google Patents

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CN116502399B CN202310196746.3A CN202310196746A CN116502399B CN 116502399 B CN116502399 B CN 116502399B CN 202310196746 A CN202310196746 A CN 202310196746A CN 116502399 B CN116502399 B CN 116502399B
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Abstract

本发明公开了一种基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法和生成器，包括创建仿真场景、创建运载体、解算目标卫星星历、创建目标卫星、导出导航数据五个主要步骤，其中解算目标卫星星历采用根据卫星轨道高度、卫星在相机视场中出现的方位与运动方向等仿真参数要求自动得到目标卫星星历。本发明可完成任意导航卫星轨道的设定、自动解算与自动导入工作，实现基于STK的轨道生成。本发明基于STK/Connect链接模块，借助MATLAB程序指令自动完成STK场景创建、运载体与目标卫星创建和参数设置、导航数据导出等工作，解算快速、准确、程序化、可靠性高，为实现光学导航算法的大规模自动连续仿真提供了便利。

Description

基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法和生成器
技术领域
本发明属于航天器轨道动力学仿真技术领域，涉及一种基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法和生成器。
背景技术
光学导航方法利用运载体携带的光学敏感器在轨获取地理标志物或星历已知的导航目标源(如地球边缘、行星、小行星、恒星等)的光学图像，通过图像处理从中提取导航目标源的方向信息(如星光角距、视线矢量等)，经导航算法获得运载体在参考坐标系中的位置、速度等导航参数，是一种相对成熟的导航方法，光学导航原理见图1。
近地卫星主要为微小卫星或立方星，分布在高度500到2000千米的轨道。这些分布密集的卫星能够作为光学导航过程中优秀的信息源。相比于恒星目标，人造卫星与运载体之间相对距离有限，其位置信息可通过星历数据计算，为精确定位提供了可行性。同时，相比于地理标志物、日、月、行星等目标物，未来近地卫星数量众多、分布广泛，能够有效保证观测数据的连续性。
开发基于近地空间卫星的新型光学导航算法需要进行大量的仿真工作，生成可观测卫星的星历数据是其中的一个重要环节。卫星工具包(Satellite Tool Kit，STK)支持航天任务的全过程，包括测试、发射、运行和任务应用。STK的轨道计算功能丰富、可靠，利用STK可以方便快速地分析复杂的陆、海、空、天任务。但STK自身没有自动解算所需卫星轨道的能力，且无法通过编程实现对某些复杂航天任务的仿真分析，例如：循环计算、复杂的嵌套迭代、复杂的收敛判据等。卫星的运行过程中，对于不同的导航工况，往往需要提前利用其它分析计算软件(如MATLAB)解算好参数以后再进行导入，如果需要对卫星的相应参数进行改变，就需要停止仿真，重新按照相应流程设定相关参数，从而不能使整个导航系统自动且连续地运行仿真，基于近地空间卫星的导航技术工况复杂，且数据源的观测具有很强的随机性，如果仅依靠手动向STK导入参数的方式进行卫星轨道生成，会严重影响仿真的效率和可重复性，针对测试算法性能的大规模仿真工作更是难以进行。与此同时，MATLAB使用便捷、能编程实现复杂逻辑，便于进行可观测卫星的轨道设定，但自身没有轨道计算能力，难以实现精密轨道的求解。基于STK/Connect链接模块可以实现STK与MATLAB之间的通信，通过MATLAB完成任意所需的可观测卫星的轨道设定后，给STK发送相关指令控制STK的运行，导出精密的轨道数据后，输入导航算法进行解算，从而能够实现两个强大成熟的软件的强强联合，实现任意导航卫星轨道的设定、自动解算与自动导入工作，为导航算法的仿真测试带来极大的便利。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：针对STK没有自动解算所需卫星轨道能力的不足，提供一种基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法和生成器，该方法能够根据仿真要求自动解算任意所需的导航卫星轨道，并基于STK/Connect链接模块，借助MATLAB程序指令自动完成STK场景创建、运载体与目标卫星创建和参数设置、导航数据导出等工作，生成器用于执行此方法，本发明为实现导航算法的大规模自动连续仿真提供便利。
本发明提出了了一种基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法，包括以下步骤：
S1，创建仿真场景
使用MATLAB在STK中创建指定名称的仿真场景，并设置场景参数，参数包括：场景起止时间、场景历元、场景动画时间和步长；
S2，创建运载体
使用MATLAB在STK中创建指定名称的运载体，并设置其参数，参数包括：飞行起始时刻、起止经纬度、高度、速度、加速度；
使用MATLAB设置光学相机固联在运载体质心，成为运载体相机，通过MATLAB控制视场形状、半顶角、视场大小与偏转范围；
使用MATLAB在STK中创建星座用于收纳低轨目标卫星座；
使用MATLAB在STK中创建运载体相机和星座之间的链路；将运载体、运载体相机、星座添加到链路中；
S3，使用MATLAB获取目标卫星星历
S31，给出坐标系之间的转换矩阵，坐标系包括：
惯性坐标系、地球坐标系、北东地地理坐标系、载体坐标系和相机坐标系；
S32，得到目标卫星在相机坐标系下相对于运载体的距离和位置矢量
S33，得到目标卫星在惯性坐标系下的位置和速度
S331，得到目标卫星在相机坐标系下的位置矢量和单位速度方向矢量/>
根据目标卫星在相机坐标系下相对于运载体的位置矢量，和运载体在相机坐标系下到地心的位置矢量，得到目标卫星在相机坐标系下到地心的位置矢量
设目标卫星在相机坐标系下的速度 分解为垂直速度/>和水平速度/>其中/>与相机的xoy平面垂直，/>为/>在相机xoy平面的投影，则有：
其中，φ为目标卫星在运载体相机视场中出现的方向、η为目标卫星速度矢量在相机坐标系xoy平面的投影与目标卫星方向的夹角；
为目标卫星在相机坐标系下的速度/>的单位速度方向矢量，表示/>各分量之间的方向性关系，其各分量为/>设/>的模值为1，则参考式(8)可求得/>和/>的值，待求解的为/> 求解步骤如下：
由于卫星的运行轨道为圆轨道，故有：
进而有：
代入各向量的分量值得：
其中，为/>在z轴方向的分量。
得到后，通过归一化可得到/>的值，即/>的单位速度方向矢量。
S332，得到目标卫星在地球坐标系下的位置矢量和速度；
根据目标卫星在相机坐标系下的位置矢量和单位速度方向矢量/>得到地球坐标系下位置矢量/>和单位速度方向矢量速度/>
目标卫星在相机坐标系下速度的模值为/>则有：
其中，为目标卫星在地球坐标系下的速度。
目标卫星在惯性系下速度的模值/>可由公式(14)得到：
其中，GM为地心引力常数，其值为398600.44×109m3/s2，R+h为目标卫星距地心的距离。
由于地球的自转，根据矢量绝对导数与相对导数的关系：
其中，和/>分别表示惯性坐标系和地球坐标系下的速度，ωie为地球的自转角速度，R+h为目标卫星距地心的距离，ωie×(R+h)为地球自转产生的牵连速度。
根据式(15)，有：
其中，为目标卫星在惯性坐标系下的速度。
联立(13)、(14)和(16)式可得到的值，进而得到/>的值。
S333，将地球坐标系下的位置矢量和速度转换到惯性坐标系下：
S34，得到不同导航工况下的目标卫星星历
根据单星时序可见、多星可见、和单星多次观测三类导航工况，分别利用步骤S32和步骤S33得到目标卫星星历；
S4，创建目标卫星
使用MATLAB在STK中创建目标卫星，并将步骤S3得到的目标卫星星历导入STK中；
S5，导出导航数据
在完成目标卫星的创建和目标卫星星历的导入工作后，STK即可导出所需的导航数据。
优选的，所述步骤S32得到目标卫星在相机坐标系下相对于运载体的距离和位置矢量，具体为：
目标卫星相对于运载体的位置矢量坐标表示为则有：
其中，ψ为运载体相机视场的半顶角，d为待求解的目标卫星到运载体的距离，φ为目标卫星在相机视场中出现的方向；
基于运载体的经纬高信息，得到运载体在地球坐标系下的坐标为基于步骤S31给出的转换矩阵将地球坐标系下的坐标转换到相机坐标系下得位置矢量/>则有：
其中，为相机坐标系下目标卫星到地心的位置矢量，/>为相机坐标系下运载体到地心的位置矢量，/>为目标卫星相对于运载体的位置矢量在相机坐标系下的坐标；
根据几何关系，有：
其中为/>的模值，有/>h为目标卫星的轨道高度，R为地球半径。
根据式(7)利用牛顿法可求得d的近似解，再代入(4)式得到目标卫星相对于运载体的位置矢量在相机坐标系下的坐标
优选的，所述步骤S31中给出坐标系之间的转换矩阵，具体为：
各坐标系之间的转换矩阵如下：
惯性坐标系(i系)到地球坐标系(e系)之间的转换矩阵可根据MATLAB函数dcmeci2ecef求得；
地球坐标系(e系)到北东地地理坐标系(g系)之间的转换矩阵
其中，lon、lat、alt分别为运载体所在位置的经度、纬度、高度；
北东地地理坐标系(g系)到载体坐标系(b系)之间的转换矩阵
其中，Yaw、Pitch、Roll分别为运载体相对于北东地地理坐标系的偏航角、俯仰角、横滚角姿态，
载体坐标系(b系)到相机坐标系(c系)之间的转换矩阵
其中，γ、θ和为运载体相机相对于运载体载体坐标系姿态的三个欧拉角，γ为沿x轴旋转角度，θ为沿y轴旋转角度，/>为沿z轴旋转角度。
优选的，所述S34得到不同导航工况下的目标卫星星历，具体为：
对于单星时序可见场景，根据步骤S32和步骤S33所述得到目标卫星星历；对于多星可见场景，根据所需的目标卫星数量，在每个观测时刻重复步骤S32和步骤S33分别得到不同目标卫星的星历；对于单星多次观测场景，在已得到目标卫星星历的基础上，根据运载体和目标卫星的星历信息求解得到不同观测时刻的相对姿态信息，并将此姿态信息转换到相机坐标系下，换算为相机姿态，通过指令重新设置相机姿态即可完成单星多次观测。
本发明还公开了一种基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成器，使用如权利要求1-4中任一所述基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法，其特征在于，其包括以下部分：仿真创建模块，目标卫星星历模块和导航数据导出模块，其中仿真创建模块包括仿真场景创建模块、运载体创建模块、和目标卫星创建模块。仿真创建模块用于创建仿真需要的对象，并在仿真创建模块中进行显示，目标卫星星历模块接收仿真创建模块中对象的参数，得到目标卫星星历，导航数据导出模块输出导航数据；目标卫星星历模块使用MATLAB实现，仿真创建模块和导航数据导出模块使用MATLAB程序命令控制STK实现和显示；下面对各模块进行详细的说明：
仿真创建模块用来创建仿真时需要使用的仿真场景、运载体和目标卫星的各种参数，并在STK中进行显示，具体由仿真场景创建模块、运载体创建模块、和目标卫星创建模块构成；
仿真场景创建模块用来创建仿真场景并进行显示，具体为：创建指定名称的仿真场景，并设置场景参数，参数包括：场景起止时间、场景历元、场景动画时间和步长，并在STK中进行显示；
运载体创建模块用来创建运载体，并围绕运载体创建运载体相机、星座和链路。首先创建运载体，然后创建光学相机,将光学相机固联在运载体质心，成为运载体相机，接着创建星座，用于收纳低轨目标卫星座，最后创建运载体相机和星座之间的链路；创建运载体具体为：创建指定名称的运载体，并设置其参数，参数包括：飞行起始时刻、起止经纬度、高度、速度、加速度；创建光学相机,将光学相机固联在运载体质心，具体为：设置相机为圆锥形视场，设置半顶角和视场范围，偏转范围；设置光学相机固联在运载体质心，成为运载体相机，定义运载体相机相对于载体坐标系的姿态由三个欧拉角表示，旋转顺序为先沿x轴旋转角度γ，再沿y轴旋转角度θ，最后沿z轴旋转角度设置运载体相机的姿态、颜色和视场距离。创建星座，以及运载体相机和星座之间的链路，将运载体、运载体相机、星座添加到链路中；
目标卫星创建模块用于根据目标卫星星历创建一颗卫星，目标卫星星历由目标卫星星历模块输入，卫星轨道运动模型选用STK自带的高精度轨道外推型，并将目标卫星在仿真创建模块的仿真场景创建模块进行显示；
目标卫星星历模块用于获取目标卫星星历，根据从仿真创建模块得到的仿真场景参数、运载体参数和运载体相机参数，得到目标卫星星历；目标卫星星历模块保存有各坐标系之间的转换矩阵，根据输入的参数，结合转换矩阵，得到目标卫星星历，具体为：保存的转换矩阵为步骤S31中的转换矩阵；采用步骤S32和S33的方式确定目标卫星在惯性坐标系下的位置和速度，进一步采用步骤S34，得到不同导航工况下的目标卫星星历。
导航数据导出模块用于导出所需的导航数据；具体为：输出目标卫星在惯性坐标系下的位置、速度、姿态以及目标卫星相对于运载体的观测信息，即高度角和方位角信息。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明能够根据仿真要求自动解算任意所需的导航卫星轨道，解算快速、准确、程序化、可靠性高。
本发明基于STK/Connect链接模块，借助MATLAB程序指令自动完成STK场景创建、运载体与目标卫星创建和参数设置、导航数据导出等工作，从而实现基于STK的轨道生成器部分的完整程序封装工作，为实现导航算法的大规模自动连续仿真提供了便利。
附图说明
图1是光学导航原理示意图；
图2是基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法的流程图；
图3是STK仿真场景创建效果图；
图4是运载体创建效果图；
图5是单颗目标卫星光学观测示意图；
图6是相机坐标系下目标卫星相对于相机光心的几何示意图；
图7a是光学导航的多星可见场景示意图；
图7b是光学导航的单星时序可见场景示意图；
图7c是光学导航的单星多次观测场景示意图；
图8是目标卫星创建效果图；
图9是基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成器的结构示意图。
具体实施方式
以下将参考附图详细说明本发明的示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
根据本发明所采用的技术方案，下面对具体实施方式进行详细描述。基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法的主要流程如图2所示，主要可分为以下五个步骤：创建仿真场景、创建运载体、解算目标卫星星历、创建目标卫星、导出导航数据。
S1，创建仿真场景
在进行STK与MATLAB联合仿真之前，先基于STK提供的STK/Connect链接模块可以实现STK与MATLAB之间的互联和初始化。
然后需要创建仿真场景，使用MATLAB程序指令在STK中创建指定名称的仿真场景，并设置场景参数，参数包括：场景起止时间、场景历元、场景动画时间和步长。
例如，下面使用MATLAB程序指令在STK中创建一个场景，命名为home，程序语句为stkNewObj('/','Scenario','home')；
设置场景的起止时间和采用的时间系统，起始时间为27November 2022，结束时间为28November 2022，程序语句为stkSetTimePeriod('27Nov 202200:00:00.0','28Nov2022 00:00:00.0','GREGUTC')；
设置场景的历元，历元时刻为27November 2022 00:00:00.0，程序语句为stkSetEpoch('27Nov 2022 00:00:00.0','GREGUTC')；
设置STK场景动画历元和步长，历元时刻为27November 2022 00:00:00.0，动画步长和更新时间均为1s，程序语句为
rtn＝stkConnect(conid,'Animate','Scenario/home','SetValues"27Nov 202200:00:00.0"1 1')；
rtn＝stkConnect(conid,'Animate','Scenario/home','Reset')。
那么，仿真场景home创建完成后在STK中的效果如图3所示。
S2，创建运载体
使用MATLAB程序指令在STK中创建指定名称的运载体，并设置其参数，参数包括：飞行起始时刻、起止经纬度、高度、速度、加速度；
例如，在STK中创建一个运载体，命名为Air，程序语句为stkNewObj('*/','Aircraft','Air')；
设置运载体轨迹，飞行起始时刻为27November 2022 00:00:00.0，起止经度为东经80°-90°，起止纬度为北纬20°-30°，高度固定为100km，速度固定为6km/s，加速度固定为0，程序语句为
stkSetWaypoints('*/Aircraft/Air','27Nov 2022 00:00:00.0',[20*pi/180,30*pi/180；80*pi/180,90*pi/180；100000.00,100000.00],[6000.00,6000.00],[0 0])；
导出运载体飞行前10分钟的经纬高数据，步长为1s，用于计算生成所需的目标卫星，程序语句为
stkReport('Scenario/home/Aircraft/Air','LLA Position',0,600,1)；
STK提供的MATLAB接口函数stkExec可直接发送近600条STK的连接指令，涵盖场景设置、相对运动关系计算、图形显示等方方面面，可实现远多于MATLAB其他封装好的接口函数的功能，其函数语法为stkExec(conID,‘conCmdStr’)，其中conID是连接句柄，conCmdStr是指令内容。
使用stkExec接口函数导出运载体的位置、速度和姿态角。其中，位置、速度在惯性坐标系下表示。定义地理坐标系为北东地坐标系，其x轴指北，y轴指东，z轴指地，相应的定义运载体的载体坐标系为x轴沿机身，y轴向右，z轴向下，相对于北东地坐标系的旋转顺序为先沿北东地坐标系的z轴旋转偏航角Yaw，再沿y轴旋转俯仰角Pitch，最后沿x轴旋转横滚角Roll。即运载体相对于北东地地理坐标系的偏航角、俯仰角、横滚角姿态分别为Yaw、Pitch、Roll。
在MATLAB中设置光学相机固联在运载体质心，成为运载体相机，通过MATLAB控制视场形状、半顶角、视场大小与偏转范围；
给运载体安装光学相机sensor，程序语句为stkNewObj(['*/Aircraft/''Air],'Sensor','sensor')；
使用stkExec接口函数设置相机为圆锥形视场，半顶角ψ为5°，视场范围为10°×10°；
定义运载体相机相对于载体坐标系的姿态由三个欧拉角表示，旋转顺序为先沿x轴旋转角度γ，再沿y轴旋转角度θ，最后沿z轴旋转角度在MATLAB中使用stkExec接口函数设置运载体相机的姿态、颜色和视场距离。
创建星座stars，用于收纳低轨目标卫星座，程序语句为stkNewObj('*/','Constellation','stars')；
创建运载体相机和星座之间的链路chain，程序语句为stkNewObj('*/','Chain','chain')；
使用stkExec接口函数将运载体、运载体相机、星座添加到链路中。
运载体创建完成后在STK中的效果如图4所示。
S3，获取目标卫星星历
根据步骤S2完成运载体的创建和参数设置后，根据某一时刻运载体的位置、速度、姿态等参数可以设定并获得任意所需可观测卫星的星历(位置和速度)信息。当前时刻出现在运载体相机视场中并需要得到星历的可观测卫星称为目标卫星。根据光学导航的需要，目标卫星的星历信息主要由三个参数决定，即目标卫星的轨道高度h、目标卫星在运载体相机视场中出现的方向φ、目标卫星速度矢量在相机坐标系xoy平面的投影与目标卫星方向的夹角η，可根据仿真场景的需要进行设定。考虑到绝大多数低轨星座卫星的偏心率很小(10-3量级)，为简化处理，假设所有可观测卫星的运行轨道为圆轨道，即偏心率为0，因此目标卫星的轨道高度h为定值。
作为本发明的重点，下边详细介绍得到目标卫星星历信息的方法流程。
S31，首先给出各坐标系之间的转换矩阵
假设运载体在飞行过程中的t时刻，在运载体相机视场中观测到一颗低轨星座卫星飞过，运载体所在位置的经度、纬度、高度分别为lon、lat、alt，运载体相对于北东地地理坐标系的偏航角、俯仰角、横滚角姿态分别为Yaw、Pitch、Roll，运载体相机视场的半顶角为ψ。
在本实施例中，C表示姿态旋转矩阵，下标表示当前坐标系，上标表示目标坐标系，则各坐标系之间的转换矩阵如下：
惯性坐标系(i系)到地球坐标系(e系)之间的转换矩阵可根据MATLAB函数dcmeci2ecef求得；
地球坐标系(e系)到北东地地理坐标系(g系)之间的转换矩阵
其中，lon、lat、alt分别为运载体所在位置的经度、纬度、高度；
北东地地理坐标系(g系)到载体坐标系(b系)之间的转换矩阵
其中，Yaw、Pitch、Roll分别为运载体相对于北东地地理坐标系的偏航角、俯仰角、横滚角姿态，
载体坐标系(b系)到相机坐标系(c系)之间的转换矩阵
其中，γ、θ和为运载体相机相对于运载体载体坐标系姿态的三个欧拉角，γ为沿x轴旋转角度，θ为沿y轴旋转角度，/>为沿z轴旋转角度。
S32，确定目标卫星在相机坐标系下相对于运载体的距离和位置矢量
根据低轨星座卫星特征、运载体运动信息及相机参数设定目标卫星轨道根数，为了尽可能延长观测时间，保证新一颗目标卫星将出现在运载体相机视场边缘，考虑到实际观测中目标卫星出现位置的随机性，单颗卫星观测结束后运载体相机发生偏移，寻找下一颗目标卫星。单颗目标卫星光学观测时，其几何示意图如图5所示。其中，d为待求解的目标卫星到运载体的距离，和/>分别为惯性系下运载体和目标卫星到地心的距离，/>为待求解的目标卫星在惯性系下的速度，/>为惯性系下目标卫星相对于运载体的单位视线矢量。相机坐标系下目标卫星相对于相机光心的几何示意图如图6所示，其中，φ为目标卫星在相机视场中出现的方向，η为目标卫星速度矢量在相机坐标系xoy平面的投影与卫星方向的夹角，/>为目标卫星在相机坐标系下的速度，可以分解为垂直速度/>和水平速度/>其中/>与相机的xoy平面垂直，/>为/>在相机xoy平面的投影。假设相机坐标系下，目标卫星相对于运载体的位置矢量坐标表示为/>有/> 为相机坐标系下目标卫星相对于运载体的单位视线矢量，则由几何关系可知：
其中，ψ为运载体相机视场的半顶角，d为待求解的目标卫星到运载体的距离，φ为目标卫星在相机视场中出现的方向；
基于运载体的经纬高信息，利用MATLAB函数lla2ecef可以得到运载体在地球坐标系下的坐标为基于步骤S31给出的转换矩阵可将地球坐标系下的坐标转换到相机坐标系下：
其中，和/>分别为运载体在相机坐标系和地球坐标系下的位置矢量。
则有：
其中，为相机坐标系下目标卫星到地心的位置矢量，/>为相机坐标系下运载体到地心的位置矢量，/>为目标卫星相对于运载体的位置矢量在相机坐标系下的坐标；
根据几何关系，有：
其中为/>的模值，有/>h为目标卫星的轨道高度，R为地球半径。
在式(7)中，h和R均为已知量，中/>为已知量，/>根据(4)式可知仅有d为未知量，方程为非线性方程，利用牛顿法可求得d的近似解，解的精度设置为10-3m。
求解得到d后，再代入(4)式可计算得到目标卫星相对于运载体的位置矢量在相机坐标系下的坐标
S33，确定目标卫星在惯性坐标系下的位置和速度
S331，得到目标卫星在相机坐标系下的位置矢量和单位速度方向矢量
根据公式(6)可得到目标卫星在相机坐标系下的位置矢量
设目标卫星在相机坐标系下的速度
先求解目标卫星在相机坐标系下速度的单位速度方向矢量。即待求解的为的方向，记为/> 可以分解为垂直速度/>和水平速度/>其中/>与相机的xoy平面垂直，/>为/>在相机xoy平面的投影，则由几何关系，有：
其中，φ为目标卫星在运载体相机视场中出现的方向、η为目标卫星速度矢量在相机坐标系xoy平面的投影与目标卫星方向的夹角，和/>分别是/>和/>的模值。
如图6所示，为目标卫星在相机坐标系下的速度/>的单位速度方向矢量，表示/>各分量之间的方向性关系，其各分量为/> 可分解为/>和/>不妨先假设的模值为1，则参考式(8)可求得/>和/>的值，待求解的为/>的模值/> 求解步骤如下：/>
由于卫星的运行轨道为圆轨道，故有：
进而有：
代入各向量的分量值得：
其中，为相机坐标系下目标卫星到地心的距离/>在z轴方向的分量。
求解得到后，则通过归一化可得到/>的值，即/>的单位速度方向矢量。
S332，得到目标卫星在地球坐标系下的位置矢量和速度；
根据S331已得到目标卫星在相机坐标系下的位置矢量和单位速度方向矢量/>由坐标转换矩阵可将其转换到地球坐标系下：
其中，和/>分别为目标卫星在地球坐标系下的位置矢量和单位速度方向矢量。
假设目标卫星在相机坐标系下速度的模值为/>则有：
其中，为目标卫星在地球坐标系下的速度。
目标卫星在惯性系下速度的模值/>可由公式(14)得到：
其中，GM为地心引力常数，其值为398600.44×109m3/s2，R+h为目标卫星距地心的距离。
由于地球的自转，根据矢量绝对导数与相对导数的关系：
其中，和/>分别表示惯性坐标系和地球坐标系下的速度，ωie为地球的自转角速度，R+h为目标卫星距地心的距离，ωie×(R+h)为地球自转产生的牵连速度。
根据式(15)，有：
其中，为目标卫星在惯性坐标系下的速度。
联立(13)、(14)和(16)式可求解得到的值，进而可得到/>的值。
S333，最后，将地球坐标系下的位置矢量和速度转换到惯性坐标系下：
其中，和/>分别为目标卫星在惯性坐标系下的位置矢量和速度，得到/>和/>后，即得到了目标卫星星历。
S34，得到不同导航工况下的目标卫星星历
生成目标卫星星历的目的是为了在运载体导航仿真时使用，因此需要考虑不同的导航工况。受运载体相机视场大小影响，运载体相机同时能够捕捉的可观测卫星数量存在差异，可分别定义单星时序可见、多星可见、和单星多次观测三类导航工况。单星时序可见场景中((图7b))，运载体受视场范围限制，某一时刻至多有一颗卫星被相机捕获；多星可见场景中(图7a)，运载体能够通过运载体相机同时观测到3颗及以上卫星；单星多次观测场景中(图7c)，运载体持续跟踪同一颗目标卫星。不同工作场景原理示意图见图7a-7c。
对于单星时序可见场景，可根据步骤S32和步骤S33所述得到目标卫星星历；对于多星可见场景，根据所需的目标卫星数量，在每个观测时刻重复步骤S32和步骤S33分别得到不同目标卫星的星历；对于单星多次观测场景，在已得到目标卫星星历的基础上，可根据运载体和目标卫星的星历信息求解得到不同观测时刻的相对姿态信息，并将此姿态信息转换到相机坐标系下，换算为相机姿态，通过指令重新设置相机姿态即可完成单星多次观测。
S4，创建目标卫星
在完成目标卫星星历的求解以后，需要将MATLAB中得到的星历信息导入STK中。
首先，使用MATLAB在STK中创建一颗卫星，命名为Satellite1，程序语句为stkNewObj('*/','Satellite',Satellite1)；
再将设置好的星历信息导入STK，其中，卫星轨道运动模型选用STK自带的高精度轨道外推(High-Precision Orbit Propagator,HPOP)模型，HPOP采用了强大的轨道外推技术，涉及到多种复杂的轨道摄动模型。程序语句为stkSetPropCart('*/Satellite/Satellite1','HPOP','J2000',0.0,600.0,1.0,orbitEpoch,)；其中orbitEpoch为运载体观测到目标卫星的历元时刻。
目标卫星创建完成后在STK中的仿真场景如图8所示。
S5，导出导航数据
在完成目标卫星的创建和目标卫星星历的导入工作后，STK即可导出所需的导航数据。
MATLAB使用stkExec接口函数可从STK得到目标卫星在惯性坐标系下的位置、速度、姿态以及目标卫星相对于运载体的观测信息，即高度角和方位角信息。至此，基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成完成。
本发明还公开了一种基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成器，如图9所示，主要由以下三个部分组成：仿真创建模块1，目标卫星星历模块2和导航数据导出模块3，其中仿真创建模块包括仿真场景创建模块12、运载体创建模块11、和目标卫星创建模块13。仿真创建模块用于创建仿真需要的对象，并在STK中进行显示，目标卫星星历模块接收仿真创建模块中对象的参数，并结合目标卫星在运载体相机中的参数，得到目标卫星星历，仿真创建模块根据目标卫星星历创建目标卫星，并进行显示，导航数据导出模块输出导航数据。目标卫星星历模块使用MATLAB实现，仿真创建模块和导航数据导出模块使用MATLAB程序命令控制STK实现和显示。下面对各模块进行详细的说明：
仿真创建模块用来创建仿真时需要使用的仿真场景、运载体和目标卫星的各种参数，并在STK中进行显示，具体由仿真场景创建模块、运载体创建模块、和目标卫星创建模块构成。
仿真场景创建模块用来创建仿真场景并进行显示，具体为：创建指定名称的仿真场景，并设置场景参数，参数包括：场景起止时间、场景历元、场景动画时间和步长，并在STK中进行显示。仿真场景创建过程如步骤S1所示，本实例中仿真场景显示如图3所示。
运载体创建模块用来创建运载体，并围绕运载体创建运载体相机、星座和链路。首先创建运载体，然后创建光学相机,将光学相机固联在运载体质心，成为运载体相机，接着创建星座，用于收纳低轨目标卫星座，最后创建运载体相机和星座之间的链路。创建运载体具体为：创建指定名称的运载体，并设置其参数，参数包括：飞行起始时刻、起止经纬度、高度、速度、加速度。创建光学相机,将光学相机固联在运载体质心，具体为：设置相机为圆锥形视场，设置半顶角和视场范围，偏转范围；设置光学相机固联在运载体质心，成为运载体相机，定义运载体相机相对于载体坐标系的姿态由三个欧拉角表示，旋转顺序为先沿x轴旋转角度γ，再沿y轴旋转角度θ，最后沿z轴旋转角度设置运载体相机的姿态、颜色和视场距离。创建星座，以及运载体相机和星座之间的链路，将运载体、运载体相机、星座添加到链路中。将运载体在仿真创建模块的仿真场景创建模块进行显示。运载体创建过程如步骤S2所示，本实例中运载体显示如图4所示。
目标卫星创建模块用于根据目标卫星星历创建一颗卫星，目标卫星星历由目标卫星星历模块输入，卫星轨道运动模型选用STK自带的高精度轨道外推(High-PrecisionOrbit Propagator,HPOP)模型，并将目标卫星在仿真创建模块的仿真场景创建模块进行显示。目标卫星创建过程如步骤S4所示，本实例中目标卫星显示如图8所示。
目标卫星星历模块用于获取目标卫星星历，根据从仿真创建模块得到的仿真场景参数、运载体参数和运载体相机参数，得到目标卫星星历。目标卫星星历模块保存有各坐标系之间的转换矩阵，根据输入的参数，结合转换矩阵，得到目标卫星星历，具体为：保存的转换矩阵为步骤S31中的转换矩阵：地球坐标系(e系)到北东地地理坐标系(g系)之间的转换矩阵；北东地地理坐标系(g系)到载体坐标系(b系)之间的转换矩阵，以及载体坐标系(b系)到相机坐标系(c系)之间的转换矩阵；采用步骤S32和S33的方式确定目标卫星在惯性坐标系下的位置和速度，进一步采用步骤S34，得到不同导航工况下的目标卫星星历。
导航数据导出模块用于导出所需的导航数据，导航数据导出采用步骤S5：使用stkExec接口函数输出目标卫星在惯性坐标系下的位置、速度、姿态以及目标卫星相对于运载体的观测信息，即高度角和方位角信息。
以上所述的实施例仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (4)

1.一种基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法，其特征在于：其包括以下步骤：
S1，创建仿真场景
创建指定名称的仿真场景，并设置场景参数，参数包括：场景起止时间、场景历元、场景动画时间和步长；
S2，创建运载体
创建指定名称的运载体，并设置其参数，参数包括：飞行起始时刻、起止经纬度、高度、速度、加速度；
设置光学相机固联在运载体质心，成为运载体相机，控制视场形状、半顶角、视场大小与偏转范围；
创建星座用于收纳低轨目标卫星星座；
创建运载体相机和星座之间的链路；将运载体、运载体相机、星座添加到链路中；
S3，获取目标卫星星历
S31，给出坐标系之间的转换矩阵，坐标系包括：
惯性坐标系、地球坐标系、北东地地理坐标系、载体坐标系和相机坐标系；
给出坐标系之间的转换矩阵，具体为：
各坐标系之间的转换矩阵如下：
惯性坐标系(i系)到地球坐标系(e系)之间的转换矩阵可根据MATLAB函数dcmeci2ecef求得；
地球坐标系(e系)到北东地地理坐标系(g系)之间的转换矩阵
其中，lon、lat、alt分别为运载体所在位置的经度、纬度、高度；
北东地地理坐标系(g系)到载体坐标系(b系)之间的转换矩阵
其中，Yaw、Pitch、Roll分别为运载体相对于北东地地理坐标系的偏航角、俯仰角、横滚角姿态；
载体坐标系(b系)到相机坐标系(c系)之间的转换矩阵
其中，γ、θ和为运载体相机相对于运载体载体坐标系姿态的三个欧拉角，γ为沿x轴旋转角度，θ为沿y轴旋转角度，/>为沿z轴旋转角度；
S32，得到目标卫星在相机坐标系下相对于运载体的距离和位置矢量
S33，得到目标卫星在惯性坐标系下的位置和速度
S331，得到目标卫星在相机坐标系下的位置矢量rs c和单位速度方向矢量
根据目标卫星在相机坐标系下相对于运载体的位置矢量，和运载体在相机坐标系下到地心的位置矢量，得到目标卫星在相机坐标系下到地心的位置矢量rs c；
设目标卫星在相机坐标系下的速度 分解为垂直速度/>和水平速度其中/>与相机的xoy平面垂直，/>为/>在相机xoy平面的投影，则有：
其中，φ为目标卫星在运载体相机视场中出现的方向、η为目标卫星速度矢量在相机坐标系xoy平面的投影与目标卫星方向的夹角；
为目标卫星在相机坐标系下的速度/>的单位速度方向矢量，表示/>各分量之间的方向性关系，其各分量为/>设/>的模值为1，则参考式(8)可求得/>和/>的值，待求解的为/> 求解步骤如下：
由于卫星的运行轨道为圆轨道，故有：
进而有：
代入各向量的分量值得：
其中，为rs c在z轴方向的分量；
得到后，通过归一化可得到/>的值，即/>的单位速度方向矢量；
S332，得到目标卫星在地球坐标系下的位置矢量和速度；
根据目标卫星在相机坐标系下的位置矢量rs c和单位速度方向矢量得到地球坐标系下位置矢量rs e和单位速度方向矢量速度/>
目标卫星在相机坐标系下速度的模值为/>则有：
其中，为目标卫星在地球坐标系下的速度；
目标卫星在惯性系下速度的模值/>可由公式(14)得到：
其中，GM为地心引力常数，其值为398600.44×109m3/s2，R+h为目标卫星距地心的距离；
由于地球的自转，根据矢量绝对导数与相对导数的关系：
其中，和/>分别表示惯性坐标系和地球坐标系下的速度，ωie为地球的自转角速度，R+h为目标卫星距地心的距离，ωie×(R+h)为地球自转产生的牵连速度；
根据式(15)，有：
其中，为目标卫星在惯性坐标系下的速度；
联立(13)、(14)和(16)式可得到的值，进而得到/>的值；
S333，将地球坐标系下的位置矢量和速度转换到惯性坐标系下：
S34，得到不同导航工况下的目标卫星星历
根据单星时序可见、多星可见、和单星多次观测三类导航工况，分别利用步骤S32和步骤S33得到目标卫星星历；
S4，创建目标卫星
创建目标卫星，并将步骤S3得到的目标卫星星历导入STK中；
S5，导出导航数据
在完成目标卫星的创建和目标卫星星历的导入工作后，STK即可导出所需的导航数据。
2.根据权利要求1所述的基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法，其特征在于所述步骤S32得到目标卫星在相机坐标系下相对于运载体的距离和位置矢量，具体为：
目标卫星相对于运载体的位置矢量坐标表示为则有：
其中，ψ为运载体相机视场的半顶角，d为待求解的目标卫星到运载体的距离，φ为目标卫星在相机视场中出现的方向；
基于运载体的经纬高信息，得到运载体在地球坐标系下的坐标为基于步骤S31给出的转换矩阵将地球坐标系下的坐标转换到相机坐标系下得位置矢量/>则有：
其中，rs c为相机坐标系下目标卫星到地心的位置矢量，为相机坐标系下运载体到地心的位置矢量，/>为目标卫星相对于运载体的位置矢量在相机坐标系下的坐标；
根据几何关系，有：
|rs c|-h-R＝0 (7)
其中|rs c|为rs c的模值，有h为目标卫星的轨道高度，R为地球半径；
根据式(7)利用牛顿法可求得d的近似解，再代入(4)式得到目标卫星相对于运载体的位置矢量在相机坐标系下的坐标
3.根据权利要求1所述的基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法，其特征在于所述S34得到不同导航工况下的目标卫星星历，具体为：
对于单星时序可见场景，根据步骤S32和步骤S33所述得到目标卫星星历；对于多星可见场景，根据所需的目标卫星数量，在每个观测时刻重复步骤S32和步骤S33分别得到不同目标卫星的星历；对于单星多次观测场景，在已得到目标卫星星历的基础上，根据运载体和目标卫星的星历信息求解得到不同观测时刻的相对姿态信息，并将此姿态信息转换到相机坐标系下，换算为相机姿态，通过指令重新设置相机姿态即可完成单星多次观测。
4.一种基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成器，使用如权利要求1-3中任一所述基于STK和MATLAB联合仿真的卫星轨道生成方法，其特征在于，其包括以下部分：仿真创建模块，目标卫星星历模块和导航数据导出模块，其中仿真创建模块包括仿真场景创建模块、运载体创建模块、和目标卫星创建模块；仿真创建模块用于创建仿真需要的对象，并在仿真创建模块中进行显示，目标卫星星历模块接收仿真创建模块中对象的参数，得到目标卫星星历，导航数据导出模块输出导航数据；目标卫星星历模块使用MATLAB实现，仿真创建模块和导航数据导出模块使用MATLAB程序命令控制STK实现和显示；下面对各模块进行详细的说明：
仿真创建模块用来创建仿真时需要使用的仿真场景、运载体和目标卫星的各种参数，并在STK中进行显示，具体由仿真场景创建模块、运载体创建模块、和目标卫星创建模块构成；
仿真场景创建模块用来创建仿真场景并进行显示，具体为：创建指定名称的仿真场景，并设置场景参数，参数包括：场景起止时间、场景历元、场景动画时间和步长，并在STK中进行显示；
运载体创建模块用来创建运载体，并围绕运载体创建运载体相机、星座和链路；首先创建运载体，然后创建光学相机,将光学相机固联在运载体质心，成为运载体相机，接着创建星座，用于收纳低轨目标卫星座，最后创建运载体相机和星座之间的链路；创建运载体具体为：创建指定名称的运载体，并设置其参数，参数包括：飞行起始时刻、起止经纬度、高度、速度、加速度；创建光学相机,将光学相机固联在运载体质心，具体为：设置相机为圆锥形视场，设置半顶角和视场范围，偏转范围；设置光学相机固联在运载体质心，成为运载体相机，定义运载体相机相对于载体坐标系的姿态由三个欧拉角表示，旋转顺序为先沿x轴旋转角度γ，再沿y轴旋转角度θ，最后沿z轴旋转角度设置运载体相机的姿态、颜色和视场距离；创建星座，以及运载体相机和星座之间的链路，将运载体、运载体相机、星座添加到链路中；
目标卫星创建模块用于根据目标卫星星历创建一颗卫星，目标卫星星历由目标卫星星历模块输入，卫星轨道运动模型选用STK自带的高精度轨道外推型，并将目标卫星在仿真创建模块的仿真场景创建模块进行显示；
目标卫星星历模块用于获取目标卫星星历，根据从仿真创建模块得到的仿真场景参数、运载体参数和运载体相机参数，得到目标卫星星历；目标卫星星历模块保存有各坐标系之间的转换矩阵，根据输入的参数，结合转换矩阵，得到目标卫星星历，具体为：保存的转换矩阵为步骤S31中的转换矩阵；采用步骤S32和S33的方式确定目标卫星在惯性坐标系下的位置和速度，进一步采用步骤S34，得到不同导航工况下的目标卫星星历；
导航数据导出模块用于导出所需的导航数据；具体为：输出目标卫星在惯性坐标系下的位置、速度、姿态以及目标卫星相对于运载体的观测信息，即高度角和方位角信息。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2741108A1 (en) * 2012-12-07 2014-06-11 Technische Universität München Method for determining the position of a high orbit satellite
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
CN104573251A (zh) * 2015-01-16 2015-04-29 航天东方红卫星有限公司 一种星载光学遥感器全视场表观光谱辐亮度确定方法
CN104581144A (zh) * 2015-01-16 2015-04-29 航天东方红卫星有限公司 一种星载线阵推扫相机全视场积分时间确定方法
CN108974395A (zh) * 2018-06-21 2018-12-11 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 基于天基激光平台驱动的空间目标变轨计算方法及其装置
CN114662294A (zh) * 2022-03-09 2022-06-24 中国科学院国家空间科学中心 一种用于深空探测的皮米量级卫星轨道仿真方法及系统
WO2022179160A1 (zh) * 2021-02-26 2022-09-01 航天东方红卫星有限公司 一种低轨卫星被动对月定标时机计算方法和系统

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109917431B (zh) * 2019-04-02 2021-03-23 中国科学院空间应用工程与技术中心 一种利用dro轨道和星间测量实现gnss卫星自主导航的方法
US11705964B2 (en) * 2020-10-14 2023-07-18 Georgia Tech Research Corporation Large-scale constellation design framework for CubeSats

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2741108A1 (en) * 2012-12-07 2014-06-11 Technische Universität München Method for determining the position of a high orbit satellite
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
CN104573251A (zh) * 2015-01-16 2015-04-29 航天东方红卫星有限公司 一种星载光学遥感器全视场表观光谱辐亮度确定方法
CN104581144A (zh) * 2015-01-16 2015-04-29 航天东方红卫星有限公司 一种星载线阵推扫相机全视场积分时间确定方法
CN108974395A (zh) * 2018-06-21 2018-12-11 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 基于天基激光平台驱动的空间目标变轨计算方法及其装置
WO2022179160A1 (zh) * 2021-02-26 2022-09-01 航天东方红卫星有限公司 一种低轨卫星被动对月定标时机计算方法和系统
CN114662294A (zh) * 2022-03-09 2022-06-24 中国科学院国家空间科学中心 一种用于深空探测的皮米量级卫星轨道仿真方法及系统

Non-Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Analysis of Distributed Inter-satellite Link Network Coverage Based on STK and Matlab;Zhang Yue etc.;IOP Conference Series: MaterialsScience and Engineering;全文 *
MATLAB/STK联合仿真方法研究及GUI设计;苗继松等;计算机测量与控制(第08期);全文 *
不规则小天体引力场内的广义甩摆轨道;曾祥远等;深空探测学报(第01期);全文 *
地球同步轨道目标物深度学习检测方法;曾祥远等;宇航学报(第10期);全文 *
基于HPOP的低轨星座多普勒与时延研究;李飞龙等;通信技术(第01期);全文 *
星间链路联合磁测约束的低轨星座自主导航;谭龙玉等;空间科学学报(第03期);全文 *
深空背景点目标红外序列图像生成;李克新等;光学精密工程(第12期);全文 *

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