人造地球卫星的变轨问题

运行轨道

人造卫星的运行轨道（除近地轨道外）通常有三种：地球同步轨道，太阳同步轨道，极轨轨道。

① 地球同步轨道 是运行周期与地球自转周期相同的顺行轨道。但其中有一种十分特殊的轨道，叫地球静止轨道。这种轨道的倾角为零，在地球赤道上空35786千米。地面上的人看来，在这条轨道上运行的卫星是静止不动的。一般通信卫星，广播卫星，气象卫星选用这种轨道比较有利。地球同步轨道有无数条，而地球静止轨道只有一条。

② 太阳同步轨道 是轨道平面绕地球自转轴旋转的，方向与地球公转方向相同，旋转角速度等于地球公转的平均角速度（360度/年）的轨道，它距地球的高度不超过6000千米。在这条轨道上运行的卫星以相同的方向经过同一纬度的当地时间是相同的。气象卫星、地球资源卫星一般采用这种轨道。

③ 极地轨道 是倾角为90度的轨道，在这条轨道上运行的卫星每圈都要经过地球两极上空，可以俯视整个地球表面。气象卫星、地球资源卫星、侦察卫星常采用此轨道。

[编辑本段]人造卫星工程系统

通用系统有结构，温度控制，姿态控制，能源，跟踪，遥测，遥控，通信，轨道控制，天线等等系统，返回式卫星还有回收系统，此外还有根据任务需要而设的各种专用系统。人造卫星能够成功执行预定任务，单凭卫星本身是不行的，而需要完整的卫星工程系统，一般由以下系统组成：

1发射场系统

2运载火箭系统

3卫星系统

4测控系统

5卫星应用系统

6回收区系统（限于返回式卫星）

[编辑本段]卫星系统的组成部分

卫星系统中，各种设备按其功能上的不同，分为有效载荷及卫星平台两大部分。卫星平台又分为多个子系统：

有效载荷（不同类型卫星均不同，共同的有：）

1、对地相机

2、恒星相机

3、搭载的有效载荷

卫星平台（为有效载荷的 *** 作提供环境及技术条件，包括：）

1、服务系统

2、 热控分系统

3、 姿态和轨道控制分系统

4、 程序控制分系统

5、 遥测分系统

6、 遥控分系统

7、 跟踪和测试分系统

8、 供配电分系统

9、 返回分系统（限於返回式卫星）

#include <iostream>

#include <cmath>

#define PI 314

int main()

{

double y=0;

double a=8755;

double b=6810;

double t=0;

y=PI(15(a+b)-sqrt(ab));

printf("%f\n",y);

}

卫星导航的原理是各导航卫星不断地向地面传送本身随时间变化的精确位置，飞机、轮船等交通工具上的卫星定位接收仪接收到这些信息后，会迅速计算出自身的位置，从而达到导航的目的。

在第一颗人造地球卫星成功发射后不久的1957年底，美国霍普金斯大学应用物理实验室的两名博士用一台无线电接收机接收到前苏联这颗人造卫星发出的无线电信号。他们一位叫吉勒，另一位叫韦芬巴克，都是无线电爱好者。他们发现接收到的无线电波的频率，随着卫星的运动会出现一种“多普勒效应”(即当波源与观察者有相对运动时，观察者接收到的频率和波源发出的频率不同的现象。正如火车朝听者急驶过来时，汽笛声的音调会变高；离听者飞速远去时，汽笛音调变低一样)。由此使他们联想到，可以通过在地面站测量频移来确定卫星的轨道，两人研究出了根据测量的频移数据确定整个卫星轨道的一种算法。这个实验室的另两位博士麦克卢尔和克什纳又进一步设想，如果把编出的程序倒过来使用，那么就可以从卫星已知的准确轨道，计算出地面接收台站的位置，从而形成了卫星导航的概念，即利用卫星的多普勒效应和格林尼治时间来定位，实现导航。

1958年12月，以霍普金斯大学为首的研究卫星导航的小组成立，“子午仪”卫星导航计划开始实施，1964年7月正式交付海军使用，1967年，该系统开始进入民用领域。

卫星轨道椭圆的参数方程为x=acost , y=bsint(0 t 2 ),a,b分别是长，短半轴。根据计算参数方程的弧长的公式，椭圆长度可表为如下积分

L=4 称为椭圆积分，它无法用解析方法计算。根据所给数据a=6371+2384=8755,b=6371+439=6810下面是用梯形公式和辛普森公式计算的程序：

function y=x5(t)

a=8755;b=6810;

y=sqrt(a^2sin(t)^2+b^2cos(t)^2);

在MATLAB工作区键入以下程序：（为区别两段程序，以下用空行隔开）

t=0:pi/110:pi/2;

y1=x5(5);

11=4trapz(t,y1)

12=4quad(‘x5’,0,pi/2,le-6)

在长格式输出结果为：

11=4908996526785276e+004

12=4908996531830460e+004

可以看出，梯形公式（仅将区间5等分）给出了很好的结果。轨道长度为4909104 千米。

format

long

tp=input('tp=');

toc=input('toc=');

a0=input('a0=');

a1=input('a1=');

a2=input('a2=');

toe=input('toe=');

M0=input('M0=');

a=input('长半径a=');

deltan=input('卫星平均角速度之差deltan=');

e=input('e=');

w=input('w=');

Cuc=input('Cuc=');

Cus=input('Cus=');

Cic=input('Cic=');

Cis=input('Cis=');

Crc=input('Crc=');

Crs=input('Crs=');

i0=input('i0=');

I=input('轨道倾角变化率I=');

OM0=input('OM0=');

OM=input('升交点赤径变化率OM=');

tt=a0+a1(tp-toc)+a2(tp-toc);

t=tp-tt;

tk=t-toe;

u=398600510^8;

n0=sqrt(u/a^3);

n=n0+deltan;

Mk=M0+ntk;

Dk=1;

Ek=0;

n1=0;

while

abs(Ek-Dk)>00000000001

n1=n1+1;

Ek=Dk;

Dk=Mk+esin(Ek);

end

Ek=Dk;

Vk=atan(sqrt(1-ee)sin(Ek)/(cos(Ek)-e));

if

sin(Ek)>0

&

cos(Ek)-e<0

Vk=pi-Vk;

elseif

sin(Ek)<0

&

cos(Ek)-e<0

Vk=pi+Vk;

elseif

sin(Ek)<0

&

cos(Ek)-e>0

Vk=2pi-Vk;

end

Faik=Vk+w;

SigmaU=Cuccos(2Faik)+Cussin(2Faik);

SigmaR=Crccos(2Faik)+Crssin(2Faik);

SigmaI=Ciccos(2Faik)+Cissin(2Faik);

Uk=Faik+SigmaU;

Rk=a(1-ecos(Ek))+SigmaR;

Ik=i0+SigmaI+Itk;

X0=Rkcos(Uk);

Y0=Rksin(Uk);

we=72921156710^(-5);

OMK=OM0+(OM-we)tk-wetoe;

Xk=X0cos(OMK)-Y0cos(Ik)sin(OMK);

Yk=X0sin(OMK)+Y0cos(Ik)cos(OMK);

Zk=Y0sin(Ik);

disp(['卫星钟差改正dt=',num2str(tt)])

disp(['归化时刻tk=',num2str(tk)])

disp(['平均运行角速度n=',num2str(n)])

disp(['卫星平近点角Mk=',num2str(Mk)])

disp(['偏近点角Ek=',num2str(Ek)])

disp(['真近点角Vk=',num2str(Vk)])

disp(['升交距角Faik=',num2str(Faik)])

disp(['摄动改正项SigmaU=',num2str(SigmaU)])

disp(['摄动改正项SigmaR=',num2str(SigmaR)])

disp(['摄动改正项SigmaI=',num2str(SigmaI)])

disp('经过摄动改正项：')

disp(['升交距角Uk=',num2str(Uk)])

disp(['卫星矢径Rk=',num2str(Rk)])

disp(['轨道倾角Ik=',num2str(Ik)])

disp('卫星在轨道平面坐标系的坐标')

disp(['X0=',num2str(X0)])

disp(['Y0=',num2str(Y0)])

disp(['观测时刻升交点经度OMK=',num2str(OMK)])

disp('卫星在地心固定坐标系中的直角坐标')

disp(['Xk=',num2str(Xk)])

disp(['Yk=',num2str(Yk)])

disp(['Zk=',num2str(Zk)])

以上就是关于人造地球卫星的变轨问题全部的内容，包括:人造地球卫星的变轨问题、帮我写下matlab或c语言的程序:（数值积分）人造地球卫星的轨道可视为平面上的椭圆，地心位于椭圆的一个焦点、卫星导航的原理是什么等相关内容解答，如果想了解更多相关内容，可以关注我们，你们的支持是我们更新的动力！