卫星轨道六根数

第一节1.遥感：是一种远距离的、非接触的目标探测技术。

通过对目标进行探测，获取目标的观测数据，然后对获取的观测数据进行加工处理，从而实现对目标的定位、定性、定量和变化规律的描述（即认识观测对象）。

2.遥感技术系统：将遥感技术和方法应用到某个专业领域便构成了一个遥感系统。

一个完整的遥感技术系统经常有三部分组成：空机系统，地基系统和研究技术系统。

3.遥感的主要使命和任务答：遥感主要通过对目标进行探测，获取目标的观测数据，然后对获取的观测数据进行加工处理，从而实现对目标的定位、定性、定量和变化规律的描述。

具体来说，遥感是利用地面目标反射或辐射电磁波的固有特性，通过观察目标的电磁波信息已达到获取目标电磁波的几何信息和物理属性的目的，最终应用到农林、地质、水文、气象、环境的领域。

4.遥感技术的主要特点和优势答：1、（能完成的主要任务：定性，定量，定位,演变规律分析。

是什么有多少在哪里变化否）遥感技术可以对物体的属性、数量、位置、变化情况进行监测，从而实现对目标进行定位、定性、或定量的描述。

2、（效率高，效益好（特别大范围、宏观、境外等应用））利用遥感技术获取目标信息效率高、效果好。

目前，遥感技术已实现全天候，可以不受天气的环境因素影响，并且可利用不同的遥感技术又针对性的获取目标信息。

3、（客观性好（与传统方法比较））与传统方法相比，遥感技术的客观性更好。

目前遥感技术可获得研究对象的宏观信息，减少了传统方法中由于信息不足而带来的主观因素影响。

4、（适合动态监测、变化规律研究（传输型卫星可周期性观测））适合动态监测、变化规律研究。

现代遥感技术已经进入了一个能够动态、快速、准确、多手段提供多种对地观测数据的新阶段，可以在不同的航天、航空遥感平台上获得不同空间分辨率、时间分辨率的遥感图像。

第二节：1.电磁波谱：将电磁波在真空中按照波长或频率依大小顺序划分成波段，排列成谱即称为电磁波谱。

2.瑞利散射：由尺寸远远小于电磁波波长λ的微粒引起的散射3.米氏散射：由尺寸与波长λ相当的微粒（水滴、烟尘、花粉、气溶胶）引起的散射4.大气层窗口：电磁波辐射在大气传输中透过率比较高的波段5.遥感中为什么要讲电磁波知识答：遥感是一种远距离的、非接触的目标探测技术。

北斗IGSO 轨道六根数
人造卫星轨道六要素（也称为轨道六根数）是用于表征卫星轨道形状、位置及运动等属性的参数，可用来确定任意时刻卫星的轨道和位置。

通常的轨道六根数指的是：半长轴a、离心率e、轨道倾角i、近心点辐角ω、升交点经度Ω和真近点角φ。

六根数中，前2项确定了轨道形状，第3、4、5项确定了轨道平面所处的位置，第6项确定了卫星在轨道中当前所处位置还常常用平近点角、过升交点时刻、过近地点时刻等参量表征，其效果是等价的。

半长轴a：这个根数决定了卫星轨道形成的椭圆长半轴的长度，及轨道的大小。

同时，这个根数也决定了发射卫星到这个轨道需要多少能量，因为根据活力公式，一个确定轨道的机械能是固定的。

偏心率e：跟椭圆的扁率是一个意思，代表轨道偏心的程度。

偏心率近似等于0的轨道一般称为近圆轨道，此时地球的质心几乎与轨道几何中心重合。

偏心大于0小于1，轨道就呈椭圆状，偏心率越大轨道越扁。

轨道倾角i：即轨道平面与赤道平面之间的夹角，用于描述轨道的倾斜程度，简单地说就是轨道平面相对于地球赤道平面是躺着的还是立着的或者是斜着的。

卫星轨道的倾角决定了卫星星下点所能覆盖的地理高度，并对发射场和运载火箭的运力形成硬性约束。

升交点赤经Ω：理解这个轨道根数需要在称为惯性系的三维空间中进行。

航天动力学中常常将J2000坐标系作为惯性系使用，J2000坐标系它的原点在地球质心，参考平面是J2000平赤道面，Z轴向北
指向平赤道面北极，X轴指向J2000平春分点，Y轴与X和Z轴组成直角右手系。

真近点角φ指天体从近地点起沿轨道运动时其向径扫过的角度，是某一时刻轨道近地点到卫星位置矢量R的夹角。

真近点决定了卫星在轨道中的具体位置。

卫星轨道计算1.轨道根数如果知道卫星的轨道根数，可以根据它们求出卫星在任一时刻的位置。

1．1 开普勒六参数卫星的轨道根数包括六个积分常数，如图1，包括，a为轨道长半轴；e为轨道偏心率；i 为卫星运动轨道面与赤道面的夹角；Ω为卫星轨道升交点N的赤道经度(自春分点算起)；ω为轨道近地点极角，即轨道平面内升交点到近地点的角度；ζ为卫星过近地点时刻1. 轨道半长轴，是椭圆长轴的一半。

2. 轨道偏心率，也就是椭圆两焦点的距离和长轴比值。

3. 轨道倾角，这个是轨道平面和地球赤道平面的夹角。

对于位于赤道上空的同步静止卫星来说，倾角就是0。

4. 升交点赤经：卫星从南半球运行到北半球时穿过赤道的那一点叫升交点。

这个点和春分点对于地心的张角称为升交点赤经。

5. 近地点幅角：这是近地点和升交点对地心的张角。

6. 过近地点时刻：卫星位置随时间的变化需要一个初值。

其中i、Ω、ω决定卫星轨道平面和长轴在空间的位置，而a、e、ζ可求出卫星在任何时刻在轨道上的位置。

1．2 TLE卫星星历TLE两行根数格式如下：AAAAAAAAAAAAAAAAAAAAAAAA1 NNNNNU NNNNNAAA NNNNN.NNNNNNNN +.NNNNNNNN +NNNNN-N +NNNNN-N N NNNNN2 NNNNN NNN.NNNN NNN.NNNN NNNNNNN NNN.NNNN NNN.NNNN NN.NNNNNNNNNNNNNN以国际空间站为例ISS (ZARYA)1 25544U 98067A 06052.34767361.00013949 00000-0 97127-4 0 39342 25544 051.6421 063.2734 0007415 308.6263 249.9177 15.74668600414901（1）第0行第0行是一个最长为24个字符的卫星通用名称，由卫星所在国籍的卫星公司命名，如SINOSAT 3。

第八届全国空间轨道设计竞赛甲组题目李明涛1、于锡峥21.问题描述人类太空活动的飞速发展，极大地改变了我们的生活，也产生了数量庞大的空间碎片。

作为影响航天器安全运行的重要因素，空间碎片的减缓与清理已经成为航天领域的全球性关注问题。

第八届全国空间轨道设计竞赛甲组题目是太阳同步轨道空间碎片的多目标交会任务。

图1 空间碎片该任务由一颗空间飞行器在一年内完成。

初始时刻飞行器位于1研究员，limingtao@，134********2副研究员，yuxizheng@，010-********700km 高度的近地圆轨道上。

飞行器总重1000kg ，可配置电推进系统、脉冲推进系统或混合推进系统。

通过合理地优化设计飞行器的飞行轨迹，对太阳同步轨道上的空间碎片进行交会，交会后停留至少3600秒，然后释放重量为1kg 的碎片减缓装置。

根据交会碎片的雷达反射面积，交会并释放减缓装置后，飞行器获得不同的碎片减缓收益。

期望通过合理设计空间飞行器的飞行轨迹，使得碎片减缓收益最大化，并实现良好的时间和燃料性能。

飞行器和碎片的轨道动力学模型考虑地球扁率J2项的摄动影响。

2. 设计指标和评价标准第一设计指标定义为空间碎片减缓收益：11ni i J v ==∑ （1）n 为交会的空间碎片数量，i v 等于第i 个空间碎片的减缓收益。

假设碎片的减缓收益等于该碎片的雷达反射面积。

空间碎片的轨道数据以及雷达反射面积会随题目一起发布。

当第一设计指标相同时，第二设计指标是最小化飞行器的飞行时间：2f J T = （2）f T 为从初始时刻到交会最后一颗空间碎片并完成释放碎片减缓装置的飞行时间，单位为天。

第三设计指标为最小化飞行器的燃料消耗：3fuel J m =∆ （3）燃料的单位为公斤（kg ）。

如果两组设计结果的设计指标（123J J J 、、）相差均在千分之一之内，认为两组设计指标相同。

设计指标的优先级从高到低排列，分别是123J J J 、、。

卫星数学知识主要涉及人造卫星轨道六根数，这六根数用于表征卫星轨道形状、位置及运动等属性，可以用来确定任意时刻卫星的轨道和位置。

这六根数包括：
1. 半长轴a：这个根数决定了卫星轨道形成的椭圆长半轴的长度，及轨道的大小。

同时，这个根数也决定了发射卫星到这个轨道需要多少能量。

2. 离心率e：离心率决定了轨道的形状，离心率大于0小于1时，轨道为椭圆形，离心率越大，轨道越扁。

3. 轨道倾角i：行星轨道面对黄道面的倾角，是在升交点处从黄道面逆时针方向量到行星轨道面的角度。

4. 近地点幅角ω：从升交点沿行星运动轨道逆时针量到近地点的角度，决定了轨道平面内轨道的朝向。

5. 升交点黄经Ω：行星轨道升交点的黄道经度，决定了竖直z轴空间内轨道的朝向。

6. 真近点角φ：在轨道平面内，从近地点起沿卫星运行方向到卫星所在位置所转过的角度，除了用真近点角来表征外，还常常用平近点角、过升交点时刻、过近地点时刻等参量表征。

此外，根据运行轨道的不同，人造卫星可以分为低轨道卫星、中轨道
卫星、高轨道卫星、地球同步轨道卫星、地球静止轨道卫星、太阳同步轨道卫星、大椭圆轨道卫星和极轨道卫星等。

其中，地球同步轨道是指运行周期与地球自转周期相同的顺行轨道，地球静止轨道是这种轨道的一种特殊形式，其倾角为0，位于地球赤道上空35789千米处。

以上信息仅供参考，如需更专业的介绍，建议咨询航天工程专家或查阅相关文献资料。

人造地球卫星轨道的根数轨道根数是什么呢？它可不是太空中有几根轨道的意思，轨道根数又称轨道要素或轨道参数，是用来描述人造地球卫星在其轨道运行状态的一组参数。

通常情况下指的是用经典万有引力定律、开普勒三大定律描述天体按圆锥曲线运动时所必需的六个参数：轨道半长轴ɑ、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω、真近点角ν。

按形状来说，卫星都是在圆形或椭圆形轨道上运行的。

圆形轨道具有任何时候都与地球表面保持相等距离的优点，故而多用于观察地球、通信广播、导航定位和大地测量等卫星。

由于圆形轨道要求运载器入轨时的速度大小和方向都必须非常准确，所以实际上卫星常常是在近圆形或椭圆形轨道上飞行的。

文/尹怀勤人造地球卫星的用途非常广泛，且不同用途的卫星需要不同的轨道，因此人造地球卫星的轨道是非常复杂的，它们的名称不仅多种多样，而且富含科学意义，它们被按照形状、与地面的距离、飞行方向等进行分类。

以前，我们介绍过人造地球卫星的轨道分类，但只知道轨道类别还是无法确定卫星的位置，还需要一些更具体的信息才行。

今天要介绍的轨道根数就能帮助科学家了解卫星的具体位置。

近地点轨道平面地心赤道面远地点半长轴a24尹爷爷讲航天当人造地球卫星在椭圆形轨道上运行时，地球中心（简称地心）位于椭圆的一个焦点上。

卫星在运行过程中的特点是距离地球有时近、有时远。

轨道上距离地球最近的点叫近地点，最远的点叫远地点。

它们分别位于长轴的两端，也就是说近地点与远地点之间的距离被称为椭圆轨道的长轴，与其垂直的椭圆的另一个中心轴被称为短轴。

可以想见，长短轴长度相差越多，椭圆形就愈加扁长；长短轴数值越大，轨道距离地球表面就越远。

卫星在椭圆形轨道上运行时，各点的运行速度是变化的，在近地点处卫星运行速度最快，在远地点处运行速度最慢。

依照航天界的统一定义，卫星在轨道上运行一圈所需的时间叫作周期T。

由此可见，不管卫星运行的椭圆轨道形状如何，只要它们的半长轴ɑ相同，其运行的周期T 就是一样的。

林火监测业务常用卫星轨道报及其解读闫厚（国家林业局森林防火预警监测信息中心北京100714）廖晓宏（北京川页电气科技发展有限公司北京100714）摘要利用卫星轨道报进行卫星轨道预报是林火监测业务的重要环节。

本文介绍了卫星轨道报的种类、相关概念和内容含义，为利用卫星轨道报进一步作好林火监测各项工作奠定基础。

关键词林火监测卫星轨道报在卫星林火监测业务中，必须对卫星过境时间、扫描区域和卫星运动轨迹进行准确预报，才能确保地面站天线系统的正常运行，为森林火灾处置提供及时准确的监测成果。

人造地球卫星在空间环绕地球运行,可用轨道半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点角距和近地点时刻等六个要素描述。

记录了这六个轨道参数的文件，称为卫星轨道报，又叫开普勒根数（Keplerian Elements，简称“Keps根数”），是以400年前德国天文学家开普勒命名的。

详细了解卫星轨道报格式内容，对于深入了解监测系统构造、确保监测系统稳定运行和提高林火监测技术水平都具有非常重要的意义。

1相关术语为便于对卫星轨道报的理解，需要对涉及的相关术语进行解释。

人造地球卫星绕地球运行遵循开普勒行星运动三定律。

（1）卫星轨道为一椭圆，地球在椭圆的一个焦点上。

其长轴的两个端点是卫星离地球最近和最远的点，分别叫做远地点和近地点。

（2）人造地球卫星在椭圆轨道上绕地球运行时，其运行速度是变化的，在远地点时最低，在近地点时最高。

速度的变化服从面积守恒规律，即卫星的向径（卫星至地球的连线）在相同的时间内扫过的面积相等。

（3）人造地球卫星在椭圆轨道上绕地球运行，其运行周期取决于轨道的半长轴（与半长轴的二分之三次方成正比）。

由此可知，人造地球卫星在空间的位置可以用半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点角距和近地点时刻等参数来描述。

这些特定参数解释如下：春分点 - 在地球和太阳的相对运动中，如果假定地球不动，则太阳绕地球运行，当太阳从地球的南半球向北半球运行时，穿过地球赤道平面的那一点叫春分点；升交点 - 人造地球卫星绕地球运行，当它从地球南半球向北半球运行时，穿过地球赤道平面的那一点；星下点 - 卫星与地球中心连线在地球表面的交点；历元年 - 轨道报预报的年份；星下点轨迹- 所有星下点连成的曲线；近地点时刻 - 即卫星通过近地点的时间；升交点赤经Ω- 从春分点到地心的连线与从升交点到地心的连线的夹角；近地点幅角ω- 又称近地点幅角，就是卫星从升交点到地心的连线与从近地点到地心的连线的夹角；半长轴–轨道长轴的一半；偏心率e- 轨道焦距与半长轴之比；倾角i -在卫星轨道升段时由赤道平面反时针旋转到轨道平面的夹角；平均近地角 - 若卫星通过近地点的时刻为tp，卫星的平均角速度为 n，则任一时刻的平均近点角M=n（t-tp）。

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，它们可以用于任意发射速度>7.9km/s-椭圆>11.2km/s-抛物>16.7km/s-双曲二体系统的运动，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ce ——偏心率 a c e =P e ——近地点A p ——远地点 P ——半通径)1(22e a ab 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(ar 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 ea v -+⋅=112μA远地点r 最大，卫星速度最小e ea v +-⋅=112μ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。