7姿轨控分系统设计1
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3 a T 2 4π 2 μ
则根据轨道周期可计算出地球同步轨道半长轴a=42164.6 （km）。由于地球平均半径RE=6378km所以同步卫星离地 面高度H=a－RE=35786.6km。
发射场的地理纬度对发射地球静止轨道航天器影响较大。 目前运载火箭将卫星送入近地点200km，远地点35786km 的过渡轨道。在运载火箭不改变过渡轨道倾角情况下,如果 火箭向正东方向（射向为90°）发射，其过渡轨道倾角为发 射场的地理纬度。西昌发射场的地理纬度为 28.50 ,所以过 渡轨道倾角i即为28.50 图3为目前发射静止轨道航天器过程的示意图，过渡轨道远 地点、近地点和静止轨道速度按下式计算：
太阳、地球和航天器轨道面的几何关系:
ΔΩ= Δθ
ΔΩ
地球
β
Δθ
太阳
β 地球公转方向 地球
图5
正午轨道
Байду номын сангаас
太阳
地球
轨道平面
图6
太阳同步轨道应用很广，主要用于遥感航天器。这种轨 道的优点是可以保持太阳光线和轨道面的夹角不变。因此， 这种轨道航天器的太阳电池阵能得到较好的光照条件；同时， 对于可见光遥感航天器，可以得到地面上的较好光照条件。 下面，我们用一个示意图来说明轨道升交点经度（轨道 面与赤道面交线——又称节线）进动物理概念。航天器在轨 道面内运动就如同陀螺运动一样，在没有外力作用情况下， 其轨道法线在惯性空间保持不变。如图7所示，若在节线方 向加一力矩，则轨道法线将产生进动。图7a是陀螺进动原理 示意图，图7b是航天器轨道法线进动原理示意图。
2016/12/13
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5.4姿态和轨道动力学基础
(1)常用坐标系定义 1)地心赤道惯性坐标系（OeXiYiZi ） 简称惯性坐标系，原点在地心上，Xi在地球赤道平面 内指向春分点，Zi轴指向北地极，与地球自旋轴重合。 是相对惯性空间静止或匀速转动的坐标系，是卫星姿 态和轨道运动的绝对参考基准。 一般采用J2000.0惯性坐标系。J2000.0的意思是 2000年1月1日12点（地心动力学时）， X轴指向 J2000历元的平春分点，为J2000平均赤道与J2000平 均黄道的交点。
5.5航天器常用几种类型轨道
轨道类型
地球静止轨道及其星座 太阳同步（回归）轨道极其星座 甚低轨道 临界倾角大椭圆轨道（周期为12小时） 及星座
应用范围
国际通信、区域和国内通信广播、海事通 信、区域导航、区域气象观测等卫星 地球资源观测、全球气象观测、空间环境 探测和科学技术试验、海洋监测等卫星 返回式遥感卫星、载人飞船、航天飞机、 空间试验室、空间站等 空间环境探测和科学技术试验卫星、三颗 星组网可实现高纬度地区的连续通信广播 等
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轨道控制
指要求在寿命期间，按照目标（理论的设计轨道）飞行。 （摄动）。如果航天器的高度比较低的情况，轨道衰减比较 快，，因此必须克服大气阻力对轨道的影响，进行轨道保持 。对于较高轨道飞行的航天器，大气密度比较稀薄，对轨道 的影响比较小，因此，轨道控制的任务相对比较简单。但是 轨道控制的目的是要求达到目标轨道飞行， 它与轨道的测量精度有比较大的关系。轨道测量的结果 是轨道控制的输入条件，因此，达到目标轨道飞行要求有比 较高的轨道测量精度。
由于地球是一个非标准球形、质量分布不均匀，对航 天器要产生非球形摄动力。摄动力的结果之一将使卫星轨 道面产生进动。地球扁率产生近似轨道摄动方程为
ae 4.97 a
7 2
5 cos i 1 •••••• / d 1 e
2 2 2 7 2
ae cos i 9.94 a 1 e2
2 1 v(r) μ r a
远地点
发射弹道 近地点 过渡轨道 远地点 地球 静止轨道 卫星 Va
过渡轨道
ΔV
i
Vs
地球
静止轨道
图4a
图4b
Va与Vs之间夹角为过渡轨道倾角 i 。需远地点发动机产 生的速度增量Δ Vi可由图中几何关系，按下式计算：
ΔVi Va Vs 2VaVs cosi
高（约20000km）、中（约2000km）、 全球移动通信（含少量固定通信）、全球 低（1000km左右）轨道实时全球覆盖星 导航、全球环境监测等卫星网 座
1)地球同步（静止）轨道
已知对地静止卫星的周期为一个恒星日的时间 ，即 T=23 小时 56 分 04 秒（地球相对太阳转一圈为 24 小时， 但地球一天还相对太阳公转约 1/365.25度，所以地球相 对惯性空间自转一周不到24小时）。
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测量航天器的姿态； 控制航天器的指向； 控制航天器角度的变化速率； 提供轨道机动所要求进行的姿态机动； 对航天器在轨道上飞行时的轨道保持； 轨道控制
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5.3 姿态控制特性
姿态测量精度； 姿态指向精度； 姿态稳定度（对遥感是反映图象质量清晰程度的一个相 当重要的指标）； 姿态机动能力； 轨道保持能力。
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姿态测量精度
中等控制精度的测量精度优于0.2º 、高精度控制的测量 精度优于0.01º 。 稳定度 对于一般的遥感卫星为优于0.001º /s。对于通信卫星、 电子侦察卫星等，稳定度是没有要求。
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姿态机动
根据航天器的任务，例如通信卫星当由运载火箭送到预定 的轨道，到达同步轨道将由卫星自己来完成。此时卫星将通 过姿态机动，提供轨道机动所需要的推力方向。对地观测卫 星有时为了提高地面分辨率或者要达到所要求的目标轨道等 都需要进行姿态机动，便于进行轨道机动。有的为了达到在 可视范围内进行侦察，卫星绕滚动轴进行姿态机动（或称卫 星侧摆）。这些任务都要求后天器姿态控制具有姿态机动的 功能。
心，它与地球赤道平面的夹角称为轨道倾角。
2) 升交点赤径Ω ：从春分点方向轴量起的升交点的经度，顺地球自转方 向为正。 轨道平面与赤道平面的交线在天球上有两个交点，其中，对应
于航天器由南半球向北半球上升段经过的那一点叫升交点；反之，航天
器由北半球向南半球运动时下降段经过的那一点叫降交点。 3) 近地点角距 ω :投影在天球上的椭圆轨道近地点与升交点对地心所张 的角度，从升交点顺航天器运行方向量到近地点。 4)椭圆轨道的长半轴a。 5)椭圆偏心率e。 6)真近点角f。 当然，轨道参数不止上述6个，但作为确定轨道特征的独立基本要素只 用6个就够了，其他轨道要素都可以由这6个要素计算得到。
第七讲 姿轨控分系统设计
主要内容
• 几个概念 • 姿轨控分系统功能 • 姿态和轨道动力学基础 • 航天器常用几种轨道 • 姿态运动学和动力学 • 姿轨控方案要求和类型
• 姿轨控系统的组成
• 常用敏感器和敏感器选择
• 常用执行器和执行器选择 • 姿态确定和控制算法
• 地面仿真试验验证
• 仿真试验阶段划分 • 测试系统组成
根据我国情况，即在西昌发射场用长征三号系列发射，发射 场的地理纬度为28.5°，近地点200km，远地点35786km。 计算结果如下表。
发射场 纬度 28.5 （°） 过渡轨道 倾角 28.5 （°） Va Vs Δ Vi
2
2
1.595（km/s）
3.074 （km/s）
1.835 （km/s）
2)太阳同步轨道
姿态（运动）定义：卫星绕质心的运动—指向 姿态控制任务
姿态稳定：保持已有姿态或姿态运动的过程 姿态机动：把卫星从一种姿态变为另一种姿态的再定向过程
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5.2 姿轨控分系统功能
用于测量和控制在轨道上运行的姿态和姿态角速度。最 简单的可以不控制，或者通过自旋或它和地球磁场或重力场 的相互作用来实现被动控制，用来测量姿态和位置的敏感器 可有可无。比较复杂的则使用控制器来处理姿态，使用执行 机构磁力矩器或推进系统的推力器来改变姿态、速度或角动 量。可以带几个独立的附件，例如太阳电池阵、通信天线等， 它们可能要求有独立的姿态指向。为了控制附件的姿态，需 要用执行机构。有时可用独立的敏感器和控制机构。姿态控 制和轨道控制的规模取决于控制轴的数目和被控制的附件的 数量、控制精度和响应速度、机动要求和扰动环境。其功能 可归纳为：
（1b）
图1
（1c）
轨道平面运动
根据上式中可以得到
z y 0 , y z
即 积分得 同理可得
d z z y) 0 (y dt
z z y A y
z B x x z
y y x C x
AX+BY+CZ=0
（2）
进而得到
上式表明，卫星在一个平面内运动，这个平面称为轨道平 面。式中 A、B、C为轨道平面的方向系数(有两个独立 量)，即轨道面的法线在地心惯性坐标系中的方向，可用球 面坐标系(法线长度为1)表示为： z A= sinisinΩ B= -sinicosΩ (3a) (3b)
2
••••••• / d
如果轨道面进动角速度ΔΩ 与太阳在黄道上运动的 平均角速度Δθ （即地球绕太阳公转的平均角速度）相
同，即当
ΔΩ =Δθ = 360 /365.25= 0.9856°/d，
则这条轨道称之为太阳同步轨道。
太阳同步轨道有一个显著特点，即航天器在太阳 同步轨道每圈升段（或降段）经过同一纬度上空的当 地时间相同。
(2)轨道运动方程
下面先研究航天器围绕地球运动的二体问题，即不考虑其 它天体的摄动。为了进一步简化，先把地球当做质点，即 航天器是在一个中心引力场内运动，如图1 所示。这样， 在地心赤道惯性坐标系0-xyz中，航天器轨道运动方程为:
Z
r O Y
μx 3 x r
（1a）
X
μy 3 y r μz 3 z r
(1)常用坐标系定义
3)本体坐标 原点 取在卫星质心上，Xb轴为滚动轴，指向前 进方向，Yb 轴为俯仰轴，指向轨道负法线方向， Zb 轴为偏航轴，沿径向指向地心。 • 固连于卫星中心主体上。 本体坐标系可由轨道坐 标系按3-1-2（Z-X-Y）顺序经三次转动得到。当 姿态角都为零时，本体坐标系与轨道坐标系重合。
(6)六个轨道 根数的几何意 义
Zi
Xi
(1)常用坐标系定义
2)轨道坐标系（ObXoYoZo） 原点取在卫星质心上，Xo轴沿轨道平面与当地水平 面的交线，指向前进方向，Zo 轴沿当地垂线指向地 心， Yo轴垂直于轨道平面。这个坐标系在空间以航 天器的轨道角速度绕 Yo轴旋转，且旋转方向与Yo 轴 的方向相反。
轨道法线进动方向
fh 陀螺轴进动方向 陀螺 陀螺旋转方向 重力 轨道及其运动方向 fh 地球 赤道
图7a
图7b
5.6姿态动力学和运动学
根据角动量守恒的原理，姿态动力学和运动学方程：
dH T H ω H dt
cos cos sin x 0 sin R bo 0 y sin cos cos 0 z
• 测试系统功能
• 整星集成后关注事项
5.1 几个概念
轨道（运动）定义：卫星质心的运动—轨迹 轨道控制任务：
变轨：一个自由飞行段轨道转移到另一个自由飞行段轨道 轨道维持：克服卫星各种摄动力的影响，保持预订轨道根数 返回控制：脱离原轨道返回大气层 轨道交会：一个卫星与另一个，在同一时间，以相同速度到达空 间同一位置的过程
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*姿态控制的精度：
有粗精度、中等精度和高精度的控制方式，以适应不同 任务的要求。 粗精度的控制指标一般为指向精度低于2º ； 中等精度的控制，指向精度为优于0.5º （三轴）； 高精度姿态控制的指向精度为优于0.1º 。 上述姿态控制精度取决于姿态控制采用的测量部件的性能。
C= cosi
i 为轨道倾角。
(3c)
Ω
i
Ω
y
式中,Ω为升交点赤经,
x
90°
图2
(3)六个轨道根数的几何意义
轨道面正法线 i
Z
航天器 n（t-τ ） = M
近地点
e=(ra-rp)/2a
f
r
Y
p
远地点
ra
О Ω
ω
u
赤道
(春分点)X
升交点
图3
六个轨道根数的几何意义立体示意图
1) 轨道倾角i：航天器运行轨道所在的平面叫轨道面，这个平面通过地
则根据轨道周期可计算出地球同步轨道半长轴a=42164.6 （km）。由于地球平均半径RE=6378km所以同步卫星离地 面高度H=a－RE=35786.6km。
发射场的地理纬度对发射地球静止轨道航天器影响较大。 目前运载火箭将卫星送入近地点200km，远地点35786km 的过渡轨道。在运载火箭不改变过渡轨道倾角情况下,如果 火箭向正东方向（射向为90°）发射，其过渡轨道倾角为发 射场的地理纬度。西昌发射场的地理纬度为 28.50 ,所以过 渡轨道倾角i即为28.50 图3为目前发射静止轨道航天器过程的示意图，过渡轨道远 地点、近地点和静止轨道速度按下式计算：
太阳、地球和航天器轨道面的几何关系:
ΔΩ= Δθ
ΔΩ
地球
β
Δθ
太阳
β 地球公转方向 地球
图5
正午轨道
Байду номын сангаас
太阳
地球
轨道平面
图6
太阳同步轨道应用很广，主要用于遥感航天器。这种轨 道的优点是可以保持太阳光线和轨道面的夹角不变。因此， 这种轨道航天器的太阳电池阵能得到较好的光照条件；同时， 对于可见光遥感航天器，可以得到地面上的较好光照条件。 下面，我们用一个示意图来说明轨道升交点经度（轨道 面与赤道面交线——又称节线）进动物理概念。航天器在轨 道面内运动就如同陀螺运动一样，在没有外力作用情况下， 其轨道法线在惯性空间保持不变。如图7所示，若在节线方 向加一力矩，则轨道法线将产生进动。图7a是陀螺进动原理 示意图，图7b是航天器轨道法线进动原理示意图。
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5.4姿态和轨道动力学基础
(1)常用坐标系定义 1)地心赤道惯性坐标系（OeXiYiZi ） 简称惯性坐标系，原点在地心上，Xi在地球赤道平面 内指向春分点，Zi轴指向北地极，与地球自旋轴重合。 是相对惯性空间静止或匀速转动的坐标系，是卫星姿 态和轨道运动的绝对参考基准。 一般采用J2000.0惯性坐标系。J2000.0的意思是 2000年1月1日12点（地心动力学时）， X轴指向 J2000历元的平春分点，为J2000平均赤道与J2000平 均黄道的交点。
5.5航天器常用几种类型轨道
轨道类型
地球静止轨道及其星座 太阳同步（回归）轨道极其星座 甚低轨道 临界倾角大椭圆轨道（周期为12小时） 及星座
应用范围
国际通信、区域和国内通信广播、海事通 信、区域导航、区域气象观测等卫星 地球资源观测、全球气象观测、空间环境 探测和科学技术试验、海洋监测等卫星 返回式遥感卫星、载人飞船、航天飞机、 空间试验室、空间站等 空间环境探测和科学技术试验卫星、三颗 星组网可实现高纬度地区的连续通信广播 等
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轨道控制
指要求在寿命期间，按照目标（理论的设计轨道）飞行。 （摄动）。如果航天器的高度比较低的情况，轨道衰减比较 快，，因此必须克服大气阻力对轨道的影响，进行轨道保持 。对于较高轨道飞行的航天器，大气密度比较稀薄，对轨道 的影响比较小，因此，轨道控制的任务相对比较简单。但是 轨道控制的目的是要求达到目标轨道飞行， 它与轨道的测量精度有比较大的关系。轨道测量的结果 是轨道控制的输入条件，因此，达到目标轨道飞行要求有比 较高的轨道测量精度。
由于地球是一个非标准球形、质量分布不均匀，对航 天器要产生非球形摄动力。摄动力的结果之一将使卫星轨 道面产生进动。地球扁率产生近似轨道摄动方程为
ae 4.97 a
7 2
5 cos i 1 •••••• / d 1 e
2 2 2 7 2
ae cos i 9.94 a 1 e2
2 1 v(r) μ r a
远地点
发射弹道 近地点 过渡轨道 远地点 地球 静止轨道 卫星 Va
过渡轨道
ΔV
i
Vs
地球
静止轨道
图4a
图4b
Va与Vs之间夹角为过渡轨道倾角 i 。需远地点发动机产 生的速度增量Δ Vi可由图中几何关系，按下式计算：
ΔVi Va Vs 2VaVs cosi
高（约20000km）、中（约2000km）、 全球移动通信（含少量固定通信）、全球 低（1000km左右）轨道实时全球覆盖星 导航、全球环境监测等卫星网 座
1)地球同步（静止）轨道
已知对地静止卫星的周期为一个恒星日的时间 ，即 T=23 小时 56 分 04 秒（地球相对太阳转一圈为 24 小时， 但地球一天还相对太阳公转约 1/365.25度，所以地球相 对惯性空间自转一周不到24小时）。
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测量航天器的姿态； 控制航天器的指向； 控制航天器角度的变化速率； 提供轨道机动所要求进行的姿态机动； 对航天器在轨道上飞行时的轨道保持； 轨道控制
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5.3 姿态控制特性
姿态测量精度； 姿态指向精度； 姿态稳定度（对遥感是反映图象质量清晰程度的一个相 当重要的指标）； 姿态机动能力； 轨道保持能力。
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姿态测量精度
中等控制精度的测量精度优于0.2º 、高精度控制的测量 精度优于0.01º 。 稳定度 对于一般的遥感卫星为优于0.001º /s。对于通信卫星、 电子侦察卫星等，稳定度是没有要求。
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姿态机动
根据航天器的任务，例如通信卫星当由运载火箭送到预定 的轨道，到达同步轨道将由卫星自己来完成。此时卫星将通 过姿态机动，提供轨道机动所需要的推力方向。对地观测卫 星有时为了提高地面分辨率或者要达到所要求的目标轨道等 都需要进行姿态机动，便于进行轨道机动。有的为了达到在 可视范围内进行侦察，卫星绕滚动轴进行姿态机动（或称卫 星侧摆）。这些任务都要求后天器姿态控制具有姿态机动的 功能。
心，它与地球赤道平面的夹角称为轨道倾角。
2) 升交点赤径Ω ：从春分点方向轴量起的升交点的经度，顺地球自转方 向为正。 轨道平面与赤道平面的交线在天球上有两个交点，其中，对应
于航天器由南半球向北半球上升段经过的那一点叫升交点；反之，航天
器由北半球向南半球运动时下降段经过的那一点叫降交点。 3) 近地点角距 ω :投影在天球上的椭圆轨道近地点与升交点对地心所张 的角度，从升交点顺航天器运行方向量到近地点。 4)椭圆轨道的长半轴a。 5)椭圆偏心率e。 6)真近点角f。 当然，轨道参数不止上述6个，但作为确定轨道特征的独立基本要素只 用6个就够了，其他轨道要素都可以由这6个要素计算得到。
第七讲 姿轨控分系统设计
主要内容
• 几个概念 • 姿轨控分系统功能 • 姿态和轨道动力学基础 • 航天器常用几种轨道 • 姿态运动学和动力学 • 姿轨控方案要求和类型
• 姿轨控系统的组成
• 常用敏感器和敏感器选择
• 常用执行器和执行器选择 • 姿态确定和控制算法
• 地面仿真试验验证
• 仿真试验阶段划分 • 测试系统组成
根据我国情况，即在西昌发射场用长征三号系列发射，发射 场的地理纬度为28.5°，近地点200km，远地点35786km。 计算结果如下表。
发射场 纬度 28.5 （°） 过渡轨道 倾角 28.5 （°） Va Vs Δ Vi
2
2
1.595（km/s）
3.074 （km/s）
1.835 （km/s）
2)太阳同步轨道
姿态（运动）定义：卫星绕质心的运动—指向 姿态控制任务
姿态稳定：保持已有姿态或姿态运动的过程 姿态机动：把卫星从一种姿态变为另一种姿态的再定向过程
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5.2 姿轨控分系统功能
用于测量和控制在轨道上运行的姿态和姿态角速度。最 简单的可以不控制，或者通过自旋或它和地球磁场或重力场 的相互作用来实现被动控制，用来测量姿态和位置的敏感器 可有可无。比较复杂的则使用控制器来处理姿态，使用执行 机构磁力矩器或推进系统的推力器来改变姿态、速度或角动 量。可以带几个独立的附件，例如太阳电池阵、通信天线等， 它们可能要求有独立的姿态指向。为了控制附件的姿态，需 要用执行机构。有时可用独立的敏感器和控制机构。姿态控 制和轨道控制的规模取决于控制轴的数目和被控制的附件的 数量、控制精度和响应速度、机动要求和扰动环境。其功能 可归纳为：
（1b）
图1
（1c）
轨道平面运动
根据上式中可以得到
z y 0 , y z
即 积分得 同理可得
d z z y) 0 (y dt
z z y A y
z B x x z
y y x C x
AX+BY+CZ=0
（2）
进而得到
上式表明，卫星在一个平面内运动，这个平面称为轨道平 面。式中 A、B、C为轨道平面的方向系数(有两个独立 量)，即轨道面的法线在地心惯性坐标系中的方向，可用球 面坐标系(法线长度为1)表示为： z A= sinisinΩ B= -sinicosΩ (3a) (3b)
2
••••••• / d
如果轨道面进动角速度ΔΩ 与太阳在黄道上运动的 平均角速度Δθ （即地球绕太阳公转的平均角速度）相
同，即当
ΔΩ =Δθ = 360 /365.25= 0.9856°/d，
则这条轨道称之为太阳同步轨道。
太阳同步轨道有一个显著特点，即航天器在太阳 同步轨道每圈升段（或降段）经过同一纬度上空的当 地时间相同。
(2)轨道运动方程
下面先研究航天器围绕地球运动的二体问题，即不考虑其 它天体的摄动。为了进一步简化，先把地球当做质点，即 航天器是在一个中心引力场内运动，如图1 所示。这样， 在地心赤道惯性坐标系0-xyz中，航天器轨道运动方程为:
Z
r O Y
μx 3 x r
（1a）
X
μy 3 y r μz 3 z r
(1)常用坐标系定义
3)本体坐标 原点 取在卫星质心上，Xb轴为滚动轴，指向前 进方向，Yb 轴为俯仰轴，指向轨道负法线方向， Zb 轴为偏航轴，沿径向指向地心。 • 固连于卫星中心主体上。 本体坐标系可由轨道坐 标系按3-1-2（Z-X-Y）顺序经三次转动得到。当 姿态角都为零时，本体坐标系与轨道坐标系重合。
(6)六个轨道 根数的几何意 义
Zi
Xi
(1)常用坐标系定义
2)轨道坐标系（ObXoYoZo） 原点取在卫星质心上，Xo轴沿轨道平面与当地水平 面的交线，指向前进方向，Zo 轴沿当地垂线指向地 心， Yo轴垂直于轨道平面。这个坐标系在空间以航 天器的轨道角速度绕 Yo轴旋转，且旋转方向与Yo 轴 的方向相反。
轨道法线进动方向
fh 陀螺轴进动方向 陀螺 陀螺旋转方向 重力 轨道及其运动方向 fh 地球 赤道
图7a
图7b
5.6姿态动力学和运动学
根据角动量守恒的原理，姿态动力学和运动学方程：
dH T H ω H dt
cos cos sin x 0 sin R bo 0 y sin cos cos 0 z
• 测试系统功能
• 整星集成后关注事项
5.1 几个概念
轨道（运动）定义：卫星质心的运动—轨迹 轨道控制任务：
变轨：一个自由飞行段轨道转移到另一个自由飞行段轨道 轨道维持：克服卫星各种摄动力的影响，保持预订轨道根数 返回控制：脱离原轨道返回大气层 轨道交会：一个卫星与另一个，在同一时间，以相同速度到达空 间同一位置的过程
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*姿态控制的精度：
有粗精度、中等精度和高精度的控制方式，以适应不同 任务的要求。 粗精度的控制指标一般为指向精度低于2º ； 中等精度的控制，指向精度为优于0.5º （三轴）； 高精度姿态控制的指向精度为优于0.1º 。 上述姿态控制精度取决于姿态控制采用的测量部件的性能。
C= cosi
i 为轨道倾角。
(3c)
Ω
i
Ω
y
式中,Ω为升交点赤经,
x
90°
图2
(3)六个轨道根数的几何意义
轨道面正法线 i
Z
航天器 n（t-τ ） = M
近地点
e=(ra-rp)/2a
f
r
Y
p
远地点
ra
О Ω
ω
u
赤道
(春分点)X
升交点
图3
六个轨道根数的几何意义立体示意图
1) 轨道倾角i：航天器运行轨道所在的平面叫轨道面，这个平面通过地