航天器典型轨道应用设计实验.docx

航天器典型轨道应用设计

实验报告

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目录

TOC\o1-5\h\z\oCurrentDocument一、 实验目的（5分） 1

\oCurrentDocument二、 实验原理（10分） 1

2.1基本原理 1

2.2坐标系定义 2

2.3轨道摄动方程 2

2.4地球非球形摄动 3

2.5大气阻力摄动 3

2.6太阳同步轨道 3

2.7回归轨道 4

\oCurrentDocument三、 实验系统（10分） 4

3.1实验对象 4

3.2计算机系统 5

\oCurrentDocument四、 实验方法（40分） 5

4.1确定半长轴与轨道倾角 5

4.2确定轨道六要素 5

4.3确定入轨点参数 6

4.4程序设计 7

\oCurrentDocument五、 实验过程（30分） 8

5.1实验步骤 8

5.2实验结果分析 9

\oCurrentDocument六、 总结（5分） 12

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实验4航天器典型轨道应用设计实验

一、 实验目的（5分）

通过航天器典型轨道应用设计，包括太阳同步轨道，回归轨道，并考虑J2项摄动和大气摄动等，进行应用轨道机动设汁，掌握航天器应用轨道、摄动轨道及机动轨道的特性分析和数值求解方法。

二、 实验原理（10分）

2.1基本原理

2.1.1二体问题

绕地球运行的航天器的自然轨迹遵循行星绕太阳运行的规律，即开普勒三大规律描述的行星运行规律，对应的轨道称为开普勒轨道。

开普勒轨道理论建立在如下假设基础上：

1） 地球是均质圆球，对航天器的引力指向地球中心；

2） 除地球外，其他天体对航天器的作用力忽略不计；

3） 地球环境作用力（气动力，磁力，光压力等）忽略不计；

4） 无人为施加的控制力作用于航天器。

在上述假设下，航天器在地球中心引力场中运动，唯一受到的力就是地球引力，对应的轨道称为二体轨道。

2.1.2航天器轨道摄动

航天器的实际运行轨道相对于理想轨道的偏差称为轨道摄动。产生摄动的原因是假设条件与实际条件不符。主要包括：

1） 地球并不是均匀的球形，因而地球引力加速度并不能以-（^i/r3）r的形式准确描述；

2） 航天器运行的空间仍存在稀薄的空气，因而会对航天器产生空气动力作用；

3） 月球和太阳对航天器也产生引力；

4） 太阳辐射的压力；等等

2.1.3四步ADAMS显式多步法

线性多步法利用已经求出若干点%?,%?_!???处的近似值％,%_]???和f（x,y）在这些点处的近似值，其一般形式为

线性多步法的整体截断误差比局部截断误差低一阶，基于数值积分法，可以

得到线性四步Adams显式公式

h

yn+l=%+看3盒一59/n-l+37/n-2一9/?_3)计算时可用经典四阶Rung,Kutta法计算初始值。

2.2坐标系定义

赤道惯性坐标系OXYZ：坐标原点O在地球中心，OX轴沿地球赤道平面和黃道面的交线，指向春分点，其单位矢量记为f;OZ轴指向北极，其单位矢量记为R：OY轴在赤道平面内垂直于OX轴，其单位矢量记为几

近焦点坐标系0帀況：坐标原点位于轨道的焦点，Oky平面为轨道平面，0元从焦点指向近地点，其单位矢量记为0,oy沿着半通径且与o元轴间真近点角为90°,其单位矢量记为0,02轴垂直于轨道平面与角动量矢量方向一致，其单位矢量记为轨

轨道坐标系OXoYoZo：原点O在航天器质心，O到地心的连线为0Z。轴且指向地心为正，在轨道平面内指向询方(速度方向)的是0X。轴，0轴与前两个轴构成右手直角坐标系，且沿着轨道平面正法线方向，即与动量矩矢量一致。2.3轨道摄动方程

考虑产生的摄动加速度后，航天器的运动方程变为

f=—r+Aa

r3

这就是一般意义下的轨道摄动方程，其中摄动加速度为

Aa=Ag+as+at+aD+aR

de不=

de不=

p r er]

pr r er-\~arcosf+au(l+-)sinf—ak—sin(a)+f)coti~cirsinf+au(1+—)cosf+a

pr r er

-\~arcosf+au(l+-)sinf—ak—sin(a)+f)coti

df tcosfIpsinf(r、

石=百+「产一丁(1+欵严

2.4地球非球形摄动

仅考虑丿2项摄动加速度，其沿轨道坐标系三轴的分量为“3R2

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