NRLMSISE_00大气模型的分析和验证

� 2010 年 8月第21卷 第4期 装 备 指 挥 技 术 学 院 学 报 Journal o f the Academy of Equipment Command & Technolog y August � 2010 Vol. 21� No� 4 � 收稿日期: 2009�12�30 � 作者简介: 卢 � 明,男,硕士研究生.主要研究方向:系统 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 与集成. 李 � 智,男,教授,博士生导师. NRLMSISE�00大气模型的分析和验证 卢 � 明1 , � 李 � 智2 , � 陈冒银2 ( 1. 装备指挥技术学院 研究生管理大队,北京 101416; � 2. 装备指挥技术学院 重点实验室,北京 101416) � � 摘 � � � 要: 为将 NRLMSISE�00仿真模型用于近地航天器定轨预报, 介绍了 NRLMSISE�00大气模型及其相对于 Jacchia系列模型的优势, 设计了基于预测性验 证的模型检验方法, 检验了 NRLMSISE�00仿真模型的一致性,对比了 NRLMSISE� 00模型和 Jacchia�70模型对近地轨道定轨预报程序预报精度的影响。结果 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 明: NRLMSISE�00模型具有更高的预报精度,该检验方法对解决仿真模型的检验验证 问题具有参考作用。 关 � 键 � 词: 大气模型; NRLM SISE�00模型; Jacchia�70模型;定轨预报 中图分类号: TP 302. 7 文 章 编 号: 1673�0127( 2010) 04�0057�05 文献标识码: A DOI: 10. 3783/ j. issn. 1673�0127. 2010. 04. 014 Analysis and Verif ication of the NRLMSISE�00 Atmospheric Model LU Ming1 , � LI Zhi2 , � CHEN M aoyin2 ( 1. Company of Postgraduate Manag ement , the Academy of Equipment C ommand & T echnology, Beijing 101416, C hina; 2. Th e Key Lab, the Academy of E qu ipmen t Command & T echnology, Beijing 101416, Chin a) Abstract: In order to support the applicat ion of NRLM SISE�00 model to the orbit determinat ion and predict ion of low ear th orbit spacecraf ts, NRLMSISE�00 model of the atmosphere and its advan� tage over the Jacchia models is int roduced, a method o f model verificat ion based on predict ion valida� t ion is designed, the coherence o f NRLM SISE�00 emulation model is v erif ied and the effects o f NR� LM SISE�00 model and Jacchia�70 model on the progr am of orbit determinat ion and predict ion in low earth o rbit ar e compared. The results indicate that NRLM SISE�00 model can perform higher preci� sion. Besides, the method can suppor t to solve the problem of the verification and validat ion o f emula� t ion models. Key words: model of the atmosphere; NRLMSISE�00 model; Jacchia�70 model; o rbit determ ina� t ion and predict ion � � 近地轨道( low earth orbit, LEO)航天器主要 分布在海拔 80~ 800 km 的热成层, 时空变化非 常复杂,人类还不能深刻掌握其变化特性[ 1]。随 着航天任务的发展, LEO 航天器定轨预报的精度 要求越来越高, 大气阻力摄动已成为主要制约因 素,因此,有必要对大气模型作进一步研究,寻求 更高的预报精度。 三维的大气模型包括标准大气和参考大 气[ 2]。标准大气是中等太阳活动水平下, 从地面 到海拔 1 000 km 的理想化、稳定的大气平均状态 模型,难以满足精度需求。LEO 定轨预报多采用 参考大气, 代表模式包括: COSPAR 国际参考大 气 ( COSPAR internat ional reference atmos� pher e, CIRA ) 系列、Jacchia 系列、MSIS ( mass spect rometer incoherent scat ter)系列。1986年, 国际空间委员会( Commit tee on Space Research, COSPAR)采用了 CIRA�86模型, 利用 MSIS�86 模型计算海拔 90~ 2 000 km 范围内的大气密度; Jacchia 系列以卫星轨道衰变数据反演出大气密 度数据, 其中, Jacchia�70模型一直是美国海军和 空军空间目标定轨预报的标准模型[ 3] ; MSIS 系 列在热成层主要基于质谱仪( mass spectr ometer, MS)和非相干散射雷达 ( incoher ent scat ter ra� dar, ISR)的测量数据, 其中, 最新的 NRLMSISE� 00模型不仅加入了新的卫星数据, 还包含了 Jac� chia 系列模型的数据库, 如果该模型能提供比 Jacchia�70更高的预报精度, 将对实际应用具有 重要意义。 1 � 模型简介 NRLMSISE�00大气模型由美国海军研究实 验室( nary r esearch laboratory , NRL)于 2000年 在 MSISE�90 模型的基础上发展而出[ 4] 。MSIS 是指质谱仪和非相干散射雷达, E 标志着该模型 从地面覆盖到逸散底层,而早期模型只覆盖到热 成层。 该模型共 8个输入项:当年 1月 1 日至当天 的天数、当天 00: 00: 00 至求解时刻的秒数、地理 经度、维度、海拔、前一天 10. 7 cm 的太阳辐射流 量( F10. 7 )、81 d( 3个太阳自转周期, 以当天为中 点)的平均 F10. 7、由当天平均地磁指数 ( A p )和求 解时刻之前的 20个 3 h 平均 A p 算得的 8 位数 组。输出包括 N 2、O 2、H e、A r、N、H、O 和电离层 正氧离子 O + 的数量密度、中性大气温度和总体 大气密度。 在 72. 5 km 以下, 模型主要基于文献[ 5]给 出的纬度带平均温度表和压强表; 在 20 km 以 下,还考虑了国家气象中心的平均温度和气压数 据。热成层主要的影响因素为太阳的极紫外线 ( exceeding ultravio let radiat ion, EUV)辐射流和 地磁场, 二者分别以 F10. 7和 A p 为度量标准。 F10. 7早期主要由大气探索者( atmosphere explor� er, AE)系列卫星及火箭上搭载的质谱仪和太阳 EUV 吸收测定装置给出, NRLMSISE�00模型新 加入了美国国家航空航天局( nat ional aeronaut ics and space administ ration, NASA)太阳峰年计划 ( solar max imum mission, SMM ) 卫星的太阳 EUV 吸收测定数据; A p 由全球各个地磁站测定; 地面 ISR雷达站主要用于监测电离层。这些手 段还同时用于监测大气温度和各种气体的密度。 NRLMSISE�00模型相对 Jacchia�70 模型的 优势主要体现在[ 6] : 1) Jacchia�70模型主要基于 20世纪 60 年代 的空间目标大气阻力数据, N RLMSISE�00 模型 增加了后 40 a 的数据,加入了质谱仪和 ISR 数据 库,并对氧分子数据集做了显著扩充,因此在计算 大气组成和温度时, NRLM SISE�00 模型将优于 Jacchia�70模型。 2) 在 Jacchia�70模型中, 热成层上部的大气 阻力被认为是源于氦原子,而最近对LEO卫星所 受大气阻力的研究表明, 来源包括热原子氧( O) 和电离层正氧离子( O + ) , 后者在夏季高纬度和 600 km 以上的高海拔地区可能是最主要因素。 由于二者都不与热成层处于热平衡状态, NRLM� SISE�00模型将它们作为计算大气阻力的新组 件 � � � 不规则氧气。 3) N RLMSISE�00模型加入了 SMM 卫星太 阳 EUV 吸收测定数据, 因而可以覆盖广泛的太 阳活动水平和海拔高度, 这将极大地改善 NR� LM SISE�00模型的预测水平。 Jacchia�70模型是目前 LEO 定轨预报程序 的通用大气模型, 但其预报精度已不能满足实际 应用需求。为取代 Jacchia�70模型而获得更高的 预报精度,实现了 NRLMSISE�00仿真模型,并将 其嵌入了 LEO 定轨预报程序,但需要对该仿真模 型进行检验, 验证其具有比 Jacchia�70 模型更高 的预报精度,才能将其应用于近地轨道航天器精 密定轨预报。 2 � 基于预测性验证的模型检验 检验过程分为 2步: 对仿真模型进行一致性 检验,检验其是否符合 NRLMSISE�00理论模型; 如果满足一致性, 则用该仿真模型来验证 NR� LM SISE�00模型能否提供比 Jacchia�70 模型更 高的预报精度。 预测性验证是指:运用真实系统测试仿真模 型,输入相同数据,比较二者的输出,确定仿真模 型对系统行为的预测能力, 达到验证的目的。卫 星工具箱( satel lite tool kit , ST K)作为通行的行 业标准,其正确性是可信的,本文用 ST K8. 0中的 NRLMSISE�00模型代表真实系统。 验证思路是: 首先对 NRLMSISE�00模型单 58 装 备 指 挥 技 术 学 院 学 报 � � � � � � � � � � � � � � 2010 年 � 独进行预测性验证, 如果其输入�输出曲线与 STK 的结果相符,则该仿真模型符合理论模型, 满足一致性;然后获取实际观测的卫星轨道数据 作为参考, 对比 NRLMSISE�00 和 Jacchia�70 模 型的定轨预报偏差,如果 NRLMSISE�00的定轨 偏差始终比 Jacchia�70模型小, 则证明该模型具 有更高的预报精度。下文基于预测性验证方法详 细阐述整个验证的过程。 2. 1 � LEO定轨预报程序 LEO 定轨预报程序 ( or bit determinat ion pro gram, ODP)基于轨道动力学数值计算方法, 除地球质心引力 F0 外, 主要考虑地球非球形摄 动力 FE、日月三体摄动力 FN、太阳辐射压力 FS、 大气阻力 FA、Y 轴偏差 F Y、地球潮汐附加力 FT。 F = F0 + FE + FN + FS + FA + FY + FT ( 1) � � 各个摄动力由响应的模型计算得出。根据 F 可得航天器的瞬时加速度,给定航天器初始时刻 的位置和速度, 采用数值积分方法可对 t时刻航 天器的位置和速度进行预报。 2. 2 � 验证模型的一致性 下面以 STK�N 代表 ST K中 NRLMSISE�00 模型,以 ODP�N 代表 ODP 中的 NRLMSISE�00 模型,来说明一致性检验的原理。 ST K�N 和 ODP�N 可分别表述为 �1 = F1( a, x, t ) + ��1 (2) �2 = F2 ( b, x, t) + ��2 (3) 式中: �1 和 �2 为大气密度; F1 和 F2 表示模型原 理; a和 b 为内部参数,模型的不同实现必然存在 差异,故 a b; x 为输入轨道根数; ��1 和 ��2 是 各自的随机误差。忽略随机误差, 则 ODP�N 满 足一致性的充要条件为 F 2 = F 1 (4) � � 得到�1 和�2 随 x的变化曲线A 1 和 A 2 , 则有 真命题:若式(4)不成立, 则 A 1 和 A 2 的变化趋势 不同。其逆反命题为:若 A 1 和 A 2 的变化趋势相 同,则式( 4)成立, ODP�N 满足一致性。 由于 ST K 不能直接给出 �1 随 x 的变化, 但 能给出定轨预报结果随 x 的变化, 因此可间接验 证。航天器所受大气阻力的基本计算公式[ 7]为 FA = - 1 2 CD S D m �vv (5) 式中: CD为阻尼系数, 一般取为常数; SD m 为航天 器面质比; v 为航天器相对大气的运动速率; �为 大气密度。 除地球非球形摄动外, LEO 航天器主要摄动 因素还包括太阳光压摄动、日月三体摄动、地球固 体潮摄动和大气摄动,表 1给出了三者在不同海 拔上的对定轨预报精度影响的比重。 表 1� 热成层不同高度上各摄动项的作用比重 轨道 高度/ km 大气 摄动/ % 三体 摄动/ % 太阳光压 摄动/ % 固体潮 摄动/ % 800 600 400 64. 70 95. 43 99. 76 30. 90 4. 04 0. 20 2. 50 0. 21 0. 02 1. 90 0. 32 0. 02 � � 大气阻力是影响 LEO定轨预报精度的关键 因素,但在热成层的中上层,其他摄动项的影响也 不可忽略。 首先设定其他摄动因素, 然后分别计算有大 气摄动和无大气摄动的预报位置 Ly 和 Ln , 二者 的距离 L表示大气摄动造成的航天器位置漂移: L = Ly - Ln =!t0FA ∀ tdt = !t0 - 12 CD SDm�vv ∀ tdt (6) � � 设定其他摄动项、航天器初始轨道根数都相 同, ST K�N 和 ODP�N 造成的位置漂移可分别表 示为 L1 = !t0K ∀�1 ∀ vv ∀ tdt (7) L2 = !t0K ∀�2 ∀ vv ∀ tdt (8) 式中: K 为常数。则 ODP�N 满足一致性的充要 条件变为 L1 和 L2 随 x 的变化趋势相同,为便于 操作,实际中考察漂移距离| L1 | 和| L2 | 随 x 和 t 的变化曲线。 2. 3 � 验证模型预报精度 从实际观测数据中选定起点和预推时间, 终 点的观测位置记为 L0 ; 将 NRLMSISE�00和 Jac� chia�70仿真模型分别嵌入定轨预报程序, 其他摄 动项设置相同, 得到的定轨结果分别记为 LJ70和 LMSIS ,对应的定轨预报程序的定轨偏差分别记为 lMS IS = | L0 - LMSIS | = !t0 [ �FA�MSIS + �Felse ] ∀ tdt (9) lJ7 0 = | L0 - LJ70 | = !t0 [ �FA�J70 + �Felse ] ∀ tdt (10) 式中: �FA�MS IS和 �FA�J70分别反映 NRLMSISE�00 和 Jacchia�70模型与真实大气的偏差, �Felse反映 了式(1)中其他摄动力与真实大气的偏差。 由于除大气摄动外, 其他摄动项设置都相同, 59� 第 4 期 � � � � � � � � � � � 卢 � 明,等: NRLMSISE�00 大气模型的分析和验证 通过比较 lMSIS和 lJ70就能反映 NRLMSISE�00模 型是否比 Jacchia�70 模型更接近真实的大气数 据,具有更高的定轨预报精度。 如果 NRLMSISE�00 仿真模型既满足一致 性, 又能提供更高的预报精度, 则证明 NRLM� SISE�00模型优于 Jacchia�70模型。 3 � 模型验证结果 3. 1 � 一致性检验的结果 选取轨道高度 500 km, 倾角 45#,升交点赤经 0#的圆轨道为基准轨道, 以历元时间 2000�06� 02T 12: 00: 00为起始时刻, F10. 7和 A p读取数据库 文件得到,预推 1 d, 除大气模型外,其他仿真条件 一致。以轨道高度 h 替换半长轴 a, sRAAN表示升 交点赤经,则式(2)和式( 3)中的输入为 x = ( h, i , sRAAN) (11) � � 图 1是对 ODP�N 进行一致性检验的结果。 黑色曲线表示 ST K�N 造成的位置漂移| F1 |随 x 和 t 的变化曲线,灰色曲线表示 ODP�N 造成的位 置漂移| F2 |随 x 和 t 的变化曲线, 2条曲线变化 趋势基本相同, 二者的差反映了内部参数 a和 b 不同。 ( a) 位置漂移随轨道高度变化曲线 ( c) 位置漂移随升交点赤经变化曲线 ( b) 位置漂移随轨道倾角变化曲线 ( d ) 位置漂移随仿真时间变化曲线 图 1 � NRLMSISE�00 仿真模型一致性检验的结果 � � 考察漂移距离随轨道倾角的变化图,由式( 7) 和式( 8) 得出, 漂移距离与 �∀ v 2 成正比, 根据 STK 分析,对当前轨道, i= 120#、i= 300#时 v 最 大, i= 30#、i= 210#时 v 最小,如图 2所示, | L1 |和 | L2 | 的差符合图 2的变化趋势。 考察漂移距离随 sRAAN的变化图, 根据 ST K 分析, sRAAN = 0 时, 航天器受晒比例 = 63. 1% , sRAAN = 180时, = 88. 8% ,且 与 s RAAN近似线性 关系。 越大, 航天器受太阳 EUV辐射的时间越 长,该图表明:太阳辐射对 2种模型的影响程度不 同,是 a和 b 不同的表现。 考察漂移距离随 t的变化图, t 越大, 积分运 算的累积误差越大。 综上所述, NRLMSISE�00 仿真模型的输出 随轨道根数及仿真时间的变化趋势都与 STK 中 的模型相符, 表明 NRLMSISE�00 仿真模型符合 其理论模型,满足一致性,可以作为 NRLMSISE� 00理论模型的实现,与 Jacchia�70模型预报精度 不同。 图 2� v 随轨道倾角的变动曲线 3. 2 � 模型预报精度的对比 根据某卫星的实测全球定位系统( global po� 60 装 备 指 挥 技 术 学 院 学 报 � � � � � � � � � � � � � � 2010 年 � sitio ning system, GPS)数据, 对 2 种模型的预报 精度进行了验证, 图 3 给出了其中一组数据的分 析结果。该卫星处在高度约 564 km , 倾角约 的 近圆轨道上。图 3给出了相邻的 2段观测时间内 的预报偏差, 观测时间分别是 2005�07�12T 17: 10: 54~ 17: 19: 10 共 488 s, 2005�07�13T17: 15: 26~ 17: 19: 20共 235 s,间隔约 1 d。 � � ( a) 观测时间为 488 s ( b) 观测时间为 235 s � 图 3� NRLMSISE�00 模型与 Jacchia�70 模型 预报偏差的对比 � � 如图 3所示,在短时间内, 2 种模型的预报结 果与实际观测数据几乎完全一致, 说明 2种模型 都没有原理性错误, 误差是通过时间累积形成的; 经过约 1 d后,误差累积达到完全不同的水平,选 用 NRLMSISE�00模型的定轨偏差约为选用 Jac� chia�70模型的定轨偏差的 1/ 2; 根据式 ( 9) 和 式( 10) ,还应排除其他摄动因素的影响, 因此, NRLM SISE�00相对 Jacchia�70 模型的预报精度 应比图 3中更为显著。 验证结果表明: NRLM SISE�00 模型比 Jac� chia�70模型更接近实际观测数据,具有更高的预 报精度,更能满足实际应用需求。 4 � 结 � 论 本文验证了 NRLMSISE�00仿真模型的一致 性,结果表明: 该仿真模型符合 NRLMSISE�00理 论模型的原理, 且该模型具有比 Jacchia�70模型 更高的预报精度。随着轨道转移、空间交会对接 等技术的发展,航天任务仿真对定轨预报程序的 预报精度提出了更高的要求。将 NRLMSISE�00 模型应用于近地轨道航天器精密定轨预报具有重 要的现实意义。将预测性验证方法用于大气模型 的检验验证,对于解决不同仿真模型的检验验证 问题具有参考作用。 参考文献 � (References) [ 1] 蒋虎,黄珹. 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