SGP 是第一个轨道传播器。 由于 Kozai 在 1959 年所做的一项研究工作，它由 Hilton 和 Kuhlman 于 1966 年开发。它是为靠近地球轨道运行的卫星而设计的，其中包括轨道周期低于 225 分钟的卫星。 该模型假设偏心率低且近地点高度恒定。 SGP4 是由 Ken Cranford 于 1970 年开发的。它是对之前传播器的改进，目的是跟踪此时轨道上越来越多的卫星。 它也用于近地卫星。 SDP4由Hujsak于1979年开发，是适用于深空天体的SGP4传播器。 这包括轨道周期大于 225 分钟的卫星。 对于高于此值的周期，卫星的轨道会受到月球和太阳的干扰，但也会受到 12 和 24 小时轨道周期的一些共振效应的干扰。 SGP8 也用于近地卫星，与 SGP4 传播器类似，但计算方法不同。 然而，它遵循相同的大气和重力效应模型。 SDP8 是适用于深空效应的 SGP8

最容易获得的开普勒轨道元素转换实用程序不涉及圆形或抛物线轨道。 这组例程将处理从圆形赤道轨道到逆行双曲线轨道的完整轨道谱，没有错误。 所有功能都被矢量化以提高计算效率。 示例函数调用一： >> [r_ECI v_ECEF] = orb2rv（p，e，i，O，o，nu）; 在哪里： p = 直肠半阔肌 (km) [1 x N] e = 偏心率 [1 x N] i = 倾角 (rad) [1 x N] O = 升交点赤经 (rad) [1 x N] o = 近地点角 (rad) [1 x N] nu = 真异常 (rad) [1 x N] 示例函数调用二： >>[a,e,i,O,o,nu] = rv2orb(r_ECI,v_ECI) 在哪里r = 以公里为单位的位置状态向量 (ECI) [3 x N] v =速度状态矢量，单位为km / s（ECI）[3 x N] 对于那些赤道或圆

两线元素预测器 作者：tanh仁杰 日期：2018年5月11日 [1]是一种广泛用于跟踪绕地球轨道飞行的物体的数据格式。 在TLE中编码的是6维状态向量， [2]阻力项，平均运动的一阶和二阶导数以及对象的其他杂项。 存在各种已建立的传播模型，例如SGP，SGP4，SDP4，SGP8和SDP8，这些模型用于预测卫星的未来状态向量。 但是，由于TLE固有的不确定性，该错误也会随着时间传播。 例如，从 [3]下载的典型TLE，动量矢量分量Px，Py，Pz平均可以具有+ -10km / h的不确定性。 一天之后，不确定性将为+ -240 km / h，这是不理想的。 通常，由这种传播模型产生的状态向量是不准确的，并且在一天的模拟之后无法使用。 必须通过获取新的TLE来刷新它们。 由于这种不确定性，有很多哭狼案。 Celestrak借助其称为“ （SOCRATES）的平台，免费提供对卫星有效

MAtlab 利用六个轨道根数计算飞行器在地心惯性坐标系的位置矢量r和速度矢量v：h比角动量 e偏心率 Omega升交点赤经 inc轨道倾角 omega近地点幅角 theta真近点角