太阳同步轨道卫星电源系统设计计算方法研究_鄢婉娟

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

GPS卫星的坐标计算

第三章GPS 卫星的坐标计算 在用GPS 信号进行导航定位以及制订观测计划时，都必须已知GPS 卫星在空间的瞬间位置。卫星位置的计算是根据卫星导航电文所提供的轨道参数按一定的公式计算的。 3.1卫星运动的轨道参数 3.1.1基本概念 1.作用在卫星上力 卫星受的作用力主要有：地球对卫星的引力，太阳、月亮对卫星的引力，大气阻力，大气光压，地球潮汐力等。 中心力：假设地球为匀质球体的引力（质量集中于球体的中心），即地球的中心引力，它决定卫星运动的基本规律和特征，决定卫星轨道，是分析卫星实际轨道的基础。此种理想状态时卫星的运动称为无摄运动，卫星的轨道称为无摄轨道。 摄动力：也称非中心力，包括地球非球形对称的作用力、日月引力、大气阻力、大气光压、地球潮汐力等。摄动力使卫星运动产生一些小的附加变化而偏离理想轨道，同时这种偏离量的大小随时间而改变。此种状态时卫星的运动称为受摄运动，卫星的轨道称为受摄轨道。 虽然作用在卫星上的力很多，但这些力的大小却相差很悬殊。如果将地球引力当作1的话，其它作用力均小于10-5。 2.二体问题 研究两个质点在万有引力作用下的运动规律问题称为二体问题。 3．卫星轨道和卫星轨道参数 卫星在空间运行的轨迹称为卫星轨道。 描述卫星轨道状态和位置的参数称为轨道参数。 3.1.2卫星运动的开普勒定律 （1）开普勒第一定律 卫星运行的轨道为一椭圆，该椭圆的一个焦点与地球质心重合。此定律阐明了卫星运行轨道的基本形态及其与地心的关系。由万有引力定律可得卫星绕地球质心运动的轨道方程。r 为卫星的地心距离，as 为开普勒椭圆的长半径，es 为开普勒椭圆的偏心率；fs 为真近点角，它描述了任意时刻卫星在轨道上相对近地点的位置，是时间的函数。 （2）开普勒第二定律 卫星的地心向径在单位时间内所扫过的面积相等。表明卫星在椭圆轨道上的运行速度是不断变化的，在近地点处速度最大，在远地点处速度最小。 近地点 远地点 s s s s f e e a r cos 1)1(2+-=

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%.

人造卫星基本原理

人造卫星的基本原理 参考、摘录自——王冈 曹振国《人造卫星原理》 一、关于椭圆轨道 在地球引力的作用下，要使物体环绕地球作圆周运动，那么必须使得物体的速度达到第一宇宙速度。如果卫星所需的向心力恰好和其所受万有引力相等，则它将作圆周运动。若其所需向心力大于地球引力，这是物体的运动轨迹就变成椭圆轨道了。物体的速度比环绕速度（作圆周运动时的速度）大得越多，椭圆轨道就越“扁长”，直到达到第二宇宙速度，物体便沿抛物线轨道飞出地球引力场之外。 因为发射卫星和飞船时，入轨点的速度控制不可能绝对精确，速度大小的微小偏离，和速度方向与当地的地球水平方向间的微小偏差，都会使航天器的轨道不是圆形二是椭圆形，椭圆扁率取决于入轨点的速度大小和方向。 二、卫星运动轨道的几何描述 尽管开普勒定律阐明的是行星绕太阳的轨道运动，它们可以用于任意二体系统的运动，如地球和月亮，地球和人造卫星等。 假定地球中心O 在椭圆的一个焦点上 a ——椭圆的半长轴 b ——椭圆的半短轴 >11.2km/s-抛物线 >16.7km/s-双曲线

c e ——偏心率 a c e = P e ——近地点 A p ——远地点 P ——半通径)1(2 2 e a a b P -== Y w ——轴与椭圆交点的坐标 f ——真近点角，近地点和远地点之间连线与卫星向径之间的夹角 E ——偏近点角 只要知道了卫星运行的椭圆轨道的几个主要参数：a ，e 等，卫星在椭圆轨道上任一点（r ）处的速度就可以计算出来： )12( a r v - = μ 其中2μ=GM （地心万有引力常数） 椭圆轨道上任一点处的向径r 为：)cos 1(E e a r -= 近地点向径：)1(e a r p -= 远地点向径：)1(e a r A += 所以，近地点r 最小，卫星速度最大e e a v -+? = 112 μ 远地点r 最大，卫星速度最小e e a v +-? = 112 μ 卫星或飞船入轨点处的速度，通常就是近地点的速度，这个速度一般要比当地的环绕速度要大；而椭圆轨道上远地点速度则比当地的环绕速度要小。 圆形轨道可以看成椭圆轨道的特殊情况。即a=b=r ，所以 r GM r v = = 2 μ A

卫星轨道参数计算

卫星轨道平面的参数方程： 1cos( ) p e r r ：卫星与地心的距离 P ：半通径（2 (1)p a e 或21p b e ） θ：卫星相对于升交点角 ω：近地点角距 卫星轨道六要素： 长半径a 、偏心率e 、近地点角距ω、真近点角f （或者卫星运动时间t p ）、轨道面倾角i 、升交点赤径Ω。

OXYZ─赤道惯性坐标系，X轴指向春分点T ； ON─卫星轨道的节线（即轨道平面与赤道平面的交线），N为升交点； S─卫星的位置； P─卫星轨道的近地点； f─真近点角，卫星位置相对于近地点的角距； ω─近地点幅角，近地点到升交点的角距； i─轨道倾角，卫星通过升交点时，相对于赤道平面的速度方向； Ω─升交点赤经，节线ON与X轴的夹角； e─偏心率矢量，从地心指向近地点，长度等于e； W─轨道平面法线的单位矢量，沿卫星运动方向按右旋定义，它与Z轴的夹角为i； a─半长轴； α，δ─卫星在赤道惯性坐标系的赤经、赤纬。 两个坐标系：地心轨道坐标系、赤道惯性坐标系。 地心轨道坐标系Ox0y0z0：以e e 1为x0轴的单位矢量，以W为z0轴的单位矢量，y0轴的单位矢量可以由x0轴的单位矢量与z0轴的单位矢量确定，它位于轨道平面内。 赤道惯性坐标系：OXYZ,X轴指向春分点。 由地心轨道坐标系到赤道惯性坐标系的转换： 1.先将地心轨道坐标绕W旋转角（-ω），旋转矩阵为R Z(-ω)； 2.绕节线ON旋转角（-i），旋转矩阵为R X(-i)； 3.最后绕Z轴旋转角（-Ω），旋转矩阵为R Z(-Ω)； 经过三次旋转后，地心轨道坐标系和赤道惯性坐标系重合。 在地心轨道坐标系中，卫星的位置坐标是： 0 0 0 cos sin 0 x r f y r f z

卫星的运动 卫星相关参数,摄动力,星历,卫星位置的计算

卫星的轨道 ?一、基本概念：轨道；卫星轨道参数；正常轨道；摄动轨道 ?二、卫星的正常轨道及位置的计算 ? 1.开普勒三定律 ? 2.三种近点角 ? 3.卫星轨道六参数 ? 4.卫星的在轨位置计算 1.开普勒（Johannes Kepler）三定律 ?开普勒第一定律 人造地球卫星的运行轨道是一个椭圆，均质地球位于该椭圆的一个焦点上。 ?开普勒第二定律 卫星向径在相同时间内所扫过的面积相等。 ?开普勒第三定律 卫星环绕地球运行的周期之平方正比于椭圆轨道长半轴的立方。 2.三种近点角 ?真近点角 当卫星处于轨道上任一点s时，卫星的在轨位置便取决于sop角，这个角就被称为真近点角，以f表示。 ?偏近点角 若以长半轴a做辅助圆，卫星s在该辅助圆上的相应点为s’，连接s’o’，s’o’p

角称为偏近点角，以E表示。 ?平近点角 在轨卫星从过近地点时元t p开始，按平均角速度n0运行到时元t的弧，称为平近点角。

3.卫星轨道六参数 ?长半轴（a）—— 卫星椭圆轨道的长半轴； ?偏心率（e）—— 卫星椭圆轨道的偏心率，是焦距的一半与长半轴的比值； ?真近点角（f）——在椭圆轨道上运行的卫星S，其卫星向径OS与以焦点O指向近地点P的极轴OP的夹角。 ?轨道平面倾角（i）—— 卫星轨道平面与天球赤道平面的夹角； ?升交点赤经（Ω）—— 升交点（N），是由南向北飞行的卫星，其轨道与天球赤道的交点。地球环绕太阳公转的一圈中有一个点（即日历上表示的春分时间），它反映在天球赤道平面上的固定位置，叫做春分点。升交点赤经是春分点轴向东度量到升交点的弧度； ?近地点角距（ω）—— 是由升交点轴顺着卫星运行方向度量到近地点的弧长.

高中物理人造卫星变轨问题专题

高中物理人造卫星变轨 问题专题 集团文件版本号：（M928-T898-M248-WU2669-I2896-

人造卫星变轨问题专题 (一) 人造卫星基本原理 绕地球做匀速圆周运动的人造卫星所需向心力由万有引力提供。 轨道半径r 确定后，与之对应的卫星线速度 r GM v = 、周期 GM r T 3 2π =、向心加速度2r GM a =也都是唯一确定的。如果卫星的质 量是确定的，那么与轨道半径r 对应的卫星的动能E k 、重力势能E p 和总机械能E 机也是唯一确定的。一旦卫星发生了变轨，即轨道半径 r 发生变化，上述所有物理量都将随之变化（E k 由线速度变化决定、E p 由卫星高度变化决定、E 机不守恒，其增减由该过程的能量转换情 况决定）。同理，只要上述七个物理量之一发生变化，另外六个也必将随之变化。 (二) 常涉及的人造卫星的两种变轨问题 1. 渐变 由于某个因素的影响使原来做匀速圆周运动的卫星的轨道半径发生缓慢的变化（逐渐增大或逐渐减小），由于半径变化缓慢，卫星每一周的运动仍可以看做是匀速圆周运动。

解决此类问题，首先要判断这种变轨是离心还是向心，即轨道半径r 是增大还是减小，然后再判断卫星的其他相关物理量如何变化。 1) 人造卫星绕地球做匀速圆周运动，无论轨道多高，都会受到稀薄 大气的阻力作用。如果不及时进行轨道维持（即通过启动星上小型发动机，将化学能转化为机械能，保持卫星应具有的状态），卫星就会自动变轨，偏离原来的圆周轨道，从而引起各个物理量的变化。这种变轨的起因是阻力。阻力对卫星做负功，使卫星速 度减小，卫星所需要的向心力r mv 2减小了，而万有引力2 r GMm 的 大小没有变，因此卫星将做向心运动，即轨道半径r 将减小。 由基本原理中的结论可知：卫星线速度v 将增大，周期T 将减小，向心加速度a 将增大，动能E k 将增大，势能E p 将减小，有部分机械能转化为内能（摩擦生热），卫星机械能E 机将减小。 为什么卫星克服阻力做功，动能反而增加了呢？这是因为一旦轨道半径减小，在卫星克服阻力做功的同时，万有引力（即重力）将对卫星做正功。而且万有引力做的正功远大于克服空气阻力做的功，外力对卫星做的总功是正的，因此卫星动能增加。根据E 机=E k +E p ，该过程重力势能的减少总是大于动能的增加。

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。

卫星星历计算和轨道参数计算编程实习(精)

专业:地图学与地理信息工程(印刷 班级:制本49—2 学号:3272009010 姓名:张连杰 时间:2012/9/21 一、概述 在C++6.0中建立基于单文档的MFC工程,利用简洁的界面方便地由卫星轨道根数计算卫星的实时位置和速度,并可以根据卫星的星历反求出卫星轨道根数。 二、目的 通过卫星编程实习,进一步加深理解和掌握卫星轨道参数的计算和卫星星历的计算方法,提高编程能力和实践能力。 三、功能 1、由卫星位置与速度求取卫星轨道参数; 2、由卫星轨道参数计算卫星星历。 四、编程环境及工具 Windows7环境,VC++6.0语言工具 五、计划与步骤 1.深入理解课本上的星历计算方法和轨道根数的求取方法,为编程实习打下算法基础; 2.学习vc++对话框的设计和编程,解决实习过程中的技术难题;

3.综合分析程序的实现过程,一步步编写代码实现。 六、程序异常处理 1.在进行角度转换时候出现的问题导致结果错误。计算三角函数时候先要把角度转换成弧度进行计算,最后输出结果的时候需要再把弧度转换回角度输出。 2.在计算omiga值得时候的错误。对计算出的omiga值要进行象限的判断,如果不符合条件要加或减一个周期pi(因为是反正弦函数。 七、原创声明 本课程设计报告及相应的软件程序的全部内容均为本人独立完成。其间,只有程序中的中间参量计算值曾与同学共同讨论。特此声明。 八、程序中的关键步骤和代码 1、建立基于单文档的名字为TrackParameter的MFC工程。 2、在资源视图里面增加一个对话框改属性ID为IDD_DIALOG1,在新的对话框IDD_DIALOG1上面添加控件按钮,并建立新的类CsatelliteDlg. 3、在菜单栏里面添加菜单实习一,并添加命令响应函数OnMenuitem32771(,在该函数中编写代码 CsatelliteDlg dlg; dlg.DoModal(; 这样执行时候调出对话框satelliteDlg. 4.在对话框satelliteDlg中的OK按钮的消息响应函数中添加相关赋值和公式计算代码。 5.按照以上步骤设计实习二。

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

计算卫星位置的程序

计算卫星位置 一、C语言程序 #include #include #include #define bGM84 3.986005e14 #define bOMEGAE84 7.2921151467e-5 void main() { long double roota=0.515365263176E+04; //轨道长半轴的平方根（根号a） long double toe=0.720000000000E+04; //观测时刻toe long double m0=-0.290282040486E+00; //参考时刻toe的平近点角 long double e=0.678421219345E-02; //轨道偏心率e long double delta_n=0.451411660250E-08;//卫星的摄动改正数△n long double smallomega=-0.258419417299E+01;//近地点角距ω long double cus=0.912137329578E-05;//纬度幅角正弦调和项改正的振幅（弧度）long double cuc=0.189989805222E-06;//纬度幅角余弦调和项改正的振幅（弧度）long double crs=0.406250000000E+01;//轨道半径的余弦调和项改正的振幅（m）long double crc=0.201875000000E+03;//轨道半径的正弦调和项改正的振幅（m）long double cis=0.949949026108E-07;//轨道倾角的余弦调和项改正的振幅（弧度）long double cic=0.130385160446E-07;//轨道倾角的正弦调和项改正的振幅（弧度）long double idot=-0.253939149013E-09;//轨道倾角变化率I long double i0=0.958512160302E+00; //轨道倾角（弧度） long double bigomega0=-0.137835982556E+01;//升交点赤经 long double earthrate=bOMEGAE84; //地球自转的速率we long double bigomegadot=-0.856928551657e-08; long double t=0.720000000000E+04; //加入卫星钟差改正的归化时间 long double A; long double n0=0,n,tk; long double mk,ek,tak,ik,omegak,phik,uk,rk; long double corr_u,corr_r,corr_i; long double xpk,ypk,xk,yk,zk; int i; printf("输入的数据：\n"); printf("√a=%e \n",roota); printf("toe=%e \n",toe); printf("e=%e \n",e); printf("i0=%e \n",i0); printf("ω=%e \n",smallomega); printf("△n=%e \n",delta_n); printf("Ω0=%e \n",bigomega0); printf("I=%e \n",idot); printf("Cuc=%e \n",cuc);

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。

C语言计算GPS卫星位置

C 语言计算G P S 卫星位置 1 概述 在用GPS 信号进行导航定位以及制订观测计划时，都必须已知GPS 卫星在空间的瞬间位置。卫星位置的计算是根据卫星电文所提供的轨道参数按一定的公式计算的。本节专门讲解观测瞬间GPS 卫星在地固坐标系中坐标的计算方法。 2 卫星位置的计算 1. 计算卫星运行的平均角速度n 根据开普勒第三定律，卫星运行的平均角速度n0可以用下式计算： 式中μ为WGS-84坐标系中的地球引力常数，且μ=3.986005×1014m 3/s 2。平均角速度n 0加上卫星电文给出的摄动改正数Δn ，便得到卫星运行的平均角速度n n=n 0+Δn (4-12) 2. 计算归化时间t k 首先对观测时刻t ′作卫星钟差改正 t=t ′-Δt 然后对观测时刻t 归化到GPS 时系 t k =t-t oc (4-13) 式中t k 称作相对于参考时刻t oe 的归化时间（读者注意：toc ≠toe ）。 3. 观测时刻卫星平近点角M k 的计算 M k =M 0+n tk (4-14) 式中M 0是卫星电文给出的参考时刻toe 的平近点角。 4. 计算偏近点角E k E k =M k +esinE k (E k ,M k 以弧度计) （4-15） 上述方程可用迭代法进行解算，即先令E k =M k ,代入上式，求出E k 再代入上式计 算，因为GPS 卫星轨道的偏心率e 很小，因此收敛快，只需迭代计算两次便可求得偏近点角E k 。 5. 真近点角V k 的计算 由于:

因此: 6．升交距角Φk 的计算 ω为卫星电文给出的近地点角距。 7. 摄动改正项δu,δr,δi 的计算 δu,δr,δi 分别为升交距角u 的摄动量，卫星矢径r 的摄动量和轨道 倾角i 的摄动量。 8. 计算经过摄动改正的升交距角u k 、卫星矢径r k 和轨道倾角i k 9. 计算卫星在轨道平面坐标系的坐标 卫星在轨道平面直角坐标系（X 轴指向升交点）中的坐标为 10. 观测时刻升交点经度Ωk 的计算 升交点经度Ωk 等于观测时刻升交点赤经Ω（春分点和升交点之间的角距）与 格林泥治视恒星时GAST （春分点和格林尼治起始子午线之间的角距）之差， Ωk =Ω-GAST （4-23） 又因为: tk oe Ω+Ω=Ω (4-24) 其中Ωoe 为参与时刻t oe 的升交点的赤经； Ω 是升交点赤经的变化率，卫星电文每小时更新一次Ω和t oe 。 此外，卫星电文中提供了一周的开始时刻t w 的格林尼治视恒星时GAST w 。由于 地球自转作用，GAST 不断增加，所以: GAST=GAST w +ωe t （4-25） 式中ωe ×10-5rad/s 为地球自转的速率；t 为观测时刻。 由式（4-24）和（4-25），得: 由（4-13）式，得: 其中0oe w GAST Ω=Ω-，o Ω、Ω、oe t 的值可从卫星电文中获取。 11. 计算卫星在地心固定坐标系中的直角坐标

人造地球卫星的运行轨道

人造地球卫星的运行轨道 夜晚，人们常常会看到明亮的星在天幕群星之间匆匆穿行，不久便消失在远方的天空。这就是人造地球卫星。 人造地球卫星沿着一定的轨道围绕地球运行。从这一点上看，它与月球很相像，属于以地球为中心的天体系统。但是，人造地球卫星与所有的天然天体不同，它是人工研制和发射到运行轨道上的一种空间飞行器（或航天器），是按照人的意志、为了人们的某种目的沿轨道运行的特殊天体。人造卫星体积很小，根本不能与月球相比。它与地球的距离也比月地距离小得多，即使距地面最远的人造卫星，其近地点高度，也不及月地最近距离的十分之一。由于人造卫星离地球较近，所以，在地球上只有天黑后不久和黎明前的一段时间内，才能看到它们。深夜时，也有人造卫星从天空经过，然而，由于完全掩没于地球的黑影之中，人们是无法看到它们的。 这些人造卫星飞行的方向是各不相同的。人造卫星的飞行方向不同，表明它们各自的轨道平面与赤道平面有着不同的夹角。 人造地球卫星运行轨道所在的平面，叫做轨道平面。所有人造卫星的轨道平面都通过地心。轨道平面与地球赤道平面的夹角，叫做轨道倾角。根据轨道倾角，人造地球卫星的轨道有顺行轨道、逆行轨道、极轨道和赤道轨道等几种。 朝偏东向运行的卫星，轨道倾角小于90°，称为顺行轨道。沿这种轨道运行的卫星，在发射过程中，运载火箭是朝偏东方向飞行的。由于发射时利用了地球自转的一部分速度，因此比较节省能量。世界上早期发射的人造卫星，大部分是属于这种类型的。 卫星沿南北方向运行，轨道倾角等于90°，称为极轨道。极轨道平面不仅通过地心，而且通过地球的南、北两极。由于地球不断地自转，因此，沿这种轨道运行的人造卫星，能从地球的任何上空通过。 卫星向偏西方向运行，轨道倾角大于90°，称为逆行轨道。沿这种轨道运行的人造卫星，在发射过程中，运载火箭是朝偏西方向飞行的。由于发射时需要抵消地球自转的一部分速度，因此，消耗的能量比较多。

人造卫星的分类及主要用途

人造卫星的分类及主要用途 自从牛顿发现万有引力定律，并设想在高山上水平抛出物体，当速度大到一定程度时，物体就不会落回地面，成为一颗人造卫星，300多年过去后，他的这一理论得到了证实，在地球上方发射了各种各样的人造卫星。 一、人造卫星的分类。 1、按用途分：科学探测和研究的科学卫星，包括空间物理探测卫星和天文卫星等；试验卫星，包括进行航天新技术试验或者是为应用类卫星进行试验的卫星；应用卫星，包括通信卫星、气象卫星、地球资源卫星、侦察卫星、导航卫星等， 2、按轨道的高低分：低轨道、中高轨道、地球同步轨道、地球静止轨道、太阳同步轨道、大椭圆轨道和极地轨道７大类。 3、按运行轨道划分： 顺行轨道：顺行轨道的特点是轨道倾角即轨道平面与地球赤道平面的夹角小于90度。卫星地面较近，高度仅为数百公里，故又将其称为近地轨道。我国用长征一、二号、风暴一号两种运载火箭发射的8颗科学技术试验卫星， 17颗返回式遥感卫星，神州号试验飞船，都是用顺行轨道。 逆行轨道：逆行轨道的特征是轨道倾角大于90度。欲把卫星送入这种轨道运行，运载火箭需要朝西南方向发射。不仅无法利用地球自转的部分速度，而且还要付出额外能量克服地球自转。因此，除了太阳同步轨道外，一般都不利用这类轨道。 赤道轨道：赤道轨道的特点是轨道倾角为0度，卫星在赤道上空运行。这种轨道有无数条，但其中的一条地球静止同步轨道具有特殊的重要地位。世界上主要的通信卫星都分布在这条轨道上。我国用长征三号火箭先后发射了1颗试验卫星、5颗东方红二号系列通信卫星、2颗风云二号气象卫星、用长征三号甲火箭发射了1颗实践四号探测卫星、2两颗东方红三号通信卫星、1颗中星22号通信卫星都在这一轨道上。 极地轨道：就卫星轨道类型来说，还有一种轨道倾角为90度的极地轨道。它是因轨道平面通过地球南北两极而得名。在这种轨道上运行的卫星可以飞经地球上任何地区上空。我国长征二号丙改进型火箭以1箭双星的方式6次从太原起飞，把12颗美国铱星送入太空，就属于这种发射方式。