卫星轨道和TLE数据
几种主要的卫星和轨道参数
几种主要的卫星和轨道参数
1.卫星轨道参数
卫星轨道参数是描述卫星轨道的几何参量，主要分为三类：
(1)动力学参量:指卫星圆形轨道的根数，它们描述卫星的运动形态，
典型动力学参量有近地轨道的根数a,e,i,Ω,ω和M,以及非近地轨道的
根数a,e,i,Ω,ω,Ω和M。
(2)力学参量:这些参量描述卫星的运动特性，典型的力学参量有加速度、旋转角速度、轨道偏心率和磁壳动量等。
(3)位置参量:这些参量描述的是卫星的位置，例如轨道高度、经纬度、方位角和真切角等。
2.卫星倾斜角
卫星倾斜角是指卫星轨道平面和地心轴的夹角，它是构建满足特定动
力学条件的卫星轨道的一个重要参量。
它将分成升交点倾斜角和降交点倾
斜角。
升交点倾斜角表示了卫星轨道从南半球到北半球的倾斜角，降交点
倾斜角表示了从北半球到南半球的倾斜角。
平均倾斜角则是指升交点倾斜
角和降交点倾斜角的算术平均值。
3.引力摄动参量
引力摄动参量是指卫星因地球的引力而产生的小幅度的偏转，通常它
们会产生一些及时的轨道变化。
常见的两种引力摄动参量有J2和J4参数，它们分别描述的是卫星轨道对太阳系的第二、第四阶引力摄动的大小。
4.时差参量。
卫星轨道报
林火监测业务常用卫星轨道报及其解读闫厚（国家林业局森林防火预警监测信息中心北京100714）廖晓宏（北京川页电气科技发展有限公司北京100714）摘要利用卫星轨道报进行卫星轨道预报是林火监测业务的重要环节。
本文介绍了卫星轨道报的种类、相关概念和内容含义，为利用卫星轨道报进一步作好林火监测各项工作奠定基础。
关键词林火监测卫星轨道报在卫星林火监测业务中，必须对卫星过境时间、扫描区域和卫星运动轨迹进行准确预报，才能确保地面站天线系统的正常运行，为森林火灾处置提供及时准确的监测成果。
人造地球卫星在空间环绕地球运行,可用轨道半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点角距和近地点时刻等六个要素描述。
记录了这六个轨道参数的文件，称为卫星轨道报，又叫开普勒根数（Keplerian Elements，简称“Keps根数”），是以400年前德国天文学家开普勒命名的。
详细了解卫星轨道报格式内容，对于深入了解监测系统构造、确保监测系统稳定运行和提高林火监测技术水平都具有非常重要的意义。
1相关术语为便于对卫星轨道报的理解，需要对涉及的相关术语进行解释。
人造地球卫星绕地球运行遵循开普勒行星运动三定律。
（1）卫星轨道为一椭圆，地球在椭圆的一个焦点上。
其长轴的两个端点是卫星离地球最近和最远的点，分别叫做远地点和近地点。
（2）人造地球卫星在椭圆轨道上绕地球运行时，其运行速度是变化的，在远地点时最低，在近地点时最高。
速度的变化服从面积守恒规律，即卫星的向径（卫星至地球的连线）在相同的时间内扫过的面积相等。
（3）人造地球卫星在椭圆轨道上绕地球运行，其运行周期取决于轨道的半长轴（与半长轴的二分之三次方成正比）。
由此可知，人造地球卫星在空间的位置可以用半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点角距和近地点时刻等参数来描述。
这些特定参数解释如下：春分点 - 在地球和太阳的相对运动中，如果假定地球不动，则太阳绕地球运行，当太阳从地球的南半球向北半球运行时，穿过地球赤道平面的那一点叫春分点；升交点 - 人造地球卫星绕地球运行，当它从地球南半球向北半球运行时，穿过地球赤道平面的那一点；星下点 - 卫星与地球中心连线在地球表面的交点；历元年 - 轨道报预报的年份；星下点轨迹- 所有星下点连成的曲线；近地点时刻 - 即卫星通过近地点的时间；升交点赤经Ω- 从春分点到地心的连线与从升交点到地心的连线的夹角；近地点幅角ω- 又称近地点幅角，就是卫星从升交点到地心的连线与从近地点到地心的连线的夹角；半长轴–轨道长轴的一半；偏心率e- 轨道焦距与半长轴之比；倾角i -在卫星轨道升段时由赤道平面反时针旋转到轨道平面的夹角；平均近地角 - 若卫星通过近地点的时刻为tp，卫星的平均角速度为 n，则任一时刻的平均近点角M=n（t-tp）。
卫星星历
1. 卫星星历1.1 卫星星历卫星星历，又称为两行轨道数据（TLE，Two-Line Orbital Element），由美国celestrak 发明创立。
卫星星历是用于描述太空飞行体位置和速度的表达式———两行式轨道数据系统。
卫星、航天器或飞行体一旦进入太空，即被列入NORAD卫星星历编号目录。
列入NORAD卫星星历编号目录的太空飞行体将被终生跟踪。
卫星星历以开普勒定律的6个轨道参数之间的数学关系确定飞行体的时间、坐标、方位、速度等各项参数，具有极高的精度。
卫星星历能精确计算、预测、描绘、跟踪卫星、飞行体的时间、位置、速度等运行状态；能表达天体、卫星、航天器、导弹、太空垃圾等飞行体的精确参数；能将飞行体置于三维的空间；用时间立体描绘天体的过去、现在和将来。
卫星星历的时间按世界标准时间（UTC）计算。
卫星星历定时更新。
1.2 卫星星历格式卫星星历格式，又称为两行式轨道数据格式（TLE，Two-Line Orbital Element Set Format）。
1.3 卫星星历格式含义：卫星星历的结构为上下两行，每行69个字符，包括0～9、A～Z(大写)、空格、点和正负号，其他字符是无意义的。
第0行，将第1行视为0行，是卫星通用名称，最长为24个字符。
第1行和第2行是标准的卫星星历格式（TLE格式），每行69个字符，包括0～9，A～Z（大写）、空格、点和正/负号，除此之外的其他字符都是无意义也无效的。
卫星星历编号含义（1）第1行，字符号1是轨道数据。
（2）第1行的1～3和第2行2～3是卫星编号；（3）1～4是秘密分级，U、C 或S。
U表示此数据是不保密的，可供公众使用的；C 表示此数据是保密的，仅限NORAD使用；S表示此数据是保密的，仅限NORAD使用。
（4）1～6是卫星的发射年份；（5）1～10是轨道数据的建立时间，按世界标准时间；（6）1～21是两个轨道比较参数；（7）每行的最后一位都是以10为模的校验位,可以检查出90%的数据存储或传送错误。
生成卫星两行根数算法公式
卫星的两行根数（Two-Line Elements，简称TLE）是描述地球轨道上的人造卫星轨道参数的一种标准数据格式。
通过这两行根数，我们可以计算卫星在任何给定时间的位置和速度。
以下是两行根数的一般格式和内容：第一行：卫星编号分类（例如，未分类、有效载荷、碎片等）国际地球观测卫星组织（International Designator）编号年份的前两位数字发射编号发射片段编号第二行：轨道倾角（i，度）升交点赤经（Ω，度）近地点幅角（ω，度）平均运动（n，度/天）革命次数在Epoch时刻后（M，度）近地点距离（e，地球半径）为了从TLE计算卫星的位置和速度，我们通常使用SGP4（Simplified General Perturbations 4）算法。
SGP4是一个广泛使用的算法，用于根据TLE预测卫星的位置和速度。
SGP4算法相当复杂，涉及多个步骤和子计算。
在这里简要概述其主要步骤：初始化：使用TLE中的参数初始化卫星的轨道元素。
计算平均元素：通过平均运动n计算平均角速度，从而得到平均近点角M0。
考虑摄动：考虑地球引力、日月引力、大气阻力等摄动因素对卫星轨道的影响。
计算真近点角：通过平均近点角M0和摄动计算真近点角M。
计算位置和速度：使用真近点角M和其他轨道元素计算卫星在ECEF坐标系中的位置和速度。
输出：将计算结果转换为所需的坐标系统（如地理坐标）。
需要注意的是，SGP4是一个相当复杂的算法，通常需要使用专门的软件库来实现。
如果需要进行详细的卫星轨道计算或模拟，建议使用现有的SGP4库或软件工具，而不是从头开始编写算法。
空间目标轨道分布特性分析实验报告
空间目标轨道分布特性分析实验报告一、实验目的1、了解空间目标轨道分布规律；2、掌握TLE数据格式分析方法；3、掌握空间目标高度分布特性分析方法与过程。
二、实验环境Matlab或C语言三、实验原理1、空间目标及其分布空间目标广义是指离地球表面120公里以外空间的所有目标，包括自然天体和人造天体。
本研究报告中的空间目标系指环绕在地球周围数万公里内的人造天体，包括卫星、平台和运载，以及上述目标解体后形成的空间碎片。
对这些人造目标进行监视属空间目标监视系统的范畴。
根据有关研究，环绕地球的空间目标数目大约为35,000,000，其中大小在1〜10cm的约110,000个，大于10cm的在8000个以上。
目前美国空间目标监视系统可对30cm以上的空间目标进行例行的日常观测，对10cm以上的目标可能观测到，但不能保证例行的日常跟踪。
上述空间目标中，到2008年8月24日，被美国空间目标监视系统编目过的空间目标数目为33311个，其中21597个已经陨落，11714个仍在轨。
空间目标都有一定大小、形状，运行在一定轨道上，使得每一空间目标都有其独特的轨道特性、几何特性和物理特性。
这些特性奠定了对空间目标进行定轨和识别的基础，尤其是在用航天器一般都有特定的外形、稳定的轨道、姿态、温度等特性，是空间目标识别的主要技术支撑。
空间目标监视的核心任务是对空间目标进行探测、跟踪和识别。
获取空间目标的几何特征、物理特征和运动参数等重要目标信息，进而确定目标威胁度、警戒空间碰撞、提供安全告警信息，是实施防御性空间对抗和进攻性空间对抗的基础。
其中在空间目标的识别过程中，空间目标的轨道特性是主要依据，而其几何特性和物理特性则是对其轨道特性的进一步补充。
征对探测系统的设计等都具有非常重要的参考价值。
这里主要通过分析轨道根数的分布来完空间目标的分布是指空间分布，空间分布由轨道分布体现，了解空间目标的轨道分布特成空间目标分布的统计，主要从空间目标半长轴、偏心率和轨道倾角三个方面进行考虑。
基于SGP4模型的卫星轨道预报与精度分析
基于SGP4模型的卫星轨道预报与精度分析作者：庄启智窦鑫来源：《无线互联科技》2016年第05期摘要：在太空中空间碎片随时可能与航天器发生碰撞，碰撞预警即已知卫星当前时刻的状态，预测未来位置和速度。
文章通过SGP4模型计算FENGYUN 3c从2014年10月的TLE数据，预报7天内的卫星轨道参数，并TLE数据参考时刻的轨道参数求差并进行分析，得出向前预测的轨道坐标与速度结果优于向后预测的轨道坐标与速度。
通过内符合分析方法发现，FENGYUN 3c为例的近极地太阳同步轨道卫星，利用TLE数据和SGP4模型可预报其卫星轨道，获得较好的轨道结果，尤其在Y方向的分量上。
这一结论显示SGP4模型能够在一定时间段内较准确地预报出卫星轨道参数，有效服务于碰撞预警系统，具有一定的实用价值。
关键词：FENGYUN 3C；两行元素（TLE）；SGP4轨道预报模型；均方根误差太空中仅有不到10%的空间目标是服务中的有效航天器，而其他大量的空间目标均为空间碎片。
2009年已经发生了美国通信卫星铱星33与俄罗斯宇宙2251废弃卫星的相撞事件，碰撞预警的基础是进行轨道预报，即已知卫星当前时刻的状态，结合其运动规律，预测卫星在未来一段时间内的位置和速度。
TLE用特殊方法去掉扰动项的平均轨道根数，与SGP4或sDP4轨道预报模型一起使用，预报卫星状态和预警卫星碰撞。
我国的卫星技术在世界范围内处于领先水平。
FENGYUN3c是我国第二代极轨气象卫星，目标是获取全球大气和地球物理要素的全天候、多光谱、高精度观测资料。
考虑到FENGYUN 3c卫星的TLE数据容易获取，SGP4具有开源代码的优势，可利用TLE与SGP4模型研究FENGYUN 3c轨道，监测人工机动或故障等应用提供基础。
Montonbruck利用GPS广播星历实时估计SGP4轨道参数。
有文献研究了近圆轨道卫星沿轨方向的轨道误差。
还有文献将扩展卡尔曼滤波算法应用于两行元素，成功进行了轨道的长期预报。
卫星星历数据产生方法研究
卫星星历数据产生方法研究随着卫星通信事业的迅猛发展，卫星轨道资源十分拥挤。
卫星受到地面发射源的干扰越来越多，这些干扰给正常的卫星广播和通信业务带来了巨大的威胁，甚至产生了无法估量的社会影响。
为了保证卫星的通信安全，2 0 0 2 年国家无线电监测中心引进了美国T L S 公司生产的TLS2000卫星定位系统，使我国具有了对静止轨道卫星的发射源进行定位的能力。
TLS2000定位系统在对卫星的上行发射源进行定位时需要有一个位置及频率合适的卫星给予配合，同时对该卫星的星历也有很高的要求(定位的精度和可靠性依赖于卫星星历的精度)。
目前，卫星星历的来源是美国的 网站，近期该网站声称由于涉及到美国国家安全的一些问题，将关闭该网站。
因此，建立自己的卫星星历生成系统刻不容缓。
另一方面，卫星监测的目的之一是核实卫星的在轨情况，通过卫星星历可以掌握卫星是否在合法的轨位范围内运行。
从卫星信号监测的角度考虑，建立卫星星历生成系统也是很必要的。
1 卫星星历格式及经典轨道参数在卫星干扰源定位系统中，我们采用的星历格式为双行根数星历即指Two-Line Element，是北美联合防空司令部(NORAD)、美国航天司令部(U S S C )以及美国宇航局(NASA)普遍采用的一种星历格式，在他们的相关网站上提供有定时更新的双行根数卫星星历数据库。
根据开普勒定律：卫星运行的轨道为一椭圆，该椭圆的一个焦点与地球质心重合；卫星的地心向径在单位时间内所扫过的面积相等；卫星运行周期的平方与轨道椭圆长半径的立方之比为一常量。
由此可知，人造地球卫星在空间的位置可以用几个特定数据来确定，这些数据就是轨道要素也可以称为轨道参数。
在双行根数星历中就包含着人造地球卫星的最重要的6 个轨道参数。
(1)a——轨道半长轴：轨道长轴的一半，可说明轨道的大小；(2)e——轨道偏心率：椭圆轨道两焦点间的距离与长轴的比值，可说明轨道的形状；(3)i ——轨道平面倾角：卫星轨道平面与地球赤道平面的夹角，为IJK 坐标系(地心惯性坐标系)的坐标单位矢量K 与卫星动量矩；(4)——升交点赤经：卫星由南半球飞往北半球时，轨道与赤道平面相交的那一点称为升交点；赤道上另一对称点称为降交点。
TLE及程序由TLE到COE
两行式轨道数据是美国的北美防空联合司令部(North American Aerospace Defense Command，NORAD)创立的用于描述卫星位置和速度的表达式。
具体格式为：Data for each satellite consists of three lines in the following format:AAAAAAAAAAAAAAAAAAAAAAAA1 NNNNNU NNNNNAAA NNNNN.NNNNNNNN +.NNNNNNNN +NNNNN-N +NNNNN-N N NNNNN2 NNNNN NNN.NNNN NNN.NNNN NNNNNNN NNN.NNNN NNN.NNNN NN.NNNNNNNNNNNNNN第0行是一个24字符的名字，后两行分别代表的含义为：例如，2007年6月23号升空的中星6B卫星（由法国阿尔卡特阿莱尼亚宇航公司基于SB4000卫星平台研制的广播电视卫星,装载38个转发器，中星6B卫星将主要应用于广播电视传输，可传送300套电视节目。
），其星历数据为：CHINASAT 6B1 31800U 07031A 07186.84787415 -.00000110 00000-0 00000+0 0 152 31800 24.2268 102.4131 7891523 179.2824 183.7579 1.56363120 16很多的卫星数据都可以在/查询星历的具体的详细的说明，见：/columns/v04n03/% function [oe,epoch,yr,M,E,satname] = TLE2oe(fname);% fname is a filename string for a file containing% a two-line element set (TLE)% oe is a 1/6 matrix containing the orbital elements% [a e i Om om nu]% yr is the two-digit year% M is the mean anomaly at epoch% E is the eccentric anomaly at epoch% satname is the satellite name%% Calls Newton iteration function file EofMe.mfunction [oe,epoch,yr,M,E,satname] = TLE2oe(file1.txt);% Open the file up and scan in the elementsfid = fopen(fname, 'r');A = fscanf(fid,'%13c%*s',1);B = fscanf(fid,'%d%6d%*c%5d%*3c%2d%f%f%5d%*c%*d%5d%*c%*d%d%5d',[1,10]);C = fscanf(fid,'%d%6d%f%f%f%f%f%f',[1,8]);fclose(fid);satname=A;% The value of mu is for the earthmu = 3.986004415e5;% Calculate 2-digit year (Oh no!, look out for Y2K bug!)yr = B(1,4);% Calculate epoch in julian daysepoch = B(1,5);%ndot = B(1,6);% n2dot = B(1,7);% Assign variables to the orbital elementsi = C(1,3)*pi/180; % inclinationOm = C(1,4)*pi/180; % Right Ascension of the Ascending Node e = C(1,5)/1e7; % Eccentricityom = C(1,6)*pi/180; % Argument of periapsisM = C(1,7)*pi/180; % Mean anomalyn = C(1,8)*2*pi/(24*3600); % Mean motion% Calculate the semi-major axisa = (mu/n^2)^(1/3);% Calculate the eccentric anomaly using mean anomalyE = EofMe(M,e,1e-10);% Calculate true anomaly from eccentric anomalycosnu = (e-cos(E)) / (e*cos(E)-1);sinnu = ((a*sqrt(1-e*e)) / (a*(1-e*cos(E))))*sin(E);nu = atan2(sinnu,cosnu);if (nu<0), nu=nu+2*pi; end% Return the orbital elements in a 1x6 matrixoe = [a e i Om om nu];。
俄罗斯轨道数据格式
俄罗斯轨道数据格式
俄罗斯使用的轨道数据格式通常是TLE（Two-Line Element Set）格式。
TLE 是一种文本文件格式，用于描述卫星在轨道上的位置和运动状态。
它包含两行数据，每行的内容如下：
第一行：
* 第一个字符标识行的类型，通常为"1"。
* 接下来的五个字符表示卫星的NORAD 卫星编号。
* 第七到第14个字符表示年份和小数年日的前两位数字。
* 第15到第32个字符表示卫星在轨道上的平均运动速度和升交点降交点的经度。
第二行：
* 第一个字符标识行的类型，通常为"2"。
* 接下来的五个字符表示卫星的NORAD 卫星编号。
* 第七到第14个字符表示卫星在轨道上的平均运动速度的后八位数字。
* 第15到第32个字符表示近地点的轨道倾角、升交点降交点的经度和轨道周期。
这种格式是一种简便的描述卫星轨道信息的方式，主要用于天文学家、卫星跟踪爱好者和卫星轨道计算软件。
请注意，由于更新频繁，实际的轨道数据可能会有所不同。
为了获取最新的俄罗斯卫星轨道数据，建议使用专门的轨道数据库或相关的天文观测数据。
1。
两行轨道根数tle转位置速度
两行轨道根数tle转位置速度你有没有听说过TLE这个东西？不，不是某种神秘的食物，也不是某个外星种族的名字。
TLE，全名就是两行轨道根数，它是卫星在轨道上运动时的一个关键数据。
可能你会想：“哎，这个听起来挺复杂的，和我有啥关系？”别急，听我慢慢道来，虽然它看起来像个硬邦邦的专业名词，但其实没那么难理解，就像我小时候不懂什么“高考”一样，最后还是混过去了。
你想象一下，卫星就像是上天的赛车，绕着地球跑，它得保持稳定的轨道不掉下来。
我们平常看到的那些卫星图像或者发射的新闻报道，背后其实有大量的数字和公式在默默运作。
TLE其实就是记录这些卫星运动轨迹的两行数据。
第一行看起来像是个“飞行日志”，记录了卫星的编号、发射时间，甚至它当前的状态；第二行则是卫星的轨道数据，告诉我们它跑的轨道的具体形状、速度、方向，反正一堆又长又复杂的数字。
如果你对航天感兴趣，或者未来有打算搞个航天相关的工作，了解这些数字就特别重要了。
你可以把TLE看成是“卫星身份证”，它让你知道这个卫星在天上的“住址”和“工作时间”，更重要的是，它能帮你算出卫星的位置和速度。
要是你想预测卫星的轨迹，TLE数据就是你最好的“导航地图”了。
怎么用这些TLE数据来推算卫星的位置呢？其实也没那么复杂，基本上就像是解密一样。
TLE数据里包含了卫星的周期、倾斜角度、轨道高度等信息，借助这些信息，你就能通过数学模型推算出卫星在某个时刻的位置。
就像你从家里出发，拿着手机导航，输入目的地，手机就能计算出你该怎么走。
一样的道理，TLE数据为我们提供了卫星的“导航路线”，帮助我们知道它接下来在哪个时刻会出现在地球的哪个角落。
哎，可能你心里有点疑惑了：“那卫星转一圈有多快呢？是不是跑得像闪电一样？”卫星的速度虽然不算慢，但也没有你想象中的那么夸张。
以国际空间站为例，它的速度大概是每小时28,000公里！想想看，比音速快多了，比开赛车还猛。
不过，也正是因为它这么快，才能在90分钟就绕地球一圈。
卫星两行参数
卫星两行参数一、什么是卫星两行参数卫星两行参数（Two-Line Elements，简称TLE）是一种用于描述地球轨道卫星位置和运动状态的格式。
它由两行数字组成，分别提供了卫星的轨道要素和时间信息。
通过解析TLE数据，可以确定卫星的位置、速度、轨道倾角等关键参数，从而实现对卫星的跟踪和预测。
二、TLE数据的格式TLE数据由两行数字组成，每行分别包含了一系列信息。
下面是TLE数据的格式：1. 第一行第一行包含了卫星的标识符、国际设计ator、发射年份、发射编号、发射机构、轨道类型和发射时间等信息。
具体格式如下：1 25544U 98067A 21129.14730879 .00000494 00000-0 11643-4 0 99952. 第二行第二行包含了卫星的轨道要素和时间信息。
具体格式如下：2 25544 51.6448 48.7752 0006441 94.2445 265.9423 15.48852694272135三、TLE数据的解析解析TLE数据可以得到卫星的关键参数，包括轨道倾角、升交点赤经、升交点赤纬、平近点角、偏心率、平近点时间等。
下面是TLE数据解析的步骤：1. 解析第一行第一行中的数据可以提供卫星的标识符和发射信息，但对于轨道要素的解析没有直接的作用。
2. 解析第二行第二行中的数据提供了卫星的轨道要素和时间信息。
具体解析步骤如下：2.1 提取轨道要素轨道要素包括轨道倾角、升交点赤经、升交点赤纬、平近点角、偏心率等参数。
根据TLE数据的格式，可以按照一定的规则提取这些参数。
2.2 计算其他参数根据提取的轨道要素，可以计算出其他相关的参数，如卫星的平均运动速度、轨道周期等。
3. 卫星位置和预测通过解析TLE数据得到的关键参数，可以计算出卫星的位置和速度。
这些数据可以用于卫星跟踪和预测，包括卫星的可见时间、升降轨道等信息。
四、TLE数据的应用TLE数据广泛应用于卫星轨道计算、卫星通信、卫星导航等领域。
TLE及程序由TLE到COE
两行式轨道数据是美国的北美防空联合司令部(North American Aerospace Defense Command，NORAD)创立的用于描述卫星位置和速度的表达式。
具体格式为：Data for each satellite consists of three lines in the following format:AAAAAAAAAAAAAAAAAAAAAAAA1 NNNNNU NNNNNAAA NNNNN.NNNNNNNN +.NNNNNNNN +NNNNN-N +NNNNN-N N NNNNN2 NNNNN NNN.NNNN NNN.NNNN NNNNNNN NNN.NNNN NNN.NNNN NN.NNNNNNNNNNNNNN第0行是一个24字符的名字，后两行分别代表的含义为：例如，2007年6月23号升空的中星6B卫星（由法国阿尔卡特阿莱尼亚宇航公司基于SB4000卫星平台研制的广播电视卫星,装载38个转发器，中星6B卫星将主要应用于广播电视传输，可传送300套电视节目。
），其星历数据为：CHINASAT 6B1 31800U 07031A 07186.84787415 -.00000110 00000-0 00000+0 0 152 31800 24.2268 102.4131 7891523 179.2824 183.7579 1.56363120 16很多的卫星数据都可以在/查询星历的具体的详细的说明，见：/columns/v04n03/% function [oe,epoch,yr,M,E,satname] = TLE2oe(fname);% fname is a filename string for a file containing% a two-line element set (TLE)% oe is a 1/6 matrix containing the orbital elements% [a e i Om om nu]% yr is the two-digit year% M is the mean anomaly at epoch% E is the eccentric anomaly at epoch% satname is the satellite name%% Calls Newton iteration function file EofMe.mfunction [oe,epoch,yr,M,E,satname] = TLE2oe(file1.txt);% Open the file up and scan in the elementsfid = fopen(fname, 'r');A = fscanf(fid,'%13c%*s',1);B = fscanf(fid,'%d%6d%*c%5d%*3c%2d%f%f%5d%*c%*d%5d%*c%*d%d%5d',[1,10]);C = fscanf(fid,'%d%6d%f%f%f%f%f%f',[1,8]);fclose(fid);satname=A;% The value of mu is for the earthmu = 3.986004415e5;% Calculate 2-digit year (Oh no!, look out for Y2K bug!)yr = B(1,4);% Calculate epoch in julian daysepoch = B(1,5);%ndot = B(1,6);% n2dot = B(1,7);% Assign variables to the orbital elementsi = C(1,3)*pi/180; % inclinationOm = C(1,4)*pi/180; % Right Ascension of the Ascending Node e = C(1,5)/1e7; % Eccentricityom = C(1,6)*pi/180; % Argument of periapsisM = C(1,7)*pi/180; % Mean anomalyn = C(1,8)*2*pi/(24*3600); % Mean motion% Calculate the semi-major axisa = (mu/n^2)^(1/3);% Calculate the eccentric anomaly using mean anomalyE = EofMe(M,e,1e-10);% Calculate true anomaly from eccentric anomalycosnu = (e-cos(E)) / (e*cos(E)-1);sinnu = ((a*sqrt(1-e*e)) / (a*(1-e*cos(E))))*sin(E);nu = atan2(sinnu,cosnu);if (nu<0), nu=nu+2*pi; end% Return the orbital elements in a 1x6 matrixoe = [a e i Om om nu];。
卫星轨道报
林火监测业务常用卫星轨道报及其解读闫厚（国家林业局森林防火预警监测信息中心北京100714）廖晓宏（北京川页电气科技发展有限公司北京100714）摘要利用卫星轨道报进行卫星轨道预报是林火监测业务的重要环节。
本文介绍了卫星轨道报的种类、相关概念和内容含义，为利用卫星轨道报进一步作好林火监测各项工作奠定基础。
关键词林火监测卫星轨道报在卫星林火监测业务中，必须对卫星过境时间、扫描区域和卫星运动轨迹进行准确预报，才能确保地面站天线系统的正常运行，为森林火灾处置提供及时准确的监测成果。
人造地球卫星在空间环绕地球运行,可用轨道半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点角距和近地点时刻等六个要素描述。
记录了这六个轨道参数的文件，称为卫星轨道报，又叫开普勒根数（Keplerian Elements，简称“Keps根数”），是以400年前德国天文学家开普勒命名的。
详细了解卫星轨道报格式内容，对于深入了解监测系统构造、确保监测系统稳定运行和提高林火监测技术水平都具有非常重要的意义。
1相关术语为便于对卫星轨道报的理解，需要对涉及的相关术语进行解释。
人造地球卫星绕地球运行遵循开普勒行星运动三定律。
（1）卫星轨道为一椭圆，地球在椭圆的一个焦点上。
其长轴的两个端点是卫星离地球最近和最远的点，分别叫做远地点和近地点。
（2）人造地球卫星在椭圆轨道上绕地球运行时，其运行速度是变化的，在远地点时最低，在近地点时最高。
速度的变化服从面积守恒规律，即卫星的向径（卫星至地球的连线）在相同的时间内扫过的面积相等。
（3）人造地球卫星在椭圆轨道上绕地球运行，其运行周期取决于轨道的半长轴（与半长轴的二分之三次方成正比）。
由此可知，人造地球卫星在空间的位置可以用半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点角距和近地点时刻等参数来描述。
这些特定参数解释如下：春分点 - 在地球和太阳的相对运动中，如果假定地球不动，则太阳绕地球运行，当太阳从地球的南半球向北半球运行时，穿过地球赤道平面的那一点叫春分点；升交点 - 人造地球卫星绕地球运行，当它从地球南半球向北半球运行时，穿过地球赤道平面的那一点；星下点 - 卫星与地球中心连线在地球表面的交点；历元年 - 轨道报预报的年份；星下点轨迹- 所有星下点连成的曲线；近地点时刻 - 即卫星通过近地点的时间；升交点赤经Ω- 从春分点到地心的连线与从升交点到地心的连线的夹角；近地点幅角ω- 又称近地点幅角，就是卫星从升交点到地心的连线与从近地点到地心的连线的夹角；半长轴–轨道长轴的一半；偏心率e- 轨道焦距与半长轴之比；倾角i -在卫星轨道升段时由赤道平面反时针旋转到轨道平面的夹角；平均近地角 - 若卫星通过近地点的时刻为tp，卫星的平均角速度为 n，则任一时刻的平均近点角M=n（t-tp）。
什么是开普勒轨道根数
什么是开普勒轨道根数?开普勒轨道根数是卫星跟踪程序用来计算卫星在太空中位置的一组数列。
开普勒轨道根数有两种形式：NASA双行根数格式(TLE)和AMSA T详细格式根数。
我们可以利用开普勒轨道根数来获知特定时刻的卫星轨道信息。
只要取得某一特定时刻的根数，就可以通过复杂的数学计算预测到卫星在太空中的位置。
但需要注意一个问题，我们只能得到某个时间点的开普勒轨道根数。
预测卫星位置的精确性会随着时间的推移而降低。
使用7天前开普勒轨道根数来进行卫星位置预测，其准确性要强于使用3个月前的开普勒轨道根数。
另外一个需要考虑的因素是卫星轨道的高度。
高轨道卫星，比如Oscar 40，所受地球大气层阻力和重力的影响与ISS、低轨道卫星（LEO）相比就越小。
因此高轨道卫星使用开普勒轨道根数的时间期限要长于轨道卫星。
除此因素之外，为了避免ISS和太空中其他物体发生碰撞，需要经常调整它的飞行轨道，因此需更频繁的更新其开普勒轨道根数。
根据你所感兴趣的卫星轨道高度，我们建议每2周更新一次低轨道卫星的根数，每4-5周更新一次高轨道卫星的根数。
ISS于2004年5月6日的开普勒轨道根数：ISS1 25544U 98067A04127.92349537 .00017095 00000-0 14786-3 0 72322 25544 51.6276 176.0525 0011067 106.0444 249.6038 15.69246258311835双行根数的定义(用相应关键字代表)1AAAAAU YYLLLPPP BBBBB.BBBBBBBB .CCCCCCCC DDDDD-D EEEEE-E F GGGGZ2AAAAA HHH.HHHH III.IIII JJJJJJJ KKK.KKKK MMM.MMMM NN.NNNNNNNNRRRRRZ 关键字* [1] - 第一行行标* [2] - 第二行行标* [AAAAA] -按顺序分配的人造卫星编号(1到99999的5位整数)* [U] -安全保密级别(u=不保密)* [YYLLLPPP] -国际标志符(YY=2位，发射年度;LLL=3位,该年度发射序列；PPP=该次发射中的部件序列号，最多3位)* [BBBBB.BBBBBBBB] -纪元时间-2位数字表示年份，其次3位数字表示天数，后面的小数是不足一天的时间。
利用TLE数据分析LEO卫星轨道异常的新方法-综合判据法
利用TLE数据分析LEO卫星轨道异常的新方法-综合判据法杨旭;刘静;吴相彬;王荣兰;于友成;王人冬;张耀;李大卫【期刊名称】《空间科学学报》【年(卷),期】2011(031)002【摘要】及时准确地发现在轨卫星的轨道异常意义重大.通过有效的异常算法,能够找出发生轨道异常的碎片或航天器,为空间碎片碰撞预警系统分析和验证碰撞事件提供数据支持.通过对利用TLE(Two Line Elements)数据分析LEO在轨卫星轨道异常的方法研究,提出了一个利用单个卫星相邻根数时间差控制加综合判据的判别方法.分析表明,相对于取单一因素阈值的判别方法,综合判据法能够最大限度地减少漏判,并且保持相对较高的判断准确率.【总页数】6页(P223-228)【作者】杨旭;刘静;吴相彬;王荣兰;于友成;王人冬;张耀;李大卫【作者单位】中国科学院国家天文台,北京,100012;中国科学院空间科学与应用研究中心,北京,100190;中国科学院国家天文台,北京,100012;中国科学院空间科学与应用研究中心,北京,100190;中国科学院国家天文台,北京,100012;中国科学院空间科学与应用研究中心,北京,100190;中国科学院国家天文台,北京,100012;中国科学院空间科学与应用研究中心,北京,100190;中国科学院国家天文台,北京,100012;中国科学院空间科学与应用研究中心,北京,100190;中国科学院国家天文台,北京,100012;中国科学院空间科学与应用研究中心,北京,100190;中国科学院国家天文台,北京,100012;中国科学院空间科学与应用研究中心,北京,100190;中国科学院空间科学与应用研究中心,北京,100190【正文语种】中文【中图分类】V412【相关文献】1.一种基于TLE数据的轨道异常分析方法 [J], 王荣兰;刘卫;刘四清;闫瑞东;龚建村2.卫星轨道参数对LEO-LEO掩星事件切点水平漂移影响的仿真研究 [J], 孙立刚;吴小成;赵一鸣3.利用Bernese5.2确定LEO卫星厘米级精密轨道 [J], 吴琼宝;赵春梅;田华4.卫星轨道参数对LEO-LEO掩星事件数量及分布影响的模拟研究 [J], 杜晓勇;符养;薛震刚;郭粤宁;毛节泰5.2016年活力星球论坛及低轨道卫星之间（LEO—LEO）掩星探测研讨会简介 [J], 杨忠东;廖蜜;因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
什么是开普勒轨道根数
什么是开普勒轨道根数?开普勒轨道根数是卫星跟踪程序用来计算卫星在太空中位置的一组数列。
开普勒轨道根数有两种形式：NASA双行根数格式(TLE)和AMSA T详细格式根数。
我们可以利用开普勒轨道根数来获知特定时刻的卫星轨道信息。
只要取得某一特定时刻的根数，就可以通过复杂的数学计算预测到卫星在太空中的位置。
但需要注意一个问题，我们只能得到某个时间点的开普勒轨道根数。
预测卫星位置的精确性会随着时间的推移而降低。
使用7天前开普勒轨道根数来进行卫星位置预测，其准确性要强于使用3个月前的开普勒轨道根数。
另外一个需要考虑的因素是卫星轨道的高度。
高轨道卫星，比如Oscar 40，所受地球大气层阻力和重力的影响与ISS、低轨道卫星（LEO）相比就越小。
因此高轨道卫星使用开普勒轨道根数的时间期限要长于轨道卫星。
除此因素之外，为了避免ISS和太空中其他物体发生碰撞，需要经常调整它的飞行轨道，因此需更频繁的更新其开普勒轨道根数。
根据你所感兴趣的卫星轨道高度，我们建议每2周更新一次低轨道卫星的根数，每4-5周更新一次高轨道卫星的根数。
ISS于2004年5月6日的开普勒轨道根数：ISS1 25544U 98067A04127.92349537 .00017095 00000-0 14786-3 0 72322 25544 51.6276 176.0525 0011067 106.0444 249.6038 15.69246258311835双行根数的定义(用相应关键字代表)1AAAAAU YYLLLPPP BBBBB.BBBBBBBB .CCCCCCCC DDDDD-D EEEEE-E F GGGGZ2AAAAA HHH.HHHH III.IIII JJJJJJJ KKK.KKKK MMM.MMMM NN.NNNNNNNNRRRRRZ 关键字* [1] - 第一行行标* [2] - 第二行行标* [AAAAA] -按顺序分配的人造卫星编号(1到99999的5位整数)* [U] -安全保密级别(u=不保密)* [YYLLLPPP] -国际标志符(YY=2位，发射年度;LLL=3位,该年度发射序列；PPP=该次发射中的部件序列号，最多3位)* [BBBBB.BBBBBBBB] -纪元时间-2位数字表示年份，其次3位数字表示天数，后面的小数是不足一天的时间。
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卫星轨道和TLE数据
转自虚幻天空
最近由于Sino-2和北斗的关系，很多网友贴了表示卫星运行轨道的TLE数据。
这里想对卫星轨道参数和
TLE的格式做一个简单介绍。
虽然实际上没有人直接读TLE数据，而都是借助软件来获得卫星轨道和位置信息，但是希望这些介绍可以对于理解卫星轨道的概念有所帮助。
由于匆匆写成，可能有一些错误，如果看到还请指出。
/
前面关于轨道一部分写得较早，后来发现和杂志上关于我国反卫的一篇文章里的相应部分类似。
估计都参考类似的资料，这个东西本身也是成熟的理论了。
首先来看一下卫星轨道。
太空中的卫星在地球引力等各种力的作用下做周期运动，一阶近似就是一个开普勒椭圆轨道。
由于其他力的存在（比如地球的形状，大气阻力，其他星球的引力等等），实际的轨道和理想的开普勒轨道有偏离，这个在航天里称为轨道摄动”。
这里我们暂时不看摄动，就先说说理想开普勒轨道
时的情况。
为了唯一的确定一个卫星的运行轨道，我们需要6个参数，参见下面的示意图：
a
1. 轨道半长轴，是椭圆长轴的一半。
对于圆，也就是半径
2. 轨道偏心率，也就是椭圆两焦点的距离和长轴比值。
对于圆，它就是
0.
这两个要素决定了轨道的形状
3. 轨道倾角，这个是轨道平面和地球赤道平面的夹角。
对于位于赤道上空的同步静止卫星来说，倾角就是
0。
4. 升交点赤经：卫星从南半球运行到北半球时穿过赤道的那一点叫升交点。
这个点和春分点对于地心的张
角称为升交点赤经。
这两个量决定了卫星轨道平面在空间的位置。
5. 近地点幅角：这是近地点和升交点对地心的张角。
前面虽然决定了轨道平面在空间的位置，但是轨道本身在轨道平面里还可以转动。
而这个值则确定了轨道
在轨道平面里的位置。
6. 过近地点时刻，这个的意义很显然了。
卫星位置随时间的变化需要一个初值。
有一点要指岀的是，上面的6个参数并不是唯一的一组可以描述卫星轨道情况的参数，完全也可以选取其他参数，比如轨道周期。
但是由于完备的描述也只需要6个参数，所以他们之间存在着固定的换算关系。
比如轨道周期就可以由半长轴唯一来确定（这在下面讲TLE的时候也会涉及到），反之亦然。
上面选取的这
组是比较自然的一组。
下面讲讲TLE（Two-Line Element）两行数据。
以北斗最近的数据为例
BEIDOU 2A
1 30323U 07003A 07067. .00069181 13771-5 44016-
2 0 587
2 3032
3 7594216 01. 650
真正的数据实际上是下面2行，但是上面有一行关于空间物体其他情况的一些信息（空间物体可以是卫星，可以是末级火箭，可以是碎片。
这里简单起见，就叫卫星）。
头一个是卫星名称。
注意这个是会变的，而且
不一定准确。
卫星发射后的头几个TLE数据里，往往只叫Object A, B, C...慢慢的会搞清楚哪个是卫星，
哪个是末级火箭，哪个是分离时的碎片，并且给予相应的名称。
但是如果这个是其他国家的保密卫星，则这个卫星名字就纯粹是美国的猜测了，比如我们的这个北斗。
有些情况下，名称这一行里还包含了一些数字，关于卫星的尺度，亮度等等。
TLE第一行数据
1 30323U 07003A 07067. .00069181 13771-5 44016-
2 0 587
30323U 30323是北美防空司令部（NORAD）给出的卫星编号。
U代表不保密。
我们看到的都是U，否则我
们就不会看到这组TLE 了
07003A国际编号，07表示2007年（2位数字表示年份在50年以后会出问题，因为1957年人类发射了第一个轨道物体），003表示是这一年的第3次发射。
A则表示是这次发射里编号为A的物体，其他还有B，C，D等等。
国际编号就是2007-003A.
07067.这个表示这组轨道数据的时间点。
07还是2007年，067表示第67天，也就是3月8日。
表示这一天里的时刻，大约是16时22分左右。
.000069181平均运动的对时间一阶导数除2。
注意这个并不是瞬时角速度
13771-5平均运动对时间的二阶导数除6。
44016-2 BSTAR阻力系数。
这3个量都是用于轨道摄动模型里面的。
其实上前2个并没有真正被采用。
0轨道模型。
他们内部有不同数字代表不同模型，但是公布的都是0，也就是采用了SGP4/SDP4轨道模型58表示这是关于这个空间物体的第58组TLE
7最后一位是校验位
TLE第二行数据
2 3032
3 7594216 01. 650
30323 NORAD卫星编号。
轨道倾角。
这个和前面讲的轨道倾角完全对应
升交点赤经，这个和前面讲的升交点赤经也完全对应
7594216轨道偏心率，，表示这是一个椭圆
近地点幅角，这个和前面讲的也一样
平近点角。
这个表示这组TLE对应的时刻时，卫星在轨道的什么位置，具体细节有点复杂，就不赘述
了。
这个和前面讲的过近地点时刻”可以互相推导。
01.每天环绕地球的圈数。
这个的倒数就是周期。
可以看出北斗目前的周期大约是12小时。
而周期和轨
道的半长轴有简单的换算关系。
因此TLE的关于轨道的6要素和我们前面说的6要素是完全可以互相推导的。
65发射以来飞行的圈数
0 校验位
以上为shh 原创。
--darklighter
轨道周期和半长轴的换算
人造地球卫星运转周期T （秒）与圆轨道半径或椭圆轨道半长轴R （米）之间的关系可用下列公式计算：
R= （GM- T A2/4n A2 A（1 /3）
其中，GM== 10A12，
代入各常数后计算得知，R=x TA2/3
已知地球自转周期为秒，
卫星每天绕地球运转16圈，周期为地球自转周期的十六分之一（约小时），轨道半长轴为6640.441公里
该轨道适用于近地侦察卫星。
卫星每天绕地球运转12圈，周期为地球自转周期的十二分之一（约2小时），轨道半长轴为8044.321公里。
卫星每天绕地球运转圈, 周期为地球自转周期的八分之一3小时），轨道半长轴为10541.043 公里。
卫星每天绕地球运转圈, 周期为地球自转周期的六分之一4小时），轨道半长轴为12769.564 公里。
卫星每天绕地球运转圈, 周期为地球自转周期的四分之一6小时），轨道半长轴为16732.862 公里。
卫星每天绕地球运转圈, 周期为地球自转周期的三分之一8小时），轨道半长轴为20270.419 公里。
卫星每天绕地球运转2圈，周期为地球自转周期的二分之一(约12小时)，轨道半长轴为26561.763公里。
该轨道适合全球定位系统。
卫星每天绕地球运转1圈，周期与地球自转周期相同，地球同步轨道半径为42164.171公里，位于赤道(半
径6378.140公里)上空35786.031公里处。
该轨道适合通讯卫星。
实际工作中人造地球卫星轨道测算与确定是非常复杂的，要考虑到许多因素，用高等数学才能解决。
以上
只是用初等数学简单推算，实在是班门弄斧，权当科普吧。
以下是darklighter的补充：
轨道速度的计算
椭圆轨道速度公式：
v = (GM(2/r - 1/a))A0.5
G:万有引力常数
M :中心天体质量
r:卫星与中心天体质心的距离
a：半长轴
圆轨道特殊情况：
v = (GM/(h + R)F
h:轨道高度
R:中心天体半径
远、近拱点特殊情况：
va = (GM(hp + R)/(ha + R)/a)A
vp = (GM(ha + R)/(hp + R)/a)A
va：远拱点速度
vp：近拱点速度
ha：远拱点高度
hp：近拱点高度
实例：
200 km LEO : h = 200 km
v = 7785 m/s
800 km SSO:
h = 800 km
v = 7452 m/s
GEO:
h = 35786 km
v = 3075 m/s
100 km月球圆轨道: h = 100 km
M = x 10A22 kg
R = 1738 km
v = 1633 m/s
标准GTO：
ha = 35786 km
hp = 200 km
va = 1598 m/s
vp = 10240 m/s
某种地月转移轨道：ha = 380000 km
hp = 200 km
vp = 10917 m/s。