TLE SGP4-Koordinatentransformationen

Ich arbeite an der Entwicklung eines benutzerfreundlichen SGP4 Orbit Propagators in C auf einem PIC24.

Ich habe Revisiting Spacetrack Report Nr. 3 und Celestrak ausgiebig gelesen – es gibt ein paar offene Fragen, die ich habe.

Ich habe den SGP4-Teil arbeiten. Ich kann TLEs bestehen und die erwarteten Ergebnisse aus dem Anhang des Revisiting Spacetrack Report #3 erhalten. TLEs sind jedoch weder intuitiv noch lassen sie sich leicht fehlerfrei eingeben. Sie haben auch überflüssige Informationen. Unnötig zu sagen, dass ich TLEs nicht verwenden möchte.

Die Benutzer haben Zugriff auf die GPS-Telemetrie; Daher möchte ich stattdessen ECI-Position und -Geschwindigkeit, Zeit 1, Zeit 2 und Erdorientierungsparameter übergeben. Aber es scheint eine Diskrepanz in meinem Verständnis der verschiedenen beteiligten Koordinatensysteme zu geben.

Mein aktueller Angriffsplan sieht folgende Transformationen vor:

ECI zu ECEF durch GMST

ECEF zu PEF durch EOP

PEF zu TEME von GMST

TEME zu Orbitalelementen (in TEME) durch Standardmethoden

Ausbreitung über SGP4 (über t2-t1, resultierende Vektoren sind TEME)

TEME zu PEF von GMST (jetzt zum Zeitpunkt 2)

PEF zu ECEF durch EOP (jetzt zum Zeitpunkt 2)

ECEF zu ECI von GMST (Zeit 2)

Dann würde ich die Positions- und Geschwindigkeitsvektoren ausgeben.

Ich habe mehrere Fragen und wäre für Hilfe oder Hinweise auf Ressourcen dankbar:

  1. Scheint dies der richtige Ansatz zu sein? Für mich scheint es, als würde man im Kreis von einem Trägheitsrahmen (ECI) durch feste Erdrahmen (ECEF, PEF) und dann zurück zum Trägheitsrahmen (TEME) gehen.
  2. Kann ich die Standardposition / -geschwindigkeit für Kepler-Orbitalelemente im TEME-Rahmen (und umgekehrt) ausführen? Ich habe TLEs aus dem Anhang D des Revisiting Spacetrack-Berichts Nr. 3 genommen, diese Orbitalelemente verwendet, um Positionsgeschwindigkeitsvektoren zu erzeugen, und diese mit dem ursprünglichen Zustand in Anhang E verglichen, der diesem TLE entspricht. Dies verursacht Fehler in der Größenordnung von 5–10 km in jeder Richtung und 0,005 km/s bei Geschwindigkeiten.
  3. Abschließend, ist es überhaupt falsch, von Rahmen-ECI zu sprechen? Das heißt, ist ECI eine Klasse von Koordinatensystemen, die Pseudo-Trägheit haben und im Mittelpunkt der Erde fixiert sind? TEME wäre einer dieser Rahmen, GCRF ein anderer?

Vielen Dank im Voraus für jede Hilfe. Ich weiß, dass dies ein langer Beitrag ist - ich habe ziemlich viel Zeit damit verbracht, die korrekte Implementierung sicherzustellen.

Akronymologie:

  • TEME: True Equator Mean Equinox (Der TEME-Rahmen ist der Koordinatenrahmen der Ausgabe von SGP4)
  • GMST: Greenwich Mean Sternzeit
  • EOP: Erdorientierungsparameter
  • PEF: Pseudo-Erde behoben
  • ECI: Earth-Centered Inertial
  • GCRF: Geozentrischer Himmelsreferenzrahmen
  • SGP4: Vereinfachte allgemeine Störungen 4

Antworten (1)

Obwohl diese Antwort für eine andere Frage / ein anderes Projekt geschrieben wurde, weist sie darauf hin, dass die Two Line Element-Sets und der SGP4-Propagator zusammenarbeiten und jeweils speziell darauf ausgelegt sind, nur mit dem anderen zu arbeiten. Die Elemente eines TLE sind nicht genau keplersche Orbitalelemente , obwohl sich die Parameternamen mit den keplerschen Elementnamen überschneiden.

Dies liegt daran , dass Umlaufbahnen um die Erde nicht keplersch sind und eine genaue Fortpflanzung von Umlaufbahnen in der Zeit mehrere nicht keplersche Effekte berücksichtigen muss, darunter:

Ich kann zwei Vorgehensweisen empfehlen:

  1. Verwirren Sie nicht den Erfolg, lassen Sie das äußerst erfolgreiche TLE + SGP4-Team unberührt und machen Sie nur einen Wrapper. Lassen Sie das, was Sie "überflüssige" Informationen nennen, auf eigene Gefahr aus.
  2. Verwenden Sie TLE + SGP4, um einen Zustandsvektor (3D-Position plus 3D-Geschwindigkeit) zu erzeugen, und breiten Sie sich dann in einem kartesischen Trägheitsrahmenraum aus, indem Sie Ihr eigenes Modell für das Monopolfeld der Erde plus alle Effekte in den obigen Aufzählungszeichen verwenden, was eine ziemliche technische Herausforderung darstellt.
Danke für die Antwort! Folgefrage: Wenn ich mich für Option 1 entscheide, soll ich dem Benutzer sagen, dass er die TLE von NORAD als Eingabe bei Epoche abrufen soll? Und dann muss ich die TEME-Ausgabe noch in einen relevanten Rahmen bringen, richtig?
TEME = True Equator Mean Equinox
TEME = True Equator Mean Equinox GMST = Greenwich Mean Sidereal Time EOP = Earth Orientation Parameters PEF = Pseudo Earth Fixed Der TEME-Rahmen ist der Koordinatenrahmen der Ausgabe von SGP4. Die Erdorientierungsparameter sind die x,y-Koordinaten der Rotationsachse der Erde, sie werden hier veröffentlicht: celestrak.com/SpaceData
Und um deine erste Frage zu beantworten. Das TLE ist möglicherweise nicht verfügbar (ich bin mir immer noch nicht ganz sicher, wie ich TLEs überhaupt bekomme), aber die GPS-Telemetrie wird als Position, Geschwindigkeit zur Epoche in einem erdfesten Rahmen verfügbar sein. Ich möchte, dass der Benutzer in der Lage ist, verfügbare Daten einfach einzugeben und eine Ausgabe in einem benutzerfreundlichen Format zu erhalten.
@AshtonMeginnis Danke für deine Antwort! Ich schaue noch mal nach. Um TLEs zu erhalten, sehen Sie sich die Antworten auf Erhalten Sie archivierte TLE-Daten an und ist space-track.org auch ein kostenloser Dienst?
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