方法如下：
[0024] 其中，馬和Rs分别为地球的半径和该卫星的轨道半径，ω jP ω 5分别为地球和该 卫星在地心惯性坐标系下的角速度，γ。为该用户相对该卫星的仰角为Θ。时该卫星星下点 到该用户的角距离，计算得到％有两个解值?!和if ;
[0025] (2)计算卫星过顶剩余可见时长tr，计算方法如下：
[0028] 在本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法另一实施例中，该迹 角 γη= 0.229891909587292(rad)，Θ = 18. 497377364764110, R E= 6378.137km，ω E =0.00007292115，Ks= 780km，i = 86.4。，θ。= 8.2。，μ = 398601.58 (km3/s2)，
[0032] 如果该卫星远离该用户，则该剩余过顶时间为：
[0034]如果该卫星靠近该用户，则该剩余过顶时间为：=3.289250321989186e+02。
[0035] 本发明的有益效果是：本发明提供的圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方 法，能够充分利用卫星运行工作特点，不断计算更新卫星空间位置及星下点位置以及对应 的时刻信息，并以简易的导航信号的形式向地面用户广播，地面用户接收该导航信号后，再 利用本身的GPS接收设备校准时钟、确定用户位置，实时计算卫星的仰角和迹角，进而求解 出卫星过顶剩余可见时长，具有实现方法简单有效，对导航信号的内容需求少，确保了预测 时长的精准性和高时效性，又不增加用户硬件成本，推广应用价值高。
【附图说明】
[0036] 图1是本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法一个实施例的流程图；
[0037] 图2是根据本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法中用户接收卫星 导航信号的一个实施例的流程图；
[0038] 图3是根据本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法中导航信号报文 的一个实施例的组成图；
[0039] 图4是根据本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法中计算卫星仰角 的一个实施例的流程图；
[0040] 图5是根据本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法中卫星与地面用 户位置关系一个实施例的示意图；
[0041] 图6是根据本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法中计算卫星迹角 的一个实施例的流程图；
[0042] 图7是根据本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法中计算卫星剩余 可见时长的一个实施例的流程图。
【具体实施方式】
[0043] 为了便于理解本发明，下面结合附图和具体实施例，对本发明进行更详细的说明。 附图中给出了本发明的较佳的实施例。但是，本发明可以以许多不同的形式来实现，并不限 于本说明书所描述的实施例。相反地，提供这些实施例的目的是使对本发明的公开内容的 理解更加透彻全面。
[0044] 需要说明的是，除非另有定义，本说明书所使用的所有的技术和科学术语与属于 本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。在本发明的说明书中所使用的术语只 是为了描述具体的实施例的目的，不是用于限制本发明。本说明书所使用的术语"和/或" 包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
[0045] 图1显示了本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法的一个实施例的 流程图。首先，用户接收卫星导航信号S101，主要是地面用户接收过顶卫星发出的导航信 号，这里的卫星不仅是作为通信卫星传输用户的通信信号，还要以一定的时间间隔发出导 航信号，该导航信号中包含有该卫星在未来一段时间内的位置信息及对应的时刻信息，通 过所接收的卫星导航信号可以判定该卫星是远离用户的卫星还是靠近用户的卫星。然后， 计算出卫星相对用户的仰角S102和计算出卫星相对用户的迹角S103,这两个步骤是基于 用户所处的位置信息以及用户所接收的卫星导航信号中包括的卫星位置信息来计算的，这 两个步骤既可以并行完成也可以依次完成，得到的仰角和迹角用于进一步计算该卫星的过 顶剩余可见时长。最后，通过计算卫星相对用户的过顶剩余可见时长S104,得到卫星相对用 户的过顶剩余可见时长。
[0046] 以下通过具体实施例对上述步骤S101、S102、S103和S104作进一步说明。
[0047] 图2显示了本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法中用户接收卫星 导航信号的一个实施例的流程图。首先，计算和更新卫星空间位置信息S1011，其中，计算 卫星空间位置信息是由地面控制中心完成的，主要是计算卫星在未来一段时间内的位置 信息（包括经炜度、高程）及其对应的时刻信息，计算的方法采用SGP4(Simple General Perturbation version 4)方法，美国国防部于1980年公布了 SGP4的数学模型及其代码， 该方法用于对近地轨道上运行周期小于255分钟的飞行物体的位置进行预测，特别是对于 海拔1000千米的运动物体具有较好的预报精度。这里的未来一段时间主要是指卫星经过 地面控制中心上空之后到再次经过地面控制中心上空的这段时间，而地面控制中心计算的 频度是1次/秒，即每隔1秒计算1次卫星所在的空间位置。更新卫星空间位置信息则是 在卫星到达地面控制中心上空时，由地面控制中心向该卫星注入下一个未来一段时间内的 卫星空间位置信息；计算卫星空间位置，由地面控制中心通过轨道预报方法，定期计算所述 卫星未来一段时间内的空间位置信息及其对应的时刻信息，并在所述卫星经过所述地面控 制中心上空时，更新所述卫星的空间位置信息；然后，卫星校准时钟S1012,这里，卫星利用 自身的GPS装置进行时钟校准，获得准确的时钟信息，并根据时钟信息及在步骤SlOll中 存储的卫星空间位置信息来实时确定该卫星的星下点位置信息，该星下点位置信息是指卫 星当前覆盖范围内的星下点经炜度信息，这是卫星的空间位置信息在地球表面投影的位置 信息；接着，卫星发出导航信号S1013,该导航信号中主要是指包括了该卫星在其所覆盖范 围内各星下点组成的轨迹的经炜度信息及其对应的时钟信息，并且卫星以1次/秒的频度 发送导航信号。图3显示了该导航信号的报文结构的一个实施例，其中（λρ ni、K1)表 示在时刻timestampi卫星空间位置对应的经度、炜度和高程，（λ 2、q2、κ2)表示在时刻 timeStamp2卫星空间位置对应的经度、炜度和高程，以此类推，（λΝ、q N、κΝ)表示在时刻 timestampN卫星空间位置对应的经度、炜度和高程，并且时刻timestamp i、timestamp2··· 以是依次相差1秒，表示卫星以1次/秒的频度发送导航信号；用户接受导航 信号并判断卫星远离还是接近S1014,地面用户不断接收卫星发出的导航信号，其中可以利 用连续相邻的两次卫星导航信号，计算判断该卫星是接近用户还是远离用户，该计算过程 主要是通过计算两个星下点位置相对用户位置的距离远近进行判断，若第二个星下点位置 比第一个星下点位置距离用户位置更近，则表明卫星在接近用户，否则卫星远离用户。
[0048] 通过图2所示流程图及图3所示导航报文结构图可以看出，本发明圆轨道低轨卫 星过顶剩余可见时长预测方法中的卫星能够发出导航信号，但这种导航信号具有简易性， 只需包括卫星的经度、炜度和高程信息及对应的时刻信息，可以作为该卫星的一种广播信 号进行播发，能够与这种通信卫星的通信体制相兼容，而不需要像GPS等定位导航卫星那 样发出复杂的卫星星历信息，因此更为适合这种用于通信的卫星。
[0049] 图4显示了本发明圆轨道低轨卫星过顶剩余可见时长预测方法中计算卫星仰角 的一个实施例的流程图。首先，进行地心地固坐标系转换S1021，就是将根据当前卫星的 空间位置信息和用户的空间位置信息（主要是用户的经炜度和高程信息）统一转换为 地心地固（ECEF)坐标系中的位置信息，通常是用空间三维坐标表示。地心地固坐标系 的具体转换