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北美防空司令部(North American Aerospace Defense Command, NORAD)发布的双行根数(Two Line Element, TLE)是广大航天工作者最常用的轨道根数,与其对应的轨道模型是SGP4/SDP4 (Simplified General Perturbation Version 4/Simplified Deep-space Perturbation Version 4)解析模型.由于TLE中并没有包含相应的轨道精度信息,编目轨道的应用范围受到很大的限制.基于Space-Track网站发布的历史TLE数据和配套的SGP4/SDP4动力学模型,采用定轨标预报的方法统计并生成了大量目标轨道的预报误差,通过对预报轨道的时间区间划分给出了每个目标的预报误差随预报时间变化的拟合系数,并进一步对不同类型轨道预报误差的演化规律和特征进行了分类讨论,给出了4种轨道类型目标的轨道预报误差随时间演化的平均解析模型,为拓展双行根数的应用提供有价值的参考. 相似文献
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大量空间目标的真实轨道无法精确知道,目前只能通过跟踪观测的数据进行定轨来得到估计轨道,而估计的轨道就会有误差.双行根数(TLE)是广泛使用的一种特殊编目轨道根数,其配套的轨道模型为Simplified General Perturbations 4(SGP4)/Simplified Deep-space Perturbations 4(SDP4)模型.编目轨道的精度主要依赖于相应的观测模型和动力学模型,这些模型一般都不会非常准确,往往会有误差,有些误差可能直接导致编目定轨结果在局部为有偏估计.通过理论研究和仿真模拟,分析了动力学模型中地球非球形引力位田谐摄动项对编目轨道精度的影响,发现TLE编目轨道中存在随时间周期变化的系统差,该系统误差甚至可以达到千米量级.几何构型较好的测站分布在一定程度上可以削弱编目定轨中产生的系统误差,由于力学模型的限制,无法彻底消除. 相似文献
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SGP4/SDP4模型精度分析 总被引：2，自引：0，他引：2
本文基于最新发布的SGP4/SDP4(Simplified General Perturbation Version 4/Simplified Deep-space Perturbation Version 4)模型设计了一套定轨方案,从空间目标库中挑选出不同类型和轨道参数的1120个目标进行计算,定量给出了SGP4/SDP4模型处理不同类型空间目标的定轨预报精度.结果表明:近地目标定轨精度为百米量级;半同步和同步轨道定轨精度平均为0.7和1.9km.椭圆轨道目标的定轨精度与偏心率有关,除少数e>0.8的椭圆轨道目标,绝大多数椭圆轨道目标定轨误差均小于10km.用SGP4/SDP4模型对近地目标预报3天,半同步轨道预报30天,同步轨道预报15天,椭圆轨道预报1天,预报误差一般不超过40km. 相似文献
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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. 相似文献
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卫星轨道预报的一种分析方法 总被引：5，自引：0，他引：5
人造地球卫星的轨道预报是空间环境监测和实时跟踪测量中一个重要环节，由于监测对象众多，要求精度也不太高，通常采用分析法预报．在已有分析法得到t时刻平均根数的基础上给出一种轨道预报方法，由t时刻的平均根数给出该时刻卫星的位置和速度，在此基础上将地球非球形引力摄动的周期项直接用卫星直角坐标的位置和速度分量表示，这样可以避免在计算轨道根数变化的周期项时出现的奇点问题，从而对根数的选择无特殊要求，可适用于各种轨道，简化预报程序和相应的软件，提高预报效率。 相似文献
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本文借用推广的卡尔曼(Kalman)滤波法实时处理几圈单站的激光测距资料来改进卫星的轨道,以达到精密预报此后近期内卫星位置的目的。在建立动力学模型中,计及了地球扁球形的摄动、大气阻力、太阳辐射压的效应以及日月引力摄动。在计算这些摄动过程中,地球重力位对带谐、扇谐和田谐项都展开到了第11次和第11阶;大气密度分布采用简化的“指数模型”;地影假定呈圆柱形;并以旋转的开普勒轨道求日月的地心坐标。在卫星的状态估计过程中应用推广的序列估计算法,借助数值积分方法积分状态向量和协方差矩阵。利用激光卫星LAGEOS的测距模拟资料和真实数据分别对本方法进行了检验。结果表明:应用本方法即使处理单站的少数几圈的观测数据,可相当精确地预报卫星在此后几圈的位置。如果处理更多圈数的数据,则卫星的预报可以达到更高的精度。并且由于按照本方法建立起来的计算程序可以在小型电子计算机,例如PDP11/60上实施,同时保持应有的精度,因此它颇具有实用的价值。 相似文献
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光度特性测量是获取空间目标的物理特性的重要技术手段之一,无论是光变曲线的事后分析还是建立光度变化的仿真模型,都离不开一个重要的参数——太阳相位角（太阳-空间目标-测站的空间夹角）.目前空间目标的位置通常是通过双行根数（TLE）外推获得,存在一定误差,且随外推时间的延长而变大,因而有必要对其计算所得的太阳相位角的精度进行评估.以典型的不同高度的激光测距卫星LAGEOS1、AJISAI、STELLA为研究对象,以全球激光测距资料解算所得的高精度轨道作为参考轨道,对2012年全年利用双行根数计算所得的太阳相位角数据进行了比对分析,结果表明对于LAGEOS1、AJISAI这样的中高轨卫星,由于轨道较高,表征阻力的B＊恒定,计算所得的太阳相位角偏差较小,角分量级,且随外推时间的延长不会导致偏差明显增大;而对于STELLA这样的低轨卫星,因轨道较低、受变化的大气的影响显著,计算所得的太阳相位角偏差较大,尤其是当B＊比较大、变化较快时,偏差显著变大,且随外推时间的延长显著增大,在最差情况下：外推1d约为13＇,外推3d约为50＇,外推7d约为251＇,已超出目前的精度要求.因此,在事后分析中应尽可能使用1d之内的TLE计算太阳相位角,对于B＊较大且变化较快情况尤其需要注意.另外,针对UTC闰秒的情况,提出了一种处理方法,即在双行根数外推时判断外推时段是否跨越了闰秒时刻,若跨越了则进行修正：增加或减少1s,相应地需要修改结果对应的时间戳计算方法. 相似文献
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研究三体系统的长期共振效应,有助于了解系统的稳定性。在雅可比坐标系下建立了第三体摄动一般运动模型,将摄动函数按照半长径之比展开到十六极矩。通过对摄动函数进行轨道双重平均,消除了内外轨道的短周期项。基于限制性三体模型,分别在内摄和外摄两类情形下进行讨论。外摄情形下十六极矩项对系统结构的演化只有微弱的影响,而内摄情形下系统会出现新的共振和混沌现象。在圆型内摄情形下,系统出现了类似于Lidov-Kozai效应的近点共振。区别于Lidov-Kozai效应只在近心点幅角ω2=±90?时可能存在平衡点,十六极矩近似下,在ω2为0?和180?时也可能存在平衡点。角动量Z轴分量的取值会影响共振平衡点的数量、位置和稳定性。在椭圆型内摄情形下,系统在十六极矩近似下激发出新的轨道翻转,且翻转没有周期性,呈现混沌现象。十六极矩近似下的轨道翻转明显区别于八极矩近似下的轨道翻转,特别是,当半长径之比相当大时,十六极矩近似下偏心率的振幅明显大于八极矩近似下偏心率的振幅。 相似文献
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《Chinese Astronomy and Astrophysics》2019,43(4):563-578
Two line element (TLE) released by the North American Aerospace Defense Command (NORAD) is widely used by aerospace workers, and the matched SGP4/SDP4 (Simplified General Perturbation Version 4/Simplified Deep-space Perturbation Version 4) model is used to propagate it. Nevertheless, no corresponding information about its accuracy and covariance is clearly given, thus the application of the TLE data is greatly restricted. In this paper, the determined and predicted orbits are compared to generate the orbit error data, based on the historical TLE data obtained from the Space-Track website and the SGP4/SDP4 model. By dividing different time bins, the fitting coefficients of the variation of orbit prediction error with time are given for each space object, and the characteristics of the error evolution are further discussed for the different types of orbits. The mean analytic model of the orbit prediction error evolution with time is given respectively for the four orbit types of space objects, which provides a valuable reference for extending the application of the TLE data. 相似文献
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Based on the latest release of the SGP4/SDP4 (Simplified General Perturbation Version 4/ Simplified Deep-space Perturbation Version 4) model, in this paper we have designed an orbit determination program. Through calculations for the 1120 objects with various types and orbital elements selected from the space objects database, we have obtained the accuracies of the orbit determination prediction dealt with various types of space objects by the SGP4/SDP4 model. The results show that the accuracies of the near-earth objects are in the order of magnitude of 100 meters; the averages of the orbit determination accuracies of the semi-synchronous and geosynchronous orbits are, respectively, 0.7 and 1.9 km. The orbit determination accuracies of the elliptical orbit objects are related to their eccentricities. Except for few elliptical orbit objects with e > 0.8, the orbit determination errors of the vast majority of the elliptical orbit objects are all less than 10 km. By using the SGP4/SDP4 model to make 3 days predictions for near-earth objects, 30 days for semi-synchronous orbit objects, 15 days for geosynchronous orbit objects and 1 day for elliptical orbit objects, the errors of prediction generally don’t exceed 40 km. 相似文献
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Space object orbital covariance data is required for collision risk assessments, but publicly accessible two line element (TLE) data does not provide orbital error information. This paper compared historical TLE data and GPS precision ephemerides of CHAMP to assess TLE orbit accuracy from 2002 to 2008, inclusive. TLE error spatial variations with longitude and latitude were calculated to analyze error characteristics and distribution. The results indicate that TLE orbit data are systematically biased from the limited SGP4 model. The biases can reach the level of kilometers, and the sign and magnitude are correlate significantly with longitude. 相似文献
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《天文和天体物理学研究(英文版)》2017,(4)
A new non-simplified model of formation flying is derived in the presence of an oblate mainbody and third-body perturbation.In the proposed model,considering the perturbation of the thirdbody in an inclined orbit,the effect of obliquity(axial tilt) of the main-body is becoming important and has been propounded in the absolute motion of a reference satellite and the relative motion of a follower satellite.From a new point of view,J2 perturbed relative motion equations and considering a disturbing body in an elliptic inclined three dimensional orbit,are derived using Lagrangian mechanics based on accurate introduced perturbed reference satellite motion.To validate the accuracy of the model presented in this study,an auxiliary model was constructed as the Main-body Center based Relative Motion(MCRM) model.Finally,the importance of the main-body's obliquity is demonstrated by several examples related to the Earth-Moon system in relative motion and lunar satellite formation keeping.The main-body's obliquity has a remarkable effect on formation keeping in the examined in-track and projected circular orbit(PCO) formations. 相似文献
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全日面矢量磁像仪(Full-disk vector MagnetoGraph, FMG)是先进天基太阳天文台(Advanced Space-based Solar Observatory, ASO-S)卫星的3台主载荷之一,为开展FMG全系统性能测试和定标试验,已搭建用于FMG外场测试的地面试观测平台.利用该平台模拟FMG在轨跟踪状态,研制了基于全日面太阳图像的望远镜导行系统.该系统通过大面阵CCD (Charge Coupled Device)采集太阳像、多重逻辑条件判定、微调恒动跟踪速度校正偏移等策略,实现了RMS (Root Mean Square)优于1′′/30 min的跟踪精度.通过分析FMG方案阶段试观测的太阳纵向磁图,开启导行30 min后磁图特征点在赤经方向的偏移比恒动条件下减少17.5′′,提升了磁图空间分辨率.测试过程中该系统达到设计指标且工作稳定,为FMG地面试观测提供了良好的技术支撑. 相似文献
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The technique of the general planetary theory has been proposed for constructing a theory of motion of the Moon. This method enables us to elaborate the consistent theory of motion of the principal planets and the Moon, which is of particular importance for determining planetary perturbations in lunar motion. As an initial approximation for lunar motion, an intermediate orbit generalizing the Hill's variational curve has been built. This orbit includes all solar and planetary inequalities independent of eccentricities and inclinations of the Moon, Sun and planets. In calculating this orbit, the motion of the principal planets in quasi-periodic intermediate orbits has been taken into account. This solution was produced with the aid of the Universal Poissonian Processor (UPP) elaborated in the Institute for Theoretical Astronomy (Leningrad).Proceedings of the Conference on Analytical Methods and Ephemerides: Theory and Observations of the Moon and Planets. Facultés universitaires Notre Dame de la Paix, Namur, Belgium, 28–31 July, 1980. 相似文献
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近地小行星是一类可能对地球安全造成潜在威胁的太阳系小天体, 目前绝大部分的近地小行星是由地基望远镜发现的, 且数目仍在不断增加. 为了对我国未来开展近地小行星发现监测提供参考和借鉴, 利用国际小行星中心公开的数据库对所有近地小行星首次发现时刻的观测资料开展了多维度统计分析. 发现望远镜探测能力的限制会对近地小行星的发现造成选择效应, 导致不同轨道类型近地小行星发现的相对比例逐年变化且与直径有关. 另外, 结合数值模拟获得的轨道数据, 对近地小行星首次发现时的观测场景进行了还原, 获得了发现时刻近地小行星位置在不同天球坐标系的分布, 分析了其分布特征与季节、测站纬度和小行星直径的依赖关系. 最后, 通过分析数据定量考察了太阳、月球和银道面对近地小行星发现的影响, 发现地基望远镜一般难以发现来自太阳方向90$^\circ$范围内直径140m以下的近地小行星, 并且随着小行星直径的减小该限制范围也将变大; 月光污染对近地小行星发现的影响也非常显著, 望月前后几天的观测限制可导致约29%的目标无法被发现, 而且分析表明农历上半月发现的目标一般比下半月发现的更难以被跟踪观测; 银道面特别是银心方向会对近地小行星发现产生影响, 使得黄道面附近存在与季节相关的观测``盲区''. 相似文献