轨道预报

摘要： LEO卫星精密轨道预报是LEO导航增强系统中重要的技术环节之一,本文使用多种算法来实现不同任务需求下的轨道预报。对于在地面处理系统实现的LEO轨道预报,算法1采用定轨预报同时处理的策略,算法2将离散轨道点进行动力学拟合再进行积分外推。GRACE-C卫星预报5、10、15 min的URE平均精度分别为5.25、5.67、6.25 cm;HY2A卫星为7.83、8.69、9.66 cm;SWARM-A卫星为8.88、9.22、9.63 cm;SWARM-B卫星为8.49、8.98、9.63 cm。对于计算条件受限的LEO星上轨道预报,本文利用单个轨道点及简单动力学模型进行轨道积分外推的算法。该算法主要考虑地球中心引力及非球形引力摄动,因此地球重力场阶次对轨道预报精度产生较大影响。平均高度为500 km的LEO卫星选取60阶重力场,高度为1000 km的LEO卫星选取30阶重力场,可实现预报10 min轨道优于10 cm的预报精度。

摘要： 低轨道地球卫星(LEO)的精度直接影响到LEO卫星的应用领域,因此研究合适的模型提高LEO卫星轨道插值/预报精度是一项很有意义且必要的工作.本文详细研究了滑动切比雪夫多项式、克里金算法在不同类型LEO轨道的拟合、预报精度.结果表明:采用合适的拟合策略,两种算法均能获得毫米级的插值精度;相较于滑动切比雪夫多项式,克里金算法拟合轨道的空间误差分布更为集中,未随着历元变化出现大幅波动.克里金算法预报轨道的精度低于滑动切比雪夫多项式;采用克里金算法预报60 s,各颗LEO卫星轨道预报的精度在1-2.5 m;采用滑动切比雪夫多项式预报120 s,各颗LEO卫星可获得优于5 m的轨道精度.

摘要： 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.

摘要： 传统的轨道预报方法,主要分为数值法和解析法,数值法计算精度高但计算速度慢,星载计算机的算力要求很高;解析法计算精度低但计算速度快,对星载计算机的算力要求较低。随着卫星技术的发展,卫星的自主定轨和智能化变得越来越重要,而传统的轨道预报方法不能很好的满足这一要求,即兼顾计算精度和计算速度。针对这一问题,提出一种基于LSTM神经网络的轨道预报算法,该方法通过使用LSTM神经网络对解析法的预测值与卫星的真实位置的误差进行训练,从而来预测解析法在未来时刻的预报误差,通过对误差的修正来提高预测的准确性,且具有较快的计算速度。

摘要： 在低轨卫星过顶时间段内,卫星地面站根据轨道预报完成自动跟踪才能实现与卫星通信.针对轨道预报需要,提出了一种基于STM32单片机卫星轨道预报系统平台.将轨道预报算法进行了嵌入式软件设计,满足于在STM32单片机上运行.该设计在保证轨道预报精度情况下,系统平台较传统的轨道预报方法实用性强,简化预报程序和相应的上位机软件,提高预报效率.

摘要： 在北斗卫星导航系统(BDS)精密定轨中,通常采用单天弧段中点时刻轨道参数向两端积分的方法.该方法不足之处是,单天弧段轨道两端误差相对较大,且各单天弧段轨道之间不连续.针对该积分方法的缺陷,采用基于法方程叠加的轨道合成方法,其思想是将各单天弧段解形成的法方程,通过卡尔曼滤波进行叠加并求解,对所得轨道参数进行积分后,得到最终的卫星轨道.通过对3、5和7 d弧段长度的定轨方案进行精密定轨验证.结果表明,3 d弧段长度的定轨方案最优,径向精度即均方根(RMS)为6.37 cm;3维精度为18.27 cm.综合考虑数据量、计算时间和轨道精度等因素,在利用全球多模(GNSS全球卫星导航系统)实验跟踪网(MGEX)观测站数据进行BDS卫星精密定轨时,推荐3 d弧段长度的定轨方案.

摘要： 为了进一步提高卫星激光测距(SLR)站对低轨卫星轨道预报的精度,提出一种低轨卫星轨道预报方法:分析星载全球定位系统(GPS)定轨结果外推和瞬时轨道根数预报2种方法的可行性;并进一步研究常经验加速度和伪随机脉冲对星载GPS结果外推精度的影响,以及辐射压参数和伪随机脉冲参数对瞬时轨道根数预报精度的影响.实验结果表明:星载GPS定轨结果外推采用伪随机脉冲比常经验加速度解算出来的轨道根数外推精度更高,5 d的预报结果为,T方向差值优于350 m,且比瞬时轨道根数预报的轨道精度更稳定;瞬时轨道根数预报添加之前定轨解算出来的辐射压参数拟合轨道,能有效提高轨道预报的精度,2 d的预报结果为,T方向差值整体在300 m之内,符合激光测距要求.

摘要： 低轨卫星是我国高分辨率对地观测系统重要组成部分,而轨道预报是低轨卫星应用中的一个关键问题,在对地观测、机动规划、碰撞规避等任务中都诸多的需求,提升低轨卫星轨道预报精度对于提高卫星的应用效率、改善系统整体性能具有重要意义.以提升低轨卫星轨道预报精度为目标,研究将经验加速度建模补偿技术用于轨道预报中.缩减动力学方法拟合卫星轨道的结果显示切向经验加速度随升交点角距呈现规律性的变化,建立经验加速度补偿模型对规律进行描述.补偿模型反映了动力学模型的误差规律,可通过在动力学方法中增加该补偿模型来提升轨道预报的精度.应用经验加速度补偿方法预报一天弧段长度的CHAMP和GRACE卫星的轨道,结果显示,该方法的预报误差分别为121.52m和22.33m,相较纯动力学方法的245.36m和41.20m,该方法分别提升了50.47％和45.77％的预报精度;该方法对于短时预报的提升效果更加显著,轨道预报时刻距离初始时刻越近,经验加速度补偿方法对于预报精度的提升能力越强,实验结果表明两小时内的精度提升可以达到80％以上.

摘要： 研究不同大气密度和阻力计算模型对低轨卫星轨道预报精度的影响,首先,基于不同经验大气密度模型,采用动力学拟合外推法对轨道高度不同的CHAMP、GRACE和HY2卫星的轨道进行预报,结果表明JB2008模型对轨道高度较低的CHAMP卫星预报效果较好,3天预报精度1.66km,Jacchia-71Gill模型对GRACE卫星预报效果较好,3天预报精度211m,NRLMSISE-00模型对轨道高度较高的HY2卫星预报效果较好,3天预报精度31.2m;其次,由于动力学拟合中大气阻力系数与光压系数的估计存在一定的相关性,分析了光压模型的使用对轨道预报的影响,结果表明使用光压模型对轨道较高的HY2卫星轨道预报影响较大,对比不使用光压模型的情形预报精度可提升68.6％;最后,分析了在阻力计算中采用更为精细的Macro模型对轨道预报精度的影响,结果显示Macro模型的使用能够一定程度上提高轨道预报精度,其对HY2卫星的轨道预报精度贡献较为显著,预报8天弧段长度,对比Cannon-Ball模型,预报精度可提升9.74％.

摘要： 为了研究北斗导航卫星的轨道预报模型并验证不同预报期下的轨道预报精度,本文将MGEX提供的北斗精密星历作为虚拟观测值,进行轨道动力学拟合以及轨道预报,对比精密星历评估预报精度,基于北斗导航系统三类卫星(GEO/IGSO/MEO)的轨道预报特点分析不同的轨道拟合策略.分析表明:基于本文选用的动力学模型可以很好地进行北斗精密星历的轨道拟合,所有卫星的RMS小于2cm;对于GEO卫星,采用3日弧段轨道拟合进行预报效果较好,其半个月的预报精度可以达到千米级;对于IGSO和MEO卫星,采用7日弧段轨道拟合进行预报效果较好,其一个月的预报精度可以达到百米级.

摘要： 针对关于北斗卫星轨道预报的研究远不如全球定位系统卫星的现状,该文基于双行星历的SDP4模型、基于高精度轨道外推模型、基于Bern光压模型的自编动力学模型等3种方法,对北斗导航系统的3类卫星(地球静止轨道卫星/倾斜地球同步轨道卫星/中地球轨道卫星)进行轨道预报;并对比了Trimble公司的接收机历书星历和德国地学中心发布的北斗精密星历对模型的预报精度,研究了不同模型的预报特点;最后对不同预报期下的预报轨道可以使用的领域提出了建议.

摘要： 为了分析初始轨道精度对轨道预报误差的影响,研究基于BERN光压模型的导航卫星轨道拟合与外推预报的特点.本文选用同一年积日GPS卫星的广播星历、IGU超快速星历、IGS精密星历进行轨道动力学拟合,计算初轨根数和动力学参数,数值积分以预报一周的轨道,对比当日精密星历进行精度评定,本文也对北斗导航卫星进行了试算.rn 分析表明:基于BERN光压模型,应用精密星历的GPS一周轨道预报比应用广播星历提高一个数量级;在一定范围内轨道预报误差线性增长,超出一定范围后轨道预报误差会成指数增长且显著放大:GPS卫星轨道预报误差从72 h起明显放大,北斗GEO/IGSO卫星轨道预报误差从24 h起明显放大,北斗MEO卫星轨道预报误差放大规律与GPS卫星类似;BERN光压参数的有效期应当在3天左右.

摘要： 随着近年来微小卫星技术的广泛应用,使得在轨航天器的数量不断增加,地面测控系统的压力和成本也与日俱增,研制和发展微小卫星自主导航系统意义重大.目前微小卫星广泛使用GPS 来实现航天器的实时性定轨,而在轨道预报方面由于星载计算容量的限制使得传统的数值计算方法难以实现.本文针对低轨微小卫星自主导航中的轨道预报问题,从系统应用的角度提出一种基于GPS和SGP4模型的轨道预报方法.该方法基于高斯牛顿迭代的原理使用星载GPS 测量数据拟合出两行根数进行轨道预报.算法中首先使用瞬时轨道根数作为平均轨道根数的初值,有效保证了迭代算法的收敛性;然后利用数值差商近似的方法计算雅可比矩阵解决了SGP4 模型复杂的问题;最后使用奇异值分解法计算最小二乘解减少了奇异现象的出现.经过大量的仿真测试,该方法收敛性较好,对低轨卫星轨道预报15 天的精度在15km 范围以内,可以满足大部分微小卫星的中等精度轨道预报任务要求,具有良好的工程应用前景.

摘要： 初建成的导航系统往往缺少卫星初始轨道信息,为快速便捷获取卫星概略位置,发现卫星机动或故障,提出了基于TLE对北斗卫星进行轨道预报的方法,并根据均方根误差法分析卫星预报轨道精度.本文通过北美防空司令部发布的四颗北斗MEO卫星TLE数据,根据SGP4轨道模型,对2014年10月1日至10月30日的轨道根数分别向前向后预报了15天的卫星轨道,并与这一时段内参考时刻下的标准轨道进行比较,研究了预报轨道的精度特征.结果表明,随着预报时间长度增加,在三个方向上位置和速度误差累积也越来越大,尤其当向后预报天数超过7天时误差明显增加,符合预报轨道的一般特性.为高精度定位定轨,卫星监测等活动提供研究基础,具有一定的实用价值

摘要： 利用二体运动方程和过去某时刻轨道信息可以推算未来某时刻空间目标的位置,但是由于实际目标轨迹的小范围不确定性,使得轨道数据的预报存在随机性误差.因此提出了利用预测前尽可能多的实测数据,将每一时刻轨道数据视为一个粒子,采用粒子滤波(Particle Filter,PF)方式进行轨道数据预报的方法.由于应用了更丰富的样本信息,该方法可获得更精确的轨道预报数据.

摘要： 传统的用于轨道计算的大气密度均由大气密度模型计算得到,无论何种大气模型,大气密度计算结果误差一般在10％到20％,空间环境变化剧烈期间,误差会扩大至1倍甚至更多.目前,越来越多航天器都装载有空间粒子探测设备,这样可以获得较为准确的实测大气密度,本文基于实测大气密度,给出了地固系下实测密度对航天器位置的偏导数算法进而实现了基于实测大气密度的轨道确定,构建了一种基于实测密度的面向现有大气模型的短时模式匹配算法,完成了短时模型修正.通过算例应用和分析表明,针对某高度为600km的航天器,磁静和磁扰期实测大气密度与各大气模型轨道确定的空间位置互差优于2m,证明实测密度用于轨道确定是可行且保精度的,太阳活动及地磁活动平静期修正模型较好的提高了轨道预报精度.

摘要： 在处理地球附近大量空间目标长期轨道预报时,现有的数值方法在计算速度上并不能令人满意,而如果采用分析公式,长期预报的精度不能得到保证.在这样的前提下尝试了半分析方法,在100年时间尺度下,针对低轨卫星LEO以及大倾角地球同步卫星IGSO做了一些尝试,实验结果表明,半分析方法相比于纯数值方法,虽然在预报精度上有所妥协,但在计算速度上优势明显.

摘要： 本发明公开了一种中轨道导航卫星轨道长期预报方法，包括获取保守摄动力下平均轨道根数的一阶变化率，保守摄动力包括地球非球形摄动力和日月三体引力摄动力；获取非保守摄动力下平均轨道根数的一阶变化率，非保守摄动力包括太阳光压摄动力；根据保守摄动力下平均轨道根数的一阶变化率和非保守摄动力下平均轨道根数的一阶变化率计算导航卫星的平均轨道根数。本发明通过对保守摄动力和非保守摄动力分别求解，更加能反映卫星轨道长期演化的特性；通过平均化的方法分离出短周期项，积分步长可以设置为数个周期，在兼顾长期预报精度的情况下，有效提高计算效率。

摘要： 本发明公开了一种中轨道导航卫星轨道长期预报方法，包括获取保守摄动力下平均轨道根数的一阶变化率，保守摄动力包括地球非球形摄动力和日月三体引力摄动力；获取非保守摄动力下平均轨道根数的一阶变化率，非保守摄动力包括太阳光压摄动力；根据保守摄动力下平均轨道根数的一阶变化率和非保守摄动力下平均轨道根数的一阶变化率计算导航卫星的平均轨道根数。本发明通过对保守摄动力和非保守摄动力分别求解，更加能反映卫星轨道长期演化的特性；通过平均化的方法分离出短周期项，积分步长可以设置为数个周期，在兼顾长期预报精度的情况下，有效提高计算效率。

摘要： 本发明公开了一种携带轨道角动量的预报单光子产生系统及方法，系统包括光学谐振腔、PPKTP非线性晶体、偏振分束器、法拉第旋光器、四分之一波片、涡旋半波片、分色镜、滤波片和单光子探测器，其中，所述光学谐振腔位于泵浦光之后，所述PPKTP非线性晶体、偏振分束器、法拉第旋光器、四分之一波片、涡旋半波片依次位于所述光学谐振腔内的光路上，所述分色镜位于所述偏振分束器反射端之后的光路上，所述滤波片和单光子探测器依次位于所述光学谐振腔射出的光束的光路上。本发明陈述的单光子纯度更高、线宽更窄。

摘要： 一种太阳同步轨道在轨太阳位置预报方法涉及太阳位置计算技术领域，解决了在轨对日探测任务时难以同时把控精准的电子学单机预热时间和对日探测时间的问题，该方法为：对太阳遥感仪器进行加电，卫星实时发送广播消息和轨道瞬根数据，太阳遥感仪器实时计算太阳位置；当卫星运动到赤道上方且为升轨段时，太阳遥感仪器重置接收到轨道瞬根数据的次数；当太阳位置由在二维跟踪转台转动范围外变为内时，根据此时太阳遥感仪器对其接收到轨道瞬根数据的次数计算卫星进入下一卫星轨道后电子学单机开始预热时对接收到轨道瞬根数据的次数。本发明能够同时实现对日跟踪和电子学单机预热时间的精准把控，同时实现的方式简单、软件设计简单、数据计算量小。

摘要： 本发明的小偏心率低轨卫星的星上轨道位置自主预报方法，以初始星历时刻t0的归一化的卫星无奇异点轨道根数[a,i0,Ω0,ξ0,η0,λ0]作为输入，考虑地球引力场摄动中的J2至J4项摄动，通过轨道递推得到目标时刻t1卫星无奇异点轨道根数[as,is,Ωs,ξs,ηs,λs]，从而获取目标时刻t1卫星在J2000.0坐标系下的位置。本发明可以通过轨道递推预测指定时刻卫星的位置，并且在计算中考虑地球引力场摄动中的J2至J4项摄动，适合长时间、高精度的卫星位置预测，可以适用于卫星在轨的多种任务需求。

摘要： 本发明涉及卫星轨道预报技术领域，提出一种近地轨道卫星的星上实时轨道预报方法，包括由近地轨道卫星接收数据，并且对所述数据进行内容检验以及格式转换；由近地轨道卫星对所述数据进行预处理；以及由近地轨道卫星根据预处理后的数据确定预报轨道，其中包括由近地轨道卫星执行下列动作：根据预处理后的数据进行精密单点定位解算以确定离散轨道点；对所述离散轨道点进行拟合以确定初始轨道；计算地球中心引力以及非球形地球重力场摄动；以及根据所述初始轨道、地球中心引力以及非球形地球重力场摄动进行轨道积分外推以确定预报轨道。

摘要： 本发明涉及一种天基可见光观测地球同步轨道目标高精度轨道预报方法，首先针对地球同步轨道卫星目标的高精度轨道预报设计合适的长短期记忆神经网络；然后对天基可见光观测系统获取的目标观测数据、天基卫星平台的位置数据以及地球同步轨道卫星目标的精密轨道数据进行预处理，构造出长短期记忆神经网络所需的训练集与测试集并展训练与测试，得到逼近轨道动力学预报误差模型的神经网络模型；最后将获得的神经网络模型部署，对基于轨道动力学模型的轨道预报进行修正，得到地球同步轨道卫星目标高精度的轨道预报结果。本发明的方法地球同步轨道卫星目标轨道预报精度高、可降低对复杂轨道动力学建模的要求、普适性强。

摘要： 本发明涉及卫星轨道预报技术领域，提出一种近地轨道卫星的星上实时轨道预报方法，包括由近地轨道卫星接收数据，并且对所述数据进行内容检验以及格式转换；由近地轨道卫星对所述数据进行预处理；以及由近地轨道卫星根据预处理后的数据确定预报轨道，其中包括由近地轨道卫星执行下列动作：根据预处理后的数据进行精密单点定位解算以确定离散轨道点；对所述离散轨道点进行拟合以确定初始轨道；计算地球中心引力以及非球形地球重力场摄动；以及根据所述初始轨道、地球中心引力以及非球形地球重力场摄动进行轨道积分外推以确定预报轨道。

摘要： 本发明公开了一种面向海量轨道预报计算的弹性资源分配方法及系统，其中方法包括以下步骤：S1.将全部可用资源虚拟化，通过虚拟机平台以虚拟机形式对外提供服务运行的硬件基础；S2.将轨道计算算法封装成容器镜像存放在镜像仓库中，通过调度计算服务驱动虚拟机平台分配新虚拟机后，从镜像仓库中获取最新的轨道计算算法副本，并通过服务注册中心完成部署注册；S3.外部业务软件通过API网关提交轨道计算需求，并通过调度计算服务将轨道计算需求以负载均衡的方式分配至现有计算资源中，最终完成轨道计算并返回计算结果。本发明通过可伸缩式软硬件资源调度能够大幅提高海量卫星轨道计算效率。

摘要： 本申请提供了一种轨道预报方法及其装置、设备、可读存储介质和程序产品，该方法包括根据待预报卫星的目标空间环境条件，确定目标大气密度模型，目标大气密度模型由预设大气密度模型根据目标空间环境条件下球形卫星的轨道数据和动力学模型修正得到；基于目标大气密度模型，辨识待预报卫星的大气阻力系数；根据目标大气密度模型和大气阻力系数，对待预报卫星进行轨道预报。根据本申请实施例，由于球形卫星在工作轨道运行时保持稳定、高精度的面值比和大气阻力系数，利用球形卫星的轨道数据可以更好的实现预设大气密度模型的高精度修正，而基于修正后的大气密度模型可以更准确地辨识待预报卫星的大气阻力系数，从而提高了待预报卫星的轨道预报精度。