STK实验卫星轨道参数仿真
STK轨道仿真实验报告
北京科技大学课程设计报告学院：班级：学号：姓名：成绩：2016年12月28日基于STK太阳同步轨道设计与分析摘要：本课程设计训练，要求学生学习基于Satellite Tool Kit（以下简称STK）软件的轨道动力学仿真与设计的基本理论与方法，学会根据设计要求开展设计工作，并能联系实际深入掌握本专业的理论知识，从而使学生具备从事科学技术研究的基本技能。
关键词：STK 卫星轨道仿真卫星地面站引言：随着可视化技术在仿真中的广泛应用，对卫星的轨道和姿态控制仿真不仅要求仿真系统具有精确的模型和实验结果，还要求真实再现航天任务的全过程，因此有必要建立一个视景仿真系统，给设计人员和决策者以更直观更形象的理解。
STK(Satellite Tool Kit)是由美国Analytical Graphics公司开发的卫星仿真工具包，是航天工业领先的商业化分析软件，它可以快速方便地分析复杂的陆、海、空、天任务，并提供易于理解的图表和文本形式的分析结果，用于确定最佳解决方案。
不但具有强大的数据仿真功能，还具有三维模型编辑和三维可视化模块(STK／VO)，可以为STK和其它附加模块提供逼真的三维视景显示功能。
在STK中通过建立一定的场景并加入卫星的模型，通过设定该场景的参数，就能实现对卫星运行的二维和三维仿真视景。
虽然它有效的解决了三维视景显示问题，但是在卫星的运行过程中，如果需要对卫星实施变轨或者大角度姿态机动就需要将仿真停止，重新设定相关的参数，不能实现对整个视景系统的连续仿真运行。
软件介绍：STK提供分析引擎用于计算数据、并可显示多种形式的二维地图，显示卫星和其它对象如运载火箭、地面车辆、目标等。
STK的核心能力是产生位置和姿态数据、获取时间、遥感器覆盖分析。
STK专业版扩展了STK的基本分析能力，增加了轨道预报算法、姿态定义、坐标类型和坐标系统、遥感器类型、高级的约束条件定义，以及卫星、城市、地面站和恒星数据库。
STK实验卫星轨道全参数仿真
实验一卫星轨道参数仿真一、实验目的1、了解STK的基本功能；2、掌握六个轨道参数的几何意义；3、掌握极地轨道、太阳同步轨道、地球同步轨道等典型轨道的特点。
二、实验环境卫星仿真工具包STK三、实验原理（1）卫星轨道参数六个轨道参数中，两个轨道参数确定轨道大小和形状，两个轨道参数确定轨道平面在空间中的位置，一个轨道参数确定轨道在轨道平面内的指向，一个参数确定卫星在轨道上的位置。
•轨道大小和形状参数：这两个参数是相互关联的，第一个参数定义之后第二个参数也被确定。
第一个参数第二个参数semimajor axis 半长轴 Eccentricity 偏心率apogee radius 远地点半径 perigee radius 近地点半径apogee altitude 远地点高度 perigee altitude 近地点高度Period 轨道周期 Eccentricity 偏心率mean motion平动 Eccentricity 偏心率图1 决定轨道大小和形状的参数•轨道位置参数：轨道倾角（Inclination）轨道平面与赤道平面夹角升交点赤经（RAAN）赤道平面春分点向右与升交点夹角近地点幅角（argument of perigee）升交点与近地点夹角•卫星位置参数：（2）星下点轨迹在不考虑地球自转时，航天器的星下点轨迹直接用赤经α、赤纬δ表示（如图2）。
直接由轨道根数求得航天器的赤经赤纬。
图2 航天器星下点的球面解法在球面直角三角形SND 中：⎪⎩⎪⎨⎧+==∆∆+Ω=+==)tan(cos tan cos tan )sin(sin sin sin sin f i u i f i u i ωαααωδ （1） 由于地球自转和摄动影响，相邻轨道周期的星下点轨迹不可能重合。
设地球自转角速度为E ω，t 0时刻格林尼治恒星时为0G S ，则任一时刻格林尼治恒星时G S 可表示成：)(00t t S S E G G -+=ω （2）在考虑地球自转时，星下点地心纬度ϕ 与航天器赤纬δ仍然相等，星下点经度（λ）与航天器赤经α的关系为：⎩⎨⎧=---=-=δϕωααλ)(00t t S S E G G （3） 将（1）代入上式，得到计算空间目标星下点地心经纬度()ϕλ,的公式，即空间目标的星下点轨迹方程为：⎩⎨⎧⋅=---⋅+Ω=)sin arcsin(sin )()tan arctan(cos 00u i t t S u i E G ϕωλ （4） 其中ϕ 为星下点的地理纬度，λ 为星下点的地理经度，u 是纬度幅角，ωE 为地球自转角速度。
利用STK进行的在轨段仿真
飞行器在轨段仿真1. 仿真参数圆轨道，轨道倾角42δ= 轨道高度350H km = 地球平均半径6371R km =地球自转角速度57.29210/ie rad s ω-=⨯ 在轨运行的线速度7701.11/v m s = 在轨运行的周期5483.53 1.523T s h ==根据成都方面的说法，飞行器在轨运行时并不进行姿态控制，也就意味着在则2. 坐标系定义（1） o 轴沿机体与地心连线方向，背离地心为正，o Y 轴在轨道平面内与Oz 轴垂直，向前为正，o X 轴通过右手定则确定指向。
图2 轨道坐标系定义图中，ϕ为纬度，k 为飞行器在轨道平面内的回转角度，以升交点为起始点，δ为轨道平面与赤道平面的夹角。
为了方便仿真，暂假设轨道面的升交点经度为零。
（2） 地心惯性坐标系（i 系）原点i O 位于地球球心，i Z 垂直于赤道平面，指向北极，i i X Y 、轴位于赤道面内，i X 轴指向春分点方向，i Y 轴通过右手定则确定指向。
（3） 地球坐标系（e 系）原点e O 位于地球球心，e Z 垂直于赤道平面，指向北极，e e X Y 、轴位于赤道面内，e X 轴指向格林威治零时，e Y 轴通过右手定则确定指向。
（4） 地理坐标系（t 系）原点t O 位于机体所在位置，t Z 垂直于当地水平面指天，t t X Y 、轴位于当地水平面内，t X 轴指东，t Y 轴指北。
（5） 机体坐标系（b 系）原点b O 位于机体质心，b X 轴沿机体横轴指向右，b Y 轴沿机体纵轴指向前，bZ轴沿机体法向轴指向上，通过右手定则确定指向。
当机体系相对轨道系的姿态角均为零时，机体系和轨道系重合。
3. 各个坐标系之间的转换关系 （1）轨道坐标系与地心惯性系i o C设飞行器在轨运行时相对升交点的转角为k ，轨道倾角为δ，则有：sin 0cos ()(90)(90)cos cos sin sin cos cos sin cos sin sin i o x z x kkC R R k R k k k k δδδδδδδ-⎡⎤⎢⎥=----=-⎢⎥⎢⎥⎣⎦ （2）地心惯性系与地球坐标系e i C设飞行器在轨运行时间为t ，则有：cos()sin()0()sin()cos()0001ie ie e i z ie ie ie t t C R t t t ωωωωω⎡⎤⎢⎥==-⎢⎥⎢⎥⎣⎦（3）地球坐标系与地理坐标系t e C设飞行器的星下点的经纬度为ϕλ、，则有：sin cos 0(90)(90)sin cos sin sin cos cos cos cos sin sin t e x z C R R λλϕλϕλϕλϕϕλϕλϕ-⎡⎤⎢⎥=-+=--⎢⎥⎢⎥⎣⎦ （4）轨道坐标系与机体坐标系bo C设飞行器机体相对轨道坐标系通过俯仰角o θ、横滚角o γ、航向角o ψ来描述，则有：0000cos 0sin 100cos sin 00100cos sin sin cos 0sin 0cos 0sin cos 01oo oo b o o ooo C γγψψθθψψγγθθ-⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥=-⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥-⎣⎦⎣⎦⎣⎦（5）地理坐标系与机体坐标系t b C设飞行器机体相对地理坐标系通过俯仰角t θ、横滚角t γ、航向角t ψ来描述，则有：cos 0sin 100cos sin 00100cos sin sin cos 0sin 0cos 0sin cos 01tt tt b t t t t tt t t t C γγψψθθψψγγθθ-⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥=-⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥-⎣⎦⎣⎦⎣⎦4. 导航坐标系选为地理系时的导航仿真当选取地理系为导航坐标系时，在轨导航算法与地面基本相同： （1）姿态更新：()b b b t ttb ib t ie et C ωωωω=-+，而0b ibω=，则可得()b b t t tb t ie et C ωωω=-+，由此通过四元数算法即可更新姿态矩阵b t C ，进而可获得机体系相对地理系的姿态角。
利用STK进行的发射段仿真
利用STK进行的发射段仿真
仿真参数：
发射发射点：酒泉（40.6°N，99.9°E），高度0
发射段运行时间：20分钟
关机点：轨道高度350km，速度7.7km/s
3维发射图，其中两条橙色的轨迹中，上面一条为三维空间中的轨迹，下面一条为星下点轨迹，红色坐标轴为机体系（右-前-上），蓝色坐标轴为地理系（东-北-天）
2维发射图
星下点轨迹及高度
相对地理坐标系的姿态，需要注意是STK中的pitch俯仰角是相对y轴的，且方向相反，roll横滚角是相对x轴的。
转换为常用的姿态角，则该图中说明了相对地理系的俯仰角初始为90°，经过程序转完后慢慢减小直到接近0°，整个发射过程横滚角不变，航向角由红色曲线给出。
基于STK的卫星轨道预报
《航天器操作与控制试验》综合作业卫星轨道预报姓名：王备学号：38151312院系：宇航学院二〇一〇年十一月一、实验题目：卫星轨道预报二、实验目的1.学会STK（Satellite Tool Kit）软件的使用，掌握STK的基本操作；2.学会使用STK仿真，并实现卫星的轨道预报，重点掌握HPOP高精度轨道预报和LOP长期轨道预报。
三、实验内容（一）、HPOP高精度轨道预报1. 建立两颗卫星HPOP1与HPOP2；2. 设置HPOP1考虑大气阻力，而HPOP2不考虑，其他参数相同；3. 用HPOP高精度轨道预报器生成轨道；4. 动画显示，观察两颗卫星轨道的不同；5. 生成多种类型的卫星轨道数据；6. 计算卫星轨道寿命。
（二）、LOP长期轨道预报1. 建立两颗卫星LOP1与LOP2；2. 设置LOP1考虑大气阻力，而LOP2不考虑，其他参数相同；3. 用HPOP高精度轨道预报器生成轨道；4. 生成多种类型的卫星轨道数据，观察两颗卫星轨道的不同。
四、实验过程描述（一）、HPOP高精度轨道预报1.建立新的场景将其命名为BUAA_HPOP。
2.在浏览窗口选中场景，打开Basic Properties 窗口3.在Time Period栏，输入如下设置：区域值Start Time 1 Jan 2010 00:00:00.00Stop Time 1 Jan 2010 04:00:00.00Epoch 1 Jan 2010 00:00:00.004.选择Animation栏输入如下内容：区域值Start Time 1 Jan 2010 00:00:00.00Stop Time 1 Jan 2010 04:00:00.00Time Step 60 secondsRefresh Delta Change to High Speed5.在Units栏输入如下设置：6.完成后，点击确定，从File菜单中选择Save As…，保存场景为BUAA_HPOP.sc。
STK实验卫星轨道参数仿真要点
STK实验卫星轨道参数仿真要点STK（Systems Tool Kit）是美国AGI（Analytical Graphics Inc.）公司开发的一款用于空间系统分析和仿真的软件工具。
在STK中进行实验卫星轨道参数仿真可以帮助用户更好地了解和分析卫星轨道的运行情况，以便优化设计和规划任务。
以下是进行STK实验卫星轨道参数仿真的要点：1.卫星轨道选择：首先需要选择合适的卫星轨道。
常见的轨道类型包括地球同步轨道（GEO）、太阳同步轨道（SSO）和低地球轨道（LEO）等。
不同的轨道类型适用于不同的应用场景，如通信、气象、资源监测等。
在选择轨道时，需要考虑卫星的任务需求和预算限制。
2.轨道参数输入：在STK中，可以手动输入或导入卫星的轨道参数。
轨道参数包括卫星初始位置、速度、轨道倾角、轨道高度等。
这些参数直接影响卫星的运行轨迹和性能。
用户可以根据实际需求来设定这些参数，以便进行后续的仿真分析。
3.进行轨道传播：在STK中，可以选择合适的方法进行卫星的轨道传播。
常见的轨道传播方法有数值积分法、两体问题解析法和伪谱法等。
不同的传播方法有不同的精度和计算复杂度。
用户需要根据需求和计算能力来选择合适的传播方法。
4.进行轨道优化：在STK中，可以通过调节不同的轨道参数来优化卫星的轨道。
例如，可以调整轨道高度以改变轨道周期；可以调整轨道倾角以达到太阳同步轨道；可以调整轨道偏心率以改变卫星的运行速度等。
优化轨道参数可以提高卫星的性能和效益。
5.分析卫星的运行情况：在STK中，可以通过轨道时刻表、轨迹图、覆盖范围图等工具来分析卫星的运行情况。
这些工具可以帮助用户了解卫星的轨迹、覆盖范围、通信性能等。
用户可以根据分析结果来评估卫星的性能，并做出调整和改进。
6.进行多卫星协调仿真：在STK中，可以模拟多颗卫星之间的协调和合作。
例如，可以设置多颗卫星在同一轨道上运行，以实现无缝覆盖；可以设置多颗卫星之间的相对运动，以实现对地面目标的追踪和监测。
微小卫星轨道工程应用与STK仿真
《微小卫星轨道工程应用与STK仿真》是一本理论和实践相结合的书籍，它不 仅提供了卫星轨道设计的基本知识，还通过具体的实例和操作，让读者更好地 理解和掌握这些知识。这本书对于从事卫星工程的工作人员来说是一本非常有 价值的参考书，对于对卫星工程感兴趣的读者来说也是一本很好的科普读物。
读完这本书后，我深深地感受到了卫星轨道工程的魅力和挑战。在这个高科技 的领域里，科学家们不仅需要深厚的理论知识，还需要丰富的实践经验。而 《微小卫星轨道工程应用与STK仿真》正是这样一本书，它既提供了理论知识， 又提供了实践经验，为我们揭示了卫星轨道工程的真实面貌。
微小卫星轨道工程应用与STK仿真
读书笔记
01 思维导图
03 精彩摘录 05 目录分析
目录
02 内容摘要 04 阅读感受 06 作者简介
思维导图
本书关键字分析思维导图
卫星
介绍
工程
轨道领域仿真工程 Nhomakorabea轨道
卫星
微小 stk
通过
stk
应用
可以
确定
内容
读者
发射
内容摘要
内容摘要
《微小卫星轨道工程应用与STK仿真》是一本全面介绍微小卫星轨道工程应用和STK仿真的书籍。 本书涵盖了微小卫星基础知识、轨道动力学、发射和轨道确定、微小卫星通信系统、空间天气对 微小卫星的影响以及STK仿真等方面的内容。 本书介绍了微小卫星的基本概念、发展历程和应用领域。对于初学者来说，这有助于他们了解微 小卫星的基本情况和背景。同时，本书还详细介绍了轨道动力学的基本原理和方法，包括二体问 题、摄动理论和数值方法等。这些理论知识为后续的轨道确定和仿真提供了基础。 本书重点讲述了微小卫星的发射和轨道确定。这部分内容涉及到了运载火箭、发射场选择、飞行 程序设计和轨道确定等方面的知识。通过这些内容，读者可以了解到微小卫星从发射到进入预定 轨道的全过程。本书还介绍了微小卫星通信系统和空间天气对微小卫星的影响。这些内容对于从 事微小卫星相关工作的读者来说是非常实用的。
基于STK的北斗二代星座仿真及GDOP值分析
Science &Technology Vision 科技视界0引言我国的北斗卫星导航系统的建设是一个由区域到全球,分阶段发展的过程。
2012年12月27日,随着北斗卫星导航系统空间信号接口控制文件(又称ICD 文件)———公开服务信号B1(1.0版)的发布,标志着北斗区域系统正式建成,北斗卫星导航系统的三步走发展战略完成了第二步。
相对于GPS 等全球卫星导航系统,现阶段的北斗卫星导航系统是区域系统,覆盖范围相对有限。
因此,研究BDS 区域星座对中国主要地区的覆盖情况很有必要。
1STK 简介STK (Satellite Tool Kit,卫星仿真工具包)是由美国AGI 公司推出应用于航天领域的卫星系统分析软件。
STK 作为一种通用的卫星设计工具包,具有非常强大的验证及演示功能。
为了实现卫星系统设计的快速化和数字化,同时也为了保证总体设计方案的可靠性,设计人员大多先在STK 仿真的基础上,进行卫星系统数字化设计软件开发;进而利用STK 软件强大的数据分析和报告功能,进行相关的试验及仿真。
STK 可以快速方便地分析复杂的陆、海、空、天任务,获得丰富的报告和图表形式的分析结果。
STK Pro 版可以生成位置和姿态数据、可见性及覆盖分析、通信链路分析、雷达分析、轨道机动等。
STK 是进行的全球定位系统仿真的强大工具[1-3]。
本文采用STK 进行卫星星座仿真及分析。
2北斗二代星座仿真与其他卫星导航系统不同,BDS 的卫星星座由地球同步轨道(GEO)、倾斜同步轨道(IGSO)和中高轨(MEO)三种轨道类型的卫星构成,轨道高度和轨道平面位置不尽相同。
根据北斗ICD 文件对轨道的描述[4]:(1)GEO 卫星的轨道高度为35786km,分别定点于东经58.75°、80°、110.5°、140°和160°。
(2)IGSO 卫星的轨道高度为35786km,轨道倾角为55°,分布在三个轨道面内,升交点赤经分别相差120°,其中三颗卫星的星下点轨迹重合,交叉点经度为东经118°,其余两颗卫星星下点轨迹重合,交叉点经度为东经95°。
STK在飞行器仿真试验与数据分析中的应用
STK在飞行器仿真试验与数据分析中的应用STK（Systems Tool Kit）是一款专业的飞行器仿真软件，被广泛应用于航天器、卫星、导弹等飞行器的仿真试验和数据分析中。
STK具有强大的功能和用户友好的界面，能够帮助工程师和研究人员进行复杂的飞行器仿真试验以及对仿真数据进行深入的分析。
在飞行器仿真试验中，STK可以模拟飞行器在各种环境条件下的飞行轨迹、姿态、动力学和性能。
用户可以通过STK的图形界面来设置仿真场景，包括仿真飞行器的起飞、飞行、起降、姿态调整等过程，还可以设定不同的环境条件和任务要求，如气候条件、地形地貌、通信连通性等。
通过STK的仿真模块，用户可以实时仿真飞行器的运行状态，观察飞行器在不同环境条件下的性能表现，及时发现潜在问题并作出调整。
此外，在飞行器仿真试验中，STK还能够模拟飞行器与其他物体（如卫星、地面站等）之间的相互作用，实现复杂的多体动力学仿真。
用户可以通过STK的多体动力学仿真模块建立不同飞行器和物体之间的关系，并模拟它们之间的相互作用，包括碰撞、对接、轨道交会等。
通过这些仿真试验，用户可以评估飞行器的操作性能、安全性能以及与其他物体的互动效果，为实际飞行器的设计和操作提供重要参考。
在飞行器仿真数据分析方面，STK具有先进的数据处理和可视化功能，能够帮助用户对仿真数据进行深入分析和挖掘。
用户可以通过STK的数据处理模块导入、处理和管理仿真数据，包括轨道数据、姿态数据、动力学数据等。
STK还提供了丰富的数据可视化工具，用户可以通过图表、曲线、动画等形式展现仿真数据的变化趋势和关联关系，深入了解飞行器仿真试验的结果和影响因素。
在实际应用中，STK在飞行器仿真试验和数据分析中发挥了重要作用。
首先，STK可以帮助用户进行全面的飞行器仿真试验，评估飞行器性能和安全性，提高飞行器设计的精度和可靠性。
其次，STK可以帮助用户分析仿真数据，挖掘数据背后的规律和信息，为决策提供科学依据。
基于STK的不同类型卫星测量弧段定轨结果仿真分析
基于STK的不同类型卫星测量弧段定轨结果仿真分析2009年第5期总第303期导弹与航天运载技术MISSILEANDSPACEVEHCILENO.52009SumNo.3O3文章编号:1004—7182(2009)05—0026—05基于STK的不同类型卫星测量弧段定轨结果仿真分析王明4支,桂启山,赵新国,李义(装备指挥技术学院试验指挥系,北京,101416)摘要:在不同类型轨道的定轨任务中,相同时间长度的测量弧段,与精密轨道根数相比,有的定轨结果与之非常接近,而有的相差甚远,甚至难以定出初轨.针对上述情况,根据不同类型卫星轨道特征,利用卫星仿真工具包(STK)工具进行仿真与分析,得出轨道的自身形状和大小对测量弧段内的定轨影响很大,因此在选择测量点时应尽量靠近轨道近地点.关键词:卫星测量;卫星仿真工具包;测量弧段;轨道确定中图分类号:TP391.9文献标识码:A SimulationAnalysisofOrbitConfirmationResultsforTelemetryArcSegment0fDifferentSatellitesBasedonSTKWangMingyi,GuiQishan,ZhaoXinguo,LiYi (DepartmentofTestCommanding,AcademyofEquipmentCommandandTechnology,Beij ing,101416)Abstract:Indifferentorbitconfirmationmissions,evenforthetelemetryarcsegmentswithsametimelength,theconfirmation resultsaredifferentcomparingwiththeprecisionprimeparameters.Someareclose,othersar eentirelydifferentandsomeoftheorbitevencannotbeconfirmed.Atthisstate,basedontheorbitcharactersofdifferenttypesofsatelli tes,theSTK(SatelliteToolKit)isusedtosimulateandanalyse.Theresultisgainedthattheshapeandsizeoforbithavegreateffec ttotheorbitconfirmationfortelemetryarcsegment,SOthepointaneartotheperigeeshouldbechosenasthetelemetrypoint forsatellite.KeyWords:Satellitetelemetry;SatelliteToolKit;TelemetryarCsegment;Orbitconfirmatio nO引言航天器的轨道确定是测控系统跟踪测量任务的重要组成部分,入轨段初轨结果是评估航天器发射与星箭分离控制精度的主要手段,也是后续测站跟踪测量的数引来源.因此,入轨段定轨结果至关重要.然而,在航天器的入轨段,剔除有动力工作的时段,可用来定轨的测量数据时间段往往很短,定轨结果有的很差,甚至有些因为不收敛使结果难以定出.而且,相同时长的测控弧段,如30~40S,载人飞船类型的任务较容易计算出定轨结果,而别的类型的任务较困难,定轨结果一致性很差;有时,在设备工作都正常,随机误差相同的情况下,会出现测量时段短的数据定轨结果反而优于测量时段长的现象.影响轨道确定精度的因素,除了数学方法自身的精度外,主要取决于观测资料的测量精度.以往对设备的原因,运动及观测仰角等测量资料的精度影响多有分析,研究如何利用卫星仿真工具包(STK),实现从测量弧段来分析不同类型轨道确定的方法.1仿真总体方案1.1仿真基础STK是由美国AGI公司开发,属于航天工业领先的商品化分析软件.STK/Connect是STK的重要模块之一,提供用户在客户机/服务器环境下与STK连接的功能,使用TCP/IP或UNIXDomainSockets在第3方应用软件与STK之间传输数据(包括实时数据传输),为其他应用程序提供了一个向STK发送消息和接受数据的通讯工具.本文正是通过STK/Connect模块来实现不同类型卫星测量弧段姿态数据的演示.1.2仿真方案仿真程序的总体设计方案如下:a)用VC++6.0(简称VC)编程语言统一程序界收稿日期:2009—04.14作者简介:王民目(1974.),女,博士研究生,研究方向为军事航天指挥自动化第5期王明日等基于STK的不同类型里星量室缱墨墓坌堑Z面,并在界面中进行各种仿真参数的设置和仿真结果的调用并显示.b)在STK中进行卫星相关参数的设置.由于卫星姿态与轨道参数设置复杂,为充分利用STK卫星仿真的优势,程序通过VC启动STK后,在STK界面中进行卫星姿态与轨道参数的设置,然后将设置好的参数传回给Matlab用以数据仿真.c)利用Mat1ab实现卫星姿态控制的数据仿真.用Matlab软件中的VC接口作为引擎,当VC启动Matlab后,将在VC界面下所输入的仿真参数通过引擎传回给后台工作的MaⅡab程序,使其对卫星的姿态控制进行数据仿真,并将结果绘制成图片,然后再通过VC的Picture控件动态载入图片,进行卫星各通道姿态控制响应曲线的实时显示.d)利用STK进行不同类型卫星测量弧段姿态数据的演示.在VC中通过STK/Matlab接口调用STK程序,然后通过Matlab中的仿真数据驱动STK,实现2 种方式的卫星姿态数据报告.程序设计方案如图所示.VC界启动仿真广——————————一参数+卫星姿态与轨道参数Matlab卜卜——————_二卫『:=卫星姿态报告图I程序设计方案示意图2不同类型轨道特征数据仿真?2.1基本原理a)运动平面内的角速度.已知在轨道力学中动量矩积分的标量形式为r20:h(I)式中,为地心距离;为角速度;h为单位质量的动量矩.另,轨道积分为,::(2)r=一=一\二/1+ecos(#一式中为地球引力常数;e为轨道偏心率:0为轨道倾角;为升交点赤经.当式(2)表示椭圆运动时,有:P=a(1一e2)=h.//t(3)式中P为圆锥曲线的半通径;a为轨道半长轴.综合式(1),(3),有:r2o=~/,aa(1一e2)(4)即:~//aa(1-e2)(5)r'b)运动平面内的线速度.由活力公式,可以得到卫星的线速度为v=(兰一)(6)式中v为卫星的线速度.C)运动平面内的速度变化规律.以二体问题为例,由于是作椭圆运动,故卫星的地心距离r是变量,当r=rm.=n(1+e)时,卫星的角速度和线速度v均达到最小值和v;当,::(卜)时,卫星的角速度和线速度v均达到最大值和.换言之,即卫星在近地点附近时,卫星运动得快;卫星在远地点附近时,卫星运动得慢. 将和分别代入式(5)和式(6),可以得=,『~/焉/.t(1-e),厩;一匹al+e,=√?.可见和v的大小只与轨道半长轴a和Y"■一C 偏心率e有关.若轨道半长轴a不变,随着e的增大, 和ym变小,和vm变大;若偏心率e不变,随着n的增大,,,与vm都变小.因为在二体问题中,有r=h,故=,.f是真近点角,其物理意义如图2所示.图中O是辅助圆的圆心,Oe是椭圆的一个焦点(也是坐标原点).P图2椭圆轨道和辅助圆P282.2不同类型轨道特征由于椭圆运动的不均匀性,使得卫星在不同空间位置经过相同时间,其真近点角张角并不相同.下面就4种不同轨道进行仿真计算,包括真近点角随平近点角的变化规律,不同平近点角处30S和120S时长对应真近点角夹角的大小.为了问题的简化,不考虑摄动力的影响,只考虑不变椭圆运动的数据仿真,进行问题的分析.首先,列出几组轨道根数的轨道半长轴n 和轨道偏心率,如表1所示.表1轨道大小和形状序号a/kml6648.1890.010802274736400.76056346l30.1620.84692467054.Ⅸ)o0.895932.2.1不同偏心率轨道真近点角,平近点角变化规律由于对于椭圆的一个焦点,椭圆弧具有对称性,对应4种不同的轨道根数,表2给出了0.180.平近点角处对应的真近点角的值.表2真近点角与平近点角的变化关系平近点角真近点角/(.)(.)根数1根数2根数3根数4O0.ooO0O.oo0O0.0000O.0oo011.02l89411.26179222.17104738.1448222.04378222.16l63741.70264l65.2467833.0656553240931457.56450982.7614044.08750841.8253O770.059l0o94.5569655.10933250.33925479.9128671O3.O11922一上Ⅱ撼续表2平近点角真近点角/(.)根数1根数2根数3根数466.13l12357.96303187.801755109.40453677.15287164.758l2294.239589l14.44389788.17457l70.80901899.594030l18.54730099.19621676.2057721【)4.12526121.974759l010.21779981.034347108.0l896124.896512l111.2393l285.372191I1lI40972127.428773 1212.26075089.28687ll14.39692129.65371913l3.28210592.8362851l7.05525l31.63l213 1414.30337096.069574ll9.44184133.405985 1515.32454099.028278121.601l1l35.012196 1616.345606101.747478123.56808l36.476435 2020.4287l2ll0.759296l30.OO0Ho28141.277977 4040.803790134.941808147076303154.208243 6061.079001147.0455l1155.743433l60.901234 8081.221558155.178970161.649976l65.5111831oo101.215845161.460507166.255708169.129017 120121.064534166733848170.147342172.198491 140140.787336171.424293173.623642174947608 160160.417972175.786665176.865249177.515195 l80180.Ooo0o0l8O.000000180.0o000Ol80.0oo0oo 为了更加形象地说明真近点角随平近点角的变化规律,利用STK工具根据表2的数据显示出了0.360.平近点角处对应的真近点角的数字图像(见图3).ll4274053667992l05l】8131144l57170l8319620922223524826l2742873003l3326339352平近点角/(.)根数1～～根数2…～根数3一一'根数4图3不同轨道类型真近点角与平近点角的变化关系00OOOO0OO如加m第5期王明日等基于STK的不同类型卫星测量弧段定轨结果仿真分292.2.2不同偏心率轨道不同时长真近点角的变化量分别就30s,60S和120S时长在不同平近点角处3定轨结果仿真一32.5《10..5起对应的真近点角的夹角大小进行仿真计算,结果见图4～6.12039587796l151341531721912102292482672863o5324343平近点角,(o) —————————————————————————————————一l——根数1——根——根一一根数4图4在不同平近点角处不同类型轨道30S对应的真近点角的夹角兰6藿421224364851061271镐l691902l1232253274295316337358平近点角,(o)——根数1——根一根{!}fB一一根数4图5在不同平近点角处不同类型轨道60S对应的真近点角的夹角12￡1086420 124477093116139162185208231254277300323346平近点角,(.)——根数1——根娄殳2一根麴一一根数4图6在不同平近点角处不同类型轨道120S对应的真近点角的夹角下面仅以根数2为标准轨道,运用STK仿真工具计算50组三元素观测数据,包括测距R,测角A,E,每秒1点,并假设数据无系统差,只有随机差.其随机差的大小分别为=2m,==35".定轨计算采用有摄单位矢量初轨方法(PUVM1),仿真结果如图7所示.从图7的结果看,可以得到如表3所示的不同轨道根数的均方差.30—15注1O;5123456789l11133155177199221243265287309331353平近点(.)——时长3os——时长60s一一时长120s图7在不同平近点角处根数2不同时间间隔对应的真近点角夹角表3根数2不同平近点角处不同时间间隔的定轨偏差平近点角,(.)时长,sd/kmzle,(.))Aa~l()AM.)3053.06946206×10_40.04220.o0260.1O620.0969060l1.7521.0208×10_40.01530.ool90.03710.0339l2O3.0880.2582×10.50.00520.00150.0128O.Ol1730243.457l17800X100.04780.70080.83330.7585106049.13423377X10-40.01790.29030_31720.3040l209.18220.4504×10.0.oo620.11200l18l0.1l54由此可得出以下结果:a)航天器在轨道面内的运动角速度和线速度v的大小只与轨道半长轴a和偏心率e有关;b)若a,e同时增大,和v都变小,而和v要根据n,e增大的量级进行计算,才能确定其结果是变大还是变小;c)相同平近点处起,随着时间的间隔变长真近点角的夹角也变大;d)同一轨道根数,随着平近点角(0.180.)的增大,相同时问间隔对应的真近点角的夹角变小.平近点角180.360.处真近点角夹角的变化规律与前者存在对称关系;e)同一轨道根数,相同平近点处起,随着观测时间的跨度变长,定轨精度变高;f)同一轨道根数,相同时间的间隔,随着平近点角(0.180.)的增大,定轨精度变差.4结论上述原理及仿真计算结果说明,轨道自身的形状和大小对有限时长测量弧段内的定轨是有影响的,尤其是大偏心率类型轨道,测量点位的选择尤为重要.对于陆基测量站而言,只能从轨道设计时多加以考虑;对于海上机动测量站,由于其测量点位是可移动的,所以在有限选择空间内,尽量靠近轨道近地点附近进行测量.参考文献[1】刘林.航天器轨道理论fM】.北京:国防工业出版社,2000—06.[2】赵祖恒.基于STK的外部数据驱动可视化演示验证技术研究[D].北京: 装备指挥技术学院,2004—06.[3]刁华飞.STK的Matlab接口设计与实现[D】.北京:装备指挥技术学院,2006.06.。
STK及其在卫星系统仿真中的应用
序号 1 起始时间 1 Jun 2003 12: 00: 33. 23 1 Jun 2003 13: 36: 41. 83 1 Jun 2003 15: 12: 41. 50 1 Jun 2003 16: 48: 59. 91 2 Jun 2003 09: 14: 02. 28 2 Jun 2003 10: 48: 52. 15 平均间隔 合计 停止时间 1 Jun 2003 12: 10: 27. 09 1 Jun 2003 13: 46: 31. 27 1 Jun 2003 15: 22: 30. 54 1 Jun 2003 16: 57: 14. 28 2 Jun 2003 09: 22: 30. 16 2 Jun 2003 10: 58: 45. 30 561. 290 3367. 742 593. 152 507. 876 494. 375 589. 041 589. 439 间隔 / s 593. 859
2007 年第 33 卷第 4 期
无线电通信技术
45
遥感器分析, 遥感器可以附加在任何空基或地 基对象上, 用于可见性分析的精确计算。遥感器覆 盖区域的变化动态地显示在二维地图窗口, 包括多 种遥感器类型( 复杂圆弧、 半功率、 矩形、 扫摆、 用户 定义 ) 。 姿态分析, STK 提供标准姿态定义 , 或从外部输 入姿态文件( 标准四元数姿态文件) , 为计算姿态运 动对其他参数的影响提供多种分析手段。 可视化的计算结果, 分别以不同的投影方式和 坐标系显示。可以向前、 向后或实时地显示任务场 景的动态变化: 空基或地基对象的位置、 遥感器覆盖 区域、 可见情况、 光照条件、 恒星/ 行星位置, 可将结 果保存为 BMP 位图或 AVI 动画。 全面的数据报告, STK 提供全面的图表和文字 报告总结关键信息, 包含上百种数据, 用户可以为一 个对象或一组对象定制图表和报告。所有报告均以 工业标准格式输出 , 可以输出到常用的电子制表软 件中。
基于STK的卫星轨道预报
《航天器操作与控制试验》综合作业卫星轨道预报姓名：王备学号：38151312院系：宇航学院二〇一〇年十一月一、实验题目：卫星轨道预报二、实验目的1.学会STK（Satellite Tool Kit）软件的使用，掌握STK的基本操作；2.学会使用STK仿真，并实现卫星的轨道预报，重点掌握HPOP高精度轨道预报和LOP长期轨道预报。
三、实验内容（一）、HPOP高精度轨道预报1. 建立两颗卫星HPOP1与HPOP2；2. 设置HPOP1考虑大气阻力，而HPOP2不考虑，其他参数相同；3. 用HPOP高精度轨道预报器生成轨道；4. 动画显示，观察两颗卫星轨道的不同；5. 生成多种类型的卫星轨道数据；6. 计算卫星轨道寿命。
（二）、LOP长期轨道预报1. 建立两颗卫星LOP1与LOP2；2. 设置LOP1考虑大气阻力，而LOP2不考虑，其他参数相同；3. 用HPOP高精度轨道预报器生成轨道；4. 生成多种类型的卫星轨道数据，观察两颗卫星轨道的不同。
四、实验过程描述（一）、HPOP高精度轨道预报1.建立新的场景将其命名为BUAA_HPOP。
2.在浏览窗口选中场景，打开Basic Properties 窗口3.在Time Period栏，输入如下设置：区域值Start Time 1 Jan 2010 00:00:00.00 Stop Time 1 Jan 2010 04:00:00.00 Epoch 1 Jan 2010 00:00:00.004.选择Animation栏输入如下内容：区域值Start Time 1 Jan 2010 00:00:00.00 Stop Time 1 Jan 2010 04:00:00.00 Time Step60 secondsRefresh Delta Change to High Speed5.在Units栏输入如下设置：6.完成后，点击确定，从File菜单中选择Save As…，保存场景为BUAA_HPOP.sc。
基于STK的新一代北斗导航卫星可见性仿真分析
基于STK的新一代北斗导航卫星可见性仿真分析张柯;白燕【摘要】Analysis of Visibility to satellites is a prerequisite of satellites observation. For satellite in-orbit test mission, based on the capabilities of data simulation and analysis of STK, the simulation scenario was built for the New-Generation Beidou Navigation Satellite and associated ground stations, in which the visible time, beam angles, distance, and other performance indicators of satellite-ground and inter-satellite are analyzed and simulated. The visible time and beam angle are obtained with high accuracy. It's significant to provide satellites observation and related test projects with practical reference and application value.%卫星可见性分析是观测卫星的首要条件.针对卫星在轨试验任务,基于STK数据仿真、分析功能,对新一代北斗导航卫星和有关地面站,构建仿真场景,对星地、星星之间的可见时间、波束角,以及距离等性能指标进行分析和仿真,得出了高精度的可见弧段与波束角,为卫星观测及有关试验工程提供实际参考和应用价值.【期刊名称】《电子设计工程》【年(卷),期】2017(025)015【总页数】6页(P153-157,161)【关键词】STK软件;新一代北斗导航卫星;时间;轨道;可见性分析【作者】张柯;白燕【作者单位】中国科学院大学北京 100039;中国科学院国家授时中心陕西西安710600;中科院精密导航定位与定时技术重点实验室陕西西安 710600;中国科学院大学北京 100039;中国科学院国家授时中心陕西西安 710600;中科院精密导航定位与定时技术重点实验室陕西西安 710600【正文语种】中文【中图分类】TN96新一代的北斗导航卫星从2015年3月30发射的第一颗IGSO开始，到目前已发射四颗，其余三颗中，一颗IGSO，两颗MEO。
STK实验卫星轨道参数仿真
STK实验卫星轨道参数仿真STK（Systems Tool Kit）是一种专业的航天工程仿真软件，可以用来模拟卫星的轨道参数和性能。
在STK软件中，可以通过建模、仿真和分析来评估卫星的轨道设计、地面访问能力和通信性能等。
卫星轨道参数是指描述卫星在空间中运动的关键参数，包括轨道类型、轨道高度、轨道倾角、轨道周期等。
这些参数对卫星的遥感观测、通信覆盖和导航定位等任务有重要影响。
通过STK软件，可以对不同轨道参数进行仿真分析，来评估其对卫星性能的影响。
首先，使用STK软件建立卫星的模型。
可以选择地心惯性坐标系或地心地固坐标系作为参考坐标系，然后定义卫星的位置、速度、质量等参数。
可以根据提供的卫星轨道参数公式，计算卫星的初始状态，并在STK中进行建模。
接下来，设置卫星的轨道类型和高度。
可以选择静止轨道、近地轨道、太阳同步轨道等不同的轨道类型，并指定卫星的轨道高度。
通过改变轨道类型和高度，可以模拟不同的卫星任务和覆盖范围。
然后，设置卫星的轨道倾角和周期。
轨道倾角是卫星轨道平面与地球赤道平面之间的夹角，影响卫星的通信覆盖范围和地面访问能力。
轨道周期是卫星绕地球一周的时间，影响卫星的遥感观测周期和数据更新频率。
可以通过在STK软件中进行参数调整，评估不同倾角和周期对卫星性能的影响。
最后，进行卫星轨道参数的仿真分析。
可以通过STK软件提供的仿真工具，模拟卫星的轨道演化和运动轨迹。
可以观察卫星在不同轨道参数下的覆盖范围、访问时间和通信性能等指标。
可以通过仿真分析来优化卫星的设计方案，提高其性能和效益。
总之，STK软件提供了一种方便快捷的方式来模拟和评估卫星的轨道参数。
通过建模、仿真和分析，可以了解卫星性能、优化轨道设计以及评估卫星的可行性。
这对于卫星工程师和设计师来说，是一个非常重要和有用的工具。
基于STK的卫星轨道预报
《航天器操作与控制试验》综合作业卫星轨道预报姓名：王备学号：院系：宇航学院二〇一〇年十一月一、实验题目：卫星轨道预报二、实验目的1.学会STK（Satellite Tool Kit）软件的使用，掌握STK的基本操作；2.学会使用STK仿真，并实现卫星的轨道预报，重点掌握HPOP高精度轨道预报和LOP长期轨道预报。
三、实验内容（一）、HPOP高精度轨道预报1. 建立两颗卫星HPOP1与HPOP2；2. 设置HPOP1考虑大气阻力，而HPOP2不考虑，其他参数相同；3. 用HPOP高精度轨道预报器生成轨道；4. 动画显示，观察两颗卫星轨道的不同；5. 生成多种类型的卫星轨道数据；6. 计算卫星轨道寿命。
（二）、LOP长期轨道预报1. 建立两颗卫星LOP1与LOP2；2. 设置LOP1考虑大气阻力，而LOP2不考虑，其他参数相同；3. 用HPOP高精度轨道预报器生成轨道；4. 生成多种类型的卫星轨道数据，观察两颗卫星轨道的不同。
四、实验过程描述（一）、HPOP高精度轨道预报1.建立新的场景将其命名为BUAA_HPOP。
2.在浏览窗口选中场景，打开Basic Properties 窗口3.在Time Period栏，输入如下设置：区域值Start Time 1 Jan 2010 00:00:00.00Stop Time 1 Jan 2010 04:00:00.00Epoch 1 Jan 2010 00:00:00.004.选择Animation栏输入如下内容：区域值Start Time 1 Jan 2010 00:00:00.00Stop Time 1 Jan 2010 04:00:00.00Time Step 60 secondsRefresh Delta Change to High Speed5.在Units栏输入如下设置：6.完成后，点击确定，从File菜单中选择Save As…，保存场景为BUAA_HPOP.sc。
STK轨道仿真实验报告
北京科技大学课程设计报告学院：班级：学号：姓名：成绩：2016年12月28日基于STK太阳同步轨道设计与分析摘要：本课程设计训练，要求学生学习基于Satellite Tool Kit（以下简称STK）软件的轨道动力学仿真与设计的基本理论与方法，学会根据设计要求开展设计工作，并能联系实际深入掌握本专业的理论知识，从而使学生具备从事科学技术研究的基本技能。
关键词：STK 卫星轨道仿真卫星地面站引言：随着可视化技术在仿真中的广泛应用，对卫星的轨道和姿态控制仿真不仅要求仿真系统具有精确的模型和实验结果，还要求真实再现航天任务的全过程，因此有必要建立一个视景仿真系统，给设计人员和决策者以更直观更形象的理解。
STK(Satellite Tool Kit)是由美国Analytical Graphics公司开发的卫星仿真工具包，是航天工业领先的商业化分析软件，它可以快速方便地分析复杂的陆、海、空、天任务，并提供易于理解的图表和文本形式的分析结果，用于确定最佳解决方案。
不但具有强大的数据仿真功能，还具有三维模型编辑和三维可视化模块(STK／VO)，可以为STK和其它附加模块提供逼真的三维视景显示功能。
在STK中通过建立一定的场景并加入卫星的模型，通过设定该场景的参数，就能实现对卫星运行的二维和三维仿真视景。
虽然它有效的解决了三维视景显示问题，但是在卫星的运行过程中，如果需要对卫星实施变轨或者大角度姿态机动就需要将仿真停止，重新设定相关的参数，不能实现对整个视景系统的连续仿真运行。
软件介绍：STK提供分析引擎用于计算数据、并可显示多种形式的二维地图，显示卫星和其它对象如运载火箭、地面车辆、目标等。
STK的核心能力是产生位置和姿态数据、获取时间、遥感器覆盖分析。
STK专业版扩展了STK的基本分析能力，增加了轨道预报算法、姿态定义、坐标类型和坐标系统、遥感器类型、高级的约束条件定义，以及卫星、城市、地面站和恒星数据库。
基于STK的航天器轨道理论仿真教学方法的研究与实践
ｉ ｉｔｏ ｕ ｅ ｔ ｉ ｍａｏ ｏ ｒｅｔａｈｎ ｈ ａ ｅ．Ｆ ｒｔ ｔ ｅｎ ｃｓｉ ｆ ｓ ｇｔ ｅｃｍｐ ｔｒｓ — ｓ ｎｒ ｄ ｃｄｉ ｏｔ ｓ ｊｒ ｕ ｓ ｅｃ ｉｇｉ ｔ ｅ ｐ ｒ ｉ ， ｈ ｅｅｓ ｙｏ ｉ ｏ ｕ ｅ ｉ ｎ ｈ ｃ ｎ ｐ ｓ ｔ ｕ ｎ ｈ ｍｕ
ｌｔ ｎｍｅｈ ｄｉ ｈ ｊｒｃｕ ｓ ｎ ｌｚ ｄａ ｄ ｄｍｏ ｓｒｔｄ ａｉ ｔ ｏ ｔ ｅｍａｏ ｏ ｒｅｉ ａ ａｙ ｅ ｎ ｅ ｎ ｔａｅ ．Ｔｈ ｎ ｉｖ ｓｉａｉｎ ｉ ｇｖ ｎ ｉ ｅａｌ ｏ ｏ ｎ ｓ ｅ ｎ ｅｔ ｔ ｓ ｉｅ ｎ ｄ ｔｉ ｔ ｇ ｏ
航天 器轨 道理 论 是信 息工程 大 学测 绘学 院航 天 测控 专业 本科 学生 必 修 的重 要 专 业课 程 之 一 ， 主要 讲授 二体 问题 的运 动方 程 、 轨道 根数 及其 关 系 、 地 星 空间 几何 、 受摄 运 动 、 道类 型 、 轨 轨道 控制 、 轨道 和 星 座设 计等 内 容 。 由于 该 课 程 主 要 研 究 航 天 器 的轨
道， 即航 天器在 空 间运行 的路径 ， 学生 难 以对该 部分
果。
为改 变这 种局 面 ， 笔者 及 所 在 课 程组 尝 试 在 教 学 中引入 卫 星工具 包 Ｓ Ｋ， Ｔ 研究 和 实践 仿 真 教学 方 法在 专业 教学 中的应 用 ， 用 该 软 件 强大 的建 模 仿 利 真功 能 ， 构建航 天器 轨道 理论 的仿 真教 学环境 ， 大 大 增加 了教 学 内容 的可 视 性 ， 同ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ 调 动 了学 生 的学 习 积极性 ， 收到 了很好 的教 学效 果 。
知识 内容 获取 直观 的 印象 ， 牵 涉 到 的理 论 概 念 比 且 较抽 象 ，因此 ， 少 初 学 者 感 到 困难 。传 统 的教 学 不 模 式重 视理 论知 识教 学 ， 以教 师课 堂讲 授为 主 ， 即依 据 课程 内容 章节 的 知识 点 ，先介 绍 概 念 ， 后 介 绍 然
基于STK的新一代北斗导航卫星可见性仿真分析
能， 对 新一代 北 斗导航 卫 星和 有 关地 面站 ， 构 建仿 真场 景 ， 对 星地 、 星 星之 间 的 可见 时 间、 波束角 ， 以
及距 离等性 能指 标进 行分 析 和仿 真 ， 得 出 了高精 度 的可 见弧 段 与 波束 角 ， 为 卫 星观 测及 有 关试 验 工
程提 供 实 际参 考和应 用价 值 。
ｓ ｃ ｅ ｎ ａ ｒ ｉ ｏ ｗ ａ ｓ ｂ ｕ ｉ ｌ ｔ ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅ Ｎｅ ｗ— Ｇ ｅ ｎ ｅ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｂ ｅ ｉ ｄ ｏ ｕ Ｎａ ｖ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ａ ｎ ｄ ａ ｓ ｓ ｏ ｃ ｉ ａ ｔ ｅ ｄ ｇ ｒ ｏ ｕ ｎ ｄ ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ 。ｉ ｎ ｗ ｈ ｉ ｃ ｈ ｔ ｈ ｅ ｖ ｉ ｓ ｉ ｂ ｌ ｅ ｔ ｉ ｍｅ ，ｂ ｅ ａ ｍ ａ ｎ ｇ ｌ ｅ ｓ ，ｄ ｉ ｓ ｔ ａ ｎ ｃ ｅ，ａ ｎ ｄ ｏ ｔ ｈ ｅ ｒ ｐ ｅ ｆ ｒ ｏ ｒ ｍａ ｎ ｃ ｅ ｉ ｎ ｄ ｉ ｃ ａ ｔ ｏ ｒ ｓ ｏ ｆ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ — ｇ ｒ ｏ ｕ ｎ ｄ ａ ｎ ｄ
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ Ｖ ｉ ｓ ｉ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ ｔ ｏ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｓ ｉ ｓ ａ ｐ ｒ ｅ ｒ ｅ ｑ ｕ ｉ ｓ ｉ ｔ ｅ ｏ ｆ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｓ ｏ ｂ ｓ ｅ ｒ ｖ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ．Ｆ ｏ ｒ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｉ ｎ—
第２ ５卷 第 １ ５期
Ｖ０ １ ． ２ ５ Ｎｏ ． １ ５
电子设计 工ห้องสมุดไป่ตู้程
STK实验卫星轨道参数仿真
实验一卫星轨道参数仿真一、实验目的1、了解STK的基本功能；2、掌握六个轨道参数的几何意义；3、掌握极地轨道、太阳同步轨道、地球同步轨道等典型轨道的特点;二、实验环境卫星仿真工具包STK三、实验原理1卫星轨道参数六个轨道参数中,两个轨道参数确定轨道大小和形状,两个轨道参数确定轨道平面在空间中的位置,一个轨道参数确定轨道在轨道平面内的指向,一个参数确定卫星在轨道上的位置;轨道大小和形状参数：这两个参数是相互关联的,第一个参数定义之后第二个参数也被确定;第一个参数第二个参数semimajor axis 半长轴 Eccentricity 偏心率apogee radius 远地点半径 perigee radius 近地点半径apogee altitude 远地点高度 perigee altitude 近地点高度Period 轨道周期 Eccentricity 偏心率mean motion平动 Eccentricity 偏心率图1 决定轨道大小和形状的参数轨道位置参数：轨道倾角Inclination轨道平面与赤道平面夹角升交点赤经RAAN赤道平面春分点向右与升交点夹角近地点幅角argument of perigee升交点与近地点夹角卫星位置参数：表1 卫星位置参数2星下点轨迹在不考虑地球自转时,航天器的星下点轨迹直接用赤经α、赤纬δ表示如图2;直接由轨道根数求得航天器的赤经赤纬;图2 航天器星下点的球面解法在球面直角三角形SND 中：⎪⎩⎪⎨⎧+==∆∆+Ω=+==)tan(cos tan cos tan )sin(sin sin sin sin f i u i f i u i ωαααωδ 1由于地球自转和摄动影响,相邻轨道周期的星下点轨迹不可能重合;设地球自转角速度为E ω,t 0时刻格林尼治恒星时为0G S ,则任一时刻格林尼治恒星时G S 可表示成：)(00t t S S E G G -+=ω 2在考虑地球自转时,星下点地心纬度 与航天器赤纬δ仍然相等,星下点经度与航天器赤经α的关系为：⎩⎨⎧=---=-=δϕωααλ)(00t t S S E G G 3 将1代入上式,得到计算空间目标星下点地心经纬度()ϕλ,的公式,即空间目标的星下点轨迹方程为：⎩⎨⎧⋅=---⋅+Ω=)sin arcsin(sin )()tan arctan(cos 00u i t t S u i E G ϕωλ 4 其中 为星下点的地理纬度, 为星下点的地理经度,u 是纬度幅角,E 为地球自转角速度;由4中的第二式可知,i =90时, 取极大值max ;i =-90时, 取极小值min ,且有⎩⎨⎧-︒=i i 180max ϕ ︒≥︒≤9090i i ,⎩⎨⎧︒-=180min i i ϕ ︒≥︒≤9090i i 5 因此,空间目标的轨道倾角决定了星下点轨迹能达到的南北纬的极值;四、实验内容1、结合六个轨道参数的几何意义,每个轨道参数分别取不同值,给出相应的三维图；2、分析二体条件下圆轨道根据向导添加六个轨道参数随时间的变化规律；卫星参数设置半长轴偏心率轨道倾角升交点赤经近地点幅角真近点角3、比较分析Polar Orbit、Sun-Synchronous Orbit、HEO、GSO、GEO卫星的特点,并给出相应的图示说明;1Polar Orbit极地轨道：2Sun-Synchronous Orbit太阳同步轨道：3HEO高地球轨道：4GSO地球静止轨道：5GEO地球同步轨道：加文字描述各种轨道突出特点。
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S T K实验卫星轨道参数
仿真
标准化管理处编码[BBX968T-XBB8968-NNJ668-MM9N]
实验一卫星轨道参数仿真
一、实验目的
1、了解STK的基本功能；
2、掌握六个轨道参数的几何意义；
3、掌握极地轨道、太阳同步轨道、地球同步轨道等典型轨道的特点。
二、实验环境
卫星仿真工具包STK
三、实验原理
（1）卫星轨道参数
六个轨道参数中，两个轨道参数确定轨道大小和形状，两个轨道参数确定轨道平面在空间中的位置，一个轨道参数确定轨道在轨道平面内的指向，一个参数确定卫星在轨道上的位置。
轨道大小和形状参数：
这两个参数是相互关联的，第一个参数定义之后第二个参数也被确定。
第一个参数第二个参数
semimajor axis 半长轴 Eccentricity 偏心率apogee radius 远地点半径 perigee radius 近地点半径apogee altitude 远地点高度 perigee altitude 近地点高度Period 轨道周期 Eccentricity 偏心率
mean motion平动 Eccentricity 偏心率
图1 决定轨道大小和形状的参数
轨道位置参数：
轨道倾角（Inclination）轨道平面与赤道平面夹角
升交点赤经（RAAN）赤道平面春分点向右与升交点夹角
近地点幅角（argument of perigee）升交点与近地点夹角
卫星位置参数：
表1 卫星位置参数
（2）星下点轨迹
在不考虑地球自转时，航天器的星下点轨迹直接用赤经α、赤纬δ表示（如图2）。
直接由轨道根数求得航天器的赤经赤纬。
图2 航天器星下点的球面解法
在球面直角三角形SND中：
⎪⎩
⎪⎨⎧+==∆∆+Ω=+==)tan(cos tan cos tan )sin(sin sin sin sin f i u i f i u i ωαα
αωδ （1） 由于地球自转和摄动影响，相邻轨道周期的星下点轨迹不可能重合。
设地球自转角速度为E ω，t 0时刻格林尼治恒星时为0G S ，则任一时刻格林尼治恒星时G S 可表示成：
)(00t t S S E G G -+=ω （2）
在考虑地球自转时，星下点地心纬度 与航天器赤纬δ仍然相等，星下点经度（）与航天器赤经α的关系为：
⎩⎨⎧=---=-=δ
ϕωααλ)(00t t S S E G G （3） 将（1）代入上式，得到计算空间目标星下点地心经纬度()ϕλ,的公式，即空间目标的星下点轨迹方程为：
⎩
⎨⎧⋅=---⋅+Ω=)sin arcsin(sin )()tan arctan(cos 00u i t t S u i E G ϕωλ （4） 其中 为星下点的地理纬度， 为星下点的地理经度，u 是纬度幅角，E 为地球自转角速度。
由（4）中的第二式可知，i =90时， 取极大值max 。
i =-90时， 取极小值min ，且有
⎩⎨⎧-︒=i i 180max ϕ ︒≥︒≤9090i i ，⎩
⎨⎧︒-=180min i i ϕ ︒≥︒≤9090i i （5） 因此，空间目标的轨道倾角决定了星下点轨迹能达到的南北纬的极值。
四、实验内容
1、结合六个轨道参数的几何意义，每个轨道参数分别取不同值，给出相应的三维图；
2、分析二体条件下圆轨道（根据向导添加）六个轨道参数随时间的变化规律；
卫星参数设置
半长轴
偏心率
轨道倾角
升交点赤经
近地点幅角
真近点角
3、比较分析Polar Orbit、Sun-Synchronous Orbit、HEO、GSO、GEO卫星的特点，并给出相应的图示说明。
（1）Polar Orbit（极地轨道）：
（2）Sun-Synchronous Orbit（太阳同步轨道）：
（3）HEO（高地球轨道）：
（4）GSO（地球静止轨道）：
（5）GEO（地球同步轨道）：
（加文字描述各种轨道突出特点）。