本文目录一览：
- 1、航天器轨道六要素和TLE两行轨道数据格式
- 2、霍曼转移轨道推导
- 3、轨道确定简介
- 4、卫星变轨所需变速量如何计算
- 5、轨道确定基本理论
航天器轨道六要素和TLE两行轨道数据格式
TLE两行轨道数据格式TLE（Two-Line Orbital Element）两行轨道数据，是用于描述航天器轨道信息的简洁格式。它由两行数据组成，每行包含多个字段，分别表示航天器的不同轨道参数。以下是TLE两行轨道数据格式的详细介绍：Line 0（非标准行，但通常包含）Columns 1-24：卫星通用名称，基于卫星目录的信息。
航天器轨道的六要素包括：半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经、近地点辐角、过近地点时刻或真近点角。这些要素共同决定了航天器的运动轨迹。半长轴a：轨道长轴的一半，与偏心率e一起决定了轨道的形状。偏心率e：描述椭圆形状的离心程度，同样影响轨道的形状。
航天器的运动轨迹由六要素决定，这些要素在TLE的两行数据中表示。
霍曼转移轨道推导
1、霍曼转移轨道是从一个圆轨道转移到另一个不同高度的圆轨道时，能量消耗最优的过渡轨道。以下是关于霍曼转移轨道推导的要点：基础概念：霍曼转移轨道是基于轨道力学原理，特别是圆轨道和椭圆轨道的特性而设计的一种过渡策略。它旨在确保航天器在两个不相交的圆轨道之间转移时，总能量消耗最小。
2、结论是，霍曼转移轨道是航天器在两不相交轨道间实现能量最优过渡的策略。我们从圆轨道和椭圆轨道的特性入手，当轨道参数满足特定条件时，霍曼提出的过渡方案能确保总能量消耗最小。在从圆轨道向椭圆轨道转移时，需要两个速度脉冲，其大小可以通过公式计算得出。
3、霍曼转移轨道是一种高效且节省燃料的行星间转移轨道。定义与背景：霍曼转移轨道是由德国科学家沃尔特·霍曼在1925年提出的。它是一种连接两个不同高度圆形轨道的最节能转移轨道，特别适用于行星间的探测任务。该轨道的设计旨在最大限度地节省推进剂，同时减少操作次数，从而提高任务的安全性和成功率。
4、利用这一轨道航天器可以实现从低轨道到高轨道的转移，或从高轨道到低轨道的转移。（这里的高轨道、低轨道不特指某一高度的轨道）1925年，德国工程师奥尔特·霍曼博士推导出在两条倾角相同、高度相异的圆形轨道间转移卫星的最小能量方法，称之为霍曼转移。霍曼转移涉及两次水平加力机动。
5、霍曼转移是一种通过两次水平加力机动实现轨道变换的巧妙航天技术。以下是霍曼转移的详细解释： 从低轨道到高轨道的转移过程： 第一次加力：在低轨道的近地点，物体受到正向水平推力，使其从圆形轨道跃迁到一个更大的椭圆轨道。 轨道运动：物体沿着这个椭圆轨道运动，直到到达远地点。
轨道确定简介
轨道确定是航天器运行管理中的关键环节，它涉及从测量数据中精确确定航天器的飞行路径。以下是轨道确定的简介： 数据获取与预处理 数据来源：轨道确定的过程始于数据的获取，这些数据主要来自于航天飞行控制中心的各种观测设备。 数据类型：收集的数据包括航天器的位置、速度、加速度等信息。
人造地球卫星轨道的确定：卫星在轨道上绕地球卫星主要是由发射时提供的能量，给了卫星相应的速度，这个速度的大小和方向决定了轨道的高度，另外卫星也可以携带燃料，在绕地球运行的过程中进行变轨制动，以改变速度的方式改变轨道高度。
轨道是指卫星在太空中固定的运动路线，就像火车沿着铁轨行驶一样。当火车离开轨道时，它会出轨，引发事故。同样地，卫星在太空中也会沿着预定的轨道运行。我们能够计算出未来几天或几年内卫星的具体位置。卫星本身并不具备持续的动力来源，在发射卫星的火箭将其送入太空时，会提供一个初始速度。
卫星变轨所需变速量如何计算
1、其实你需要计算的是200×500公里轨道的近地点速度，然后减去200公里圆轨道上的速度。注意一下，R表示轨道半径，需要在轨道高度之上加上地球半径。具体不帮你计算了，高中水平就可以。答案是：838米/秒。用这个方法还可以用近地点速度和高度计算远地点速度和高度。
2、卫星首先加速，沿着椭圆轨道移动到远地点，然后减速，进入半径为R的圆形轨道。变轨过程只经过椭圆轨道的一半。假设卫星在半径为r的初始轨道上的运行周期为T0，卫星质量为m，可得公式：GMm/r2=m4π2/（r*T02）。由此可推导出：T0=（4π2 *r3）/GM）1/2。
3、所需向心力$F = frac{mv^2}{r}$减小，万有引力大于卫星所需的向心力。卫星将做向心运动，轨道半径变小。进入新轨道后，由$v = sqrt{frac{GM}{r}}$可知，运行速度增大，但重力势能、机械能均减少。
4、稳定运行时：万有引力提供卫星做匀速圆周运动的向心力，即$F_{万} = F_{n} = mfrac{v^{2}}{r}$（其中$F_{万}$为万有引力，$F_{n}$为向心力，$m$为卫星质量，$v$为卫星速度，$r$为轨道半径）。
5、在椭圆形轨道的最远点，卫星所受的向心力F1=mv^2/r小于提供的向心力F2=GMm/r^2，此时的轨道速度v小于根号下（GM/r）。为了让卫星从椭圆形轨道的最远点变轨进入预定轨道，必须将卫星的速度提升至v等于根号下（GM/r），这需要在最远点进行加速。
轨道确定基本理论
1、轨道确定基本理论主要包括轨道误差估算理论、航天器轨道运动理论以及计算方法。 轨道误差估算理论 是轨道改进的核心，旨在通过精确分析观测数据来确定航天器的真实位置。 常用方法包括批量估算法和序贯估算法。批量估算法综合考虑所有观测数据给出最精确的轨道估计，而序贯估算法则通过连续数据更新动态优化轨道模型。
2、轨道确定是航天器运行管理中的关键环节，它涉及从测量数据中精确确定航天器的飞行路径。以下是轨道确定的简介： 数据获取与预处理 数据来源：轨道确定的过程始于数据的获取，这些数据主要来自于航天飞行控制中心的各种观测设备。 数据类型：收集的数据包括航天器的位置、速度、加速度等信息。
3、历书天文学中的运动理论和轨道主要涉及轨道计算和天文常数的确定。 轨道计算 初步轨道确定：对于未知天体，如彗星或小行星，首先需要根据有限的观测数据计算出其初步轨道。这一过程涉及到运用天体运动理论和近似的轨道参数。
4、人造地球卫星轨道的确定：卫星在轨道上绕地球卫星主要是由发射时提供的能量，给了卫星相应的速度，这个速度的大小和方向决定了轨道的高度，另外卫星也可以携带燃料，在绕地球运行的过程中进行变轨制动，以改变速度的方式改变轨道高度。
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文章不错《航天器轨道计算（航天器轨道参数）》内容很有帮助