GetSatPos.rar_matlab卫星坐标_卫星matlab_卫星Matlab_卫星位置_广播星历

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112 浏览量 2022-07-13 19:58:33 上传评论收藏 2KB RAR 举报

在本文中，我们将深入探讨如何使用MATLAB来计算卫星的瞬时位置，基于广播星历数据。MATLAB是一种强大的编程环境，广泛应用于科学计算、数据分析和工程应用，其中包括天文学和航天学领域。我们要了解卫星星历。星历是描述卫星在轨道上精确位置的一系列参数，通常由全球定位系统（GPS）或其他导航卫星系统广播。这些参数包括卫星的初始位置、速度、轨道偏心率、升交点赤经以及时间相关的修正项，如卫星钟误差和大气延迟。 "GetSatPos.m"这个MATLAB脚本就是用来处理这类数据的。它会接收广播的星历信息，通过数学模型和算法来计算出卫星在特定时刻的具体坐标。这个过程涉及以下步骤： 1. **数据读取**：脚本首先需要读取广播星历数据，这些数据通常以特定的二进制或文本格式提供。数据包含卫星的轨道参数和时间戳。 2. **卫星钟差校正**：由于卫星上的原子钟与地面参考时间存在偏差，因此需要进行卫星钟差校正。这一步会将星历中的钟偏信息转换为对卫星位置的修正。 3. **坐标转换**：轨道参数通常用开普勒方程表示，包括半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经和近地点幅角。MATLAB脚本会使用这些参数来解算卫星在特定时间的笛卡尔坐标（X, Y, Z）。 4. **全局延迟考虑**：地球大气层对电磁波传播有影响，导致信号传播延迟。脚本会计算并修正这一延迟，通常称为电离层延迟和对流层延迟。 5. **坐标系统转换**：计算得到的坐标可能是在地心惯性坐标系下，实际应用中通常需要转换到地心地固坐标系，或者进一步转换到地表面的经纬度坐标。 6. **输出结果**：MATLAB脚本会将计算出的卫星位置以合适的格式输出，供后续分析或应用。在实际操作中，MATLAB提供了丰富的数学函数和工具箱，如航天器动力学工具箱（Aerospace Blockset），可以简化这些计算过程。用户可以根据具体需求调整和扩展"GetSatPos.m"脚本，以适应不同的应用场景，比如跟踪多颗卫星，或者结合接收机数据进行精密定位。总结来说，"GetSatPos.rar_matlab卫星坐标_卫星 matlab_卫星Matlab_卫星位置_广播星历"提供的MATLAB脚本是用于解析广播星历并计算卫星瞬时位置的工具。通过理解和使用此类脚本，我们可以更好地理解卫星导航系统的运作，并进行相关的科研或工程应用。

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GetSatPos.m 4KB

%% 根据广播的卫星星历结算卫星的瞬时位置 % 输入: % satID -> Satellite PRN % eph_epoch -> Pointer to the proper ephemerides paragraph % receipt_time -> Time when the signal reached the receiver % transit_time -> Signal transit time from a specific satellite to the receiver. % mEphTime (global) -> Time tag of each ephemerides paragraph % mEphemerides (global) -> Matrix having overall ephemerides parameters % 输出: % vSatPos -> 卫星坐标，未旋转 % sat_clock_cor_new -> 卫星钟差校正 % group_delay -> 全局延迟 function [vSatPos, sat_clock_cor, group_delay]= GetSatPos(satID,eph_epoch,receipt_time,transit_time) global mEphemerides %% Pi = 3.1415926535898; GM = 3.986008e14; % 地心引力常数 m^3/s^2 omega_ie = 7.2921151467e-5; % 地球旋转率rad/s F = -4.442807633e-10; %相对论效应矫正常数 %% 读取星历参数 M0 = mEphemerides(satID,eph_epoch,9); sqrt_a = mEphemerides(satID,eph_epoch,13); delta_n = mEphemerides(satID,eph_epoch,8); e = mEphemerides(satID,eph_epoch,11); omega = mEphemerides(satID,eph_epoch,20); Cuc = mEphemerides(satID,eph_epoch,10); Cus = mEphemerides(satID,eph_epoch,12); Crc = mEphemerides(satID,eph_epoch,19); Crs = mEphemerides(satID,eph_epoch,7); i0 = mEphemerides(satID,eph_epoch,18); idot = mEphemerides(satID,eph_epoch,22); Cic = mEphemerides(satID,eph_epoch,15); Cis = mEphemerides(satID,eph_epoch,17); Omega0 = mEphemerides(satID,eph_epoch,16); Omega_dot = mEphemerides(satID,eph_epoch,21); toe = mEphemerides(satID,eph_epoch,14); toc = mEphemerides(satID,eph_epoch,2); a_f0 = mEphemerides(satID,eph_epoch,3); a_f1 = mEphemerides(satID,eph_epoch,4); a_f2 = mEphemerides(satID,eph_epoch,5); TGD = mEphemerides(satID,eph_epoch,28); %% 卫星信号开始传输时的时间 = 到达接收机时间 - 信号传播的时间 transmit_time = receipt_time-transit_time; %% %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% 计算卫星的坐标 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %% 椭圆长半径 a = sqrt_a*sqrt_a; %% 计算归一化时间 tk = Check_t(transmit_time-toe); %% n0 n0 = sqrt(GM/a^3); %% 平均角速度 n = n0 + delta_n; %% tk时刻平近点角 Mk = M0 + n*tk; Mk = rem(Mk + 2*Pi, 2*Pi); %% tk时刻偏近点角的迭代解算 Ek = Mk; %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for iter = 1:10 Ek_old = Ek; Ek = Mk + e*sin(Ek); dEk = rem(Ek-Ek_old,2*Pi); if abs(dEk) < 1.e-12 break; end end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% % iter=0; %迭代次数 % while 1 % iter = iter+1; % Ek_old = Ek; % Ek = Mk + e*sin(Ek); % dEk = rem(Ek-Ek_old,2*Pi); % % if abs(dEk) < 1.0e-12 % break; % end % if iter > 10 % error('卫星位置解算不收敛!!!'); % end % end %% 0-360 deg Ek = rem(Ek+2*Pi, 2*Pi); %% 地心向径 rk = a*(1-e*sin(Ek)); %% tk时刻真近点角 fk = atan2(sqrt(1-e^2)*sin(Ek), cos(Ek)-e); %% 升交点角距 phi_k = fk + omega; phi_k = rem(phi_k,2*Pi); %% 摄动校正项 delta_uk = Cuc*cos(2*phi_k)+Cus*sin(2*phi_k); delta_rk = Crc*cos(2*phi_k)+Crs*sin(2*phi_k); delta_ik = Cic*cos(2*phi_k)+Cis*sin(2*phi_k); %% uk = phi_k + delta_uk; %摄动矫正后升交点角距 rk = rk + delta_rk; %卫星地心向径 ik = i0 + idot*tk +delta_ik; %卫星轨道倾角 %% Longitude for ascending node Omega_k = Omega0+(Omega_dot-omega_ie)*tk-omega_ie*toe; Omega_k = rem(Omega_k+2*Pi,2*Pi); %% Rotation matrix mRotation=[cos(Omega_k) -sin(Omega_k)*cos(ik) sin(Omega_k)*sin(ik); sin(Omega_k) cos(Omega_k)*cos(ik) -cos(Omega_k)*sin(ik); 0 sin(ik) cos(ik) ]; %% 卫星位置（未旋转） vSatPos=mRotation*[rk*cos(uk); rk*sin(uk); 0 ]; %% %%%%%%%%%%%%%%%%%% 卫星钟差校正 %%%%%%%%%%%%%%%%%% %% dt dt = transmit_time- toc; %% 归一化时间 dt = Check_t(dt); %% 相对论效应校正 rel= F*e*sqrt_a*sin(Ek); %% 卫星钟差校正 sat_clock_cor = a_f0 + a_f1*dt + a_f2*dt^2 + rel; %% 群延迟估计 group_delay = TGD;