太阳同步回归轨道设计、仿真研究
中国科学院研究生院
硕士学位论文
太阳同步回归轨道的设计、仿真研究
廖炳瑜
指导老师林宝军研究员
中国科学院空间科学与应用研究中心申请学位级别硕士
学科专业名称计算机应用技术
培养单位中国科学院空间科学与应用研究中心学位授予单位中国科学院研究生院
英文摘要
摘要
卫星应用系统是一项非常复杂的工程，其中最重要的是轨道子系统，轨道子系统也是所有卫星应用的基础。正是由于轨道的重要性，轨道的设计就必须全面考虑，评估和卫星应用有关的地面覆盖、有效载荷、数据系统、电源系统、能源系统、发射场等等和轨道的关系，从中找出最佳的轨道设计方案。
太阳同步轨道的主要特点是卫星在任一时刻其星下点的阳光条件基本相同，这对卫星上对地仪器的工作是非常有利的。而回归轨道的特点是周期性地覆盖地球，这有利于对地球上动态目标的侦察。由于以上的优点，太阳同步回归轨道成了所有卫星轨道中最常见的轨道之一。
本文首先介绍了轨道设计的基本知识，然后总结了轨道设计的基本的方法和原则。在随后部分重点对卫星轨道设计中交点周期的概念提出了自己的看法，同时应用此结果详细分析和设计了对地侦察卫星的太阳同步回归轨道，最后对此设计结果进行详细仿真分析。
关键词轨道要素轨道设计太阳同步回归轨道轨道仿真
ABSTRACT
Satellite mission is a very complicated project.The most important part of satellite mission is orbit subsystem.The orbit subsystem is also the base of satellite applications.Thus, we must evaluate the relationships between the orbit and the earth coverage,the payload,the data system,the power system,the resource system,the launch place,etc., find out the optimum solution for the orbit because of the importance of the orbit subsystem.
The distinct trait of sun synchronic orbit satellite is that there will be the same sun conditions in the subpoint of the satellite wherever the satellite is,it benefits the earth reference equipments.And the regressive orbit satellitr’s trait is that the satellite can cover the earth periodic,it benefits the dynamic reconnaissance.Because of these merits,the sun synchronic and regressive orbit become one of the most popular orbit types.
In the first,this article introduces the knowledge of orbit designing,then this article summarizes the basic methods and principles of orbit designing.In the later,this article describes the conception of node period about orbit designing emphatically which has been advanced by the writer.At the same time,this article describes the process of the writer’s analysing and designing the orbit of earth spying satellite particularly with the conception.In the last,this article describes the wirter’s analysing and simulating the designing results.
Key words:orbit elements, orbit designing, sun synchronic orbit, regressive orbit, orbit simulate
太阳同步回归轨道设计、仿真研究
目录
摘要 (2)
ABSTRACT (3)
目录 (4)
引言 (6)
第一章卫星轨道基础 (7)
1．1二体问题 (7)
1．1．1坐标系和时间 (7)
1．1．2正则单位 (9)
1．1．3 二体问题的运动微分方程 (9)
1．2开普勒轨道根数 (10)
1．3二体问题卫星星历的计算 (11)
1．3．1卫星位置的计算公式 (11)
1．3．2 卫星速度的计算公式 (13)
1．4卫星轨道定轨公式 (13)
1．5卫星姿态 (15)
1．6卫星的摄动运动方程 (16)
1.7地球形状摄动 (18)
1.7．1地球引力场和摄动函数 (18)
1.7．2近地轨道的地球形状摄动 (18)
1.8大气阻力摄动 (19)
1.9几种特殊轨道 (20)
1.9．1太阳同步轨道 (20)
1.9．2回归轨道 (21)
第二章卫星轨道设计 (24)
2．1概述 (24)
2．2卫星轨道设计的基本原则 (25)
2．3轨道的设计要求与约束 (26)
2．3．1主载荷 (26)
2．3．2覆盖特性 (26)
2．3．3与运载器和发射场的关系 (27)
2．3．4与测控网的关系 (28)
2．3．5与应用系统的关系 (28)
2．3．6与外层空间环境的关系 (29)
2．4设计的步骤 (29)
2．4．1确定与轨道有关的任务要求 (29)
2．4．2考察现成的特殊轨道 (29)
2．4．3具体化轨道参数 (30)
第三章卫星运动的交点周期 (31)
目录
3．1引言 (31)
3．2轨道摄动与平均轨道 (31)
3．3交点周期 (34)
3．4应用 (35)
第四章对地侦察卫星的轨道设计 (38)
4.1概述 (38)
4.2轨道设计的依据和约束条件 (38)
4.3轨道需求分析 (39)
4.4轨道设计计算 (40)
4.4.1 计算公式 (40)
4.4.2 轨道高度计算 (41)
4.4.3 轨道确定 (48)
第五章轨道仿真分析 (51)
5.1轨道面进动特性 (51)
5.2轨道回归特性 (52)
5.3轨道对地面站的覆盖特性 (54)
5.3.1轨道对地面数据接收站的覆盖特性 (54)
5.3.2轨道对地面测控站的覆盖特性 (56)
5.4战时轨道对台湾等地区的侦察覆盖特性 (57)
5.5轨道保持 (59)
5.6太阳高度角变化特性 (63)
5.7轨道机动 (65)
5.8轨道调整耗肼量估算 (65)
5.9轨道控制对地面测控系统的要求 (67)
结论 (68)
附录A空间轨道运动常用术语 (69)
参考文献 (71)
致谢 (72)
太阳同步回归轨道设计、仿真研究
引言
如果说15世纪末、16世纪初近代远洋航海技术的兴起，骤然扩展了人类的活动范围，从而为整个近代科学技术，也为近代社会经济的发展创造了极为重要的前提的话，那么上世纪下半叶兴起的航天技术（1957年10月4日，前苏联用“卫星”号运载火箭发射成功世界上第一颗人造卫星），则使人类飞离地球、走向空间成为现实，必将开始一个“空间文明”的新时代。航天技术已经和将要给人类带来的巨大变化，是科学技术史上任何事件都难以相比的。
卫星技术是航天技术中非常重要的组成部分，其中的侦察卫星是天基军事情报信息获取的重要手段，也是世界主要军事和航天大国重点发展的空间设施。随着技术进步及战争特点演变，现代战争中对空间信息获取，包括对光学成像侦察卫星的依赖越来越强烈。在平时，侦察卫星为国家安全提供全球范围内有关政治、军事和经济的战略性情报；在战时，为军事行动提供包括战场动态侦察监视、打击目标指示、打击效果评估等战术支援信息。侦察卫星的技术水平的依赖于卫星设计的技术水平。
卫星的设计技术是一门高度综合的现代科学技术，它以基础科学和技术科学为基础，集中应用了20世纪许多工程技术的新成就。卫星的设计技术涉及到的是一项庞大的系统工程，核心是轨道问题。轨道设计、轨道控制和轨道测定都是卫星设计的重要组成部分。
轨道的重要性和复杂性都要求我们对轨道的充分理解，因此本论文的叙述将从轨道的基本知识开始。
第一章 卫星轨道基础
第一章 卫星轨道基础
1．1二体问题
1．1．1坐标系和时间
1．1．1．1时间
通常的时间根据太阳来推算。太阳连续两次通过当地子午线上中天的时间长度称为一个视太阳日。在一个视太阳日里，地球自转时转过的角度比它相对于“固定的”恒星而言旋转一圈还要多一点，其原因是地球在一天里，在其运行轨道上已多行走了约1/365。
由视太阳日的定义可知，任何两个太阳日都不会有完全相同的长度，这是由于地球的自转轴并不垂直于它的轨道平面，同时地球的运行轨道略呈椭圆形。为了避免太阳日长度的这种不均匀性，就定义了平太阳日。平太阳日基于下述假设：地球是在圆轨道上运行，其公转周期与地球实际公转周期相同，地球的自转轴垂直于轨道平面。
世界时零时的格林尼治平恒星时
3620102.6093104.0812866.864018454851.50416T T T GMST s s s m h ?-++= 其中，36525/u d T =,u d 是从2000年1月1日12时算起的日数，取值为
...5.2,5.1,5.0±±±。
可以认为世界时是一个在赤道上具有均匀运动的假想点的格林尼治时角，这一假想点的平赤经为
012GMST R h +=日
h 12加上这一假想点的地方时角称为地方平时，它和世界时的关系为
地方平时m = 世界时M+经度λ
恒星时以春分点作参照物，是春分点距子午圈的时角，并以春分点上中天的瞬间作计时的起算点，一个恒星日是春分点连续两次经过上中天的时间间隔，它是一个平太阳日的365.2422/366.2422，即23小时56分04秒（平太阳时）。对应于地
太阳同步回归轨道设计、仿真研究
球上每一个地方子午圈存在一种地方恒星时，它同格林尼治恒星时的关系是
地方恒星时s = 格林尼治恒星时S+经度λ
儒略日，标准历元为2000年1月1.5日，记作J2000.0。此时儒略日JD = 2451545.0。
1．1．1．2坐标系
地心惯性坐标系（Earth Centered Interval ）：
为描述卫星在空间的位置，定义地心惯性坐标系OXYZ ：坐标原点O 在地心；X 轴沿地球赤道面和黄道面的交线，指向春分点γ；Y 轴在赤道面上垂直于X 轴。Z 轴垂直X 轴和Y 轴，符合右手坐标系定义。由于月球和太阳等对地球的扰动，地心惯性坐标系是伪惯性坐标系。
地心固定坐标系（Earth Centered Fixed ）：
地心固定坐标系的原点也在地心，但是X 轴固定指向格林尼治恒星时零时。Z 轴和地心惯性坐标系Z 轴定义相同。Y 轴在赤道面上垂直与X 轴，三轴符合右手坐标系定义。
图1.1.1 地心惯性坐标系和地心固定坐标系
其中，g θ 代表格林尼治恒星时 0g θ 代表在0t 时刻的格林尼治时角（格林尼治恒星时），g θ = )(00t t g -+ωθ。
在论文后面的内容，缺省使用的坐标系都是地心惯性坐标系。
X
第一章 卫星轨道基础
1．1．2正则单位
到目前为止，仍然不能精确地确定天文学中的一些基本量，如从地球到太阳的平均距离、月球的质量和月球到地球的平均距离以及太阳的质量等，都不十分精确。假设太阳的质量为一个“质量单位”，把地球到太阳的平均距离作为“距离单位”（称为一个“天文单位”），则在数学计算中，就可以避开由于基本量不精确而带来的麻烦。其他的天体质量和距离可以按照这些假定的单位给出。天文学家称这种规范化的单位制为“正则单位”。
这种单位制将以一个假想的圆参考轨道为基础。在研究以太阳为中心体的二体问题时 参考轨道是半径为一个天文单位（以AU 表示）的圆轨道。对于以地球、月球或其他行星为中心引力体的问题，参考轨道为擦过中心体表面的圆轨道。 长度单位：参考轨道的半径定义为一个长度单位。记为DU 。
时间单位：记为TU 将其定义为这样一个时间尺度，在假想的参考轨道上卫星速度为1DU ／TU 。
引力参数：引力参数23/1TU DU =μ。
1．1．3 二体问题的运动微分方程
当将地球视为一个密度均匀的球体，卫星为一个质点，来研究卫星在地球引力作用下的运动，称为卫星的无摄运动。可以证明，一个均质球对球外一质点的引力，等效于其质量集中于球心的质点所产生的引力，此引力称为质心引力，或中心引力。因此，卫星无摄运动问题就是研究在均质地球的质心引力作用下卫星运动问题，通常称为二体问题。
由于卫星质量m 相对地球质量M 为很小，可忽略卫星对地球引力的影响，在此情况下，根据牛顿第三定律和牛顿第二定律，可得二体问题的卫星运动微分方程
r r
m GM m F r r ??-==2..0 （1.1） 或 r r
GM r -r ?=??2 （1.2）
太阳同步回归轨道设计、仿真研究
式中 ..
r ——卫星运动加速度矢量
G ——万有引力常数 r ——卫星的地心向径，即地心距
222Z Y X r ++= （1.3）
其中，X 、Y 、Z ——为卫星在地心惯性坐标系的坐标。
由于难以精确地分别测定地球质量M 和万有引力常数G ,通常都将GM 称为地球引力常数而一并测定。现用μ表示GM 。则卫星运动微分方程(1.2)式可写成：
r r r
r ?-=??2μ （1.4） 将(1.4)式写成坐标分量形式，则为：
?????????=+=+=+?????
?000333
r Z Z r Y Y r X X μμμ （1.5） 卫星运动微分方程是三元二阶联立微分方程，因此，必须确定六个积分常数，才能确定卫星在该坐标系内的运动。如给定六个初始条件——0t 时刻卫星的位置)(),(),(000t z t y t x 和速度)(),(),(000t z t y t x ?
??，则此方程组完全可解。这些初始条件确定六个积分常数，每个积分常数都描述卫星轨道的一种特性。
1．2开普勒轨道根数
通过对二体问题的卫星运动微分方程求解，可求得全部六个积分常数和有关公式。它们确定卫星轨道面在空间的位置，决定轨道的大小、形状和空间的方位，同时给出计量运动时间的起算点，因此，具体地描述了卫星运动的基本规律。通常将这六个积分常数称为开普勒轨道根数，或开普勒要素。其中真近点角f 也可用偏近点角E 或平近点角M 代替,参见图1.2.1和表1.2.1。
第一章卫星轨道基础
图1.2.1、六个轨道根数在空间坐标中的几何意义
图中，没有画出轨道半长轴a，它的定义和一般椭圆的半长轴定义相同。
表1.2.1轨道根数各参数定义
1．3 二体问题卫星星历的计算
根据卫星的轨道根数求解对应任意时刻t 的卫星位置（三维坐标）和速度，称为卫星星历计算。
1．3．1卫星位置的计算公式
如图1.2.1所示，O—XYZ为地心惯性坐标系，卫星沿椭圆轨道运行，在t 时刻卫星的位置矢量为r。定义PQW坐标系如下：
太阳同步回归轨道设计、仿真研究
图1.3.1 PQW 坐标系示意图
其中，近地点方向的单位矢量为P ，W 是角动量矢量方向上的单位矢量，P ，Q ，W 组成右手坐标系。
由于卫星位置矢量r 在轨道平面上，可得
Q P r f r f r sin cos += （1.6）
若设卫星位置矢量r 和单位矢量P 、Q 在地心惯性坐标系中的坐标分量分别为：（X ，Y ，Z ）和),,(z y x P P P 、),,(z y x Q Q Q 。则通过推导，可得
??????????-+??????????-=??????????=z y x z y x Q Q Q E e a P P P e E a Z Y X sin 1)(cos 2r （1.7）
显然，只要求出P 和Q 的坐标分量，就可计算出卫星的坐标。单位矢量在坐标轴上的分量的等于该单位矢量与坐标轴的方向余弦，因此可得：
??????????Ω+ΩΩ-Ω=??????????=i
i i P P P z y x sin sin cos cos sin cos cos cos sin sin cos cos ωωωωωP （1.8）
??????????Ω+Ω-Ω-Ω-=??????????=i
i i Q Q Q z y x sin cos cos cos cos sin sin cos sin cos cos sin ωωωωωQ （1.9）
第一章 卫星轨道基础
通过（1.7）,（1.8）,（1.9）三式，按照给出的轨道根数，即可求出卫星的位置坐标（X ，Y ，Z ）。
1．3．2 卫星速度的计算公式
由于（1.7）式中，a 、e 和P 、Q 均与时间无关，因此，可得：
Q P r dt
dE E e a dt dE E
a cos 1sin 2-+-=? （1.10） 又，可计算出：
E e n dt dE cos 1-= 其中，3a n μ
=,因此，可得
???
?????--+--==?Q P r v )cos 1(cos 1)cos 1(sin 2E e a E e E e a E μ （1.11） 这就是求卫星速度矢量的基本公式。
1．4卫星轨道定轨公式
卫星轨道定轨问题是，由已知某一时刻卫星在地心惯性坐标系中的位置r 和速度v ，得出轨道根数的转换关系。
通过轨道动力学常量——动量距和机械能量可以直接导出轨道根数a 、e 、i 、Ω和ω。动量距和机械能量是卫星位置和速度的函数，公式如下：
????
??????=?=Z Y X v r h （1.12） 其中，2/12/1222)(,)
(?
??++=++=z y x v z y x r 。 由图1.2.1可得 ????
??????ΩΩ=i h i h i h cos cos sin sin sin h （1.13） 则可按下式计算i ，Ω：
太阳同步回归轨道设计、仿真研究
Z
Y X arctg i 2
2+= （1.14） )(Y
X arctg -=Ω （1.15） 机械能E 可由动力学方程直接得出，令?r 和（1.4）式作内积，有
03
..=+??r r r r ..r μ
即： 0.3.=+
??r v v r r μ （1.16）
可得机械能E 计算公式：
r v E μ-=22 （1.17） 在下一步推导之前，先介绍两个公式：平均角速度公式和速度公式（活力公式）。
1．平均角速度公式：
设卫星沿椭圆轨道绕地球一周的周期为T,其平均角速度为n ，则可推出：
3a n μ
= （1.18）
这就是卫星运行的平均角速度n 与半长轴a 的关系。
2．活力公式：
)12(2a
r v -=μ （1.19） 活力公式也称为能量公式。它给出了卫星运动的速度v 与向径r 、椭圆轨道半长轴a 的关系。
由活力公式可以算出轨道半长轴a ：
12
)2(--=μ
v r a （1.20） 同时，由轨道方程r=a(1-e cosE)的微分可以算出：
???????-==?a r E e r a r
E e 1cos sin μ （1.21）
第一章 卫星轨道基础
根据（1.21）式就可求出偏近点角E 和偏心率：
E
e E e arctg E cos sin = （1.22） []
22)c o s ()s i n (E e E e e += （1.23）
真近点角f 可由偏近点角E 求出：
2112E tg e e f tg -+= （1.24）
最后一个轨道根数近地点幅角ω可由下式算出：
f y x z z arct
g -Ω+Ω=?
)sin cos sin /(ω （1.25） 1．5卫星姿态
物体（刚体）的姿态是物体相对观察者的几何角度关系的统称。卫星应用任务要求卫星姿态在空间保持高精度定向，或要求卫星姿态在空间按预定要求进行机动。
至少要建立两个坐标系才能严格的确定卫星的姿态，一个是空间参考坐标系，另一个是固连于卫星的星体坐标系，后者的三个坐标轴和参考坐标轴之间的角度关系描述了卫星姿态的状况。下述参考坐标系的原点都位于卫星质心，随着卫星在轨道上移动，坐标轴的方向应由卫星任务而定。
惯性坐标系i i i z y ox ：坐标轴在空间平移，但指向保持不变。通常保持平行于地心惯性坐标系，或与某一特定时刻的轨道坐标系保持平行。
轨道坐标系o o o z y ox ：卫星轨道平面为坐标平面，o z 轴由质心指向地心(又称当地垂线)，o x 轴在轨道平面内与o z 轴垂直并指向卫星速度方向，o y 轴与o x 、o z 轴右手正交且与轨道平面的法线平行，此坐标系在空间中是旋转的。对地定向的三轴稳定卫星(如遥感卫星、通信卫星)的姿态定义在此坐标系，通常称o x 、 o y 、 o z 轴为滚动、俯仰和偏航轴。利用卫星轨道运动参数，可将轨道坐标系的各坐标轴的单位矢量表示为
太阳同步回归轨道设计、仿真研究
o o o z y x ?=， r v r v y ??=o ， r
r z -=o （1.26） 坐标系之间的转换矩阵可直接由新坐标轴在原坐标中的方向矢量组成。以R 表示转换矩阵，其第一个下标表示新坐标，第二个下标表示原坐标。
例如，oi R 表示由惯性坐标至轨道坐标的转移矩阵。该矩阵由轨道坐标轴单位矢量o x 、 o y 、 o z 组成，可列为：
[]T
o o o z y x =oi R
另一种表示转移矩阵的方式是坐标的几何转动法。
重新定义轨道坐标系s s s z y ox 如下：卫星轨道平面为坐标平面，s x 轴由地心指向质心(又称当地垂线)，s z 轴指向轨道平面法线方向，s y 轴在轨道平面内，与s x 、s z 轴右手正交，此坐标系在空间中是旋转的。
如已知卫星轨道六要素a 、e 、ω、i 、Ω和 f ，则按轨道几何的定义，地心惯性坐标与轨道坐标的转移矩阵又可列为：
????
??????ΩΩ-ΩΩ??????????-??????????++-++=Ω+=1000cos sin 0sin cos cos sin 0sin cos 00011000)cos()sin(0)sin()cos()
()()(i i i i f f f f R i R f R z x z ωωωωω si R （1.27） 其实两种轨道坐标系的三轴是重合的，不过三个坐标轴之间的对应关系不同。在新定义的坐标系下，s y 轴成为侧滚轴、 s z 轴为俯仰轴，而s x 是偏航轴。在仿真系统，使用的就是这种轨道坐标系。
1．6卫星的摄动运动方程
在前面部分，介绍了二体问题。对于真实的卫星轨道来说，二体问题的解只是一种近似解，它的精度不能满足许多卫星工程应用的需要。如卫星导航、精密定位、飞行试验、轨道交会和对接等，都需要提供精确的轨道根数和精确的瞬时位置、速度。因此，在精密轨道解算中，需要考虑地球引力场摄动力、日月摄动
第一章 卫星轨道基础
力、大气阻力、光压摄动力、潮汐摄动力等的影响，在这些摄动力的作用下，卫星在任一时刻t 的位置)(t r 、速度)(.t r 与由二体问题推算的位置)(0t r 、速度)(0.
t r 是不同的，两者相差一个摄动量δ。 )()()()
()()(.0.0t r t r t r t r t r t r δδ+=+=
解卫星摄动运动，与二体问题的解法相类似，要按卫星所受的作用力（包括摄动力）建立摄动运动的微分方程，最后解摄动运动方程，得出卫星运动方程。卫星摄动运动方程的解法有两种。（1）分析解法。根据摄动力相对地球质心引力是微小量这一特点，将摄动运动方程展开成级数，然后以逐步迭代的方法求解。由于摄动力的复杂性，分析法很难取得严格解，只能用特定的方法求得一定精度的近似解。（2）数值解法。用给定时刻的卫星位置和速度作为初始值，采用数值方法精确地求得对应任意时刻的卫星位置和速度。由于数值法解摄动方程简洁且精度较高，而广为人们采用，目前在高精度解卫星摄动运动中已很少采用分析解法。
在直角惯性坐标系中，按牛顿第二定律，卫星的摄动运动方程为：
t v d s m g f f f f f f F r m F ++++++==?
?0 （2.1）
式中：m ——卫星质量
o F ——地球质心引力
g f ——除质心引力外的地球引力 m f ——月球引力
s f ——太阳引力
d f ——大气阻力
p f ——太阳辐射压力
t f ——地球潮汐附加力
将（2.1）式写成分量形式
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?????????
===m F z m F y m F x z y x ......
（2.2） 这是联立的三个二阶微分方程组。这种形式的微分方程不适合用分析的方法求解，但可以用数值的方法求解。
在此，介绍地球形状摄动和大气阻力摄动。
1.7地球形状摄动
1.7．1地球引力场和摄动函数
地球的质量分布是不均匀的，它的形状是不规则的扁状球体，赤道半径大于极半径，同时赤道又呈轻微的椭圆状。这些现象使卫星在轨道的切线和法线方向都受到引力作用。而且径向引力不仅与距离有关，还和卫星的经、纬度有关。这些附加的力学因素统称为地球形状摄动。因此，地球引力的等位面不是等球面，在引力位函数中，要附加一系列球面调和函数，这些函数称为摄动函数。
地球引力位函数的一般形式是：
}])(cos )(sin )(sin [)(1{21∑∑∞==-?--=n n m mn nm nm n n n e m P J P J r R r U λλ??μ
（2.3） 其中，e Gm =μ；r ，λ，?分别是卫星的——地心距，地心经和纬度；e R 是地球平均赤道半径；n P ，nm P 是勒让德多项式：
)()1()()1(!21)(2
22z P dz
d z z p z dz d n z P n m m m nm n n n
n n -=-?= 1.7．2近地轨道的地球形状摄动
对于近地轨道，地球形状摄动的主要因素是地球的扁状，在地球引力位函数
第一章 卫星轨道基础
中，如仅考虑四阶带谐项引力位函数，可以展成
)]3sin 30sin 35(8)sin 3sin 5(2)1sin 3(21[24444
33332222
+------=?????μr R J r R J r R J r U e e e （2.4）
不考虑地球赤道的椭圆状，可直接得出此位函数在地心惯性坐标系的梯度，作为对卫星的引力加速度，带入地心纬度等式z r /sin =?,卫星的运动方程可写为
)]63423()()73()(25)51()(231[44224433
332222322r
z r z r R J r z r z r R J r z r R J r x x r r U x U dt x d e e e +--+-+-=?????=??=85- μ（2.5） x y dt x d r y r U y U dt
y d ?=???=??=2222 （2.6） )]637015()(85)5376()(25)53()(231[442244333322
22322r
z r z r R J z r r z r z r R J r z r R J r z r z r U z U dt z d e e e +----+-+-=???=??= μ （2.7） 以上三个公式，就是地球形状摄动的近似计算公式，其中，摄动系数分别为：
6
4633
21062336.1105364.21008263.1---?-=?-=?=J J J
1.8大气阻力摄动
在近地轨道上，与地球表面相比，大气相当稀薄，但卫星以很高的速度且长时间在高层大气中穿行，微小大气阻力的积累最终显出其影响的重要性，导致轨道衰减。在大气运动的卫星，其所受阻力d f 为：
v
v S m C f d d v 221ρ?-= （2.8） 其中，S ——有效截面积，一般取卫星在运动方向的横截面积，或取表面积的1/4；
太阳同步回归轨道设计、仿真研究
d C ——阻力系数，通常取2.02.2±=d C ；
m ——卫星质量；
v ——卫星相对大气的飞行速度，v 为速度矢量；
ρ——卫星所在位置的大气密度。
其中，截面积和卫星质量的比S/m 简称面质比。面质比是影响大气阻力的重要因素，在同样高度下，面质比越大，阻力越大。卫星相对大气的运动速度v 也有两种情况：一种是认为大气和地球一起旋转的，在低层旋转速度为地球旋转速度，在高层由于电离气体受磁场加速，旋转速度为地球自转角速度的1.2倍；另一种认为大气是静止的、不随地球旋转。描述卫星所在位置的大气密度的最简单、常用的模型是常标高球面大气模型：
其中，0ρ——为0r 处的大气密度，一般选0r 为轨道近地点的矢径； H ——密度标高，本模式假定为常数；
r ——卫星所在处的地心矢径；
1.9几种特殊轨道
1.9．1太阳同步轨道
在二体问题中，地球被视为质量均匀的圆球体，轨道六要素中五个要素，如轨道倾角、升交点赤经等均为常值。实际地球的质量分布在赤道附近膨胀凸起，这些隆起的部分可视为附加质量，对处于南、北半球的卫星产生附加的不通过地心的引力，形成对轨道运动附加力矩M ，是卫星相对地心的动量距h 在空间进动，即卫星轨道面与赤道面的节线方向在惯性空间不再是固定不变，而是向东或向西转动，其速率不仅代表地球质量扁平分布的参数J2项有关，还与轨道高度、倾角、偏心率有关。关于轨道摄动，代表节线进动的升交点赤经变化率在轨道一周内的平均值为：
)exp(00H
r r -=ρρ
遥感试题
《遥感原理与应用》模拟题 一．单项选择题 1. 到达地面的太阳辐射与地面目标相互作用后能量可分为三部分，不包括下面哪种辐射（ D ）。 A.反射 B.吸收 C.透射 D.发射 2. NDVI= (Ch2 - Ch1)/(Ch2 + Ch1)指的是（ D ）。 A.比值植被指数 B.差值植被指数 C.差比值植被指数 D.归一化差值植被指数 3. 大气窗口是指（C）。 A.没有云的天空区域 B.电磁波能穿过大气层的局部天空区域 C.电磁波能穿过大气的电磁波谱段 D.没有障碍物阻挡的天空区域 4. 图像灰度量化用6比特编码时，量化等级为（ B ）。 A.32个 B.64个 C.128个 D.256个 5. 图像融合前必须先进行（ A ）。 A.图像配准 B.图像增强 C.图像分类 6. 大气对太阳辐射的影响是多方面的，下列（ C ）影响并不改变太阳辐射的强度。 A.大气对太阳辐射的散射 B.大气对太阳辐射的吸收 C.大气对太阳辐射的折射 D.云层对太阳辐射的反射 7.黑体辐射是在特定温度及特定波长由理想放射物放射出来的辐射，其特点（ B ）。 A. 吸收率为0 B.反射率为0 C.发射率为0 D.透射率为1 8. 遥感图像目视解译方法中，利用遥感影像解译标志和解译者的经验,直接确定目标地物属性的，是下面哪种方法（ A ）。 A.直接判读法 B.对比分析法 C.信息复合法 D.综合分析法 9.计算植被指数NDVl，主要使用以红波段和下面哪个波段（ C ）。 A.紫外波段 B.蓝色波段 C.近红外波段 D.绿波段 10.以下不是高光谱遥感特点的有（ A ）。 A.它与多光谱遥感含义相同。 B.它可以将可见光和红外波段分割成相对更连续的光谱段。 C.它需要面对海量数据处理问题。 D.它每个通道的波长范围比多光谱遥感要小得多。 11.探测植被分布，适合的摄影方式为（ C ）。 A.近紫外摄影 B.可见光摄影 C.近红外摄影 D.多光谱摄影 12.下面关于遥感卫星的说法正确的是（ D ）。 A.1999年美国发射IKNOS，空间分辨率提高到1米。 B.加拿大发射RADARSAT卫星是世界上第一个携带SAR的遥感卫星。
太阳同步回归轨道设计、仿真研究
中国科学院研究生院 硕士学位论文 太阳同步回归轨道的设计、仿真研究 廖炳瑜 指导老师林宝军研究员 中国科学院空间科学与应用研究中心申请学位级别硕士 学科专业名称计算机应用技术 培养单位中国科学院空间科学与应用研究中心学位授予单位中国科学院研究生院
英文摘要 摘要 卫星应用系统是一项非常复杂的工程，其中最重要的是轨道子系统，轨道子系统也是所有卫星应用的基础。正是由于轨道的重要性，轨道的设计就必须全面考虑，评估和卫星应用有关的地面覆盖、有效载荷、数据系统、电源系统、能源系统、发射场等等和轨道的关系，从中找出最佳的轨道设计方案。 太阳同步轨道的主要特点是卫星在任一时刻其星下点的阳光条件基本相同，这对卫星上对地仪器的工作是非常有利的。而回归轨道的特点是周期性地覆盖地球，这有利于对地球上动态目标的侦察。由于以上的优点，太阳同步回归轨道成了所有卫星轨道中最常见的轨道之一。 本文首先介绍了轨道设计的基本知识，然后总结了轨道设计的基本的方法和原则。在随后部分重点对卫星轨道设计中交点周期的概念提出了自己的看法，同时应用此结果详细分析和设计了对地侦察卫星的太阳同步回归轨道，最后对此设计结果进行详细仿真分析。 关键词轨道要素轨道设计太阳同步回归轨道轨道仿真
ABSTRACT Satellite mission is a very complicated project.The most important part of satellite mission is orbit subsystem.The orbit subsystem is also the base of satellite applications.Thus, we must evaluate the relationships between the orbit and the earth coverage,the payload,the data system,the power system,the resource system,the launch place,etc., find out the optimum solution for the orbit because of the importance of the orbit subsystem. The distinct trait of sun synchronic orbit satellite is that there will be the same sun conditions in the subpoint of the satellite wherever the satellite is,it benefits the earth reference equipments.And the regressive orbit satellitr’s trait is that the satellite can cover the earth periodic,it benefits the dynamic reconnaissance.Because of these merits,the sun synchronic and regressive orbit become one of the most popular orbit types. In the first,this article introduces the knowledge of orbit designing,then this article summarizes the basic methods and principles of orbit designing.In the later,this article describes the conception of node period about orbit designing emphatically which has been advanced by the writer.At the same time,this article describes the process of the writer’s analysing and designing the orbit of earth spying satellite particularly with the conception.In the last,this article describes the wirter’s analysing and simulating the designing results. Key words:orbit elements, orbit designing, sun synchronic orbit, regressive orbit, orbit simulate
太阳同步轨道卫星
太阳同步轨道卫星 太阳同步轨道卫星，轨道倾角大于90度且在两极附近通过，所以也为近极轨卫星，它的轨道面与太阳的取向一致，所以叫太阳同步卫星。每天向东移动0.9856度,这个角度正好是地球绕太阳公转每天东移的角度。 简介 太阳同步轨道(Sun-synchronous orbit 或Heliosynchronous orbit)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，轨道的倾角(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)(即360度/年)。 计算公式 轨道平面绕地球自转轴旋转的方向与地球的公转方向相同、旋转角速度等于地球公转的平均角速度(即0.9856°/d或360°/a)的人造地球卫星轨道。太阳同步轨道的半长轴α、偏心率e和倾角¡这3个轨道要素必须满足以下关系式: Cosi=-4.7737×10-15 (1-e)2a(7/2) 式中a的单位为km。由该式可知，太阳同步轨道的倾角必须大于90°，即它是一条逆行轨道。在圆轨道时，倾角最大为180°，所以太阳同步轨道的高度不会超过6000km。在太阳同步轨道上运行的卫星，从相同的方向经过同一纬度的当地时间是相同的(见图)。例如，卫星最初由南向北(升段)经过北纬40°上空是当地时间早晨8点。由于地球公转，即使地方时相同，不同季节的地面光照条件也有明显差别。但在一段不长的时间内光照条件可视为大致相同。选择适当的发射时间，可以使卫星经过一些地区时，这些地区始终有较好的光照条件，这样卫星在这些地区的上空始终处于太阳光的照射下，不会进入地球阴影，太阳电池可以充足供电而不会中断。倾角大于90°的太阳同步轨道还兼有极轨道的特点，可以俯瞰整个地球表面。气象卫星、地球资源卫星一般都选取太阳同步轨道，以使拍摄的地面目标图像最好。太阳同步轨道的精度要求很高。为了较长时间保持与太阳"同步"，卫星需要配备轨道控制系统，用于修正轨道误差和不断克服摄动力的影响。 卫星举例 下面结合当前研究内容，以ODIN卫星为例理解一下: 卫星轨道面与太阳取向一致，则卫星不像地球同步卫星一样随地球自转而转动，即卫星只有沿轨道方向速度，没有沿地球自转方向即自西向东方向旋转速度。严格地说，还是有自西向东的速度的，因为地球在自西向东公转，所以卫星要保持轨道面与太阳取向一致，必须有一个与地球公转一致的角速度，即360度/(365天)=0.9863度/天。 卫星总是在相同的地方时经过同一位置。比如，每天上午10:00经过长春上空，每天下
2018年北京航空航天大学宇航学院航天飞行器动力学原理试题-精选.pdf
航天飞行器动力学原理 A 卷一、轨道力学的定义是什么 ,简述主要的研究内容。二、什么是轨道要素，典型的轨道要素如何描述航天器的轨道特性，给出典型轨道的定义，并用图示方法具体说明。 三、简述太阳同步轨道，地球同步轨道，地球静止轨道，临界轨道以及回归轨道的定义，说明上述各种对应轨道要素应满足的数学条件。 四、根据322R R dt R d ,说明L E H ,,三个积分常量及其具体含义（物理意义）。 五、什么是霍曼转移轨道，试求平面内霍曼轨道转移所需的两次轨道增量和变轨作用时间（包括轨道转移和轨道交会的时间条件）。 六、弹道导弹弹道一般由哪几段组成，各段有什么特点？ 七、弹道导弹自由飞行段的最大射程弹道是惟一的， ，已知关机点速度0q ，试根据开普勒方程给出自由飞行段最大射程角 ，最大射程对应的关机点当地弹道倾角0的表达式（利用半通径0,q 的关系）。 八、忽略地球转动并假设地球为圆球形， 设导弹以常值当地弹道倾角再入，已知再入点高度e h 和当地弹道倾角e ，再入段射程如何计算？ 九、分析垂直上升段飞行时间计算公式1//40001G P t 的物理意义。 十、什么是比力，加速度计感受到的是什么量，导引惯性加速度和比力的关系？
航天飞行器动力学原理 B 卷(补考) 一、轨道力学定义，内容二、瞬时轨道要素，平均轨道要素，开普勒轨道要素的定义，区别 三、太阳同步轨道定义，数学条件，特点 四、根据322R R dt R d ,说明L E H ,,三个积分常量及其具体含义（物理意义）五、轨道平面转移相关（一次脉冲和三次脉冲的分界点） 六、主动段氛围哪几段，要求是是什么。 七、已知关机点的r,v ,从发射坐标系转换到当地铅锤坐标系。 八、求q,e,a 和000,,v r 的关系 利用cos 1/e p r 说出为什么会有高低轨道 （20分）九、推导再入段方程组力垂直于速度方向的方程（原题给出了方程，我懒得写了）
太阳同步冻结轨道及对地覆盖计算
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%.
极轨气象卫星的运动采用近极地太阳同步轨道
极轨气象卫星的运动采用近极地太阳同步轨道，卫星轨道平面和太阳光线保持固定的交角。卫星每天差不多在固定的时间经过同一地区两次。极轨气象卫星的轨道接近圆形，飞行高度约为600～1500公里，卫星倾角约为81度～103度，每条轨道都经过高纬度地区。地球自转，使一个极轨卫星每隔12小时左右就可以获得一次全球的气象资料。 卫星运行时，卫星上装备的仪器对地面所取的方向，称为卫星的姿态。如果仪器不是正对地球表面，拍摄照片时照相机是倾斜的，所得照片在各处的比例差别很大，有的区域被拉长，有的区域被压缩，云图的定位误差就比较大。为了提高定位精度，应尽量使卫星携带的仪器正对地球表面。所以，在气象卫星上，采用了各种姿态控制技术，70年代以来，投入使用的气象卫星已采用三轴地球定向姿态，保证遥感仪器时刻对准地球，姿态控制精度达到了正负0.1度以上。这样，不但提高了观测精度，也增加了有效观测时间。 卫星上携带的电视照相机可以在白昼拍摄可见光云图，而扫描辐射仪则无论在白昼和黑夜都能拍摄红外云图。20世纪70年代的扫描辐射仪主要采用两个波段：—个在0.52～0.73微米(可见光)，另一个在10.5～12.5微米(红外)。外界辐射由旋转的扫描反射镜反射后，经过聚光和滤光后到达可见光感应元件和红外感应元件上。扫描反射镜同旋转轴成45度角，旋转轴和卫星飞行方向一致。扫描反射镜每转动一周，分别对着外空(外空是温度约为3K的辐射源)和卫星内的恒温黑体各扫描一次。用这两个信号作为校准点，可以得出所测地球和大气的辐射数值。扫描线和卫星轨道垂直，随着卫星的前进和地球的自转，扫描出长条形的云图。 在红外云图上，不同的亮度代表不同的温度，对流层大气的温度是随高度降低的，因此由云顶温度可判别云顶高度。在可见光云图上，云顶和雪面对阳光反射率相近，都是白色，很难区分，而在红外云图上，却可以由它们亮度的差别区分开来。卫星云图的水平分辨率各不相同，最高分辨率可达1公里左右。 气象卫星携带的红外探测器通过滤光或分光设备可以测量地球和大气向卫星发出的不同波长的红外辐射强度。由卫星上用红外探测器接收到的若干不同波长的红外辐射强度，根据红外大气遥感原理，可以计算各地晴空大气温度和湿度的铅直分布。但在云量较多时，云的影响难以消除，云层内部和云层以下的温度和湿度的分布无法用红外探测器进行探测。 气象卫星上携带的微波辐射仪，根据微波大气遥感原理，可以探测云上和云下的大气温度和湿度的分布，以及云中含水总量和雨强的分布。当海面的风速增加时，波浪造成的泡沫，使海面向上空发射的波长为1.55厘米的微波辐射增强，在卫星上测得的这个波长的微波辐射，可用以推算海面风速的分布。 大气中的臭氧能吸收太阳发出的紫外辐射。利用卫星上的紫外光谱仪测量大气向卫星散射的太阳紫外辐射强度，可以算出大气中臭氧的分布。 平板辐射仪用于测量地球和大气向上发射的红外辐射总能量，以及地-气系统反射太阳辐射总能量的一种仪器。探测所得的资料用于研究地球和大气辐射收支和气候变化的规律。 空间环境监测器是用来测量太阳发射的质子、a粒子和电子的通量密度的一种仪器，为高层大气物理和日地空间物理研究提供资料。 自60年代初期以来，气象卫星已经有近50年的历史，它由低轨道发展到高轨道；由旋转稳定发展到三轴定向的姿态控制；由单波段的定性二维探测发展到多波段的定量三维探测；由比较单纯的气象试验发展到多学科的综合应用。并已广泛采用数字资料传送方式，以代替过去的模拟信号传送。地球同步气象卫星和极轨气象卫星，在世界天气监视网中已经发挥了并将继续发挥巨大的作用。
太阳同步回归轨道卫星的重访特性研究
太阳同步回归轨道卫星的重访特性研究 贾向华，徐明 (北京航空航天大学宇航学院，北京 100191) 基金项目：国家自然科学基金项目(11172020)；北京市自然科学基金项目(4153060) 作者简介：贾向华(1991—)，男，硕士研究生，主要从事航天器轨道动力学研究。 通讯作者：徐明(1981—)，男，副教授，博士生导师，主要从事航天器轨道动力学与控制等研究。 本文引用格式：贾向华，徐明.太阳同步回归轨道卫星的重访特性研究[J].兵器装备工程学报，2017(5):159-163. Citation：format:JIA Xiang-hua, XU Ming.Research on Revisit Properties for Sun-Synchronous RGT Orbits’Satellite[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(5):159-163. 摘要：针对太阳同步回归轨道的重访问题，提出了探究重访特性的系统方法。该方法以Q 值建立太阳同步与回归轨道间的联系；采用基本交点距的描述方法，将回归周期内轨道的访问顺序加以量化；应用数论中的贝祖定理，将重访周期的确定转换为求解一丢番图代数方程。仿真算例选以光学载荷对地观测为前提，得到了特定回归周期轨道的访问顺序及地面覆盖情况，确定了相应的重访特性；此外，以轨道高度范围为约束，以快速重访为目标，确定了太阳同步回归轨道的设计方法。结果表明，该方法可以确定具有良好重访特性的最优解。 关键词：太阳同步回归轨道；重访特性；基本交点距；贝祖定理 遥感卫星等对地观测卫星近年来取得了长足发展，对地观测的空间分辨率可达米级，甚至亚米级，在军事、民用等领域均有重要应用。由于遥感卫星所搭载的光学成像载荷(如星载CCD传感器)要求光照条件相对稳定，且根据任务需求，遥感卫星应在一定时间内对特定区域进行重复观测。因此，太阳同步回归轨道广泛地被对地观测卫星所采用。 太阳同步回归轨道具有太阳同步和回归轨道的双重特点，满足遥感卫星的任务要求。早期的轨道设计主要以经验为主，没有通用的准则，限制了遥感卫星轨道设计的规范化
遥感原理与应用复习题
遥感原理与应用复习题 一、名词概念 1. 遥感 广义：泛指一切无接触的远距离探测，包括对电磁场、力场、机械波（声波、地震波）等的探测。 狭义：是应用探测仪器，不与探测目标相接触，从远处把目标的电磁波特性记录下来，通过分析，揭示出物体的特征性质及其变化的综合性探测技术。 2. 传感器 传感器是遥感技术中的核心组成部分，是收集和记录地物电磁辐射能量信息的装置，如光学摄影机、多光谱扫描仪等，是获取遥感信息的关键设备。 3. 遥感平台 遥感平台是转载传感器进行探测的运载工具，如飞机、卫星、飞船等。按其飞行高度不同可分为近地平台、航空平台和航天平台。 4. 地物反射波谱曲线 地物的反射率随入射波长变化的规律称为地物反射波谱，按地物反射率与波长之间的关系绘成的曲线称为地物反射波谱曲线（横坐标为波长值，纵坐标为反射率） 5. 地物发射波谱曲线 地物的发射率随波长变化的规律称为地物的发射波谱。按地物发射率与波长之间的关系绘成的曲线称为地物发射波谱曲线。（横坐标为波长值，纵坐标为总发射） 6. 大气窗口 通常把通过大气而较少被反射、吸收或散射的透射率较高的电磁辐射波段称为大气窗口。 7. 瑞利散射 当微粒的直径比辐射波长小许多时，也叫分子散射。 8. 遥感平台 遥感平台：遥感中搭载传感器的工具统称为遥感平台。 遥感平台按平台距地面的高度大体上可分为地面平台、航空平台和航天平台三类。 9. TM 即专题测图仪，是在MSS基础上改进发展而成的第二代多光谱光学-机械扫描仪，采用双向扫描。 10. 空间分辨率 图像的空间分辨率指像素所代表的地面范围的大小，即扫描仪的瞬间视场或地面物体能分辨最小单元，是用来表征影像分辨地面目标细节能力的指标。通常用像元大小、像解率或视场角来表示。 11. 时间分辨率 时间分辨率指对同一地点进行遥感采样的时间间隔，即采样的时间频率，也称重访周期。 12. 波谱分辨率 波谱分辨率指传感器在接收目标辐射的波谱时能分辨的最小波长间隔，也称光谱分辨率。间隔愈小，分辨率愈高。 13. 辐射分辨率 指传感器接收波谱信号时，能分辨的最小辐射度差。 14. 传感器 传感器，也叫敏感器或探测器，是收集、探测并记录地物电磁波辐射信息的仪器。
STK指导书
篇一：基于stk的卫星总体任务分析与设计实验指导书 航天课程实验平台: 基于stk的卫星总体任务分析与设计实验指导书 2006.04.01前言 实验背景 随着我国航天事业的蓬勃发展，为了培养高层次的专业化航天人才,本学科拟建成航天类课程实验平台，并准备为研究生开设相关实验课程。 本平台是利用国际先进的stk软件进行二次开发而形成的，satellite tool kit即卫星工具包，是航天工业领先的商品化分析软件，它可以快速方便地分析复杂的陆、海、空、天任务，并提供易于理解的图表和文本形式的分析结果，确定最佳解决方案。它支持航天任务周期的全过程，包括政策、概念、需求、设计、制造、测试、发射、运行和应用。 实验目的及任务 该实验平台的建设目标是培养学生对飞行器设计理论与实验方法的掌握，对仿真实验的理解与操作，提高动手能力，为将来毕业走上工作岗位打下扎实的基础。因此，本实验平台将成为航天类课程教学的一个重要内容。 本实验平台集教学与实验为一体，充分发挥学生的创造性，培养学生实际应用能力。使学生能将所学的专业知识具体化、形象化、可视化，达到全方位立体化的教学效果。 实验组成 实验平台主要由以下五个部分组成： 1. 太阳同步/回归轨道设计与分析 2. 地面站测控方案设计与分析 3. 地面目标覆盖特性分析 4. 卫星太阳电池阵光照特性分析 5. 卫星机动轨道的斯基与分析 实验设备 硬件：标配计算机一台，其它仿真设备若干 软件：windows xp操作系统，4.0版本以上stk软件实验1:太阳同步/回归轨道设计与分析1.1 实验目的 ? 了解stk软件的一般功能 ? 掌握stk软件的基本操作 ? 学会如何建立新场景 ? 学会如何创建设置新卫星 1.2 实验步骤 一．建立与设置场景 在创建卫星之前，我们要学会如何建立基本场景(scenario)。 1. 启动stk，点击scenario 图标创建新场景，命名为1scenario。 2. 在对象浏览器窗口选中1scenario，然后从properties菜单中选择basic 也可以右键点击场景1scenario，在弹出的快捷菜单中选择basic。 3. 如表1-1所列，设置time period属性页的参数如下。 表1-1 示例场景basic类time period属性设置4. 如表1-2所示，设置animation属性页参数如下。 5. 如表1-3所示，设置units属性页参数如下。 表1-2 示例场景basic类units属性设置 6. 选择description属性页，在description的空栏里，填入my basics scenario 7. 全部完成后，点击“确定” 现在，已经建立了基本场景，下一步就是在场景中创建卫星，通过对卫星轨道的定义，来实现太阳同步轨道以及回归轨道的设计. 二．建立与设置卫星 首先，创建太阳同步轨道卫星，步骤如下。 1. 在浏览窗口，点击satellite图标，创建一个新卫星，可以利用轨道向导orbit wizard
遥感考试题汇编
遥感概论复习题 一、遥感名词解释： 1. 遥感 2.电磁波谱 3、电磁波 4、微波5、米氏散射6.瑞利散射7. 漫反射 8. 光谱反射率 9. 二向性反射因子（BDRF）10. 大气窗口 11.地物光谱特性 12.地物反射波谱曲线13、发射率14. 亮度温度 15. 辐射亮度16.太阳常数 17电磁辐射18.太阳辐射19、黑体 20黑体辐射 21选择性辐射体 22. 图像空间分辨率 2 3. 光谱分辨率 2 4.辐射分辨率 2 5.空间分辨率2 6.时间分辨率 2 7.遥感平台 28、卫星轨道参数 29. 静止轨道卫星 30.地球同步卫星31.近极轨卫星 32、传感器 33. 被动式传感器 34.成像光谱仪 35.热红外遥感 36. 微波遥感 37. 雷达 3 8.真实孔径雷达 3 9. 合成孔径雷达40. 中心投影 41. 瞬时视场角 42. 真彩色合成 43. 标准假彩色合成 44、图像反差增强（反差拉伸） 45、滤波增强处理 46、直方图均衡化 47、数字图像直方图 48、假彩色等密度分割 49.边缘检测 50.纹理特征 51. 大气校正 52、辐射校正53.辐射传输方程 54. NDVI 55. 植被指数 56.数字影像 57.遥感影像地图 58. 立体观察 59、直接解译标志 60.间接解译标志 62.色调 63. 非监督分类 64、监督分类65、高光谱遥感 66.BSQ 67误差矩阵68.解译精度 二、判断 1. 光机扫描用机械转动光学扫描部件来完成单元或多元列阵探测器目标的二维扫描。 2. 热红外遥感不能在夜晚进行。 3. 辐射纠正是消除辐射量失真的处理过程，大气纠正是消除大气影响的处理过程。 4. 观察像对时，观察者的眼基线应当与像对上相同地物点的连线保持垂直。 5. 专题制图仪TM是NOAA气象卫星上携带的传感器。 6. 可见光波段的波长范围是0.38-0.76cm（厘米）。 7. 利用人工发射源，获取地物反射波的遥感方式叫做被动遥感。 8. 中心投影中，像片上的像主点与像底点总是表示像片上不同的两个位置。 9. 太阳辐射能量主要集中在0.3-3μm，最大值为0.47μm。 10. 在军事遥感中，利用可见光波段可以识别绿色植物伪装。 11. 空间分辨率是指一个影像上能详细区分的最小单元的大小，常用的表现形式有：像元、像解率和视场角。 12. 直方图均衡化是一种把原图像的直方图变换为各灰度值频率固定的直方图的变换。 13. 水在蓝光波段反射率稍高，到近红外波段，水成了全吸收体。 14. SPOT是法国发射的太阳同步准回归轨道的高性能地球观测卫星。 15. 在全息摄影中，除了记录电磁波的振幅信息，同时还记录位相。 16. 微波辐射计是主动传感器，微波高度计是被动传感器。 17. 气象卫星遥感数据只能应用于气象领域。 三、简答题 1. 试述植被、水、岩石、雪的反射光谱具有哪些特点？
飞行力学轨道动力学习题课20150603-wjh
飞行力学轨道动力学习题课 1. 地球回归轨道卫星参数需满足如下的方程式： 122j L L k π?+?= 其中 ()12E T L rad rev T π ?=- () ()2222 2 23cos 1e J R i L rad rev a e π?=- - a) 地球回归轨道的主要特性是什么？ b) 太阳同步轨道的主要特性是什么？ c) 推导同时满足地球回归和太阳同步轨道的卫星轨道周期表达式。 d) 计算地球回归轨道（43轨，3天）的轨道半长轴。 e) 计算相应轨道的轨道倾角。 数据：23564h m s E T =；365.25days ES T =；32398600.4415Earth u km s =； 6378.137e R km =；62108210J -=?。 解： a) 卫星地面轨迹在整数轨道和整数天之后重复。 b) 太阳矢量同卫星轨道的夹角保持不变。 c) 太阳同步轨道：()2 2ES L T π?=。得到 ()()()11E ES E ES ES E T k j T kT T j T T ??? ?=-=-????。 d) 6027.97158.74T s a km =→=。 e) ()098.53o e i =→=。 2. 考虑从185km 的停泊轨道开始进行轨道转移，到达800km 的目标轨道。（圆轨道，同一平面内） a)计算初始和目标轨道上的轨道速度？ b)计算转移轨道的半长轴和偏心率？ c)计算所需速度脉冲V ?（第一个速度脉冲，第二个速度脉冲）。 d)计算轨道转移时间。 数据：32398600.4415Earth u km s =，6378.137e R km =。 解： a) ,1857.793/c V km s =，,8007.452/c V km s =。 b) 6870.5a km =，0.045e =。
遥感原理与应用模拟题(开卷)
《遥感原理与应用》模拟题（补） 一．单项选择题 1. 到达地面的太阳辐射与地面目标相互作用后能量可分为三部分，不包括下面哪种辐射（ ）。 A.反射 B.吸收 C.透射 D.发射 2. NDVI= (Ch2 - Ch1)/(Ch2 + Ch1)指的是（）。 A.比值植被指数 B.差值植被指数 C.差比值植被指数 D.归一化差值植被指数 3. 大气窗口是指（）。 A.没有云的天空区域 B.电磁波能穿过大气层的局部天空区域 C.电磁波能穿过大气的电磁波谱段 D.没有障碍物阻挡的天空区域 4. 图像灰度量化用6比特编码时，量化等级为（）。 A.32个 B.64个 C.128个 D.256个 5. 图像融合前必须先进行（）。 A.图像配准 B.图像增强 C.图像分类 6. 大气对太阳辐射的影响是多方面的，下列（）影响并不改变太阳辐射的强度。 A.大气对太阳辐射的散射 B.大气对太阳辐射的吸收 C.大气对太阳辐射的折射 D.云层对太阳辐射的反射 7.黑体辐射是在特定温度及特定波长由理想放射物放射出来的辐射，其特点（）。 A. 吸收率为0 B.反射率为0 C.发射率为0 D.透射率为1 8. 遥感图像目视解译方法中，利用遥感影像解译标志和解译者的经验,直接确定目标地物属性的，是下面哪种方法（）。 A.直接判读法 B.对比分析法 C.信息复合法 D.综合分析法 9.计算植被指数NDVl，主要使用以红波段和下面哪个波段（）。 A.紫外波段 B.蓝色波段 C.近红外波段 D.绿波段 10.以下不是高光谱遥感特点的有（）。 A.它与多光谱遥感含义相同。 B.它可以将可见光和红外波段分割成相对更连续的光谱段。 C.它需要面对海量数据处理问题。 D.它每个通道的波长范围比多光谱遥感要小得多。 11.探测植被分布，适合的摄影方式为（）。 A.近紫外摄影 B.可见光摄影 C.近红外摄影 D.多光谱摄影 12.下面关于遥感卫星的说法正确的是（）。 A.1999年美国发射IKNOS，空间分辨率提高到1米。 B.加拿大发射RADARSAT卫星是世界上第一个携带SAR的遥感卫星。