SGP4/SDP4模型应用于水平式光电跟踪设备的卫星轨道预报

针对以往水平式光电跟踪设备卫星轨道预报算法在卫星过天顶时由于方位角速度很快,导致的轨道预报精度差的问题,本文提出了一种基于SGP4/SDP4模型计算水平式卫星预报数据的算法,该算法直接计算卫星相对于水平式测量设备的轨道预报数据,相对于传统的先计算地平式设备的测站坐标,再进行坐标变换的算法,可有效地消除天顶引导误差。经过实验数据分析,其引导精度及稳定性可由4.5'提高到2.89″量级。可见,本文算法可有效地解决了卫星过天顶盲区的稳定跟踪问题,对高仰角卫星轨道预报具有更高的引导精度。

SGP4/SDP4模型预报可靠性分析

以激光测距资料精密定轨结果为参考轨道,分析了两种典型版本SGP4/SDP4模型对低、中、高轨道卫星预报误差的放大规律,当预报超过一定的圈数后误差成指数增长。数值试验结果表明:对低、中、高轨卫星预报误差无显著放大圈数分别是(h≤300 km),40;(300 km≤h≤1 200 km),150;(1 200 km≤h≤10 000 km),300;半同步卫星(19 000km≤h≤22 000 km),55;同步卫星(33 000 km≤h≤38 000 km),10。并图示出参考卫星轨道预报误差的放大规律,供工程中利用双行根数和SGP4/SDP4模型作轨道预报时参考。

基于SGP4模型的卫星多普勒频移补偿方法研究

针对卫星与地面站进行通信时,地面站接收到的信号存在明显的多普勒频移现象,提出了一种基于SGP4模型的卫星多普勒频移补偿算法。首先,根据开普勒定律推导出多普勒频移公式;然后由卫星星历信息,基于SGP4模型预测出卫星的轨道,计算出卫星和地面站之间的相对位置和相对速度,得出多普勒频偏,在地面站分别进行预校正与补偿;最后,使用STK/HPOP生成标称轨道对SGP4模型生成的预测轨道进行误差分析和性能评估。仿真结果表明,对于工作在Ka频段、轨道高度200~1 000 km的低轨卫星,多普勒频偏估计精度优于50 Hz,精度高;随着轨道高度的增加,多普勒频偏估计更加精确。

用SGP4模型和卡尔曼滤波实现空间碎片轨道预报

文章将扩展卡尔曼滤波算法成功应用于求空间碎片的双行元初值及其轨道预报问题。首先推导出扩展的卡尔曼滤波求双行元的计算公式；然后针对地面观测站对空间碎片的监测进行了应用研究,编制了相应的计算程序并进行了数学仿真。结果表明该算法可以较准确地得到监测目标的双行元初值,从而可实现中长期轨道预报。

基于SGP4模型与多普勒频移的改进定轨方法

立方体卫星广泛使用两行根数(two-line element,TLE)结合SGP4模型作为定轨的唯一或是备份手段。针对SGP4模型长期预报误差积累的问题,分析了模型的误差来源及分布情况,提出两种利用地面观测站测量多普勒频移提高定轨精度的方法。一种方法直接修正大气阻力项系数,结果表明能大幅减小速度方向上的预报误差,将预报10天的位置精度提高到4km以内。另一种方法将已知的两行根数更新为卫星过境时刻的两行根数,然后修正纬度幅角,修正后短期预报误差能基本消除但长期精度不如前一种方法。通过对在轨立方体卫星的实际测量也验证了上述的结论。

基于SGP4模型的空间站跟踪算法

中国空间站天和核心舱的成功发射标志着我国空间站在轨组装建设进入全面实施阶段。空间站入轨运行后,实现地面站对空间站的跟踪观测是获取科学数据的前提。本文根据空间站TLE轨道参数,基于现有的简化常规摄动(SGP4)模型,研究地面观测站地平式设备观测空间站的跟踪角度的计算算法;根据研究方法计算西安站观测空间站的跟踪角度,并与利用STK软件的计算结果进行对比,发现两者差值小于0.001°,证明了该算法的正确性;在此基础上,进一步研究TLE轨道参数的有效预报时长,为地面站观测空间站等低轨目标提供支持。

基于SGP4模型的卫星轨道预报与精度分析

在太空中空间碎片随时可能与航天器发生碰撞,碰撞预警即已知卫星当前时刻的状态,预测未来位置和速度。文章通过SGP4模型计算FENGYUN 3C从2014年10月的TLE数据,预报7天内的卫星轨道参数,并TLE数据参考时刻的轨道参数求差并进行分析,得出向前预测的轨道坐标与速度结果优于向后预测的轨道坐标与速度。通过内符合分析方法发现,FENGYUN 3C为例的近极地太阳同步轨道卫星,利用TLE数据和SGP4模型可预报其卫星轨道,获得较好的轨道结果,尤其在Y方向的分量上。这一结论显示SGP4模型能够在一定时间段内较准确地预报出卫星轨道参数,有效服务于碰撞预警系统,具有一定的实用价值。

光电设备卫星轨道预报摄动模型修正方法及精度分析

在利用卫星轨道预报数据对光电跟踪设备进行引导时,需要根据卫星的轨道根数及光电设备站址坐标解算卫星引导数据,国际上采用较为广泛的卫星轨道预报模型为基于TLE格式的SGP4/SDP4模型(简化常规/深空扰动的近似解析解模型),该模型具有较高的运算速度,但解算精度往往无法满足光电设备引导的需要,因此在解算卫星引导数据时,需要采用卫星轨道摄动的力学模型对轨道进行修正,针对地球引力场、日月引力、上层大气阻力、太阳辐射压等主要的摄动力模型进行了分析并对卫星轨道进行了修正,经摄修正后,卫星轨道预报精度由方位20'、俯仰10'提高到方位2'、俯仰1',预报精度提升了约一个数量级。

机载反卫星导弹的拦截算法研究

探讨了机载反卫星导弹的拦截算法,即已知目标卫星轨道根数,推算导弹发射的空间位置、方位和初始条件,这是一个典型的两点边值问题。建立了导弹的拦截弹道模型后,在可行域中任意选取一点,用牛顿迭代法求解非线性方程组,只需经过有限步迭代就可以得到满足精度要求的解,所以牛顿迭代法是解决此两点边值问题较为合适的算法。文中的研究在机载反卫星中具有一定的参考应用价值。

低轨卫星轨迹预测和可视化研究

理想情况下,基于开普勒定律的6个轨道参数可以用来描述卫星轨迹,但是卫星在实际运行过程中会受到各种摄动力和地球扁平的影响。针对低轨卫星的预测,基于TLE格式的SGP4模型考虑了地球非球形引起的引力摄动和大气阻力的影响,对周期小于255min的低轨卫星轨迹的预测更为精确。文章以天宫二号为例,采用SGP4模型对其轨迹进行预测,计算出卫星轨迹点并在二三维地图上绘制出卫星轨迹,实现卫星可视化。借助于当前流行的虚拟现实技术,用户佩戴VR眼镜可以沉浸于三维场景中去观察卫星轨迹,表现方式更加形象、直观。

基于TLE和SDP4模型的GPS+北斗混合系统DOP值模拟

以卫星两行轨道根数(TLE)和简化常规/深空扰动的近似解析解(SGP4/SDP4)模型预报卫星的空间位置,并以南京地区某地面站为例,分析了单北斗、单全球定位系统(GPS)和GPS+北斗3种卫星定位系统下南京地区的精度衰减因子(DOP)在2013-05-16—2013-05-23 1周时间的变化特点,以指导制定地面全球导航卫星系统(GNSS)观测方案。该分析可增强对GPS和北斗系统定位精度了解。

空间目标轨道预报及望远镜观测实现

分析了空间目标两行轨道根数（TLE）的格式及构成；阐述了相应的SGP4／SDP4轨道近似解析模型算法；提供了轨道坐标系与J2000．0坐标系及观测地平坐标系之间的转换关系。研究了ASCOM控件的用法，并结合TLE数据计算结果编程实现了用Meade望远镜对空间目标的自动搜索与跟踪观测。

卫星轨道递推的GPU集成式并行加速方法

为克服传统卫星轨道模型预报方法的速度瓶颈,为实现卫星在轨自主规划变轨奠定基础,利用图形处理器(GPU)并行计算方法对多卫星轨道解算进行加速,构建了轨道预报并行计算模块,成功实现了卫星轨道预报的大幅加速.为提高低计算量时解算速度,提出了集成式GPU加速方法,将简化常规摄动模型(SGP4)解算模型整体代入核函数,计算机内存仅需与GPU进行一次调用及数据交互,大大缩短调用核函数时间,较模块化GPU加速方法在中低规模计算量时速度有明显提高.本研究于两种设备上基于统一计算设备架构(CUDA)实现了集成式加速方法并进行了加速试验,在小型嵌入式开发板NIVIDA TX2设备上可实现在5 s内进行500颗星一天时间86400步的轨道预报,笔记本设备上GPU加速比也可达到中央处理器(CPU)的4.6倍,且加速后精度损失极低.实验结果表明:集成式加速方法适用于中低规模星数(总步数小于400万步)的并行解算任务,模块化加速方法适用于大规模星数(总步数大于400万步)的并行解算任务.

基于FPGA+MPC8260内核的微纳卫星地面站通信机设计

针对低轨微纳卫星星地通信信道短时突发、高动态的特点,设计了基于FPGA+MPC8260内核的地面站通信机。通信机使用FPGA芯片实现信号的调制与解调,使用MPC8260芯片完成通信机的数据管理以及与上位机的交互。通信机上行链路基于AFSK调制,上行信号的发送采用FSK/FM二次调制的方法。下行链路基于BPSK解调,针对下行信号的短时突发性以及由于星地间的相对高速运动产生的多普勒频移,本文设计了一种开环结构的解调器,结合SGP4模型,根据低轨卫星的轨道对接收时刻地面站收到的卫星信号频率进行预估,以补偿校正本地载波频率。测试表明,通信机上行链路杂散抑制大于50 dBc,下行链路载波校正误差在300 Hz以内,满足通信机性能要求。

基于影像浏览技术的卫星成像编程申请服务的实现

本文给出了基于3维地球模型的卫星成像申请服务系统的架构以及关键技术的实现;创新性地将地球影像浏览技术应用于对地观测卫星的成像申请服务系统中,并针对申请需求实现了相关信息的显示与处理功能。

基于随机点模拟方法分析空间目标危险交会

基于SGP4模型在空间目标轨道预报中的应用,在预报的位置速度信息和误差信息基础上,提出一种空间两目标碰撞预警的分析方法,即随机点模拟方法.与传统的交会平面积分方法相比,其主要有两点不同:一是在误差信息中考虑了误差均值的影响,即误差椭球不再以预报位置为中心分布;二是在分析方法上侧重于真实模拟可能的交会情形,而不忽略任一方向上的误差.通过算例分析验证了该方法的可行性,结果表明误差均值的非零性使得最大碰撞概率不一定出现在预报的最近交会距离时刻.同时仿真结果还表明,两目标在相对速度方向上的相对位置仍然存在误差,这可能造成随机点模拟的碰撞概率计算值较交会平面积分方法偏小.不同的碰撞预警分析方法对应不同的预警门限,根据文中实例,初步确定10^(-6)为随机点模拟方法的红色预警值.

HY-1C卫星运行轨道的计算研究

轨道数据是卫星资料处理过程涉及的重要参数,高质量HY-1C卫星产品离不开准确的轨道计算。本文从两行报(Two-Line Orbital Element,TLE)中提取数据,使用STK(Satellite Tool Kit)软件准确模拟出卫星轨道并输出星历表,通过比较两种计算HY-1C卫星轨道算法的精度,评估摄动因素对轨道计算的影响。方法一未考虑摄动,以参考时间的轨道根数为基础外推出观测时间的星历参数,进而计算卫星轨道数据;方法二采用考虑摄动的SGP4模型进行轨道计算。结果表明摄动对轨道计算结果影响明显:不考虑摄动的算法随着时间的推移误差显著增大,0.5 h内位置和速度误差分别小于10 km和10 m/s;考虑摄动的SGP4模型算法计算速度快、计算精度高且稳定性好,24 h内位置和速度误差分别小于68 m和0.051 m/s。因此,SGP4模型算法可用于近轨卫星HY-1C的高精度轨道计算。

基于UKF的航天器双行根数转换方法

确定航天器在轨双行根数(Two Line Elements,TLEs)是进行轨道预报的前提,文章以航天器双行根数为状态变量,以飞行位置和速度为测量变量,提出基于无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,UKF)的航天器双行根数转换方法。仿真结果表明:方法有效可行,能快速转换得到双行根数。当测量噪声位置误差为10 m时,转换得到的双行根数精度均达到了其标准格式精度;使用UKF转换的双行根数进行轨道预报,预报时长取一天,位置和速度的预报值与STK仿真值之间的误差分别在10 m和0.008 m/s以内。在大测量噪声和大初始误差条件下,UKF仍能转换得到满足精度要求的双行根数。

地球同步轨道卫星结构爆炸解体碎片的轨道仿真

为快速确定与预报卫星在轨爆炸解体产生的大量空间碎片的轨道,提出了一种基于ANSYS/AUTODYN、MATLAB、STK等多软件平台联合仿真分析卫星结构爆炸解体碎片运行轨道的方法。利用ANSYS/AUTODYN对典型薄壁圆柱模拟地球同步轨道卫星结构进行爆炸数值分析,得到碎片的数量、质量分布和速度特性信息。再利用MATLAB软件对卫星爆炸仿真得到的碎片参数进行处理,将处理后的数据导入到STK软件的通用摄动SGP4模型中,得出卫星爆炸碎片的早期轨道数据。最后对爆炸碎片的轨道分布、速度增量、轨道演化等进行分析。结果表明:该方法能满足大量爆炸碎片的轨道仿真要求,能有效提高碎片轨道信息转换效率,对目前难以跟踪的cm级以下碎片,也能提供相应的初始轨道数据,使用方便,通用性好。研究结果可为快速捕获卫星爆炸碎片,及时规避航天器碰撞风险提供参考。

基于Cesium的空间目标观测三维可视化平台

为满足测站对空间目标的跟踪测量需求,针对现有的空间目标观测软件在三维可视化、跨平台能力和操作易用性等方面的不足,设计开发了基于Cesium的空间目标观测三维可视化平台.介绍了软件开发框架,利用两行轨道根数(TLE)和最新的简化常规摄动模型4(SGP4)进行轨道预报,结合空间坐标系转换,实现了空间目标的轨道计算、实时位置动态显示和测站可见性分析的平台功能,并通过卫星工具包(STK)对平台计算结果进行了验证.应用结果表明,该可视化软件操作使用方便,具有良好的跨平台性能,计算结果满足精度要求,为软件设计开发的可视化与实用性相结合提供了有益探索.