太阳同步冻结轨道及对地覆盖计算
冻结轨道公式推导
冻结轨道公式推导在推导冻结轨道公式之前，让我们先了解一下冻结轨道的概念。
冻结轨道是指卫星在地球引力场和太阳辐射压力共同作用下，绕地球做周期性运动，并处于一种稳定的运动状态。
在这种状态下，卫星的轨道半径保持不变，且运动速度也相对恒定。
要推导冻结轨道公式，我们需要考虑地球引力场和太阳辐射压力对卫星运动的影响。
在二体问题中，我们通常使用开普勒三定律来描述卫星的运动规律。
在考虑太阳辐射压力的影响时，我们需要引入一个附加的力，即太阳辐射压力。
太阳辐射压力可以表示为：F = S / r^2其中，S为太阳常数，r为卫星到太阳的距离。
接下来，我们将考虑地球引力场和太阳辐射压力共同作用于卫星的运动。
为了简化问题，我们可以将地球和太阳都视为质点，并分别用GM和GSe表示它们的引力常数。
根据牛顿第二定律，卫星受到的合力可以表示为：F_total = GM / r^2 + F将太阳辐射压力代入上式，可得：F_total = GM / r^2 + S / r^2现在，我们可以使用这个合力来推导冻结轨道的公式。
根据开普勒第三定律，卫星绕地球运动的周期T可以表示为：T^2 = (GM / n^2) * a^3其中，n为卫星平均角速度，a为轨道半长轴。
在冻结轨道状态下，卫星的轨道半径保持不变，因此轨道半长轴a也是一个常数。
我们可以通过求解F_total = 0来找到这个常数a。
将F_total代入上式得：(GM / r^2 + S / r^2) * r^2 = GM * a^2 * sin^2 i / (r * sin^3 i)其中，i为倾角。
解得：a^3 = (GM / n^2) * (1 + ρ^2 / 3)其中，ρ为地球和太阳的辐射压比。
地球低轨道卫星天线在轨热致振动分析
地球低轨道卫星天线在轨热致振动分析祝尚坤;何安琦;刘杰;张翔;王耀霆;李兵【摘要】由于地球的频繁遮挡,当地球卫星在低轨道运行时,卫星的可展开天线会处在高低温交替的环境中,从而形成剧烈变化的温度场.剧烈的温度梯度变化会导致柔性较大的可展开天线发生热致振动,降低卫星全极化探测头部等关键部件的寿命.首先建立某型号卫星的物理模型,然后利用有限元法对其进行在轨时的空间瞬态热分析,得到可展开天线的温度场,将温度作为约束映射到结构仿真中,再在结构有限元模型上分析卫星的热变形,实现卫星天线热致振动的预测并为天线结构优化设计提供数据支持.对卫星模型进行热分析可以监测各时期的温度场以及预测有可能发生的热致振动,从而在不断优化设计的基础上避免这种不利的扰动.%When the earth's satellite is in the low orbit, the deployable antenna of the satellite will be in high and low temperature environments alternatively due to the frequent shielding of the earth. Thus, severe temperature gradient changes can lead to thermal vibration of the deployable antenna with large flexibility. It will reduce the lifespan of some key components of the satellite such as the whole polarized detection head. In this paper, the physical model of the satellite is built. Then, the transient heat transfer analysis of the satellite in the orbit space is done by means of the finite element method and the temperature field of the deployable antenna is obtained. The temperature field is mapped into the structure simulation as a constraint and the thermal deformation of the satellite is analyzed using the structural finite element model. Finally, the thermal vibration of the satellite antenna is predicted and the data support is provided for the structural optimaldesign of the antenna. Thermal analysis of the satellite model can monitor the temperature field in different periods and predict the possibility of thermal induced vibration so as to avoid this kind of unfavorable disturbances through the successive optimization design.【期刊名称】《噪声与振动控制》【年(卷),期】2017(037)002【总页数】4页(P213-216)【关键词】振动与波;卫星;可展开天线;热分析;热致振动【作者】祝尚坤;何安琦;刘杰;张翔;王耀霆;李兵【作者单位】西安交通大学机械制造系统工程国家重点实验室,西安 710000;西安交通大学机械制造系统工程国家重点实验室,西安 710000;西安交通大学机械制造系统工程国家重点实验室,西安 710000;西安交通大学机械制造系统工程国家重点实验室,西安 710000;西安空间天线电技术研究所,西安 710000;西安交通大学机械制造系统工程国家重点实验室,西安 710000【正文语种】中文【中图分类】O241.82卫星尤其是对于暴露在外的卫星天线部分，在空间中实际的服役工作环境是非常恶劣的，太空环境为-269℃（4 K）的超低温环境，与此同时，还要考虑太阳辐射的影响[1–2]。
太阳同步轨道倾角范围
太阳同步轨道倾角范围是指卫星在轨道上运行时，其轨道平面与地球赤道面之间的夹角。
太阳同步轨道的倾角范围一般为0度到90度之间。
当太阳同步轨道的倾角为0度时，卫星的运行周期与地球自转周期相同，即卫星每天都会在同一时刻飞过地球上的同一地点。
这种轨道倾角适用于气象卫星、通信卫星等需要对特定地区进行观测和通信的应用。
当太阳同步轨道的倾角逐渐增大时，卫星的运行周期会逐渐变长，但每次经过同一地点的时间间隔仍然保持不变。
这种轨道倾角适用于需要对大范围地区进行观测和通信的应用，例如地球资源卫星、海洋监测卫星等。
需要注意的是，太阳同步轨道的倾角范围并不是越大越好。
过大的倾角会导致卫星在运行过程中受到较大的光照变化和温度变化的影响，从而影响其性能和寿命。
因此，在选择太阳同步轨道的倾角时需要综合考虑多种因素。
高光谱观测卫星及应用前景
高光谱观测卫星及应用前景孙允珠;蒋光伟;李云端;杨勇;代海山;何军;王琦;叶擎昊;曹琼【摘要】介绍了我国高分辨率对地观测系统重大专项中第一颗实现高光谱分辨率观测的高光谱观测卫星(GF-5)卫星及其应用前景.该卫星设计运行于高度705 km 的太阳同步轨道,装载可见短波红外高光谱相机、全谱段光谱成像仪、大气主要温室气体监测仪、大气痕量气体差分吸收光谱仪、大气气溶胶多角度偏振探测仪、大气环境红外甚高光谱分辨率探测仪共6台有效载荷.卫星的光谱分辨率高且谱段全,具备高光谱与多光谱对地成像、大气掩星与天底观测、大气多角度偏振探测、海洋耀斑观测等多种观测模式,获取从紫外至长波红外(0.24～13.3 μm)高光谱分辨率遥感数据;数据辐射分辨率高,载荷的光谱分辨率最高0.03 cm-1,具备在轨定标功能,绝对辐射定标精度优于5％,光谱定标精度最高0.008 cm-1;长波红外空间分辨率高;高码速率数传;高可靠长寿命设计.卫星入轨后将在环境综合监测、国土资源调查和气候变化研究等方面发挥重要作用.其典型应用有陆表环境综合观测、陆袁局地高温及城市热岛效应监测、矿物填图、大气成分全球遥感监测和大气污染气体监测等.【期刊名称】《上海航天》【年(卷),期】2017(034)003【总页数】13页(P1-13)【关键词】遥感卫星;高光谱观测卫星(GF-5);高光谱载荷;大气探测;对地成像;偏振探测;掩星观测;高光谱应用【作者】孙允珠;蒋光伟;李云端;杨勇;代海山;何军;王琦;叶擎昊;曹琼【作者单位】上海航天技术研究院,上海201109;上海航天技术研究院,上海201109;上海卫星工程研究所,上海201109;上海卫星工程研究所,上海201109;上海卫星工程研究所,上海201109;上海卫星工程研究所,上海201109;国家国防科技工业局重大专项工程中心,北京100048;上海卫星工程研究所,上海201109;上海卫星工程研究所,上海201109【正文语种】中文【中图分类】O433.1;P27;P414高光谱遥感融合了成像与光谱技术，可实现空间信息、光谱信息和辐射信息的综合观测，提升了遥感观测的信息维度，极大地推动了遥感技术发展，目前其应用领域已涵盖了地球科学的很多方面，在地质制图、植被调查、海洋遥感、农业遥感、大气研究、环境监测等领域发挥了重要作用[1]。
空间飞行器导航制导与控制复习题2018
空间飞行器导航、制导与控制复习题1.为什么恒星日小于太阳日？何谓平太阳日？2.证明二体问题中轨道角动量守恒和能量守恒，并导出轨道能量与轨道半长轴的关系。
3.用偏心率和轨道能量对二体轨道进行分类并图解轨道六要素。
4.某时刻卫星的真近点角为，在二体问题下求解由近地点过来的时间。
5.已知卫星入轨点在地心赤道不旋转坐标系下的位置和速度矢量分别为和，导出再过T时间卫星的位置和速度解析表达式（二体下）。
6.何为太阳同步轨道、冻结轨道？各举一例。
7.导出“神舟九号”从“天宫一号”分离后的相对运动动力学方程，并线性化。
基于线性化解证明“神舟九号”可以长期被动伴飞在“天宫一号”附近，给出被动伴飞的条件以及当地水平面圆轨迹条件。
8.一颗空间不明被动飞行物由南向北经过我国上空，三支业余天文爱好者队伍观测到了这颗飞行物，在地心赤道惯性系下，云南队观测到的地心矢量为，河北队观测到的地心矢量为，黑龙江队观测到的地心矢量为，最后由哈工大2013级听讲空间飞行器制导导航与控制课程的研究生负责收集数据并发布这颗不明飞行物的轨道特征，给出负责任的轨道确定过程（二体下）。
9.新技术楼顶观测站观测到了“快舟一号”在两个时刻和上的地心赤道惯性系下的矢量和，导出卫星的轨道确定算法（不限在二体问题）。
10.详细陈述低轨飞行器利用GPS定位、定轨的原理。
11.火箭发射卫星时由捷联惯性导航系统进行导航，导出捷联惯性导航方程，并给出初始状态确定的算法和原理。
12.给出双恒星敏感器和地球敏感器组成的自主导航系统进行轨道确定的原理和算法。
13.“鑫诺三号”卫星目前定点在东经115°赤道上空，由于任务需要，要求该卫星定点在东经120°赤道上空，给出一圈内完成这种调整的方案细节。
14.用C-W方程导出固定时间双脉冲交会制导律。
15.导出“神舟九号”与“天宫一号”自动最后逼近的时间最优制导律。
16.卫星由低圆轨道向高圆轨道转移采用Hohmann方案，但近地点和远地点变轨用有限推力发动机执行，导出水平推力策略下远、近地点附近点火三要素的计算方法。
中国对地观测卫星介绍分解
资源ห้องสมุดไป่ตู้号卫星传感器的基本参数
4）高密度磁记录器
除了上述三种遥感器外，资源一号卫星在星上还 配有一台高密度磁记录器，用以记录所需地区的 CCD相机观测数据，待卫星进入地面站接收范围 内，再将记录数据进行回放，并由地面站进行接 收。星上高密度磁记录器的主要技术指标为：记 录/重放码速率为53Mb/s；误码率≤1×10-6；记 录/重放时间均不小于15分钟。
卫星主要技术指标为： 轨道类型：太阳同步轨道 轨道高度：863公里 轨道倾角：98.79º 轨道偏心率：0.00188 轨道周期：102.332分钟 轨道回归周期：10.61天 轨道降交点地方时：08.34（1999年7月4日） 卫星重量：950公斤 卫星平均功率：229瓦 星体尺寸：1.42米×1.42米×1.20米柱型六面体 太阳帆板：对称安装在星体外侧，总长度为10.556米
2）红外多光谱扫描仪（IRMSS）
红外多光谱扫描仪（IRMSS）有1个全色波段、2 个短波红外波段和1个热红外波段，扫描幅宽为 119.5公里。可见光、短波红外波段的空间分辨率 为78米，热红外波段的空间分辨率为156米。 IRMSS带有内定标系统和太阳定标系统。
3）宽视场成像仪（WFI）
宽视场成像仪（WFI）有1个可见光波段、1个近红外波段， 星下点的可见分辨率为258米，扫描幅宽为890公里。由 于这种传感器具有较宽的扫描能力，因此，它可以在很短 的时间内获得高重复率的地面覆盖。WFI星上定标系统包 括一个漫反射窗口，可进行相对辐射定标。
飞行器动力学与控制复习要点new
1. 卫星轨道六要素是哪些P2-7),,,,,(p t i e a ωΩ，其中a 半长轴，e 偏心率，i 轨道倾角，Ω升交点赤经，ω近地点幅角，p t 卫星经过近地点时刻。
2.卫星发射三要素是什么P17-18),,(L t A ϕ，其中ϕ发射场L 的地心纬度，A 发射方位角，L t 发射时刻。
3.什么是太阳同步轨道P23选择轨道半长轴a 和倾角i 的组合使d /)(9856.0︒=∆Ω，则轨道进动方向和速率，与地球绕太阳周年转动的方向和速率相同（即经过365.24平太阳日，地球完成一次360°的周年运动），此特定设计的轨道称为太阳同步轨道。
4.什么是临界轨道、冻结轨道P24-25若远地点始终处在北极上空，即拱线不得转动，轨道倾角满足02sin 5.22=-i ，即︒=43.63i 或︒=57.116i 。
此值的倾角称为临界倾角，此类轨道称为临界轨道。
若选择合适的偏心率及合适的近地幅角，使0==e ω，近地点幅角ω被保持，或称被冻结在90°。
轨道的倾角和高度可以独立选择，此类轨道称作冻结轨道。
5.回归轨道的回归系数是什么P26轨道经过N 天回归一次，在回归周期内共转R 圈，每天的轨道圈数（非整数）Q 称为回归系数。
R C Q I NN==±，+表示轨迹东移，-表示轨迹西移。
I 为接近一天的轨道圈数，为正整数。
6.静止轨道的特点、三要素是什么P28 （1） 轨道的周期与地球自旋周期一致 （2） 轨道的形状为圆形，偏心率0e = （3） 轨道处在地球赤道平面上，倾角0i =7.星座轨道的全球覆盖公式相邻卫星星下点之间的角距为2b ，覆盖带宽度为2c ，轨道数为2p cπ=，每一轨道上的卫星数q bπ=，卫星总数2tan ,sin ,sin sin sin 2tan cN pq b c bcπψθθ====8.地球同步卫星群的分置模式有哪几种P36（1） 经度分置模式：各个子卫星沿轨道经度圈分布，位于星座中心定点位置的两侧，具有不同的平经度。
太阳系中的天体轨道和轨迹计算
太阳系中的天体轨道和轨迹计算太阳系是人类探索宇宙的第一个重大目标。
从古代至今，人类不断地观测和研究太阳系中的各种星球和天体，随着科学技术的进步，太阳系中的天体轨道和轨迹计算也变得越来越精确。
首先，什么是天体轨道和轨迹计算？简单来说，天体的轨道是指天体在空间中的运动轨迹，而轨道计算则是通过观测和数据分析来确定天体在空间中的位置和轨迹，以及预测未来的运动情况，这是天文学家们进行研究和观测的基础。
在太阳系中，天体的运动受到万有引力定律的影响，而且这种影响非常之大。
如果不进行精确的轨道和轨迹计算，就很难预测天体的位置和运动情况。
因此，轨道和轨迹计算是太阳系研究中的非常重要的一环。
现代的轨道计算方法主要有“牛顿-莱布尼茨法”、“拉格朗日法”和“哈密顿法”等几种，它们都是通过分析天体在空间中的运动规律，来确定其轨迹和位置。
其中，牛顿-莱布尼茨法是最基础的一种方法。
牛顿-莱布尼茨法是根据牛顿力学的基本原理，即万有引力定律，来推导出宇宙中天体的轨道和运动规律。
在这个方法中，天体的位置和轨迹是通过对天体的质量、位置和速度等信息进行数学计算得出的。
使用这种方法时，需要先建立一个数学模型，然后通过对已有数据进行分析和计算，来确定天体的轨迹和位置。
当然，在进行数学计算时，我们还需要考虑一些因素，如轨道共振和初始条件等，这样才能得到更加精确的结果。
除了牛顿-莱布尼茨法之外，还有一些其他的轨道计算方法，如拉格朗日法和哈密顿法。
这些方法都是透过对天体的位移和速度进行分析，来确定其在空间中的位置和轨迹。
虽然方法不同，但其计算原理都是基于牛顿力学的。
随着计算机技术的进步，现在轨道和轨迹计算已经变得更加容易。
科学家们可以通过计算机模拟，来预测天体的运动和轨迹。
同时，还可以通过卫星和太空探测器等仪器来直接观测天体的运动情况，从而得到更精确的数据和结果。
尽管现代轨道计算技术已经非常先进，但人们对太阳系中天体运动的研究仍然在不断地深入。
常用遥感图像基本技术参数和各波段应用
常用遥感图像基本技术参数和各波段应用大纲要求：常用遥感图像（TM、OLI、SPOT、CBERS、MODIS、HJ-1、ASAR、RADARSAT等）的基本技术参数和各波段的主要应用范围等：了解目前常用的国内外遥感器及其主要技术参数、各波段的特点及主要应用范围等。
ndsat 4-5 TM（1）、产品描述Landsat主题成像仪(TM)是Landsat4和Landsat5携带的传感器，从1982年发射至今，其工作状态良好，几乎实现了连续的获得地球影像。
Landsat-4和Landsat5同样每16天扫瞄同一地区，即其16天覆盖全球一次。
LandsatTM影像包含7个波段，波段1-5和波段7的空间分辨率为30米，波段6（热红外波段）的空间分辨率为120米。
南北的扫描范围大约为170km，东西的扫描范围大约为183km。
2. Landsat8 OLI（1）、产品描述2013年2月11号，NASA 成功发射了Landsat 8 卫星。
LandSat- 8上携带有两个主要载荷：OLI和TIRS。
其中OLI（全称：Operational Land Imager ，陆地成像仪）由卡罗拉多州的鲍尔航天技术公司研制；TIRS（全称：Thermal Infrared Sensor，热红外传感器），由NASA的戈达德太空飞行中心研制。
OLI陆地成像仪包括9个波段，空间分辨率为30米，其中包括一个15米的全色波段，成像宽幅为185x185km。
OLI包括了ETM+传感器所有的波段，为了避免大气吸收特征，OLI对波段进行了重新调整，比较大的调整是OLI Band5(0.845–0.885 μm)，排除了0.825μm处水汽吸收特征；OLI全色波段Band8波段范围较窄，这种方式可以在全色图像上更好区分植被和无植被特征；此外，还有两个新增的波段：蓝色波段(band 1; 0.433–0.453 μm) 主要应用海岸带观测，短波红外波段(band 9; 1.360–1.390 μm) 包括水汽强吸收特征可用于云检测；近红外band5和短波红外band9与MODIS对应的波段接近。
Sentinel-3卫星影像介绍-北京揽宇方圆
Sentinel-3卫星影像介绍-北京揽宇方圆Sentinel-3卫星是欧空局（ESA）和欧洲委员会（EC）卫星项目，该项目属于全球环境与安全监视（GMES）计划，负责应对近实时对海洋、陆地、冰盖监视的需求，要求监测的时间超过20年。
该任务对地形要素的勘测将服务于基本海洋行动，并且可以用于对海洋冰和陆地冰的监测。
利用全新的观测技术，Sentinel-3卫星任务被设计成由两颗一样的卫星组成的星座，并飞行于同一条轨道上，相位相差180º。
为了满足长期对海洋及陆地的监测任务，该任务卫星的性能设计中具有较强的数据产品下传能力。
Sentinel-3卫星的主要观测任务目标可以总结为以下几项：海洋和陆地的彩色成像数据，摆脱了太阳闪烁带来的干扰，重访时间4天（最优目标是2天），在数据质量上至少等价于Envisat卫星的Meris载荷。
实际在赤道附近的海洋表面重访时间（最坏情况）少于3.8天（单星实现的目标），若双星组网工作，则须减少到1.9天。
两颗卫星共轨道面，相位差180º。
海洋和陆地表面的温度数据获取，在数据质量上至少等价于Envisat卫星的AATSR载荷。
地球表面地形观测应覆盖全球海洋冰提供海洋表面高度以及主要海波的高度，数据精度至少等价于Envisat卫星的RA-2载荷。
此外Sentinel-3卫星还要接续CryoSat-2卫星提供地表高度测量数据（在选定的轨道弧段，测量冰盖表面），以及陆地区域水体表面高度（江河与湖泊）。
图1：Sentinel-3卫星在轨飞行想象图卫星情况：Sentinel-3卫星由Thales Alenia Space-法国（简称TAS-F）负责建造，这项任务的合同于2008年4月14日签署，卫星为三轴稳定控制模式，卫星正常姿态指向星下点，为了补偿地球自转的影响进行了偏流角控制。
卫星发射重量1150kg，卫星本体高3.9m，总功耗1100W，设计寿命7.5年，载有约100kg 肼燃料足够12年寿命期间使用，还包括了寿命结束时离轨所需的燃料。
对地面某区域某时段连续覆盖的卫星轨道计算
地 面 覆 盖 的 需 要 。欲 对 该 区 域 在 ｔ 刻 以 后 的 一 段 时 间连 续 覆 盖 ，所 需 要 的 卫 星 轨 道 参 数 可 按 共 地 时 面 轨 迹 计 算 ；通 过 Ｓ Ｋ ６０ 高 精 确 度 轨 道 产 生 器 对 计 算 得 到 的 卫 星 轨 道 参 数 进 行 仿 真 ，验 证 了计 Ｔ ．
对 地 面某 区域 某 时段 连 续 覆 盖 的卫 星 轨道 计 算
王存 良
（ 国 电子 科 技 集 公 司 第 ２ 中 ７研 究 所 ，河 南 郑 州 ４ ０ ４ ） ５ ０ ７
摘 要 ：为 了对 地 面 某 一 区 域 在 未 来 某 一 时 段 连 续 覆 盖 ， 需 要 对 在 轨 卫 星 变 轨 ，并 计 算 变 轨 后 的 卫 星 轨 道 参 数 。基 于在 轨 卫 星 部 分 轨 道 参 数 （ 圆轨 道 ａｉ ，圆 轨 道 口 ） ｆ 刻 星 下 点 的位 置 椭 ，ｅ ， ，和 时 坐 标 及 卫 星 的 地 面 高 度 ，计 算 卫 星 的 ６个 轨 道 参 数 ，从 而 得 到 ｆ 刻 对 星 下 点 位 ｅｏｂｔ ａ ｉｇｏ ａ ｔ ａａ ｔｒ（ｌ ｐ ｅｏｂｔ ， ａ ｄｅ ｃｒｌ ｏ ｂｔ ｎ ） ｆ ｉ ａａ ｔｒ ｆ ｔｌｉ ｒ ｉ ｂ ｓｎ ｎｐ ｒ ｐ ｒｍｅｅｓｅｌ ｓ ｒｉ ａ ｉ ｎ ， ｉ ｅ ｒ ｉ ａ ａ ｄ ｉ ｏ ｓ ｔ ｉ ｃ
ｔ ｅｓｔｌ ｔ ：ｖ ｒ ｈ ｒａｗ ｏ ｅｃ ｎｒ ｓｔｅｓ ｔｌ ｔ ｒｊｃｉｎ ｐ ｓｔ ｎＯ ｈ ｒｕ ｄａ ｍｅｏ ｅ ｈ ａｅｌ ｅ（ ｅ ｓｔｅａｅ ｈ ｓ ｅ ｔｅｉ ｈ ａｅｌ ｅｐ ｏｅ ｔ ｏｉ ｏ ｎｔｅｇｏ ｎ ｔｔｉ ｆ ｈ ｉ ｏ ｉ ｏ ｉ ｔ ｔ
太阳同步轨道的轨道参数
太阳同步轨道的轨道参数包括以下三项：
1.半长轴：太阳同步轨道的半长轴约为7000~7200km，轨道高度在600~800km之间。
2.偏心率：太阳同步轨道的偏心率为0，这意味着轨道是圆形的。
3.倾角：太阳同步轨道的倾角约为98度，这意味着轨道与地球赤道面之间的夹角较大，接近垂直。
此外，太阳同步轨道的进动角速率等于地球绕太阳的平均运转速率，即360度/年，这使得卫星的轨道进动与地球的自转同步，从而实现卫星每天相同时间经过相同地点的目标。
以上信息仅供参考，建议查阅关于太阳同步轨道的书籍或者咨询天文学家以获取更全面和准确的信息。
临界轨道与冻结轨道
临界轨道与冻结轨道临界轨道和冻结轨道是卫星轨道的两种特定类型。
临界轨道是一种特殊设计的轨道，其轨道的倾角使得卫星的轨道进动方向和速率与地球绕太阳的周年转动方向和速率相同。
换句话说，经过365.24个平太阳日，地球完成一次360度的周年运动°这种特定设计的轨道被称为太阳同步轨道。
冻结轨道则是指一种特殊类型的轨道，其特点是轨道倾角等于临界倾角，一般为63.4度。
在这种轨道上，由于地球非球形高阶小量摄动的影响，轨道的拱线不会存在旋转运动。
对于小偏心率轨道，只要适当选择近地点幅角与轨道偏心率，就可以使轨道的拱线停止旋转，这样的轨道称为冻结轨道。
此时，近地点幅角等于90度或270度。
冻结轨道具有近地点幅角与轨道偏心率恒定的特点。
在冻结轨道上运动的航天器飞越等纬度地区时，轨道的几何形状基本保持不变。
两种轨道的应用与优势临界轨道和冻结轨道在实际应用中具有重要作用。
由于临界轨道的特性，使其在地球观测、通信和科学研究等领域具有广泛应用。
太阳同步轨道上的卫星可以定期观测到地球表面同一地区的状况，这对于环境监测、资源勘探和灾害预警等具有重要意义。
此外，太阳同步轨道上的卫星还具有稳定的光照条件，有利于提高观测数据的准确性和可靠性。
而冻结轨道则在小偏心率轨道上实现了轨道拱线的静止，使得航天器在飞越等纬度地区时，轨道几何形状基本保持不变。
这一特性使得冻结轨道在地球观测、通信和导航等领域具有显著优势。
冻结轨道上的航天器可以实现对某一特定地区的长期观测，有助于提高地球科学研究的深入程度。
同时，冻结轨道上的航天器在飞行过程中，可以减少受到地球非球形高阶小量摄动的影响，从而提高轨道的稳定性和飞行寿命。
我国在临界轨道与冻结轨道的研究与应用我国在卫星轨道研究方面取得了世界领先的成果，临界轨道和冻结轨道的应用也取得了显著成效。
我国已成功发射了多颗太阳同步轨道卫星，如气象卫星、资源卫星等，为我国地球观测和科学研究提供了有力支持。
太阳同步轨道的太阳相对于轨道面入射角的计算方法
太阳同步轨道的太阳相对于轨道面入射角的计算方法
王永谦
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】1995(004)004
【摘要】以太阳同步轨道为例，首先在地心天球坐标系推出了太阳光线相对轨道面的入射角的求解方法，并分析了太阳相对于轨道面的入射角在一年之内的变化情况，然后根据此结果，在以卫星为中心的天球坐标系内研究卫星蚀时间的解法和太阳相对于卫星任一表面入角的解法，并求出星蚀时间在一年内的变化情况和太阳相对于卫星其它两个表面入射角的变化情况。
【总页数】9页(P65-73)
【作者】王永谦
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V423.44
【相关文献】
1.斜装匀速对日驱动的卫星太阳电池阵入射角计算方法 [J], 万向成;陆晴;刘佩东
2.太阳同步轨道卫星太阳电池阵在轨特性分析 [J], 井元良;孙海涛;雷英俊
3.太阳同步轨道卫星电源系统设计计算方法研究 [J], 鄢婉娟
4.太阳同步轨道卫星初轨捕获策略研究 [J], 朱俊;杨雪榕;文援兰;廖瑛
5.天问一号星下点太阳高度角在轨实时计算方法 [J], 吴凡路;闫得杰;姬琪;王栋;董吉洪
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冻结轨道定义
冻结轨道定义
冻结轨道是指卫星所处的轨道高度和周期与地球自转周期相同，因此
卫星相对于地面观测点的位置几乎不变。
该种卫星具有稳定的位置，
且可在特定区域内实现持续观测，如全球定位系统（GPS）上的GPS
卫星就是一种典型的冻结轨道卫星。
冻结轨道的定义涉及到轨道高度、周期、地球自转周期等多个参数。
轨道高度通常为35786公里，周期为23.93小时，即所谓的“星地同步轨道”（Geostationary Orbit，GEO）。
在该轨道上，卫星的速度与地球自转速度相等，因此卫星始终与某一点（通常为赤道上某处）
保持相对静止，以实现持续观测和通信等任务。
与此相似的是“星地同步倾斜轨道”（Geosynchronous Orbit，GSO），该种轨道高度、周期与冻结轨道相同，但倾角不为零，因而
卫星的相对位置会稍稍变化。
有些人可能认为冻结轨道的定义较为简单，但实际情况却非常复杂。
由于地球引力场的复杂性，卫星在轨道上的位置和速度均会受到多种
因素的影响，如月球、太阳引力、大气阻力、地球引力不均等。
因此，要实现真正的冻结轨道需要对这些因素进行精确的计算和控制，并作
为卫星飞行控制的重要部分。
总的来说，冻结轨道的定义可以概括为一种使卫星相对地面某点保持相对静止的特殊轨道，其应用范围广泛，包括天气卫星、通信卫星、导航卫星等。
随着技术的进步和应用需求的增加，未来冻结轨道的研究和应用将更加重要和广泛。
24小时同步卫星的轨道变化及其计算方法
24小时同步卫星的轨道变化及其计算方法
刘林
【期刊名称】《天文学报》
【年(卷),期】1984(000)003
【摘要】本文研究了24h同步卫星的轨道变化,给出计算这种卫星轨道变化的一种方法,为通讯卫星的轨道设计和轨道计算提供依据。
【总页数】10页(P255-264)
【作者】刘林
【作者单位】南京大学天文系
【正文语种】中文
【中图分类】V41
【相关文献】
1.基于神经网络模型的地球同步卫星高精度轨道预报 [J], 黄金;张正强;张宇喆;杨歌;李晓杰
2.近圆太阳同步卫星轨道倾角偏差的影响和调整 [J], 张国云;蔡立锋;黄晓峰;杨钊
3.地球同步卫星轨道漂移对天线指向的影响分析 [J], 姚永田;杨淑丽;钟鹰
4.同步卫星扫描视锥与轨道的绘制算法 [J], 娄泽坤;曹静;王元
5.基于矢量投影的地球同步卫星指向角度计算方法 [J], 秦超
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太阳同步轨道,倾角总在98度处
太阳同步轨道,倾角总在98度处
超级loveovergold
【期刊名称】《卫星与网络》
【年(卷),期】2017(0)12
【摘要】临近年底,各国航天机构密集发射,截至11月21日,两个月内全球至少有6次发射.除中国的北斗卫星外,其余都是遥感、气象等太阳同步轨道的对地观测卫星.
【总页数】8页(P56-63)
【作者】超级loveovergold
【作者单位】
【正文语种】中文
【相关文献】
1.基于倾角修正的太阳同步轨道降交点地方时主动控制及应用 [J], 万向成;魏春;陈筠力
2.倾角偏置太阳同步轨道的地面轨迹保持方法 [J], 罗宇阳;谢亚楠;戎鹏志;王廿菊
3.成功总在转角处 [J], 周礼
4.练束梅——伊人总在灯火阑珊处 [J], Mandy;耿铭琰
5.成功总在转角处 [J], 周礼;
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太阳同步冻结轨道及对地覆盖
参数计算
1任务概述
航天器的有效载荷要求轨道高度为h=786km，要求轨道复现周期为D=26日。
计算该航天器太阳同步冻结轨道参数和地面覆盖角d、每天运行圈数n、j、复现总圈数N、覆盖重叠率等。
2太阳同步冻结轨道参数计算
地球半径R=6378km，则太阳同步轨道半径r=a=6378+786=7164km。
太阳同步轨道卫星的轨道平面绕地球极轴进动的角速度等于地球绕太阳公转的平均角速度0.985647度/日。
由于是太阳同步轨道，故卫星轨道的升交点赤经的长期变化率等于地球绕太阳公转的平均角速度，即：
0.9856=-9.964*(R/a)^(7/2)*cos(i).
可以求得轨道倾角i=98.5度。
由公式可知，当i=90º或=270º时，de/dt=0,dw/dt=0。
对于1000km以下轨道高度，只有i小于2º时，才取=270º，在其余倾角下均取=90º
此时：
即：
可以求得e=0.0010308.
3航天器对地面覆盖各参数计算
根据几何关系，覆盖角d与R的关系如下：
d=arccos(sin)-arccos(sin/R) (6)
可以得到d=27度
轨道的交点周期：
T=Ts*(1-1.5*J2*(R/a)^(2)*(3-4*(sin(i))^2))=6041s 其中恒星周期：
Ts=2*pi*(a^(3)/u)^(1/2)。
=1.678h
由24/T=N/D（D=26d）
得：N=371.
则每天运行圈数n=N/D=14.27.
n取整为14，则根据n+j/D=N/D得：j=7。
覆盖重叠率x%=1-180/((n*D+j)*d)=98.24%.。