坐标系1.J2000地心赤道惯性坐标系2.瞬时平赤道坐标系3.瞬时真赤道坐标系4.轨道坐标系5.本体坐标系6.发射坐标系7.WGS_84坐标系坐标系间的转换关系1.J2000地心赤道惯性坐标系与轨道坐标系2.本体坐标系与轨道坐标系3.J2000地心赤道惯性坐标系与瞬时平赤道坐标系4.瞬时平赤道坐标系与瞬时真赤道坐标系5.WGS_84坐标系与瞬时真赤道坐标系二体问题1.二体运动方程2.二体轨道运动常数3.二体轨道几何性质航天器轨道特性1.轨道参数间的转换关系轨道摄动源1.地球非球形引力摄动2.地球大气阻力摄动3.日月引力摄动4.太阳光压摄动姿态描述1.方向余弦矩阵2.欧拉角3.欧拉轴/角参数式4.四元数姿态运动学姿态动力学
该坐标系也称历元平赤道地心惯性坐标系或者地心(第一)赤道坐标系,简称为SI。原点为地心,轴指向J2000.0平春分点,
轴垂直于2000.0历元平赤道面,与地球自转角速度矢量一直,轴(在赤道平面内)与、轴构成右手坐标系。
原点为地心,轴指向瞬时平春分点,轴垂直于瞬时平赤道面,轴与、轴构成右手坐标系。
原点为地心,轴指向瞬时真春分点,轴垂直于瞬时真赤道面,轴与、轴构成右手坐标系。
轨道坐标系简记为。原点O为航天器质心,轴指向地心,轴沿轨道角速度的负方向,轴(在轨道平面内)与、轴构成右手坐标系。
本体坐标系简记为。原点是航天器质心,、、轴一般沿航天器3个相互正交的惯量主轴方向,构成右手坐标系。
发射坐标系简记为。坐标原点与发射点重合,轴位于发射点水平面内并指向发射方向,与发射点子午面夹角为发射方位角,由子午面向东度量为正;轴沿发射点铅垂线向上为正,与赤道面夹角为发射点地理纬度;轴按右手法则确定。
原点是地球质心,轴指向协约地球地极(CTP)的方向,CTP由国际时间局(BIH)基于其测站的坐标定义。轴指向WGS_84基准子午面与CTP所定赤道面的交线,WGS_84的基准子午面与国际时间局基于其测站坐标定义的零子午线是相同的。轴与、轴构成一个右手坐标系。
在J2000地心赤道惯性坐标系表示的航天器位置由升交点赤经、轨道倾角和幅角表示,则
式中
在航天器运行期间,本体坐标系与轨道坐标系之间的偏差称为姿态偏差,简称姿态。它由这两个坐标系之间的变换关系确定。坐标变换式中的矩阵称为姿态矩阵。
姿态矩阵可以用方向余弦、欧拉角或四元数等表示。用欧拉角描述飞船的姿态比较直观方便。常用的姿态角是指飞船本体坐标系与轨道坐标系之前的3个有序欧拉转角。绕轴的转角称为滚动角,绕轴的转角称为俯仰角,绕轴的转角称为。采用欧拉角描述姿态时,姿态矩阵与3个欧拉角的转动次序有关。若考虑z-x-y转序,则姿态矩阵
在小角度情况下,姿态矩阵可近似为
显然它与转序无关。
在大角度姿态运动情况下,在解算用欧拉角描述的运动学方程式会出现奇点。在这种情况下应采用四元数来表示。用四元数表示的姿态矩阵是
其中四元数的定义,满足。
二者之间的差别是岁差,为岁差矩阵,由3个旋转矩阵构成,即
式中,、、为赤道岁差角。由下式计算:
式中,为从历元起算至观测时刻的儒略世纪数。
二者之间的差别是章动,为章动矩阵,由3个旋转矩阵构成,即
式中,为平黄赤交角;为黄经章动;为交角章动。章动量取自序列。计算公式为
WGS_84坐标系随地球自转而转动,它与瞬时真赤道坐标系之间的差别是地球自转角和极移。一般情况下,极移对姿轨控制影响很小,所以有时用准地固坐标系代替地固坐标系,即令是时刻格林尼治恒星时,则时刻
式中,为地球自转角速度。
式中,为引力参数,对于不同的中心引力体,的值不同。
中心引力体 | 引力参数 |
---|---|
地球 | |
月球 | |
太阳 | |
水星 | |
金星 | |
火星 | |
土星 | |
木星 | |
天王星 | |
海王星 |
当卫星沿着轨道运行时,卫星的比机械能(即单位质量的动能和单位质量的势能之和)保持常值。的表达式为
其中,就相当于以无穷远处作为零势能点,那么航天器的势能将始终是负的。
矢量必定为一运动常数,简记为,称作比角动量。航天器的比角动量沿着其轨道为一常数,的表达式为
除了抛物线之外,所有的圆锥曲线均有偏心率
轨道长轴的两个端点称为拱点,离主焦点近的称为近拱点,离主焦点远的称为远拱点。
由椭圆轨道根数计算位置、速度矢量,即星历计算。首先由解Kepler方程给出、和,一般采用迭代法或牛顿法进行求解
再计算两个单位矢量
实际上,有,即的计算与的计算公式“相同”,只要将中的变为即可。接着由下列公式即可计算位置、速度矢量:
对于地球轨道航天器,带谐项中第一项(项)的影响远大于其他项的影响,所以工程上大都仅考虑项的摄动影响,则
式中,。
大气阻力是由于地球大气产生的对航天器运动的摄动力,阻力的大小与大气密度、航天器形状和运行速度等因素有关。根据空气动力学,阻力可由下式确定:
式中,为航天器的特征面积,一般取与速度方向垂直的平面内航天器的最大截面积;为大气密度;为航天器相对于大气的速度;为阻力系数,它与航天器形状、飞行姿态、速度有关,当马赫数很高时,可取为常数;当航天器高度在150~500 km时,空气流动属于自由分子流类型,分子在航天器表面的反弹机理决定着阻力的大小,通常取;负号表示阻力与航天器运动的方向相反。
当航天器的轨迹与地心不一致时,太阳、月球对航天器和地球产生的单位质量引力不同,两者的引力差会导致轨道摄动。太阳和月球对地球附近航天器产生的摄动力为
式中,、、分别为卫星、太阳、月球在地心天球坐标系下的地心矢量;、为太阳、月球的引力常数,后续令、。
太阳光照在物体上,会对物体产生压力,物体所受的压力与到太阳的距离平方成反比,在地球附近垂直太阳光线的单位面积所受到的太阳光压为
式中,为物体表面的发射系数,全吸收时为0,全发射时为1。
太阳光压引起的摄动加速度为
式中,为航天器垂直太阳光线方向的等效面积;为航天器的质量;为太阳光线方向矢量。
方向余弦矩阵是最直接描述两坐标系间关系的参量。令、与为固联坐标系的单位坐标向量,、与为参考坐标系的单位坐标向量,其关系为
式中,为参考坐标系到固联坐标系的方向余弦矩阵,简称为方向余弦阵,其各元素为两坐标系单位向量间的点积(即方向余弦)。
任意两坐标系可以绕其一坐标系不同坐标轴的连续3次旋转而重合,其每次旋转角度称为欧拉角。欧拉角描述姿态比较直观方便,常用的姿态角是指固联坐标系与参考坐标系间的3个有序欧拉转角。绕轴的转角为,绕轴的转角为,绕轴的转角为,由此可得基元旋转矩阵为
采用欧拉角描述姿态时,对应方向余弦阵与三欧拉角的转动次序有关。欧拉转序可分为两类,一类为3次所绕体轴均不相同,另一类为第1次与第3次所绕体轴相同。在欧拉转序中,体轴、和轴也常分别以1、2和3编号代替,上述对应的基元旋转矩阵也随之记为、和。
为简洁起见,将、与分别记为、、,、与分别记为、、,则第一类欧拉转序的6种不同形式的方向余弦阵为
对于第二类欧拉转序,若3次转动角度依次为、、,并记、分别为与,则其6种不同欧拉转序对应的方向余弦阵分别为
根据欧拉定理可知,刚体绕固定点的任一位移可由绕通过此点的某一轴转过一定角度而得到。转轴单位矢量在参考坐标系中的分量、、与绕此轴的转角可作为姿态参量,其中转轴在体坐标系中的分量与其在参考坐标系中的分量相同。转轴称为欧拉轴,转角称为欧拉转角,这种姿态描述方式称为欧拉轴/角参数式。考虑约束,该姿态描述有3个参数为独立的。
欧拉轴/角参数式描述姿态所对应姿态方向余弦阵为
式中,、分别表示与;为的斜对称矩阵:
当已知方向余弦阵时,对应的欧拉轴/角参数为
式中,为方向余弦阵C的元素;为矩阵的迹。
根据欧拉轴/角姿态描述,定义姿态四元数为
式中,为四元数矢量部分;为标量。4个参数满足约束方程
方向余弦阵与四元数的关系为
四元数也常表示为如下形式:
式中,为四元数的标量。
从姿态角转到四元数(3-2-1)
从四元数到姿态角(3-2-1)
姿态运动学描述航天器姿态参数变化与其运动角速度关系。对于方向余弦阵的姿态描述,其姿态运动学方程为
式中,为姿态相对参考坐标系的转速在本体系下的表示,为的斜对称阵。
对于欧拉角姿态描述,从欧拉角转动顺序可得其运动方程。不妨以1-2-3欧拉转序为例,有
上式可表示为如下简洁形式:
式中
同理,根据欧拉角时间导数可求得本体系角速度为
式中,为的逆,其具体表达式为
类似上述1-2-3转序,可得其他不同欧拉转序下的运动学方程。下面给出对于3次欧拉转序绕不同体轴的及。
转序3-2-1
转序3-1-2
转序2-1-3
转序1-3-2
转序2-3-1
对于第1次转动与第3次转动所绕体轴相同的欧拉转序,类似可写为
各转序对应及可求得如下:
转序1-2-1
转序1-3-1
转序2-1-2
转序2-3-2
转序3-1-3
转序3-2-3
对于方向余弦阵的姿态描述,其姿态运动学方程可表示为
上式可表示为如下简洁形式:
根据动量矩定理,当取系统质心为参考点时,则角动量随时间导数等于作用在刚体质心的外力矩。根据矢量在不同坐标系下的时间导数关系式,有
式中,下标“I”与“b”分别表示惯性系下时间导数与刚体固联坐标系下的时间导数。
由于
转动惯量矩阵在固联坐标系下是不变的,即有,则可写为
将固联坐标系下的坐标向量与代入上式可得分量式
当基矢与惯性主轴坐标系重合时,上述方程式可简化为