第二章 航天器的轨道与轨道力学 2.1航天器轨道的基本定律 2.2二体轨道力学和运动方程 2.3航天器轨道的几何特性 2.4航天器的轨道描述 2.5航天器的轨道摄动

第二章 航天器的轨道与轨道力学 “1642年圣诞节，在柯斯特沃斯河畔的沃尔索普庄园，诞生了一个非常瘦小的男孩。如同孩子的母亲后来告诉他的那样，出生时他小得几乎可以放进一只一夸脱的杯子里，瘦弱得必须用一个软垫围着脖子来支起他的头。这个不幸的孩子在教区记事录上登记的名字是 ‘伊萨克和汉纳·牛顿之子伊萨克 ’。虽然没有什么贤人哲士盛赞这一天的记录，然而这个孩子却将要改变全世界的思想和习惯。”

牛顿

2.1 航天器轨道的基本定律 如果说1642年的圣诞节迎来了理性的时代, 那么完全是由于有两个人为大约50年后牛顿最伟大的发现奠定了基础。一个是第谷·布拉赫, 他几十年如一日,极为细致地收集和记录了行星精确位置的大量数据；另一个是约翰·开普勒，他以其极具的耐心和天赋的数学才能，揭示了隐藏在第谷的观测数据背后的秘密。这两人就是用肩膀托起牛顿的“巨人”。

约翰．开普勒 第谷．布拉赫

2.1.1 开普勒定律 1．第一定律——椭圆律     每个行星沿椭圆轨道绕太阳运行，太阳位于椭圆的一个焦点上。 因此，行星在运行过程中，离太阳的距离是变化的，离太阳最近的一点为近日点，离太阳最远的一点为远日点，如图2．1所示。

由太阳到行星的矢径在相等的时间间隔内扫过相等的面积。 2．第二定律——面积律    由太阳到行星的矢径在相等的时间间隔内扫过相等的面积。 在图所示中，S1,S2,S3,S4,S5,S6,分别表示行星运行到t1,t2,t3,t4,t5,t6, 时刻的位置。如果从S1到S2的时间间隔和S3到S4 ， S5到S6的时间间隔相等，则矢径扫过的面积S1OS2, S3OS4, S5OS6也都相等，可表示为 dA/dt=常量 开普勒第二定律

开普勒第二定律

式中， dA/dt表示单位时间内矢径扫过的面积，叫做面积速度。 为了保持面积速度相等，行星在近日点附近运行的路程 S1S2较长，速度相应地要快些；在远日点附近运行的路程S5S6较短，因而速度相应地要慢些。这种变化规律，叫做面积速度守恒。

3．第三定律——周期律 行星绕太阳公转的周期T的平方与椭圆轨道的长半径a的立方成正比。即 a3/T2=K 它说明，行星椭圆轨道的长半径越大，周期就越长，而且周期仅取决于长半径。

图2．3表示3种不同椭圆度的轨道，它们的长半径都相等，周期也就相同。 图2．3 开普勒第三定律

2.1.2 牛顿定律 第一运动定律 任一物体将保持其静止或是匀速直线运动的状态，除非有作用在物体上的力强迫其改变这种状态。 第二运动定律 动量变化速率与作用力成正比，且与作用力的方向相同。 第三运动定律 对每一个作用，总存在一个大小相等的反作用。

万有引力定律： 任何两个物体间均有一个相互吸引的力，这个力与它们的质量乘积成正比，与两物体间距离的平方成反比。数学上可以用矢量形式把这一定律表示为 式中， Fg为由于质量引起的作用在质量m上的力矢量；r为从到m的距离矢量。万有引力常数G的值为 G =6．670×10-13 N·cm2／g2。

2.2.1 N体问题 为不失一般性，假定存在某个合适的惯性坐标系，在该坐标系内，n个质量的位置分别为 .此系统如图2.4所示。 2.2 二体轨道力学和运动方程 2.2.1 N体问题 为不失一般性，假定存在某个合适的惯性坐标系，在该坐标系内，n个质量的位置分别为 .此系统如图2.4所示。

由牛顿万有引力定律得出， 作用在 上的力 为 (2.5) 式中 (2.6)作用在第i个物体上的所有引力的矢量和 为 (2.7) 由牛顿万有引力定律得出， 作用在 上的力 为 (2.5) 式中 (2.6)作用在第i个物体上的所有引力的矢量和 为 (2.7)

图2.4中所示的其他外力 ，包括阻力、推力、太阳辐射压力、由于非球形造成的摄动力等。作用在第i个物体上的合力称为 ，其表达式为 (2.8) (2.9) 现在应用牛顿第二运动定律 (2.10)

把对时间的导数展开，得到 (2.11) 如前所述，物体可能不断排出某些质量以产生推力。在这种情况下，式(2.11)中的第二项就不等于零。某些与相对论有关的效应也会导致质量 随时间变化。式(2.11)各项除以 ，就得出第 i个物体的一般运动方程为 (2.12)

方程式(2.12)是一个二阶非线性矢量微分方程，这种形式的微分方程是很难求解的。假定第i个物体的质量保持不变（即无动力飞行， =0），同时还假定阻力和其他外力也不存在。这样，惟一存在的力为引力，于是方程式(2.12)简化成 (2.13)

不失一般性，假定 为一个绕地球运行的航天器， 为地球，而余下的 可以是月球、太阳和其他行星。于是对i=1的情况，写出方程式(2 (2.14) 对i=2的情况，方程式(2.13)变成 (2.15)

根据式(2.6)，有 (2.16) 于是有 (2.17) 将式(2．14)和(2．15)代人式(2．17)得到 (2.18) 因为 ，所以 (2.19)

为了进一步简化这一方程，需要确定摄动影响与航天器和地球间的引力相比有多大。表2．1 列出了一个高度为370 km的航天器的各相对加速度(不是摄动加速度)，同时还列出了地球的非球形(偏状)造成的影响，以供比较。

分析表2．1中的数据容易看出，围绕地球运行的航天器受到地球的引力占有主导地位，因此进一步简化运动方程式(2．19)，简化N体问题是可能和合理的。 表2。1 表2.1

首先，作两个简化假设： (1)物体为球对称的，这样就可以把物体看作质量集中在其中心。 (2)除了沿两物体中心连线作用的引力外，没有其他外力和内力作用。 其次，确定一个惯性坐标系(无加速度的和无转动的坐标系)以便测量物体的运动状态。牛顿描述惯性坐标系时说：此坐标系固定在绝对空间内，“按其本质来说，它与外界无任何关系，永远保持那样并且不动”。 2.2.2 二体问题和运动方程

考虑质量分别为M和m的两个物体构成的系统，如图2．5所示。设 为惯性坐标系，OXYZ为原点在质量为M的物体质心上的不转动的，且与 平行的坐标系。物体M和m在坐标系内的位置矢量分别为 和 ，并定义 现在，在惯性坐标系 内可以应用牛顿定律，

得到 即 得 （2.20）

方程式(2．20)为二体问题相对运动的矢量微分方程。 考虑到实际情况有 为了方便和具有一般性，称M为中心引力体，定义引力参数 。 于是式(2．20)变为 (2．21) 此即为二体运动方程。对不同的中心引力体， 的值不同。对于地球， ； 对于太阳，

2.2.3 轨道运动常数 1．机械能守恒 用 与式(2．21)作点乘，且 , ,得到 因为由矢量运算法则 ，故 并且注意到 和 2.2.3 轨道运动常数 1．机械能守恒 用 与式(2．21)作点乘，且 , ,得到 因为由矢量运算法则 ，故 并且注意到 和

故 更具一般性地，上式可以写为 式中，c为任意常数。由此，下式定义的量必为常数： 称为比机械能。

于是，可以得出结论：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)既不增加，也不减少，而是保持常值。 的表达式为 (2．23)

2．角动量守恒 用 叉乘式(2．21)，得到 因为 总是成立，故上式左边第二项为零，得 注意到 所以有 或 矢量 必定为一运动常数，简记为 ，称作比角动量。至此已经证明了航天器的比角动量 沿着其轨道为一常数， 的表达式为

(2．24) 因为 为 和 的矢量叉积，因此，它必定与包含 因为 为 和 的矢量叉积，因此，它必定与包含 和 的平面正交。但 为一恒定矢量，所以 和 必定总在同一平面内。由此可以证明航天器的运动必定限制 于一个在空间固定的平面内，称为轨道平面。轨道平面 具有定向性。

2.3.1 轨道的几何方程 将方程式(2．21)两边同时与h叉乘，有 (2．26) 考虑到h守恒和矢量运算规则 及 , 所以 2.3 航天器轨道的几何特性 2.3.1 轨道的几何方程 将方程式(2．21)两边同时与h叉乘，有 (2．26) 考虑到h守恒和矢量运算规则 及 , 所以

于是，可以将式(2．26)改写为 两边积分得 这里B是积分常矢量。用r点乘该式就得到标量方程

显然，轨道的几何方程是一个圆锥曲线的极坐标方程，中心引力体质心即为极坐标的原点，位于一焦点上，极角v为r与圆锥曲线上离焦点最近的一点与焦点连线间的夹角，常数p称为“半正焦弦”，常数e称为“偏心率”，它确定了方程式(2．28)表示的圆锥曲线的类型，如图2．7所示。

(1)圆锥曲线族(圆、椭圆、抛物线、双曲线)为二体问题中的航天器惟一可能的运动轨道。 (2)中心引力体中心必定为圆锥曲线轨道的一个焦点。 (3)当航天器沿着圆锥曲线轨道运动时，其比机械能(单位质量的动能和势能之和)保持不变。 (4)航天器绕中心引力体运动，当r和v沿轨道变化时，比角动量h保持不变。 (5)轨道运动总是处在一个固定于惯性空间的平面内。 至此，可以把航天器的轨道运动总结如下：

航天器的轨道 第一宇宙速度 第二宇宙速度

圆锥曲线轨道包括圆、椭圆、抛物线和双曲线4种类型的轨道。图2．8给出了各种圆锥曲线轨道共同的一些几何参数和关系。 2.3.2 轨道的几何性质 1．圆锥曲线轨道的几何参数 圆锥曲线轨道包括圆、椭圆、抛物线和双曲线4种类型的轨道。图2．8给出了各种圆锥曲线轨道共同的一些几何参数和关系。 图2．8 圆锥曲线共同的几何参数

除了抛物线之外，所有的圆锥曲线均有偏心率 (2·29) 和 (2·30)

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。 2．轨道的近拱点和远拱点 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。 主焦点至近拱点或远拱点(若存在的话)的距离，只须在极坐标圆锥曲线的一般方程式(2．28)中以v=0o或v=180o代入即可求得。于是对任何圆锥曲线有 近拱点 远拱点 将式(2．30)代人上两式即得 26页公式

(2.31) (2.32) 另外，在任何圆锥曲线轨道的近拱点或远拱点(若存在)处，总有 所以作为方程式 (2．25)的一个特殊情况，可以写出 (2.33) 式中 , ,分别为两个拱点的速度

3．轨道形状与比机械能 对近拱点写出航天器的能量方程式(2．23)，并将式(2．33)代人其中，得 根据方程式(2．30)和 有 因此 由此得 (2·34)

对所有圆锥曲线轨道均成立的这个简单的关系式表明，轨道的长半轴a仅与航天器的比机械能 有关。进一步说， 仅与轨道上任一点的r和v有关，即 圆和椭圆轨道：a>O， 航天器的比机械能 <O； 抛物线轨道： a=∞，航天器的比机械能 =O； 双曲线轨道： a<O， 航天器的比机械能 >0。 因此，仅由航天器比机械能的符号就可以确定航天器处在哪种类型的圆锥曲线轨道内。

进一步地，由于 以及式(2.30)和(2.34)成立，因此对任何圆锥曲线轨道均有 (2．35) 可见，h单独决定了p，而 单独决定了a，它们共同决定了e，即确定了圆锥曲线轨道的具体形状。考虑到 且对于一般航天器而言，r>O，v>O，所以航迹角 (0≤ ≤180o)的取值决定了h的符号。 当 ≠90o时，即h≠O时， 若 <O，则e<1，为椭圆和圆轨道； 若 =O，则e=1，为抛物线轨道； 若 >0，则e>1，为双曲线轨道。

当 =90o，即h=O时，无论 取值如何，e=1。此时，航天器的轨道是一条通过中心引力体质心和航天器当前位置的直线，也是一种退化的圆锥曲线。

2.3.3 椭圆轨道 太阳系所有行星的轨道和所有围绕天体运动的航天器的轨道都是封闭曲线——椭圆。首先考察一下仅对椭圆轨道适用的几何特性，然后再推导航天器沿椭圆轨道运动的周期和速度。 图2.9显示了椭圆可用两根大头针和一个棉线圈画出的方法，以及椭圆轨道参数之间的关系。

观察可知，椭圆上任何一点到两个焦点的距离之和恒满足 并且椭圆轨道近拱点半径 和远拱点半径 与椭圆的几何参数之间有如下关系： (2．36) (2．37)   可得 (2．38) 若将椭圆的短半轴记作b，则有 (2．39)

接着考察椭圆轨道周期。 由图2.10可以看到，航天器速度的水平分量为 ，也可以写成 ，根据方程式(2．25)，可将航天器的比角动量表示为 即 (2.40) 由初等微积分知道，矢径转过一角度 时，所扫过的面积微元dA可由下式给出(见图2．11) (2.41)

于是，可以将式(2．41)改写为 (2.42) 对于任何给定的轨道，h为一常数，所以式(2．42)证明了开普勒第二定律：“相等的时间间隔内矢径扫过的面积相等。”

在一个轨道周期内，矢径扫过整个椭圆。对式(2．42)在一个周期内进行积分得出 (2·43) 这里 为整个椭圆的面积，T为周期。由式(2．39)、(2·29)和(2·30)得到 且 ，所以 (2·44) 由此可见，椭圆轨道的周期仅与长半轴的大小有关。式(2．44)也附带证明了开普勒第三定律：“周期的平方与椭圆轨道长半轴的立方成正比”。

当航天器在椭圆轨道上距中心引力体距离为r时，其速度大小v可由能量式(2·23)和(2．34)求出，即 可得 (2．45) 速度方向沿椭圆该点切线方向，并与航天器运动方向一致。

2.3.4 圆轨道 圆是椭圆的特殊情况，所以刚才推导出的用于椭圆轨道的全部公式，包括周期和速度的公式都能用于圆轨道。当然，圆轨道的长半轴 就是半径，即 ，代入式(2．44)就得圆轨道周期为 (2．46) 航天器在圆周轨道上运行所必须具备的速度叫做圆周速度。当然，航天器必须在所需的高度以水平方向发射，才能实现圆形轨道。这时所说的圆周速度，意味着同时具有正确的大小和方向。在半径为 的圆轨道上运行所需的速度大小 由式(2．45)得到( )：

(2．47) 可以看到，圆轨道的半径越大，航天器保持在轨道上运行所需的速度就越小。对于低高度的地球轨道，圆周速度约为7 900 m／s；而月球在其轨道上绕地球运行，其圆周速度仅需约900 m／s。航天器在圆轨道上的速度恒定不变。

2.3.5 抛物线轨道 虽然某些彗星的轨道近似于抛物线，但在自然界中抛物线轨道是较为罕见的。抛物线轨道引起人们的兴趣，是因为它处在闭合轨道与非闭合轨道的分界状态。物体以抛物线轨道运行，那么它将一去不复返地飞向无穷远处。当抛物线逐渐延伸时，其上下两支将越来越趋于平行，而且由于e=1，所以由式(2．31)可得近拱点距离为 当然，抛物线轨道不存在远拱点，它可以看作是一个“无限长的椭圆”。

虽然，从理论上说，太阳或行星的引力场延伸以至无穷远，但其强度却随距离的增加迅速地减少，所以只须有限的动能就可克服引力的作用，使物体飞向无穷远而不再回来。能实现这一目的的最小速度称为逃逸速度。在任一方向上，给航天器以逃逸速度，则它将沿着抛物线形的逃逸轨道运动。从理论上讲，当它与中心引力体间的距离接近无穷大时，它的速度将接近于零。对逃逸轨道上不同的两点写出其能量方程，即可推导出所需的逃逸速度。

首先，在离中心距离为r的某点写出能量方程，该点的“当地逃逸速度”为 ；然后对无穷远点写出能量方程，无穷远点的速度 为零。由于能量不变，所以得到 由此得 (2．48)

若航天器在无穷远点的速度为零,则其比机械能 必定为零。又因为 ，所以逃逸轨道的长半轴 a“必须是无穷大，这证实了逃逸轨道确实是抛物线。 正如预期的那样，离中心引力体越远(r越大)则为了逃逸出剩余引力场所需的速度就越小。地球表面的逃逸速度为1l 200 m／s，而地面上空3 400 km处的逃逸速度仅需7 900 m／s。

2.3.6 双曲线轨道 撞击地球的流星和从地球上发射的星际探测器，它们相对于地球，都是按双曲线轨道飞行的。如果要航天器在脱离了地球引力场后，还剩余一些速度，则它们必须按双曲线轨道飞行。 双曲线的两臂渐近于两条交叉的直线(渐近线)。若把左边的焦点F看作主焦点(中心引力体质心位于此点)，那么只有左边的一支才是可能的轨道。反之，若航天器和位于F的天体间有排斥力(例如带有同种电荷的两个粒子间的力)，则右边的一支代表了运行轨道。参数，b和c都标在图2．12上。显然，对双曲线有 (2．49)

若两渐近线间的夹角标为 ，则它表示了航天器与行星相遇时，其轨道应拐过的角度。拐角 与双曲线的几何参数的关系为 (2．50) 显然，双曲线的偏心率越大，拐角 越小。

因为比机械能沿轨道保持不变，所以令熄火点处和无穷远处的比机械能相等，即 (2．51) 就可以得出 (2．52) 可见，若 为零，如同在抛物线轨道的情况，熄火点速度 可就变为逃逸速度。

2.4 航天器的轨道描述 2.4.1 坐标系 描述轨道的第一步是找到合适的参考坐标系。选取的坐标系不同，则描述轨道的形式和复杂程度就有所不同，直接影响到轨道参数的直观程度和问题求解的难易。

1．日心黄道坐标系 正如该坐标系的名字所述,坐标系的原点在日心 ， 正如该坐标系的名字所述,坐标系的原点在日心 ， - 平面(或称基准平面)与黄道面一致。黄道面是地球绕太阳运行的平面。黄道面与地球赤道面的交线，如图2．14所示，确定为 轴的方向。在春季的第一天(春分点)，日心和地心连线的指向为轴 的正向，此方向称为春分点方向，天文学家以符号 表示，因为它总是指向自羊座方向。大家都知道，好多个世纪以来，地球在缓慢地晃动，地球旋转轴的方向也有缓慢的漂移。这种现象称为进动，它导致地球赤道平面和黄道平面交线的缓慢漂移。因此，日心黄道坐标系实际上并不是一个惯性参考系。若需要特别精确时，就需要注明所用的 坐标系是根据哪一特定年份(或称“历元”)的春分点方向建立的。 X,z

2．地心赤道坐标系 地心赤道坐标系的原点在地心 ，基准面是赤道平面，正 轴指向春分点， 轴指向北极。在看图2．15时，应记住坐标系 不是固定在地球上并跟随地球转动的，地心赤道坐标系相对于恒星才是不转动的(除了春分点的进动外)，是地球相对于该坐标系旋转。I，J，K分别是沿 ， 和 轴的单位矢量。

3．赤经赤纬坐标系 与地心赤道坐标系密切相关的一个坐标系是赤经赤纬坐标系。它的基准平面是天赤道面，即地球赤道平面无限延伸到一个假想的半径为无穷大的天球上所形成的平面。天体在天球上的投影位置用叫做赤经和赤纬的两个角来描述。如图2．16所示，赤经是从天赤道面内由春分点开始向东量度，赤纬是从天赤道面向北量至视线。

4．近焦点坐标系 描述航天器运动最方便的坐标系之一是近焦点坐标系。该坐标系的基准面是航天器的轨道平面，坐标轴为 ， 和 。 轴指向近拱点，在轨道面内按运动方向从 轴转过 就是 ； 轴沿 方向，它们构成右手系的近焦点坐标系。 ， 和 三轴方向的单位矢量分别为 ， 和 (见图2．17)。

2．4．2 经典轨道要素 基于以上定义的坐标系就可以描述航天器的轨道。航天器运行轨道的形状和其在间的位置，可以通过6个参量来表示，简称轨道要素或轨道根数。这些参量是相互独立的，而且通常具有十分明确的物理意义。下面就椭圆轨道进行介绍。 1．椭圆轨道要素 轨道六要素是描述和确定航天器轨道特征的量(见图2．18)。

(1)轨道倾角i：航天器运行轨道所在的面叫轨道面，这个平面通过地心，它与地球赤道平面的夹角称为轨道倾角。 (2)升交点赤径 ：从春分点方向轴量起的升交点的经度，顺地球自转方向为正。0≤ ≤2 。 (3)近地点角距 ：投影在天球上的椭圆轨道近地点与升交点对地心所张的角度，从升交点顺航天器运行方向量到近地点。 (4)椭圆轨道的长半轴 。 (5)椭圆偏心率e： ，其中b是椭圆的短半轴。 (6)航天器过近地点的时刻 。

2．轨道参数的实际意义 (1)确定航天器轨道平面在空间的方位：由轨道倾角i和升交点赤经 确定。 当轨道倾角 时，称为赤道轨道；当 时，称为极轨道；当 <i< 时，航天器运行方向与地球自转方向相同，称为顺行轨道；当 <i< 时，航天器运行方向与地球自转方向相反，称为逆行轨道；当 时，航天器成为与地球自转方向相反的赤道航天器 (见图2．19)。 (2)确定椭圆长轴在轨道平面上的指向：由近地点角距 确定。 (3)确定椭圆轨道的形状和大小：由长半轴 和偏心率e确定。 (4)确定航天器在轨道上的位置：由航天器过近地点时刻 把时间和空间(航天器在轨道上的位置)联系起来。

2.4.3 星下点轨迹 轨道上的卫星(S)与地心的连线(径向直线)在地面上有一交点( )，这是卫星在地面的投影点，称为星下点。随着卫星的运行，星下点也在地面上连点成线，这条线称为卫星的星下点轨迹，它反映了卫星相对于地球表面的运动情况。若不考虑地球自转，星下点轨迹是轨道面与地球表面相交形成的大圆。 卫星是在地球引力的作用下运动的，其轨道平面经过地球中心。同时，卫星在运动过程中的比角动量不赤随时间变化，比角动量的方向指向轨道平面的法线方向，因此，轨道平面在空间的方位也不变，这叫做轨道平面的定向性(见图2．21，图2．22)。

由于轨道平面的定向性，尽管地球自转，轨道面却不受地球自转的牵连，因此，地球自转和轨道面的定向性两者的综合结果，使星下点轨迹扩展到地面上更多的区域。运行一周的卫星，由于地球自转，星下点向西移动了一定经度。运行周期为120 min的卫星，经过24 h，将再次飞经一天前所经过的地点上空。

2.4.4 几种典型轨道 1．地球同步轨道 地球同步轨道是指航天器绕地球运行的周期与地球自转周期相同的轨道，即航天器的轨道周期等于一个恒星日(23 h 56 min 4．1 s)。采用地球同步轨道的卫星，称为地球同步卫星，也称24 h同步卫星。 地球自转周期近似为24 h，若为圆轨道，由式(2．46)可计算出： 轨道半径r=6．63R，R——地球半径； 轨道高度h=r-R=5．63R=35 810 km。

2．地球静止轨道 地球静止轨道是指轨道倾角的地球同步轨道。在这条轨道上，使航天器运行方向和 地球自转方向一致，从地面上看，航天器相对于地球是静止的，好像在天空的某个地方不动似的。采用静止轨道的卫星，称为静止卫星或定点卫星。因此，静止轨道特性体现如下： (1)轨道倾角的赤道轨道； (2)偏心率e=0的圆形轨道； (3)轨道高度h≈36 000 km的高轨道； (4)周期T=23 h 56 min 4．1 s； (5)环绕速度可v=3．075 km／s。

3．地球回归轨道 回归轨道是指星下点轨迹出现周期性重复的轨道。重复出现的周期称为回归周期。设地球自转角速度为 ，航天器轨道面转动角速度为 ，轨道周期为T，那么回归轨道就有下式成立： (2．53) 式中，K和N均为正态整数且不可简约，N为自然数，NT就为回归周期。K称为回归天数，即航天器旋转K天才能实现星下点轨迹的重复。K=l的回归轨道可称为一天回归轨道。 地球同步轨道和静止轨道可视为K=1，N=1的回归轨道。

4．太阳同步轨道 太阳同步轨道是指航天器轨道面转动角速度白与地球公转角速度相同的轨道，即航天器轨道面转动方向和周期与地球公转的方向和周期相同。采用太阳同步轨道的卫星，称为太阳同步卫星。 地球绕太阳一周为一恒星年，平均每天约转过 。另一方面，地球扁率摄动引起轨道面的进动。对于逆行轨道，轨道面转动的方向与地球公转的方向相同，如果适当选择轨道参数，可使航天器轨道面在一恒星年内转动一周，这样，地球公转时，轨道面与地日连线夹角(光照角)保持不变，如图2．25所示的光照角为 。太阳同步轨道的数学定义如下： (2．56) 式中， 为一恒星年(约365．24 d)。

2.5 航天器的轨道摄动 以上讨论的航天器运行轨道，是一种理想情况，它与实际情况有差别。这是因为：①地球并非理想的圆球体；②没有考虑大气阻力对航天器运动的影响；③没有考虑其他天体对航天器的作用；④没有考虑地球周围的磁场等因素。这些因素，使得航天器在实际上并不沿开普勒轨道运动，航天器轨道参数每时每刻都在变化，从而偏离由开普勒定律所确定的轨道，这种偏离现象称为摄动。为了使问题简化，可把开普勒轨道作为卫星和其他航天器的近似轨道，这种根据理想情况得到的开普勒轨道，又叫做无摄动轨道。研究摄动，就是研究天体包括人造天体的无摄动轨道在各种摄动因素影响下的变化规律。

卫星和其他航天器的实际运动轨道就叫做受摄开普勒轨道。 1．地球扁率摄动 2. 大气阻力摄动 3．月球和太阳引力摄动 4．辐射压摄动 5．电磁效应摄动 6．其他摄动

总之，实际航天器的运动并不是简单的二体运动问题，有许多非理想的因素都会使航天器的运动轨道发生摄动。尽管摄动力较小，但它们对于航天器轨道的长期影响是十分显著的，直接关系到航天器使命的完成。