一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法技术

本发明专利技术公开一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法，包括：依据二体轨道理论对当前时间点的轨道参数进行变换，获取轨道六根数；将测控站的坐标转换为地心轨道升交点坐标系下的坐标；根据测控站在地心轨道升交点坐标系下的坐标计算伪航路点；根据伪航路点和基于中间轨道理论的解析算法进行外推计算得到卫星在伪航路点的轨道参数；将卫星在伪航路点的轨道参数返回第一步进行一次迭代计算得到真航路点；通过所述真航路点计算得到航路捷径值。本发明专利技术提供的计算方法，相较于现有技术，本发明专利技术能够在确保精度的前提下，克服现有积分算法计算时间过长的缺点，较为快速精确地计算得到航路捷径。

An analytical calculation method for short cut route of TT & C station to Wei star

The present invention discloses an analytical calculation method of the shortcut of the tracking station to the star point of the star, including the transformation of the track parameters of the current time point according to the two body orbit theory and the six numbers of the track, and the coordinates of the measuring station's coordinates to the coordinate system in the center of the earth center. The pseudo route points are calculated by the coordinates in the intersection coordinate system, and the orbit parameters of the satellite in the pseudo route point are extrapolated according to the pseudo route points and the analytic algorithm based on the middle orbit theory; the true route point is obtained by an iterative calculation of the orbit parameters of the satellite in the pseudo route point, and the true route point meter is obtained. Get the shortcut value of the route. Compared with the existing technology, the invention can overcome the shortcoming of the long calculation time of the existing integral algorithm and calculate the shortcut of the route more quickly and accurately than the existing technology.

【技术实现步骤摘要】
一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法
本专利技术涉及航路捷径的计算。更具体地，涉及一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法。
技术介绍
地面测控站至卫星星下点轨迹的最小大地线长称为航路捷径。在航路捷径的计算过程中，一般是已知地面测控站的站址和当前时刻的卫星飞行参数，计算航路捷径。现有的解决方法是采用积分方式，每隔一定时间步长，计算出卫星的星下点，然后计算测控站至该星下点的大地线长，对各星下点对应的大地线长进行比对，随着卫星由远及近再由近及远，大地线长具有由大变小，又由小变大的趋势，因此总可以找到最近的一点，此点即为航路点。但是采用积分算法时，需要对卫星的轨道参数进行多次外推，直至找到航路点，而且为保证计算精度，常常需要选择较小的计算步长，这导致计算时间较长而无法满足要求，尤其在大量计算任务时更为突出。因此有必要对提高航路捷径计算效率的算法进行研究。
技术实现思路
为达到上述目的，本专利技术采用下述技术方案：本专利技术提供一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法，包括：依据二体轨道理论对当前时间点的轨道参数进行变换，获取轨道六根数；将测控站的坐标转换为地心轨道升交点坐标系下的坐标；根据测控站在地心轨道升交点坐标系下的坐标计算伪航路点；根据伪航路点和基于中间轨道理论的解析算法进行外推计算得到卫星在伪航路点的轨道参数；将卫星在伪航路点的轨道参数返回第一步进行一次迭代计算得到真航路点；通过所述真航路点计算得到航路捷径值。优选地，所述当前时间点的轨道参数包括当前时间点的位置矢量和速度矢量参数。优选地，所述轨道六根数包括轨道倾角、升交点赤经、偏心率、半长轴、近地点幅角及平近点角。优选地，所述轨道倾角采用轨道倾角公式计算，所述轨道倾角公式为：所述升交点赤经采用升交点赤经公式计算，所述升交点赤经公式为：所述偏心率采用偏心率公式计算，所述偏心率公式为：所述半长轴采用半长轴公式计算，所述半长轴公式为：所述近地点幅角采用近地点幅角公式计算，所述近地点幅角公式为：所述平近点角采用平近点角公式计算，所述平近点角公式为：M0＝E-esinE；其中，hz为h的z轴分量，hx为h的x轴分量，hy为h的y轴分量；其中，h的计算公式为：其中，E为偏近点角，E的计算公式为：其中，f为真近点角，f的计算公式为：f＝μ-ω，μ为升交点幅角，ω为近地点幅角，μ的计算公式为：其中X为位置矢量的x轴分量，Y为位置矢量的y轴分量，Z为位置矢量的z轴分量。优选地，所述测控站的坐标为84系坐标，所述转换测控站坐标的步骤包括：将测控站的经纬高B0、L0、H0转换为84系直角坐标X0、Y0、Z0；将X0、Y0、Z0转换为绕Z轴转第一角度得到X0.5、Y0.5、Z0.5，所述第一角度为升交点赤经减格林威治赤经；将X0.5、Y0.5、Z0.5转换为绕X轴转第二角度得到X1、Y1、Z1，所述第二角度为轨道倾角。优选地，所述计算伪航路点的步骤包括：将测控站在地心轨道升交点坐标系下的坐标转换为大地纬度B1、大地经度L1以及大地高程H1；确定测控站所在子午圈与卫星轨道面的交点为伪航路点。优选地，所述大地纬度B1采用第一公式计算，所述第一公式为：所述大地经度L1采用第二公式计算，所述第二公式为：所述大地高程采用第三公式计算，所述第三公式为：所述经度为L1，纬度为0的点为伪航路点。优选地，所述计算得到航路捷径值包括计算地球椭球模型的大地线长的步骤。本专利技术的有益效果如下：本专利技术提供一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法，依据二体轨道理论对当前时刻的轨道参数进行变换，得到伪航路点，从而通过外推算法和一次迭代计算进一步获得精确的航路点，相较于现有技术，本专利技术能够在确保精度的前提下，克服现有积分算法计算时间过长的缺点，较为快速精确地计算得到航路点。附图说明下面结合附图对本专利技术的具体实施方式作进一步详细的说明。图1示出地心轨道升交点坐标系示意图。图2示出本专利技术一个实施方式提供的一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法流程图。具体实施方式为了更清楚地说明本专利技术，下面结合优选实施例和附图对本专利技术做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本专利技术的保护范围。定义：地心轨道升交点坐标系，原点为地球质心，Z轴垂直于轨道平面，X轴指向轨道升交点，Y轴满足右手坐标法则。如图1所示。本专利技术提供一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法，如图1所示，包括：S1：依据二体轨道理论对当前时间点的轨道参数进行变换，获取轨道六根数。具体的，利用二体轨道理论将当前时间点的位置速度参数进行处理，得到轨道半长轴、倾角、升交点赤经、近地点幅角和平近点角等六根数。同时，根据当前时间点计算出格林威治赤经。输入参数为当前时刻的WGS84系下位置速度将其转换为J2000坐标系下的位置速度利用二体理论，将当前时刻的位置、速度转换为轨道六根数。轨道倾角升交点赤经偏心率半长轴近地点幅角f＝μ-ω(8)平近点角M0＝E-esinE(10)其中，f为真近点角，μ为升交点幅角，ω为近地点幅角。S2：将测控站的坐标转换为地心轨道升交点坐标系下的坐标。具体的，首先将测控站的经纬高B0、L0、H0转换为84系直角坐标X0、Y0、Z0，然后进行两次坐标系转换。第一次转换为绕Z轴转一定角度，该角度为升交点赤经减格林威治赤经，第二次转换为绕X轴转一定角度，该角度为轨道倾角。经过坐标转换得到了地心轨道升交点坐标系下的直角坐标X1、Y1、Z1。两次坐标转换：R1＝Lx(i)Lz(θ)R0(11)R0为84系的直角坐标，Lz(θ)为绕Z轴进行的坐标转换，Lx(i)为绕X轴进行的坐标转换。R1为地心轨道升交点坐标系下的直角坐标。其中i为轨道倾角。其中θ＝Ω-αg，Ω为轨道升交点赤经，αg为当前时刻的格林威治赤经。S3：根据测控站在地心轨道升交点坐标系下的坐标计算伪航路点。上一步计算得到了测控站在地心轨道升交点坐标系下的直角坐标，将其转换为经纬高B1、L1、H1，测控站所在子午圈与卫星轨道面的交点即为航路点。因此，航路点在地心轨道升交点坐标系的经度为L1，纬度为0。由于卫星轨道面是基于二体轨道理论确定，故此航路点存在计算误差，称为“伪航路点”，该点在真实的航路点附近。位置矢量R1：地心距离r：r＝|R1|(15)大地经度L1：大地纬度B1：大地高程H1：经度为L1、纬度为0的点即为“伪航路点”。S4：根据伪航路点和基于中间轨道理论的解析算法进行外推计算得到卫星在伪航路点的轨道参数。卫星经过“伪航路点”时，在地心轨道升交点坐标系中具有同样的经度L1和纬度0，该时刻卫星的真近点角等于经度加上近地点幅角。结合卫星初始时刻的真近点角，可以得到卫星从初始位置至“伪航路点”上空的飞行时间。基于中间轨道理论的解析外推算法为一种高精度轨道预报算法，可以精确计算得到卫星的轨道参数。首先给出飞行时间的计算步骤：卫星经过“伪航路点”时的真近点角：f1＝L1+ω(19)根据式(9)和式(10)计算得到平近点角M1。卫星在初始时刻的真近点角为f0，同理可以得到平近点角为M0。飞行时间tf计算方法：根据转移时间，利用高精度解析预报算法计算得到飞行器在“伪航路点”上空的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法，其特征在于，包括：依据二体轨道理论对当前时间点的轨道参数进行变换，获取轨道六根数；将测控站的坐标转换为地心轨道升交点坐标系下的坐标；根据测控站在地心轨道升交点坐标系下的坐标计算伪航路点；根据伪航路点和基于中间轨道理论的解析算法进行外推计算得到卫星在伪航路点的轨道参数；将卫星在伪航路点的轨道参数返回第一步进行一次迭代计算得到真航路点；通过所述真航路点计算得到航路捷径值。

【技术特征摘要】
1.一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法，其特征在于，包括：依据二体轨道理论对当前时间点的轨道参数进行变换，获取轨道六根数；将测控站的坐标转换为地心轨道升交点坐标系下的坐标；根据测控站在地心轨道升交点坐标系下的坐标计算伪航路点；根据伪航路点和基于中间轨道理论的解析算法进行外推计算得到卫星在伪航路点的轨道参数；将卫星在伪航路点的轨道参数返回第一步进行一次迭代计算得到真航路点；通过所述真航路点计算得到航路捷径值。2.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述当前时间点的轨道参数包括当前时间点的位置矢量和速度矢量参数。3.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述轨道六根数包括轨道倾角、升交点赤经、偏心率、半长轴、近地点幅角及平近点角。4.根据权利要求3所述方法，其特征在于，所述轨道倾角采用轨道倾角公式计算，所述轨道倾角公式为：所述升交点赤经采用升交点赤经公式计算，所述升交点赤经公式为：所述偏心率采用偏心率公式计算，所述偏心率公式为：所述半长轴采用半长轴公式计算，所述半长轴公式为：所述近地点幅角采用近地点幅角公式计算，所述近地点幅角公式为：所述平近点角采用平近点角公式计算，所述平近点角公式为：M0＝E-esinE；其中，hz为h的z轴分量，hx为h的x轴分量，hy为h的y轴分量；其中，h的计算...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙远辉，赵倩，
申请(专利权)人：北京电子工程总体研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11