Simplified perturbations models are a set of five mathematical models (SGP, SGP4, SDP4, SGP8 and SDP8) used to calculate orbital state vectors of satellites and space debris relative to the Earth-centered inertial coordinate system. This set of models is often referred to collectively as SGP4 due to the frequency of use of that model particularly with two-line element sets produced by NORAD and NASA.
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| - Simplified perturbations models are a set of five mathematical models (SGP, SGP4, SDP4, SGP8 and SDP8) used to calculate orbital state vectors of satellites and space debris relative to the Earth-centered inertial coordinate system. This set of models is often referred to collectively as SGP4 due to the frequency of use of that model particularly with two-line element sets produced by NORAD and NASA. (en)
- SGP4 (Simplified General Perturbations Satellite Orbit Model 4) は、アメリカ航空宇宙局 (NASA) と北アメリカ航空宇宙防衛司令部 (NORAD) が使用している、近地球域の衛星の軌道計算用のアルゴリズムである (つまり、地球中心慣性座標系に対するこれらの衛星のを計算する)。周回周期が225分未満の全ての衛星は、このアルゴリズムを使用すべきである。周回周期が225分以上の衛星については、 または アルゴリズムを使用すべきである。225分という境目は、電波伝播モデルの近地球域 (near-Earth) と深宇宙 (Deep-Space) の区分から来ている。この値は幾分恣意的なものに見えるが、これは NORAD の元々の追尾レーダーシステムのレンジに関係していると考えられている。 理論的には、SGP4 は高抗力環境 (例えば再突入寸前の衛星) では SGP8 よりは精度が低いはずであるが、実際上は SGP4 はしばしば最良の選択である。これは、NORADとアメリカ空軍宇宙軍団 (AFSPC) が2行軌道要素形式 (Two-Line Elements ； TLE) を作成するためのモデルとして SGP4 を用いていると信じられているからである。 (ja)
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| - Simplified perturbations models are a set of five mathematical models (SGP, SGP4, SDP4, SGP8 and SDP8) used to calculate orbital state vectors of satellites and space debris relative to the Earth-centered inertial coordinate system. This set of models is often referred to collectively as SGP4 due to the frequency of use of that model particularly with two-line element sets produced by NORAD and NASA. These models predict the effect of perturbations caused by the Earth’s shape, drag, radiation, and gravitation effects from other bodies such as the sun and moon. Simplified General Perturbations (SGP) models apply to near earth objects with an orbital period of less than 225 minutes. Simplified Deep Space Perturbations (SDP) models apply to objects with an orbital period greater than 225 minutes, which corresponds to an altitude of 5,877.5 km, assuming a circular orbit. The SGP4 and SDP4 models were published along with sample code in FORTRAN IV in 1988 with refinements over the original model to handle the larger number of objects in orbit since. SGP8/SDP8 introduced additional improvements for handling orbital decay. The SGP4 model has an error ~1 km at epoch and grows at ~1–3 km per day. This data is updated frequently in NASA and NORAD sources due to this error. The original SGP model was developed by Kozai in 1959, refined by Hilton & Kuhlman in 1966 and was originally used by the National Space Surveillance Control Center (and later the United States Space Surveillance Network) for tracking of objects in orbit. The SDP4 model has an error of 10 km at epoch. Deep space models SDP4 and SDP8 use only 'simplified drag' equations. Accuracy is not a great concern here as high drag satellite cases do not remain in "deep space" for very long as the orbit quickly becomes lower and near circular. SDP4 also adds Lunar–Solar gravity perturbations to all orbits, and Earth resonance terms specifically for 24-hour geostationary and 12-hour Molniya orbits. Additional revisions of the model were developed and published by 2010 by the NASA Goddard Space Flight Center in support of tracking of the SeaWiFS mission and the at the Jet Propulsion Laboratory in support of Planetary Data System for navigational purposes of numerous, mostly deep space, missions. Current code libraries use SGP4 and SDP4 algorithms merged into a single codebase in 1990 handling the range of orbital periods which are usually referred to generically as SGP4. (en)
- SGP4 (Simplified General Perturbations Satellite Orbit Model 4) は、アメリカ航空宇宙局 (NASA) と北アメリカ航空宇宙防衛司令部 (NORAD) が使用している、近地球域の衛星の軌道計算用のアルゴリズムである (つまり、地球中心慣性座標系に対するこれらの衛星のを計算する)。周回周期が225分未満の全ての衛星は、このアルゴリズムを使用すべきである。周回周期が225分以上の衛星については、 または アルゴリズムを使用すべきである。225分という境目は、電波伝播モデルの近地球域 (near-Earth) と深宇宙 (Deep-Space) の区分から来ている。この値は幾分恣意的なものに見えるが、これは NORAD の元々の追尾レーダーシステムのレンジに関係していると考えられている。 理論的には、SGP4 は高抗力環境 (例えば再突入寸前の衛星) では SGP8 よりは精度が低いはずであるが、実際上は SGP4 はしばしば最良の選択である。これは、NORADとアメリカ空軍宇宙軍団 (AFSPC) が2行軌道要素形式 (Two-Line Elements ； TLE) を作成するためのモデルとして SGP4 を用いていると信じられているからである。 2行軌道要素データは、SGP4 アルゴリズムの入力として用いられるべきである。 SGP4 の精度は、位置に関して典型的には誤差 1 kmである。例えば 300 km 離れた位置からは、これは 最大 0.2 °の観測誤差を引き起こす。更新から数日経過した2行軌道要素形式は、これよりも相当精度が低下している可能性が高い。 (ja)
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