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。

基于角度转化的空间碎片测角数据精密定轨方法

空间碎片对在轨卫星的影响日益增大,持续确定和更新空间碎片轨道日益受到重视。基于角度转化思想,提出了一种空间碎片测角数据精密定轨方法。基于常用的两行根数(TLE)数据应用需求,根据差分思想建立基于SGP4/SDP4预报模型的TLE精密定轨方法;以赤经-赤纬数据为典型场景,分析原始定义法、赤经投影法的优缺点;提出将常规双元素角度资料转化为三元素角度资料的角度转化法。仿真结果表明:当观测数据较多集中于测站天顶方向时,角度转化法能够将精密定轨收敛速度提高25%,轨道精度提高2~10倍。

空间目标碰撞预警的协方差计算与应用

碰撞概率是碰撞预警工程中空间目标危险交会的重要判据之一,其计算精度会受到预报协方差计算精度的影响.本文统计计算了两种形式的预报协方差.一是利用精密数值预报模型对卫星精密根数进行预报,将预报根数与精密根数的差作为样本,统计得出1~7天不同预报期的预报协方差;二是采用SGP4/SDP4预报模型对TLE数据进行预报,将预报根数与TLE根数的差作为样本,统计得出1~7 d不同预报期的预报协方差.分别分析两种方法中包含变轨过程和无变轨情况下的轨道预报精度.结合2012年某低轨道卫星的危险交会,分析了采用不同协方差时,协方差精度对碰撞预警精度的影响.协方差计算可为实际碰撞预警工程提供参考.

基于TLE的空间目标碰撞预警计算

地球轨道上数量日益增长的空间飞行物体对在轨航天器及人类航天活动构成了严重威胁。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轨道近似解析解模型算法;提供了轨道坐标系和惯性坐标系之间的转换关系;利用TLE数据和SGP4/SDP4模型进行了空间目标碰撞预警计算。该方法对于航天器初步威胁评估具有重要意义。

空间碎片环境与碰撞预警仿真系统设计

在轨编目航天器数目已超过了9000,为了保证航天任务的顺利完成,必须对可能威胁到任务轨道的空间目标进行分析.文章首先对两行轨道根数和SGP4/SDP4轨道预报模型进行了分析,在此基础上建立了空间目标数据库及空间碎片环境与碰撞预警仿真和数据可视化系统.

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。

日月轨道计算对TLE深空编目目标预报精度的影响

双行根数(Two Line Element,TLE)作为一类广泛使用的空间物体编目数据,其预报精度和误差特性是TLE编目在空间碎片研究中所要关注的问题之一.TLE编目需要配合SGP4/SDP4(Simplified General Perturbations 4/Simplified Deep Space 4)模型进行轨道预报,对深空物体来说,主要考虑带谐项J_(2)、J_(3)、J_(4)摄动、第三体日月摄动和特殊轨道共振问题修正等.其中,SGP4/SDP4模型第三体摄动计算时,对日月轨道近似采用了长期进动根数和简单平运动的方式,在外推10 d时存在约2◦–3◦的日月位置偏差.日月轨道计算可选用更加精确的方法来改进初始位置估计,并根据日月运动规律的不同,对太阳轨道采用平运动近似,对月球轨道采用计算真近点角近似,在外推10 d时,二者位置偏差可分别减小到约1′–2′和15′–20′范围.采用激光测距卫星Etalon 1、伽利略卫星导航系统Galileo 23卫星作为对比算例,结果分析表明二者原始的TLE编目轨道进行预报时存在明显的位置误差异常变化趋势;采用日月轨道计算改进后,重新定轨得到的“改进”编目具有更加精确的轨道预报结果.

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.