一种冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法

摘要

本发明公开了一种冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法，该方法包括有初始轨道参数设置，轨道要素的平根数到瞬根数的转换，利用STK软件辅助计算出寿命期内的轨道要素，提取偏心率的极值处理和冻结轨道更新的步骤。本发明提出的方法解决了原有冻结轨道在确定偏心率过程中，在采用高精度计算方法计算时出现计算复杂且时间长，或者在采用低精度计算方法时出现计算过程简单、且精度低的缺陷。

主权项

1.一种冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法，其特征在于该方法包括有下列步骤：步骤1：初始参数设置在初始时刻t₀下，设置：步骤1－1：轨道半长轴的平根数Aa^t₀、轨道倾角的平根数Ai^t₀、纬度幅角的平根数Au^t₀、轨道升交点赤经的平根数AΩ^t₀；步骤1－2：近地点幅角的平根数Aω^t₀，且Aω^t₀等于90度；步骤1－3：轨道偏心率的平根数Ae^t₀，且${\mathrm{Ae}}^{t_0}=\frac{J_{3}R\sin \mathrm{Ai}}{{2J}_2\mathrm{Aa}};$其中，R为地球赤道半径，J₂为重力场模型带谐函数的第二阶系数，J₃为重力场模型带谐函数的第三阶系数；步骤1－4：应用初始时刻t₀的设置更新冻结轨道$\mathrm{FT}=\left[\begin{array}{c}{e}_f\\ a_f\\ {\omega }_f\\ u_f\\ i_f\\ {\Omega }_f\end{array}\right],$得到第一更新冻结轨道$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{Ae}}^{t_0}\\ {\mathrm{Aa}}^{t_0}\\ {\mathrm{A\omega }}^{t_0}\\ {\mathrm{Au}}^{t_0}\\ {\mathrm{Ai}}^{t_0}\\ {\mathrm{A\Omega }}^{t_0}\end{array}\right],$且${\mathrm{Ae}}^{t_0}=\frac{J_{3}R\sin \mathrm{Ai}}{{2J}_2\mathrm{Aa}};$Aω^t₀＝90°。执行步骤2；步骤2：平根数到瞬根数的转换将轨道偏心率的平根数Ae^t₀转换为轨道偏心率的瞬根数Be^t₀；将轨道半长轴的平根数Aa^t₀转换为轨道半长轴的瞬根数Ba^t₀；将近地点幅角的平根数Aω^t₀转换为近地点幅角的瞬根数Bω^t₀；将纬度幅角的平根数Au^t₀转换为纬度幅角瞬根数Bu^t₀；将轨道倾角的平根数Ai^t₀转换为轨道倾角的瞬根数Bi^t₀；将轨道升交点赤经的平根数AΩ^t₀转换为轨道升交点赤经的瞬根数BΩ^t₀；t₀时刻的卫星轨道要素的平根数AD^t₀＝{Ae^t₀,Aa^t₀,Aω^t₀,Au^t₀,Ai^t₀,AΩ^t₀}转换成瞬根数记为BD^t₀＝{Be^t₀,Ba^t₀,Bω^t₀,Bu^t₀,Bi^t₀,BΩ^t₀}；执行步骤3；步骤3：采用STK计算寿命期内的轨道要素对BD^t₀＝{Be^t₀,Ba^t₀,Bω^t₀,Bu^t₀,Bi^t₀,BΩ^t₀}进行STK的处理，输出轨道偏心率Ce^T＝{Ce^t₀,Ce^t₁,Ce^t₂,…,Ce^t_i,…,Ce^t_n}；步骤4：偏心率的极值处理从STK输出轨道偏心率Ce^T＝{Ce^t₀,Ce^t₁,Ce^t₂,…,Ce^t_i,…,Ce^t_n}中选出轨道偏心率的最大值记为最小值记为并计算STK输出偏心率的差值记为及STK输出偏心率的均值记为执行步骤5－1；步骤5：冻结轨道更新截止条件步骤5－1：设置偏心率阈值e_阈值，且e_阈值＝6×10^-6；步骤5－2：若Δe≤e_阈值，不对第一更新冻结轨道$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{Ae}}^{t_0}\\ {\mathrm{Aa}}^{t_0}\\ {\mathrm{A\omega }}^{t_0}\\ {\mathrm{Au}}^{t_0}\\ {\mathrm{Ai}}^{t_0}\\ {\mathrm{A\Omega }}^{t_0}\end{array}\right]$进行更新，从而结束卫星冻结轨道的偏心率的确定；步骤5－3：若Δe＞e_阈值，则同时将步骤1－2所述的近地点幅角平根数Aω^t₀赋值给冻结轨道的近地点幅角ω_f，所述的STK输出偏心率均值赋值给冻结轨道的轨道偏心率e_f，即对第一更新冻结轨道$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{Ae}}^{t_0}\\ {\mathrm{Aa}}^{t_0}\\ {\mathrm{A\omega }}^{t_0}\\ {\mathrm{Au}}^{t_0}\\ {\mathrm{Ai}}^{t_0}\\ {\mathrm{A\Omega }}^{t_0}\end{array}\right]$进行更新，得到第二更新冻结轨道且${\mathrm{Ae}}^{t_0}=\bar{e}=\frac{\underset{i=0}{\overset{n}{\Sigma }}{\mathrm{Ce}}^{t_i}}{n+1},$Aω^t₀＝90°；执行步骤5－4；步骤5－4：重复步骤2、步骤3和步骤4直至STK输出偏心率的差值小于等于偏心率阈值e_阈值时，结束卫星冻结轨道的偏心率的确定。