SGP4模型预报MATLAB代码

SGP4（Simplified General Perturbations 4）是一种用于预报近地轨道卫星轨道的模型，常用于卫星导航、遥感等领域。下面是一个简单的SGP4模型预报的MATLAB代码：

function [satrec, r, v] = sgp4(satrec, tsince)
% SGP4模型预报MATLAB代码
% 输入：satrec - 卫星轨道参数结构体
%       tsince - 相对于时刻epoch的时间间隔（单位：分钟）
% 输出：satrec - 更新后的卫星轨道参数结构体
%       r - 卫星位置矢量（单位：千米）
%       v - 卫星速度矢量（单位：千米/秒）

% 导入常数
global tumin mu radiusearthkm xke j2 j3 j4 j3oj2  
% 从轨道参数结构体中导入相关参数
satnum = satrec.satnum;
epoch = satrec.epoch;
inclo = satrec.inclo;
nodeo = satrec.nodeo;
ecco = satrec.ecco;
argpo = satrec.argpo;
mo = satrec.mo;
no = satrec.no;
% 计算时间间隔（单位：分钟）
t = (tsince - satrec.tsince) / 1440.0;
% 更新时刻
satrec.tsince = tsince;
% 计算平均角速度
xmdf = mo + no * t;
% 计算升交点幅角
argpdf = argpo + (1.5 * j2 - 0.5 * j3oj2 * sin(inclo)) * t;
% 计算近地点角距
node = nodeo + (1.5 * j2 / (1 - j3oj2) * cos(inclo)) * t;
% 计算偏心率的瞬时值
tempa = 1 - ecco * ecco;
tempe = 1 - ecco * cos(argpdf);
templ = (1 - ecco * ecco) / tempe;
% 计算平均运动
delomg = 0;
xmp = xmdf + argpdf + node + delomg;
u = mod(xmp, 2 * pi);
% 计算偏近点角
sinu = sin(u);
cosu = cos(u);
du = 0.5 * j2 * templ * sin(2 * node) * (cosu + ecco * cos(argpdf)) + ...
     0.5 * j2 * templ * sin(2 * (node - argpdf)) * (cosu - ecco * cos(argpdf));
u = u + du;
% 计算升交点赤经
sin2u = sin(2 * u);
cos2u = cos(2 * u);
sinomg = sin(node);
cosomg = cos(node);
sininc = sin(inclo);
cosinc = cos(inclo);
% 计算卫星位置矢量
r = (radiusearthkm * templ + satrec.alt) * ...
    [cosu - ecco + templ * (j2 * (cos2u - 2 * cos(argpdf)) - j3oj2 * cosu); ...
     sinu + ecco * templ * (j2 * (sin2u + 2 * sin(argpdf)) - j3oj2 * sinu); ...
     0] / 6378.135;
% 计算卫星速度矢量
u = atan2(r(2), r(1));
rfdot = no * tempa^(0.5) * ecco * sinu / (1 + ecco * cosu);
rdot = no * tempa^(0.5) * tempe / (1 + ecco * cosu);
u = mod(u, 2 * pi);
cosu = cos(u);
sinu = sin(u);
cosi = cosinc;
sini = sininc;
cosr = cosomg;
sinr = sinomg;
tx = cosu * cosr - sinu * cosi * sinr;
ty = cosu * sinr + sinu * cosi * cosr;
tz = sinu * sini;
vx = -no * tempa^(0.5) / (1 + ecco * cosu) * ...
     (cosr * sinu + sinr * cosi * cosu);
vy = no * tempa^(0.5) / (1 + ecco * cosu) * ...
     (sinr * sinu - cosr * cosi * cosu);
vz = cosi * no * tempa^(0.5) * sinu / (1 + ecco * cosu);
v = [vx; vy; vz];
% 更新卫星轨道参数结构体
satrec.ecco = ecco;
satrec.inclo = inclo;
satrec.nodeo = nodeo;
satrec.argpo = argpo;
satrec.mo = mo;
satrec.no = no;

需要注意的是，以上代码只是SGP4模型的一个简单实现，相对误差较大，实际应用中需要进行更加精细的计算和修正。