低轨航天器多点多参数轨道上行数据计算方法技术

本发明专利技术提供了一种低轨航天器多点多参数轨道上行数据计算方法，地面测控站接收航天器的遥外测数据，通过数据网发送给地面测控中心，地面测控中心完成数据处理后进行精密轨道确定，生成一分钟一点的弹道文件；将弹道文件转换为J2000坐标系瞬时轨道根数，每一点弹道记录对应一组瞬时轨道根数；将J2000坐标系瞬时轨道根数转换为拟平均轨道根数并进行处理，得到纬度幅角；采用纬度幅角替换平近点角，将轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、纬度幅角转换为弧度的格式；将纬度幅角归一化，采用差值拟合法计算Q参数及其变率，最终得到航天器轨道上行数据的各参数变率。本发明专利技术同时满足航天器快速计算和精度较高的需求，具有较高的实用价值。

A method for calculating the uplink data of a multipoint and multi parameter orbit for a low orbit spacecraft

The present invention provides a method for calculating the low orbit spacecraft orbit parameters of multipoint uplink data, telemetry data of ground station receiving spacecraft, through the data network is sent to the ground control center, the ground control center to complete the data processing after precise orbit determination, generating a minute a ballistic trajectory will file into a file; instantaneous orbit J2000 coordinates, each point corresponds to a group of ballistic recording instantaneous orbit element J2000; coordinate transformation of instantaneous orbital for quasi mean orbit elements and processed by alternate argument of latitude; mean anomaly with the argument of latitude, the orbital inclination, RAAN, near the argument, argument of latitude location is converted to the format of the radian; argument of latitude normalized difference by fitting calculation of Q parameters and its rate of change, finally get the number of uplink spacecraft orbit The variable rate of each parameter. The invention also meets the requirements of rapid calculation and high precision of spacecraft, and has high practical value.

【技术实现步骤摘要】
低轨航天器多点多参数轨道上行数据计算方法
本专利技术属于航天测量与控制领域，涉及地面测控中心对低轨道航天器加工上注轨道数据的计算方法。
技术介绍
航天器在空间飞行过程中，为完成对地观测任务，需要有自身相对于地球的位置信息；同时，航天器的太阳帆板为了最大程度地利用太阳能，必须使太阳帆板的法向指向太阳，因此需要有航天器相对于太阳的位置信息；此外，航天器为了规划未来的使命任务，也需要具备自主的轨道预报能力。但低轨航天器精确地完成自主轨道预报比较困难。首先，航天器在轨运行过程中受复杂摄动力的作用，建立精确的模型比较困难。运行于低地球轨道的航天器受大气阻力的影响，轨道高度逐渐衰减，轨道半长轴逐渐降低，轨道偏心率减小，轨道周期变短。航天器的大气阻尼力主要受大气密度的影响，大气密度模型与太阳辐射流量、地磁指数有关，航天器在轨运行过程中很难实时获得空间环境信息。航天器还受地球非球形引力摄动的影响，升交点赤经随时间变化，在惯性空间中表现为椭圆轨道面不断旋转，其平近点角在轨道面内的相位角也不断变化，在惯性空间表现为椭圆轨道近地点的进动。建立准确的引力模型需要考虑考虑地球引力场势函数中的高阶项，计算量大，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种低轨航天器多点多参数轨道上行数据计算方法，其特征在于包括下述步骤：步骤一，地面测控站接收航天器的遥外测数据，通过数据网发送给地面测控中心，地面测控中心完成数据处理后进行精密轨道确定，生成一分钟一点的弹道文件，以格式[YYYY MM DD HH MI SEC x y z Vx Vy Vz]存储，其中，YYYY、MM、DD、MI、SEC分别为协调世界时的年、月、日、时、分、秒，x、y、z、Vx、Vy、Vz分别为航天器在该时刻J2000坐标系下三个方向轴的位置与速度；步骤二，将步骤一生成的弹道文件转换为J2000坐标系瞬时轨道根数，每一点弹道记录对应一组瞬时轨道根数，格式为[YYYY MM DD...

【技术特征摘要】
1.一种低轨航天器多点多参数轨道上行数据计算方法，其特征在于包括下述步骤：步骤一，地面测控站接收航天器的遥外测数据，通过数据网发送给地面测控中心，地面测控中心完成数据处理后进行精密轨道确定，生成一分钟一点的弹道文件，以格式[YYYYMMDDHHMISECxyzVxVyVz]存储，其中，YYYY、MM、DD、MI、SEC分别为协调世界时的年、月、日、时、分、秒，x、y、z、Vx、Vy、Vz分别为航天器在该时刻J2000坐标系下三个方向轴的位置与速度；步骤二，将步骤一生成的弹道文件转换为J2000坐标系瞬时轨道根数，每一点弹道记录对应一组瞬时轨道根数，格式为[YYYYMMDDHHMISECaeiΩωM]，其中，a、e、i、Ω、ω、M分别为航天器轨道在J2000坐标系的半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角；步骤三，将步骤二生成的J2000坐标系瞬时轨道根数转换为拟平均轨道根数，包含二阶长期变化项的平根数构造如下：

【专利技术属性】
技术研发人员：陈俊收，谭炜，杨永安，李超，许可，李杰，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：陕西,61