[发明专利]基于GPU的SGP4轨道模型集成式并行方法

权利要求书

1.基于GPU的SGP4轨道模型集成式并行方法，其特征在于：所述方法具体过程为：

步骤一、读取N颗卫星的双行元数据，卫星的双行元数据被读入后，从内存中依次调出每一颗卫星的双行元数据，并根据双行元数据计算SGP4轨道模型卫星轨道初始参数，之后存入CPU内存；N≥2；

所述SGP4轨道模型卫星轨道初始参数包括半长轴、轨道的周期参数、以及考虑大气阻力摄动和非球形轨道摄动的修正轨道参数；

步骤二、GPU将每一颗卫星对应的结构体变量带入多个独立线程中的核函数进行并行计算，得到总线程数量；

步骤三、将CPU内存中每颗卫星起始时间、结束时间、解算步长及卫星轨道初始参数打包传输到GPU内存空间中，等待GPU调用；

步骤四、进行GPU至CPU的第二次数据传输，将卫星轨道初始参数传输回CPU内存，再输出到结果文件中，直至完成预定解算步长的计算后，结束轨道预报过程；

所述步骤一中根据双行元数据计算卫星轨道初始参数；具体过程为：

1)求解平均运动对应半长轴：

式中：a₁为平均运动对应半长轴，μ为地球引力常数，n₀是平均运动周期；

J₂摄动下的轨道倾角和偏心率分别为：

式中：δ₁为J₂摄动下的轨道倾角，a₀为J₂摄动下的偏心率，J₂为地球二阶引力带谐波项；i₀为平均轨道倾角，为平均偏心率；k₂为中间变量，k₂＝0.5J₂a_E²，a_E为地球半径；

2)对平均运动对应半长轴a₁进行修正：

式中：a₀'和n₀'为修正后的半长轴和轨道的周期；δ₀为修正系数；

3)基于1)和2)，进行SGP4轨道模型卫星轨道初始参数的递推求解，得到考虑大气阻力摄动和非球形轨道摄动的修正轨道参数；

所述3)中基于1)和2)，进行SGP4轨道模型卫星轨道初始参数的递推求解，得到考虑大气阻力摄动和非球形轨道摄动的修正轨道参数；具体求解过程为：

SGP4轨道模型卫星轨道初始参数包含大气阻力摄动、非球形轨道摄动、长周期摄动项和短周期摄动项的计算；

大气阻力摄动和非球形轨道摄动造成轨道根数发生变化，表达式如下：

式中：M₀为初始平近点；Ω₀为某段时间内的平均升交点赤经；M_DF为考虑摄动后某段时间内的平均平近点角，a₀”为初始半长轴，β₀为偏心率的导出项，θ为轨道倾角的余弦，θ＝cosi₀；n₀”为初始平均角速度，t为末状态时间，t₀为初状态时间；ω_DF为考虑摄动后某段时间内的近地点幅角，ω₀为某段时间内平均近地点幅角；k₄为考虑J₄引力摄动的影响项，Ω_DF为考虑摄动后某段时间内的平均升交点赤经；

δω＝B^*C₃(cosω₀)(t-t₀) (10)

M_P＝M_DF+δω+δM (12)

ω＝ω_DF-δω-δM (13)

e＝e₀-B^*C₄(t-t₀)-B^*C₅(sinM_P-sinM₀) (15)

a＝a₀”[1-C₁(t-t₀)-D₂(t-t₀)²-D₃(t-t₀)³-D₄(t-t₀)⁴]² (16)

式中：δM为M的变化，ω为近地点幅角，C₃为SGP4函数的3阶导出项，M为平近点角，q₀为SGP4功率函数中的变量，s为SGP4功率函数中的变量，ξ为初始半长轴与s的差，a_E为地球半径，η为初始半长轴、偏心率的导出项，M_P为大气阻力、高阶地球引力摄动作用下的平近点角，Ω为升交点赤经，C₁为SGP4函数的1阶导出项，β为轨道半短轴，e为偏心率，e₀为初始偏心率，C₄为SGP4函数的4阶导出项，C₅为SGP4函数的5阶导出项，M₀为初始平近点，a为轨道半径；D₂为C₁引入半长轴后的2阶导出项，D₃为C₁引入半长轴后的3阶导出项，D₄为C₁引入半长轴后的4阶导出项，IL为卫星轨道坐标系下的位置，n为平均角速度，k_e为地球引力系数，B^*是SGP4轨道模型阻力系数；

所述步骤二中GPU将每一颗卫星对应的结构体变量带入多个独立线程中的核函数进行并行计算，得到总线程数量；具体过程为：

每一颗卫星所需线程数量为：

其中，n为单颗卫星所需线程数量，t_s为结束时间，t₀为起始时间，t_p为解算步长；

多颗卫星所需的并行线程数量为：

N＝n_s×n (21)

其中，N为总线程数量，n_s为卫星数，n为单星线程数量；

所述步骤三中将CPU内存中每颗卫星起始时间、结束时间、解算步长及卫星轨道初始参数打包传输到GPU内存空间中，等待GPU调用；具体过程为：

根据CPU中双行元数据的个数开辟相应大小的GPU内存空间，每个双行元数据对应的GPU内存空间内分别储存以下四种数据：

起始时间、结束时间、解算步长以及卫星轨道初始参数。