全电推进卫星轨道设计与控制(徐波,杨大林,张磊)PPT模板

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第三章卫星运动的基础知识与ppt课件

病原体侵入机体，消弱机体防御机能，破坏机体内环境的相对稳定性，且在一定部位生长繁殖，引起不同程度的病理生理过程
第二节 GPS卫星星历
卫星星历是描述卫星运行轨道的参数，分
预报星历和后处理星历。
春分
1、预报星历
点
由卫星向用户播发。可用于实时定位。分
C/A码星历和P码星历。
内容：分三部分，开普勒六参数、轨道
3、偏近点角与真近点角的计算
偏近点角： E=M+e.sinE 真近点角：
1
tanV211eess
2
tanEs 2
病原体侵入机体，消弱机体防御机能，破坏机体内环境的相对稳定性，且在一定部位生长繁殖，引起不同程度的病理生理过程
4、无摄卫星位置计算
在轨道直角坐标系中的位置：
卫星在轨道平面上的位置：真近点角V（变量）；
轨道平面与地球体之间的相对定向：升交点赤经Ω；轨道面倾角i。辅助参数平近点角M和偏近点角E。 M=n(t-t0)…………t0为卫星过近地点时刻。
参数说明近地点角距——近地点与升交点的地心夹角。真近点角——卫星与近地点的地心夹角。升交点赤经——升交点与春分点的地心夹角。轨道面倾角——卫星轨道面与天球赤道面的夹角。升交距角——卫星与升交点的地心夹角，即真近点角与近地点角距之
和。
病原体侵入机体，消弱机体防御机能，破坏机体内环境的相对稳定性，且在一定部位生长繁殖，引起不同程度的病理生理过程
开普勒六参数
偏近点角E
病原体侵入机体，消弱机体防御机能，破坏机体内环境的相对稳定性，且在一定部位生长繁殖，引起不同程度的病理生理过程

全球星卫星通信系统姿态和轨道控制系统设计说明书

2.1 The AOeS Sensors
The AOCS sensors consist of three EDO-Barnes analog sunsensor blocks, an infrared earth sensor consisting of three analog EDO-Barnes static heads, an Institut Forster three-axis fluxgate magnetometer on a short boom, and a Space-SystemslLoral dual GPS Tensor receiver.
In addition to the sensors and actuators discussed below, the AOCS system is mechanized with a redundant digitial computer known as the OBPE (On-Board Processor Electronics). One half consists ofa 1750A CPU, 64K RAM, 12SK PROM, the sensor and actuator interfaces, and the telemetry and command logic. All equipment is cross strapped so that either half of the OBPE can talk to any sensor or any actuator.
The GPS Tensor in addition to being a space-qualifIed navigation receiver is also a full three-axis attitude measuring device. Four GPS antennas are mounted on the anti-earth face of the satellite, and attitude is determined by the phase difference of the incoming satellite signals. Since the antennas are on the anti-earth side of the satellite, GPS attitude is only possible during earth pointing. In partiCUlar it cannot be used for initial acquisition. Because there is very little flight experience with the GPS receiver as an attitude detector apart from an experimental flight on DASA's CRISTA-SPAS in November '94, the AOCS system has been designed to only use GPS attitude initially as a backup.

演示文稿卫星运动基础及GPS卫星星历PPT课件

太阳光辐射压力
卫星体反射压力
加速度 /（m/s-2）
5 × 10-6 3 × 10-7 5 × 10-6 1 × 10-9 1 × 10-9 1 × 10-7 1 × 10-8
卫星轨道受摄度/m
3小时弧段
2天弧段
2000
14000
5~80
100~1500
5~150
1000~3000
——
0.5~1.0
真近点角
符号 i Ω as es
ωs fs
意义
决定轨道平面的空间位置
决定轨道椭圆的大小决定轨道椭圆的形状决定近地点在轨道椭圆上的位置卫星以角速度n0运行的瞬时位置
第13页/共43页
13
无摄运动>无摄卫星轨道的描述
选用上述6个轨道参数来描述卫星运动的轨道，一般来说是合理而必要的。
6个轨道参数i,Ω,ω,a,e,f所构成的坐标系统，称轨道坐标系统。
在该系统中，6个参数一经确定，卫星在任一瞬间相对地球体的空间位置及速度便可唯一确定。
14
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计算真近点角fs
• 真近点角的两个辅助参数 • 偏近点角（Es）：卫星S在其辅助圆上的
相应点S’和轨道椭圆中心O’的连线与轨道椭圆极轴延长线之间的夹角，叫偏近点角。
• 平近点角（Ms）：在轨卫星从过近地点时 15 元 tp 开始，按平均角速度n0 运行到时元
35
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• 导航电文中的星历参数
• t0e——参考历元
• M0——参考时刻的平近点角
• es——轨道偏心率
• as1/2——轨道长半径的平方根
• 0——参考时刻的升交点赤经
• i0——参考时刻的轨道倾角

卫星通信导论上课课件-第6章_卫星移动通信系统

因此，在实现全球覆盖时，近极轨道星座的参数应满足方程：
21
非静止轨道卫星星座设计续12
■ 倾斜圆轨道星座设计
Walker Delta星座
Ballard玫瑰（Rosette）星座
22
非静止轨道卫星星座设计续13
■ 倾斜圆轨道星座的基本特性
► 多个倾角和高度相同的轨道平面 ► 各轨道平面具有相同数量的卫星 ► 各轨道平面内卫星在面内均匀分布 ► 各轨道平面的右旋升交点在参考平面内均匀分布 ► 相邻轨道相邻卫星间存在确定的相位关系
解：根据Delta星座特性，可知星座多个轨道面的右旋升交点在赤道平面内
均匀分布，每个轨道面内的卫星在面内均匀分布，再根据相位因子F 可以
确定各卫星的轨道参数：
► 相邻轨道面的升交点经度差：360º/3=120º； ► 面内卫星的相位差：360º/(9/3)=120º； ► 相邻轨道面相邻卫星的相位差：360º×1/9=40º；
轨道平面上只有一颗卫星；
► 如果协因子m为不可约分数，则一定以S为分母，表示星座
中每一个轨道平面上有S颗卫星。
33
非静止轨道卫星星座设计续24
■ 最优玫瑰星座的优化准则
► Ballard优化策略：最坏观察点的
最大地心角最小化准则
► 任一时刻地球表面上的最坏
观察点是某3颗卫星的星下点所构成的球面三角形的中心，该点到3颗卫星星下点的地心角距离相同
须限制在可以接收的范围内
► 多重覆盖问题
11
非静止轨道卫星星座设计续2
■ 极轨道星座设计方法
► 当卫星轨道平面相对于赤道平面的倾角为90º时，轨道穿越
地球南北极上空，称这种类型的轨道为极轨道。
► 利用圆极轨道星座实现全球单重覆盖的思想最早由美

人教版高一物理必修二第六章6.5 宇宙航行专题卫星变轨(共19张PPT)[最新推荐课件]

T
2 4 3600
３）、同步卫星的特点：只在赤道上空，周期T、高度h、
线速度v大小一定。T=24h ， h=36000km ，v=3.1km/s
2．极地卫星和近地卫星
• (1)极地卫星运行时每圈都经过南北两极，由于地球自转，极地卫星可以实现全球覆盖．
• (2)近地卫星是在地球表面附近环绕地球做匀速圆周运动的卫星，
• 其运行的轨道半径可近似认为等于地球的半径，其运行线速度约为7.9 km/s.有最短的运行周期大约是85min
• 3 .月球 • (1)轨道半径大约是38万公里（60倍地球半径），周期
约为一个月（30天） • 任何地球卫星的轨道平面一定通过地球的球心．
【方法概括】凡是人造卫星的问题都可从下列关系
点火将其送入同步圆轨道3。轨道1、2相切于P点，2、
3相切于Q点。当卫星分别在1、2、3轨道上正常运行时，
以下说法正确的是（） BD
• A、在轨道3上的速率大
3 2
于1上的速率 • B、在轨道3上的角速度
1
P·
Q
小于1上的角速度
• C、在轨道2上经过Q点时
的速率等于在轨道3上经过Q点时的速率
• D、在轨道1上经过P点时的加速度等于在轨道2上
在A点万有引力相同 A点速度—内小外大（在A点看轨迹）
卫星变轨原理
R V2
卫星在圆轨道运行速度
V1
1
2
F引
θ＞900
v 减小
1、卫星在椭圆轨道运行
近地点---速度大，动能大远地点---速度小，动能小
思考：人造卫星在低轨道上运行，要想让其在高轨道上运行，应采取什么措施？
· v1
v2

典型航天器的热控PPT演示课件PPT37页

第20页，共37页。
推进舱热控
被动热控措施柱段仪器圆盘对应处设置散热面2平方米外表面包覆MLI（除散热面外）在尾流罩部位安装高温隔热屏（防止变轨发动机工作时产生的高热流对舱内的影响）返回舱和推进舱之间的防热罩上也包覆MLI内表面喷涂高发射率的热控涂层舱内电子仪器设备表面进行黑色阳极氧化处理或喷涂高发射率无毒热控涂层主动热控措施推进剂贮箱、应急电源、红外地球敏感期、分流调节器等采用主动电加热控温和被动热控相结合4个镉镍电池采取冷板降温，在距后Y框约295mm铆接了3圈液体加热管路热控外回路的全部设备和部件
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飞船结构组成
轨道舱作为航天员的工作和生活舱，以及用于出舱时的气闸舱。配有泄复压控制、舱外航天服支持等功能。内部有航天员生活设施。轨道舱顶部装配有一颗伴飞小卫星和5个复压气瓶。无留轨功能。返回舱形状似碗，用于航天员返回地球的舱段，与轨道舱相连。装有用以降落降落伞和反推力火箭，实行软着陆。推进舱装有推进系统，以及一部分的电源、环境控制和通讯系统，装有一对太阳能电池板。
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流体回路系统
ZKS
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经验总结
以流体回路、气体通风换热回路、大面积电动百叶窗为代表的主动热控技术得到了考核。液体内外冷却回路在热负荷变化剧烈的情况下，均可有效地进行自动调节。通过风机（包括风扇）驱动空气流经仪器设别，或者按照预定的流动方向在舱段内循环，产生气体强迫对流换热，实现降低仪器设备温度或拉平密封舱空气温湿度，达到控温目的。电动百叶窗在入轨后全关，轨返分离前顺利打开，从而兼顾了轨道舱在自主飞行和留轨利用2种状态下舱内温度水平的要求。
蒸发器
“流体回路（阿波罗”指令舱与服务舱的）在使用升华器的基础上，耦合了一个蒸发器进行辅助散热。蒸发器通过壁面换热的形式对乙二醇溶液流体回路进行冷却，其工质为水。内部采用的是平板翅片夹层构型，流道为叉流布置方式。其内核由焊接的带鳍乙二醇流道簇单元，每一层的外表面焊接带鳍蒸汽流道组成。当辐射器出口温度超过9.5℃时自动打开蒸发器

李玉柏卫星导航与定位003卫星运动第五版PPT课件

卫星导航与定位
真近点角 fs的计算
• 平近点角Ms 是一个假设量，在轨道力学中是轨道上的物体在辅助圆上相对于中心点的运行角度，在测量上不同于其他的近点角，平近点角与时间的关系是线性的。
• 当卫星运动的平均角速度为n有平近点角计算： Ms = n ( t - t0 ) … t 为观测卫星时刻
其中t0为卫星过近地点的时刻。 • 偏近点角 Es 是在轨道上的位置投影在垂直于半
– Sspz : Ssmz = b : a
-
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卫星导航与定位
真近点角 fs的计算
• 平近点角M s 与偏近点角 E s 的关系：
Scmz = Scms+Ssmz = Scms+Scyz
=>
Es = Ms + esinEs
课堂练习 — 证明上式
-
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卫星导航与定位
第一：平近点角与偏近点角间关系
➢ 轨道倾角i ；
➢ 长半径a ；
➢ 偏心率e ；
➢ 近地点角距ω ；
➢ 卫星过近地点的时刻t0 。
-
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卫星导航与定位
2）卫星轨道重要的点与面
• 赤道面 • 卫星轨道面
-
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卫星导航与定位
卫星轨道重要的点与面
• 近地点与远地点 • 升交点与降交点
卫星轨道与赤道平
面有2个交点。当卫星从赤道平面以下
长轴的外接园上，并从椭圆的中心量度和近地点方向之间的角度。
-
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卫星导航与定位
真近点角 fs的计算
• 点y 被定义是：在圆上的扇形区域z-c-y的面积与椭圆上的扇形区域z-sp面积比，等同椭圆半长轴与半短轴的比。

西电夏克文《卫星通信》第一章精品PPT课件

优点: 2. 覆盖面积大，以广播形式工作，便于实现多址联接。
在卫星天线波束的覆盖区内，无论在什么地方，都可以利用共同卫星进行相互间的通信。这种能同时实现多方向、多地点通信的能力，称为“多址联接”技术。
1.1 卫星通信的概念和特点
优点: 3. 通信频带宽，传输容量大，能传递的业务类型多。
课程体系
第１章卫星通信概述第２章卫星通信基本技术第３章卫星通信链路设计（自学）第４章卫星通信网第５章移动卫星通信系统
参考书目
• 《卫星通信系统》，吕海寰等，人民邮电通信工程丛书
• 《卫星移动通信系统》，张更新等，人民邮电 • 《卫星导航系统概论》，边少锋等，电子工业 • 《卫星通信网络技术》，马刈非，国防工业
太阳辐射压力的影响对于一般卫星来说，太阳辐射压力的
影响均不予考虑，但对于表面积较大（如带有大面积的太阳能电池帆板）且定点精度要求高的静止卫星来说，就必须考虑太阳辐射压力引起的静止卫星在东西方向上的位置漂移。
引起人造卫星摄动的原因：太阳、月亮引力的影响地球引力场不均匀的影响地球大气层阻力的影响太阳辐射压力的影响
1.1 卫星通信的概念和特点优点:
4. 可以自发自收进行监测。
1.1 卫星通信的概念和特点优点:
5. 机动灵活。
1.1 卫星通信的概念和特点
优点: 6. 通信链路稳定可靠，传输质量高。
1.1 卫星通信的概念和特点
缺点: 1. 卫星寿命短
（1）部件故障导致的不可修复（2）推进剂携带量有限
基本概念
基本概念
有卫星参与的通信就是卫星通信。（）
基本概念宇宙通信（空间通信）:
宇宙通信的三种形式：
1、宇宙站与地球站之间的通信 2、宇宙站之间的通信 3、地球站相互间通过宇宙站的转发或

航天器轨道动力学与控制(下)PPT课件

东西向经度位置保持控制策略
漂移率修正模式漂移率、偏心率修正模式
南北向经度位置保持控制策略
轨道倾角修正模式
太阳同步轨道卫星的轨道控制
太阳同步轨道(Sun-synchronousorbit或Heliosynchronousorbit)指的就是卫星的轨道平面和太阳始终保持相对固定的取向，轨道倾角(轨道平面与赤道平面的夹角)接近90度，卫星要在两极附近通过，因此又称之为近极地太阳同步卫星轨道。为使轨道平面始终与太阳保持固定的取向，因此轨道平面每天平均向地球公转方向(自西向东)转动0.9856度(即360度/年)。
风云一号卫星
太阳同步轨道卫星的轨道摄动
太阳同步轨道卫星主要受到地球非球形引力摄动、日月引力摄动、大气阻力摄动及太阳辐射压力摄动。
摄动因素地球非球形摄动量级
太阳引月球引力太阳辐射
力
压摄动
静止轨道摄动量级
太阳同步轨道卫星的轨道保持
平面内轨道保持控制策略轨道倾角保持控制策略
半长轴修正模式 a、e、w联合修正模式轨道倾角修正模式
制
程
作
用
小特征速度情形
近圆轨道的摄动方程
脉冲推力近圆轨道修正
静止卫星变轨后由于误差，并不是真正的静止轨道，称为准同步轨道，真正准同步轨道的周期、偏心率和倾角误差，使偏差减小到能满足正常运行的要求，并使卫星定点于制定的进度位置，称为定点捕获。
卫星上燃料的限制
考虑因素
使卫星处于可监控范围内在规定时间完成捕获
东方红二号通信卫星
北斗导航静止轨道卫星
静止轨道卫星的轨道摄动
静止轨道卫星的轨道摄动包括非球形地球引力场；日、月引力摄动；太阳辐射压摄动。

2019版高考物理一轮复习PPT课件：4-2-2 人造卫星的发射与控制

2．关于卫星的各种“速度” (1)运行速度是指卫星在进入运行轨道后绕地球做匀速圆周运动的线速度，满足 v＝ GM ，其大小随轨道半径的增大而 r
减小，当 r为地球半径(近地卫星 )时，对应的速度有最大值v＝ 7.9 km/s.
(2)发射速度是指卫星在地面附近离开发射装置的初速度(相对地球 )，第一、二、三宇宙速度都是指卫星相对于地球的不同发射速度，卫星在发射过程中要克服地球引力做功，发射越远所需发射速度越大，最小发射速度为第一宇宙速度v＝ 7.9 km/s. (3)发射速度越大，卫星运行的圆周轨道半径越大，卫星的运行速度越小，当 v发＝ 11.2 km/s时，卫星可挣脱地球引力的束
Mm gR2 物体受到的重力等于万有引力，有mg＝ G 2 ，所以M＝＝ R G 2hR2 ，故 C错误；月球同步卫星绕月球做匀速圆周运动，根据万 Gt2
有引力提供向心力有 G
Mm R＋ h2
＝m
4π2 T2
(R＋ h)，解得 h＝
3 GMT2 3 hR2T2 － R＝－ R，故 D正确． 4π2 2π2t2
(3)周期：设卫星在Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ轨道上运行周期分别为T1、 T2、 T3，轨道半径分别为 r1、 r2(半长轴 )、 r3，由开普勒第三定律 r3 ＝ k可知T1<T2<T3. T2
(多选)作为一种新型的多功能航天飞行器，航天飞机集火箭、卫星和飞机的技术特点于一身．假设一航天飞机在完成某次维修任务后，在 A点从圆形轨道Ⅰ进入椭圆轨道Ⅱ，如图所示，已知 A点距地面的高度为2R(R为地球半径 )， B点为轨道 Ⅱ上的近地点，地球表面重力加速度为g，地球质量为M.又知若物体在离星球无穷远处时其引力势能为零，则当物体与星球球 Mm 心距离为 r时，其引力势能 Ep＝－G (式中 m为物体的质量， M r 为星球的质量， G为引力常量)，不计空气阻力．则下列说法中正确的有( )