卫星轨道计算.ppt

1、1、第2章卫星轨道，2、第1章概述，2.1卫星运动特性，2.2卫星空间定位，2.3卫星覆盖计算，2.4轨道摄动，2.5轨道对通信系统性能的影响，2.6卫星发射参考工作，3，2.1卫星运动特性，绕地球飞行的卫星和航天器服从绕太阳飞行的行星的运动规律。约翰尼斯开普勒(1571-1630)通过观察推导出行星运动的三个主要定理，即开普勒3定理。艾萨克牛顿爵士(1642-1727)从力学原理上证明了开普勒定理，并创立了万有引力理论。开普勒定理适用于空间中任何两个物体通过重力的相互作用。即，两体问题，4，2.1卫星运动特性续1，开普勒第一定理(1602):绕太阳/地球飞行的行星/卫星的轨道是一个椭圆，而太

2、阳/地球位于椭圆的焦点上，5，2.1卫星运动特性续2， 参数定义了半长轴半长轴a半短轴b偏心率震中远地点半径ra=a (1 e)近地点半径rp=a (1-e)半扁矩形p=a (1e2)真近点角真异常位置矢量，6，2.1卫星运动特性续3，开普勒第二定理(1605):行星/卫星和太阳/地球之间的连线在同一时间扫过同一区域，7，2.1卫星运动特性续4，开普勒第三定理(1615) 利用能量守恒定理和开普勒第三定理，可以推导出卫星的轨道周期t，其中：a为半长轴，开普勒常数=3.9861105 km3/s2，8，2.1卫星运动特性连续5，椭圆轨道卫星具有时变的在轨飞行速度，其远地点和近地点速度分别为9，2

3、.1。卫星运动特性继续6。圆形轨道卫星具有恒定的运动速度。典型卫星通信系统的轨道高度、卫星速度和轨道周期如下表所示。10，2.1。卫星运动特性继续7。例2.1椭圆轨道卫星的远地点高度和近地点高度分别为4000公里和1000公里。假设地球的平均半径为6378.137公里，卫星的轨道周期t解为：根据开普勒第一定理，近地点和远地点之间的距离是2a=2re HP ha=26378.137 1000 4000=17756.274千米。最后，根据公式(1)，我们可以计算出卫星的轨道周期，卫星的空间定位，日心坐标系以太阳的质心为坐标。以卫星为中心的坐标系以卫星的质心为坐标。近地点坐标系以近地点附近的轨道焦点

4、为坐标。地心-赤道坐标系以地球中心为坐标点，12，2.2卫星空间定位继续1，近地点坐标系以轨道平面为基准面，地球中心-近地点方向为X轴，Z轴垂直于轨道平面XYZ轴形成右手坐标系，13，2.2卫星空间定位继续2，地心坐标系以地心为坐标点，赤道平面为基础， 平面地心-春分点方向为x轴，z轴垂直于赤道平面的XYZ轴，构成右手坐标系，14，2.2卫星空间定位续3，上升节点的右提升(RAAN):轨道六要素(或卫星参数)的右提升轨道倾角I:倾角近地点角：近地点几何参数偏心距e:偏心距(0e1)轨道半长轴a:半长轴真近点角：真异常，15， 2.2卫星空间定位续4，轨道六要素，16，2.2卫星空间定位续5，卫

5、星圆轨道平面定位近地点角=0偏心率e=0真近点角=0 V(t t0)，17，2.2卫星空间定位续6，卫星椭圆轨道平面定位续18，2.2卫星空间定位续7，卫星椭圆轨道平面定位定义平均异常m: 假设卫星在t0通过近地点，并以其平均角速度n绕椭圆轨道的外切圆运动，经过时间t的大弧的长度为m=n (t0) (3)偏心距e，19，2.2。卫星的空间定位续8，椭圆轨道平面内卫星定位的开普勒方程M=E-esin(E) (4)高斯方程，20，2.2卫星的空间定位续9，1)利用方程(1)计算卫星的平均角速度，2)利用方程(3)计算平均近点角，3)求解开普勒方程(4)，获得偏心近点角，4)利用高斯方程(5)计算真

6、实近点角， 5)计算距离矢量r r=a (1-ecos (e)，21，21椭圆轨道平面内卫星定位的开普勒方程解牛顿迭代法迭代方程终止条件公式为最大可接受误差，22，2.2卫星空间定位续11，星地定位子卫星轨迹公式，其中： 0为0时上升交点的经度， 0是地球的旋转角速度，对应于正向轨道和-对应于反向轨道，23，2.2卫星的空间定位续12，子卫星点的轨迹，24，2.3卫星覆盖范围的计算，卫星和用户之间的空间几何关系，25，2.3卫星覆盖范围的计算续1，定义用户的仰角，E1卫星的半俯角，地心角(卫星和用户之间)和距离(卫星和用户之间)。 d覆盖区域半径，x覆盖区域，A，26，2.3卫星覆盖计算续2，

7、用户仰角计算续2，卫星半俯角计算续3，地心角计算，利用两个点的经纬度坐标计算地心角，其随仰角E1的减小和卫星半俯角的增大而增大。通常，最小用户仰角作为系统参数给出。利用该参数，可以计算出卫星在给定高度的最大覆盖地心角。28，2.3卫星覆盖计算续4，覆盖半径计算，距离计算，服务区域估计，29，2.3卫星覆盖计算续5，示例2.2:如果轨道高度为1450公里，它将以最小仰角10为用户提供服务，从而获得卫星能够提供的最长连续服务时间。解决方案：假设卫星刚好可以通过用户头顶上方，此时在连续服务期间，卫星飞行轨迹对应的地心角是卫星在轨角速度。因此，最长的连续服务时间是0，30，2.4轨道扰动。关于轨道公式

8、的基本假设是，卫星只受地球引力场的影响。卫星和地球都被认为是点质量物体。地球是一个理想的球体。轨道摄动31，2.4继续1。实际上，地球是一个椭圆体，赤道的平均半径比极地大21千米。这颗卫星同时受到其他行星的引力场的影响，而太阳和月亮的引力场尤为明显。其他影响轨道的非重力场因素包括太阳光压力和大气阻力等。32，2.4轨道扰动继续2。一般来说，我们假设驱动力会导致卫星的轨道位置不断漂移。轨道位置的漂移与时间成线性关系。在t1，由六个轨道要素描述的卫星位置可以被描述为t0处的卫星轨道要素，d()/dt是轨道要素随时间的线性漂移，等于(t1-t0)。为了消除扰动的影响，在卫星的生命周期中需要定期进行位

9、置维护和校正操作。33，2.4轨道扰动继续3，地球的平坦度对地球非理想球体形状的影响导致正向轨道的上升点向西漂移，而反向轨道的上升点向东漂移。漂移量，或表示为34，2.4轨道摄动继续4，地球的平坦度对地球绕太阳旋转的影响平均需要365.24个太阳日。因此，每个太阳日的漂移量是360/365.24=0.9856度。为了形成太阳同步轨道，轨道平面的右侧上升交点应该具有与地球相同的向东漂移量，即35，2.4轨道扰动继续5。地球的平坦度对地球非理想球体形状的影响导致近地点弧角向前或向后旋转，旋转速度由以下公式确定，或表示为，当倾角i=63.48或116.68时，它保持不变，即莫尔尼亚轨道，36，2.4

10、轨道摄动继续6，月球和太阳的影响的重力摄动与两个物体之间距离的立方成反比， 虽然太阳的质量大约是月球的30倍，但是它对地球静止卫星的扰动作用只有月球的一半，而月球的扰动作用来自其他行星的引力场。 牵引力对地球静止卫星的影响远远大于对低轨道卫星的影响。37，2.4轨道扰动继续。月球和太阳对地球静止卫星轨道倾角的影响是变化的，即A=0.8457，B=0.0981，C=-0.090。t是月球轨道在黄道平面上的右升交点的右升，它是根据以下公式计算的，其中t是以年表示的周期。，38，2.4轨道扰动续8，月球和太阳的影响，轨道倾角周期从0.488到0.678，轨道倾角常数每年因太阳扰动而变化0.278，3

11、9，2.4轨道扰动续9，大气阻力影响卫星轨道下降速度和卫星寿命。大气阻力对轨道高度小于800公里的低地球轨道卫星有重大影响。对于圆形轨道卫星，轨道下降不会影响轨道形状。对于椭圆轨道卫星，大气阻力会使轨道形状趋于圆形。40，2.5轨道对通信系统性能的影响，固定观测器的多普勒频移，移动无线设备的发射频率随设备和观测器之间的相对速度而变化。当无线设备接近接收设备时，接收信号频率高于发射频率，否则，接收信号频率将低于发射频率的多普勒频移量，其中vT是从发射端到接收端的径向速度，ft是发射信号频率，C是光速和发射信号波长，41。2.5轨道对通信系统性能的影响续1。多普勒频移，轨道42和2.5对通信系统性

12、能的影响续2。在地球静止轨道卫星上，当卫星进入太阳的地球阴影区时，日食被称为日食。日食发生在春分(大约3月21日)和秋分(大约9月23日)的23天期间，并且发生在春分/秋分时间附近。由于在此期间太阳、地球和卫星基本上在同一平面上，轨道43和2.5对通信系统性能的影响仍在继续。日食、44号轨道和2.5号轨道对通信系统的性能影响仍在继续。在春分和秋分期间，卫星轨道将直接穿过地球的阳光侧，阳光直射产生的附加噪声温度将使噪声功率超过接收机的衰落裕度。因此，可以准确地预测通信将被中断。轨道45和2.5对通信系统性能的影响将继续下去。5.太阳会被打断。卫星发射46和2.6，一次性发射工具elv(昂贵的运载

13、火箭)德尔塔、阿丽亚娜、阿特拉斯、CZ(长征)、泰坦、质子和其他运载火箭，RLV(可重复使用的运载火箭)航天飞机，也称为STS(空间运输系统)，将设备直接送入轨道进行发射是不经济的，轨道高度超过200公里，从发射装置的动力点。2.6卫星发射续1。地球静止转移轨道的发射地球静止转移轨道远地点反冲发动机卫星在近地点减速，地球静止转移轨道卫星从低轨道进入地球静止转移轨道，在远地点再次减速，并从地球静止转移轨道48进入地球静止轨道。2.6卫星发射继续进行2、地球静止轨道卫星的发射在地球静止轨道的远地点几次减速，逐渐改变轨道形状，直至最终成为地球静止轨道，49、2.6卫星发射继续进行3、地球静止轨道卫星的发射直接进入轨道，发射装置直接将卫星送入预定的地球静止轨道。卫星在最后阶段由运载火箭直接送入预定位置，不需要卫星本身的助推系统来工作和转移轨道。50，2.6卫星发射续4，整个发射过程4