太阳同步回归轨道设计、仿真研究
STK实验卫星轨道全参数仿真
实验一卫星轨道参数仿真一、实验目的1、了解STK的基本功能；2、掌握六个轨道参数的几何意义；3、掌握极地轨道、太阳同步轨道、地球同步轨道等典型轨道的特点。
二、实验环境卫星仿真工具包STK三、实验原理（1）卫星轨道参数六个轨道参数中，两个轨道参数确定轨道大小和形状，两个轨道参数确定轨道平面在空间中的位置，一个轨道参数确定轨道在轨道平面内的指向，一个参数确定卫星在轨道上的位置。
•轨道大小和形状参数：这两个参数是相互关联的，第一个参数定义之后第二个参数也被确定。
第一个参数第二个参数semimajor axis 半长轴 Eccentricity 偏心率apogee radius 远地点半径 perigee radius 近地点半径apogee altitude 远地点高度 perigee altitude 近地点高度Period 轨道周期 Eccentricity 偏心率mean motion平动 Eccentricity 偏心率图1 决定轨道大小和形状的参数•轨道位置参数：轨道倾角（Inclination）轨道平面与赤道平面夹角升交点赤经（RAAN）赤道平面春分点向右与升交点夹角近地点幅角（argument of perigee）升交点与近地点夹角•卫星位置参数：（2）星下点轨迹在不考虑地球自转时，航天器的星下点轨迹直接用赤经α、赤纬δ表示（如图2）。
直接由轨道根数求得航天器的赤经赤纬。
图2 航天器星下点的球面解法在球面直角三角形SND 中：⎪⎩⎪⎨⎧+==∆∆+Ω=+==)tan(cos tan cos tan )sin(sin sin sin sin f i u i f i u i ωαααωδ （1） 由于地球自转和摄动影响，相邻轨道周期的星下点轨迹不可能重合。
设地球自转角速度为E ω，t 0时刻格林尼治恒星时为0G S ，则任一时刻格林尼治恒星时G S 可表示成：)(00t t S S E G G -+=ω （2）在考虑地球自转时，星下点地心纬度ϕ 与航天器赤纬δ仍然相等，星下点经度（λ）与航天器赤经α的关系为：⎩⎨⎧=---=-=δϕωααλ)(00t t S S E G G （3） 将（1）代入上式，得到计算空间目标星下点地心经纬度()ϕλ,的公式，即空间目标的星下点轨迹方程为：⎩⎨⎧⋅=---⋅+Ω=)sin arcsin(sin )()tan arctan(cos 00u i t t S u i E G ϕωλ （4） 其中ϕ 为星下点的地理纬度，λ 为星下点的地理经度，u 是纬度幅角，ωE 为地球自转角速度。
航天器基本特点与设计要求概述_四_航天器的轨道设计_构形和可靠性
航天器基本特点与设计要求概述(四)———航天器的轨道设计、构形和可靠性 五院501部 吴开林 文摘 介绍了航天器各种运行轨道及返回轨道的特点和设计要求,阐述了航天器构形设计的主要内容,强调了航天器可靠性设计的重要性及实现的环节和基本原则。
关键词 航天器 特点 设计要求 轨道 构形 可靠性 一 航天器的轨道设计航天器的轨道设计分成运行轨道设计和返回轨道设计,任何一个航天器都有运行轨道的设计,而返回轨道的设计通常只适合返回式卫星和载人飞船。
11运行轨道航天器的轨道通常由6个轨道要素所决定,轨道设计根据任务要求合理地选择航天器的轨道要素。
航天器的轨道倾角和升交点的赤经决定了航天器轨道在空间的位置。
航天器的轨道设计并没有绝对的规则可循,有效的轨道设计需要清楚地理解轨道选择的依据,并且随着任务要求的改变或任务定义的完善,对轨道设计的依据应定期进行分析和评定。
根据卫星的不同任务,轨道的设计过程大致如下。
根据航天器的任务,轨道设计首先必须确定航天器轨道的类型。
为了设计轨道,往往将航天器的航天飞行任务分成几段,并按飞行任务的总体功能来区分各个任务段,每个轨道都有不同的选择标准。
图1是航天器轨道入轨图。
(1)转移轨道用来将卫星从一个轨道转移到另一个轨道时所经过的轨道。
例如,转移到地球同步轨道的转移轨道。
作为地球同步轨道的通信卫星,它必须要求运载火箭将通信卫星送到转移轨道,然后在转移轨道上由卫星自己送到地球同步轨道。
图1 航天器轨道入轨图(2)停泊轨道(等待轨道)这是一种临时轨道,是卫星为转移到另一条轨道而暂时停留的轨道。
这种轨道是为卫星在进行各种空间操作之间或在工作寿命末期的检查和储存提供一个安全而方便的场所。
这种轨道还可以用来衔接卫星发射后进入转移轨道之前的各个阶段的不同工作状态。
・24・・航天技术与产品・ 航天标准化2002年第4期 (3)空间基准轨道这是一种工作轨道,这种轨道的主要特征是处于空间某一个位置。
航天飞行动力学作业报告-轨道仿真及转移质量计算
航天飞行动力学作业报告——轨道仿真及转移质量计算一、问题描述1、在已知条件下考虑J2项摄动和大气阻力摄动，计算仿真航天器轨道在一年之内的变化特性，并绘制其图像。
2、在轨运行一年后，采用Hohmann 机动使轨道回到标称轨道，计算所要消耗的推进剂的质量。
二、模型建立在仅考虑J2项摄动和大气阻力摄动的假设下，可得到下列公式进行求解。
sin (1)cos ]cos (1)sin sin()cot ]sin (1)sin (1cos )]u r u u h h r u h r u r u dp dt de r er a f a f a dt p p d dt di dt d r er a f a f a f i dt p pdf f r dt e p da a e f a e f dt ωω==+++Ω===−++−+−+=++2r u dM r r f e a dt p p +−+其中r u h a a a 为摄动加速度在径向、横向、副法向方向上的加速度分量，可以用下列公式得到。
Da g a ∆=∆+22222222222222223[13sin sin ()]23sin sin[2()]23sin sin()2e r e u e h R g J i f r rR g J i f r rR g J i f r r µωµωµω∆=−−+∆=−+∆=−+22sin cos Dr Du a v a v σργσργ=−=−通过matlab 对上式进行数值迭代求解就可以得到轨道六要素在一年之内的变化特性。
三、求解六要素通过上式的迭代求解可以得到六要素在一年中变化如下：图 3-1 近地点幅角ω图3-2 真近点角f图3-3 离心率e图3-4 半长轴a图3-5 轨道倾角i图3-6 升交点赤经Ω四、六要素的理论分析对于0.25E7 s时候e产生的突变，是因为在迭代数值求解过程中，使用了两组公式分别对应于e很小（近似为圆轨道）以及e不可忽略（按椭圆轨道）的时候，当到0.5E7 s附近时，e不可忽略，de按椭圆轨道计算，会产生一个突增。
对地观测小卫星的轨道设计及目标覆盖仿真
（ ６ ）
覆盖幅宽为 Ａ Ｂ， 如图 ５所示 ， 取Ｆ Ｏ Ｖ＝１ ５ 。 时可覆盖范 围与卫 星轨道高度之间的关系 。
ｈ ｔ ｔ ｐ ： ／ ／ ｓ ｃ ｂ ｇ ． ｊ ｏ ｕ ｒ ｓ ｅ ｒ ｖ ． ｃ ｏ ｎ ｒ ／
数关系如 图 １所示 （ 由于本文讨论 的是 圆轨道 ， 故ｅ ＝０ ， ∞和
Ｉ 厂 也无 意 义 ） 。
的卫星轨道升交点赤经 的长期变化 ， 会使卫 星星下点 轨迹 的
升交点在赤道上产生漂 移 ， 交点周 期 是对 应卫 星星下 点
收 稿 日期 ： ２ ０ １ ３— ０ ３—１ ９
作者 简介 ： 孙洋 （ １ ９ ８ ８ 一） ， 男（ 回族 ） ， 硕士研究生 ， 主要从事通信与信息 系统研究 ； 徐慨 （ １ ９ ６ ５ 一） ， 男， 副教授 ， 硕 士生导 师， 主要从事卫星通信研究 。
１ ４ ６
四 川 兵 工 学 报
与倾 角 之 间 的 关 系 如 图 ２所 示 。
图 ４为卫 星对 地观测 示意 图， 其中 Ｆ Ｏ Ｖ卫星观 测 的视
场角 ， 口为覆盖幅宽 的半 中心角 ， 则有
ｆ 卢 …ｃ ｓ ｉ ｎ （ ｓ ｉ ｎ Ｆ ２ Ｏ Ｖ ］ ， 一 Ｆ 丁 Ｏ Ｖ
【 ， ０： ２ ． Ｒ ｅ ． ８
连续 ２次（ 升段或 降段 ） 通过 同一标准 纬圈 的时间 间隔。根
据文献 ［ ２ ］ 中可知
＝ ・
［ １ ＋ 吾・ Ｊ ２ － （ 警 ） ・ ｃ １ — ４ ｃ ｏ ｓ ２ ｉ ） ３ （ ４ ）
（ ５ ）
由式 （ ４ ） 可得卫星 回归周期 Ｄ与 回归 圈数 Ⅳ比值 、 基 本交点
1.3.2 地球的运动(第2课时)七年级地理上册同步高效课堂(人教版2024)(解析版)
1.3.2地球的运动（第2课时）考点基础练一、单选题为培养学生的地理实践力，临沂市某中学地理兴趣小组用地球仪和灯泡演示地球运动状况。
图为兴趣小组演示地球运动的示意图。
完成下面小题。
1．该地理兴趣小组演示的地球自转和公转运动方向，正确的一组是（）A．①①B．①①C．①①D．①①2．光源固定，演示地球自转可验证的现象是（）A．五带的划分B．昼夜长短的变化C．时间的差异D．四季的变化【答案】1．D 2．C【解析】1．根据所学知识，地球绕地轴不停转动叫地球自转，地球自转的方向是自西向东，演示的地球自转方向正确的是①；地球在自转的同时还要绕着太阳转动叫地球公转，地球公转的方向是自西向东，呈现逆时针，故演示的地球转运动方向正确的是①，D正确，ABC错误；故选D。
2．光源固定的情况下，在图示位置，拨动自制的地球仪可以演示地球的自转，被照亮的半球是白昼，未被照亮的半球是黑夜，地球不停地自西向东自转，昼夜也就不断更替，而且总是自东方迎来黎明的曙光，由西方送走黄昏的落日，地球上不同经度的地方，也就出现了时间的差异，C正确；五带的划分、昼夜长短的变化、四季的变化为地球公转产生的自然现象，ABD错误。
故选C。
北回归线在云南省普洱市墨江县穿城而过，被称为“太阳转身的地方”（太阳直射点到此后向南移动）。
在该县的北回归线标志园，可以体验“一脚跨两带”和“立竿无影”等现象。
下图中左图为墨江县位置图，右图示意北回归线标志园。
读图，完成下面小题。
3．下列节气中，太阳在墨江“转身”的是（）A．春分B．夏至C．秋分D．冬至4．“一脚跨两带”中的两带是指（）A．北温带、北寒带B．南温带、热带C．亚热带、北温带D．北温带、热带【答案】3．B 4．D【解析】3．由题干北回归线在云南省普洱市墨江县穿城而过，被称为“太阳转身的地方”（太阳直射点到此后向南移动），可知太阳在墨江“转身”的是夏至，即太阳直射北回归线，之后向南（赤道）移动，B正确；春分和秋分太阳直射赤道，冬至太阳直射南回归线，ACD排除。
STK实验卫星轨道参数仿真要点
STK实验卫星轨道参数仿真要点STK（Systems Tool Kit）是美国AGI（Analytical Graphics Inc.）公司开发的一款用于空间系统分析和仿真的软件工具。
在STK中进行实验卫星轨道参数仿真可以帮助用户更好地了解和分析卫星轨道的运行情况，以便优化设计和规划任务。
以下是进行STK实验卫星轨道参数仿真的要点：1.卫星轨道选择：首先需要选择合适的卫星轨道。
常见的轨道类型包括地球同步轨道（GEO）、太阳同步轨道（SSO）和低地球轨道（LEO）等。
不同的轨道类型适用于不同的应用场景，如通信、气象、资源监测等。
在选择轨道时，需要考虑卫星的任务需求和预算限制。
2.轨道参数输入：在STK中，可以手动输入或导入卫星的轨道参数。
轨道参数包括卫星初始位置、速度、轨道倾角、轨道高度等。
这些参数直接影响卫星的运行轨迹和性能。
用户可以根据实际需求来设定这些参数，以便进行后续的仿真分析。
3.进行轨道传播：在STK中，可以选择合适的方法进行卫星的轨道传播。
常见的轨道传播方法有数值积分法、两体问题解析法和伪谱法等。
不同的传播方法有不同的精度和计算复杂度。
用户需要根据需求和计算能力来选择合适的传播方法。
4.进行轨道优化：在STK中，可以通过调节不同的轨道参数来优化卫星的轨道。
例如，可以调整轨道高度以改变轨道周期；可以调整轨道倾角以达到太阳同步轨道；可以调整轨道偏心率以改变卫星的运行速度等。
优化轨道参数可以提高卫星的性能和效益。
5.分析卫星的运行情况：在STK中，可以通过轨道时刻表、轨迹图、覆盖范围图等工具来分析卫星的运行情况。
这些工具可以帮助用户了解卫星的轨迹、覆盖范围、通信性能等。
用户可以根据分析结果来评估卫星的性能，并做出调整和改进。
6.进行多卫星协调仿真：在STK中，可以模拟多颗卫星之间的协调和合作。
例如，可以设置多颗卫星在同一轨道上运行，以实现无缝覆盖；可以设置多颗卫星之间的相对运动，以实现对地面目标的追踪和监测。
遥感名词解释
1.大气窗口：通常把那些受吸收作用影响相对较小、大气透过率较高的电磁波段就成为遥感探测可以利用的有效电磁辐射波段，称为大气窗口。
2.绝对黑体：能够在任何温度下将辐射到它表面上的任何波长的能量全部吸收的理想体。
3.空间分辨率：传感器所能识别的最小地面目标的大小，是反映遥感图像分辨地面目标细节能力的重要指标。
4.瞬时视场角：传感器内单个探测原件的受光角度或观测视野，它决定了在给定高度上瞬间观测的地表面积，这个面积就是传感器所能分辨的最小单元。
5.遥感平台：搭载传感器的空中移动载体。
6.黑体：是个假设的理想辐射体，是指能全部吸收二毫无反射和透射能力的理想物体。
7.光谱分辨率：指传感器所使用的波段数、波长及波段宽度，也就是选择的通道数、每个通道的波长和带宽，这三个要素共同决定了光谱分辨率。
8.地球同步轨道：也成24h轨道，即卫星的轨道周期等于地球在惯性轨道中的自转周期，且方向也与之一致。
9.微波遥感：在微波电磁波段内，通过接受地面目标物辐射的微波能力，或接收传感器本身发射出的电磁波束的回拨信号，判别目标物的性质、特征和状态的遥感技术。
1.什么是航天遥感，其具有什么特点？（1）航天遥感：在地球大气层以外的宇宙空间，以人造卫星、宇宙飞船、航天飞机、火箭等航天飞行器为平台的遥感。
（2）特点：平台高，视野开阔、观察地表范围大，效率高的特点，并且可以发现地面大面积的，宏观的、整体的特征。
2.什么是散射？大气散射有哪几种？其特点是什么？（1）太阳辐射在传播过程中受到大气中微粒（大气分子或气溶胶等）的影响而改变原来传播方向的现象。
（2）类型：①瑞利散射：大气粒子的直径＜入射电磁波波长；②米氏散射：大气粒子直径≈入射波长；③非选择性散射：大气粒子直径＞入射波长。
（3）特点：①瑞利散射：散射强度与波长的四次方成反比，既波长越长，散射越弱。
②米氏散射：散射强度与波长的二次方成反比。
云雾对红外线的散射主要是米氏散射。
③非选择性散射：散射强度与波长无关。
stk在太阳同步轨道降交点地方时仿真中的应用
stk在太阳同步轨道降交点地方时仿真中的应用1. STK简介- STK（Systems Tool Kit）是一款用于建模、分析和可视化航天、防御和情报任务的软件。
- STK可以模拟卫星、导弹、飞机等物体在地球上空的运动轨迹，可以进行轨道分析、传感器性能评估、通信链路分析等。
- STK的仿真结果可以用于设计、规划和执行各种航天任务。
2. 太阳同步轨道- 太阳同步轨道是一种特殊的轨道，使得卫星在每天经过地球的同一点时，太阳的位置相同。
- 太阳同步轨道通常用于气象、地球观测、环境监测等任务，因为这些任务需要卫星在相同的时间、相同的位置上对地球进行观测。
- 太阳同步轨道的周期通常为一天或半天，轨道倾角通常在90度左右。
3. 降交点- 降交点是指卫星轨道与地球赤道面相交的点。
- 降交点是卫星轨道的一个重要参数，它决定了卫星的轨道倾角和轨道周期。
- 在太阳同步轨道中，卫星的轨道倾角和周期都是由降交点的位置决定的。
4. STK在太阳同步轨道降交点地方的应用- STK可以对太阳同步轨道进行建模和仿真，包括轨道倾角、周期、高度等参数。
- STK可以计算卫星在降交点地方的轨道速度、轨道半径、轨道周期等参数。
- STK可以模拟卫星在太阳同步轨道上的运动轨迹，包括升交点、降交点、地球赤道面等。
- STK可以评估卫星在太阳同步轨道上的性能，包括通信链路、传感器性能等。
- STK可以用于规划和执行太阳同步轨道上的任务，包括气象、地球观测、环境监测等。
5. STK在太阳同步轨道降交点地方的优势- STK的模型和算法可以精确地描述卫星在太阳同步轨道上的运动轨迹和性能。
- STK可以对不同的轨道参数进行优化和比较，以获得最优的轨道设计。
- STK可以与其他工具（如通信系统、传感器等）进行集成，以实现全面的任务规划和执行。
- STK可以提供直观的可视化界面，方便用户对仿真结果进行分析和展示。
6. 结论- STK在太阳同步轨道降交点地方的应用非常广泛，可以用于气象、地球观测、环境监测等任务。
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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ABSTRACTSatellite 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。