近地衛(wèi)星自主軌道確定和控制系統(tǒng)研究

近地衛(wèi)星自主軌道確定和控制系統(tǒng)研究1.本文概述近地衛(wèi)星在地球觀測、通訊、科學實驗等領域發(fā)揮著重要作用。近地衛(wèi)星的軌道確定和控制系統(tǒng)面臨著諸多挑戰(zhàn)。本文旨在探討“近地衛(wèi)星自主軌道確定和控制系統(tǒng)研究”這一主題。軌道確定是近地衛(wèi)星導航和控制的關鍵。對于自主衛(wèi)星而言，由于無法直接接收地面信號，因此需要研究使用星載傳感器進行軌道確定的技術。星載陀螺儀和加速度計是常用的測量工具，通過測量衛(wèi)星的角速度和加速度，可以推算出衛(wèi)星的位置和速度，從而實現(xiàn)自主軌道確定。星載GPS接收機也可以提供更精確的位置信息?？刂葡到y(tǒng)是實現(xiàn)衛(wèi)星自主導航和姿態(tài)控制的重要組件?？刂葡到y(tǒng)需要根據(jù)衛(wèi)星的實時位置、速度和姿態(tài)信息進行調(diào)整，以確保衛(wèi)星的穩(wěn)定性和導航精度。推進系統(tǒng)、姿態(tài)控制系統(tǒng)和導航系統(tǒng)是控制系統(tǒng)的主要組成部分。推進系統(tǒng)負責提供動力以改變衛(wèi)星的位置和速度，姿態(tài)控制系統(tǒng)負責保持衛(wèi)星的穩(wěn)定姿態(tài)，導航系統(tǒng)則負責收集和處理傳感器數(shù)據(jù)以提供導航信息。在本研究中，將進行大量的實驗和測試，包括飛行模擬、真空實驗和地面測試等，以驗證衛(wèi)星的穩(wěn)定性和導航精度。通過深入研究和實驗驗證，旨在不斷提高近地衛(wèi)星的自主性和導航精度，為空間應用提供更可靠的支持。2.近地衛(wèi)星軌道動力學基礎近地衛(wèi)星軌道動力學是研究衛(wèi)星在地球引力場及其他微小攝動因素作用下的運動規(guī)律的科學。在這一領域中，基礎理論主要依賴于經(jīng)典力學和天體力學的法則。開普勒定律為近地衛(wèi)星軌道的幾何形狀提供了基本描述，即衛(wèi)星繞地球的軌道為橢圓形，地球位于橢圓的一個焦點上。根據(jù)牛頓萬有引力定律，地球對衛(wèi)星的引力作用決定了衛(wèi)星沿軌道運動的速度和方向。進一步地，軌道動力學不僅考慮了地球的引力，還包括了其他因素，如大氣阻力、太陽和月球的引力攝動、地球非均勻質量分布引起的攝動等。這些因素雖然相對較小，但在精密軌道確定和控制中卻起著至關重要的作用。例如，大氣阻力會導致低軌道衛(wèi)星軌道的衰減，而地球扁率和第三體引力攝動則會影響軌道的長期穩(wěn)定性。為了精確描述和預測衛(wèi)星的軌道狀態(tài)，通常需要建立數(shù)學模型來模擬這些復雜的動力學過程。數(shù)值積分方法和解析方法被廣泛應用于軌道動力學的研究中。數(shù)值積分方法通過迭代計算來模擬衛(wèi)星在連續(xù)時間內(nèi)的運動狀態(tài)，而解析方法則嘗試找到描述衛(wèi)星運動的封閉形式解。在控制系統(tǒng)設計方面，基于軌道動力學模型，可以開發(fā)出各種控制算法，如脈沖控制、連續(xù)推力控制等，以實現(xiàn)對衛(wèi)星軌道的精確調(diào)整和維持。這些控制策略對于衛(wèi)星的軌道維持、空間交會、軌道更換等任務至關重要。近地衛(wèi)星軌道動力學基礎是衛(wèi)星工程和空間任務設計的核心內(nèi)容，它要求對多種動力學因素有深入的理解和精確的控制，以確保衛(wèi)星能夠按照預定的軌道穩(wěn)定運行。3.衛(wèi)星自主軌道確定技術衛(wèi)星自主軌道確定技術是近地衛(wèi)星自主導航與控制的核心環(huán)節(jié)，它涉及到衛(wèi)星在無地面支持的情況下，利用自身攜帶的傳感器和算法，獨立計算出其在地球軌道上的精確位置。隨著空間技術的發(fā)展，衛(wèi)星自主軌道確定技術越來越受到重視，它不僅可以提高衛(wèi)星系統(tǒng)的獨立性和自主性，還能夠減少對地面控制站的依賴，增強衛(wèi)星在復雜環(huán)境下的適應性。在衛(wèi)星自主軌道確定過程中，首先需要依賴于星載導航設備，如全球定位系統(tǒng)（GPS）接收機、星間鏈路設備等，來獲取衛(wèi)星的位置和速度信息。通過高精度的軌道動力學模型和算法，對獲取的數(shù)據(jù)進行處理和分析，以計算出衛(wèi)星的軌道參數(shù)。這些軌道參數(shù)包括衛(wèi)星的位置、速度、加速度等，它們是衛(wèi)星軌道確定的基礎。在自主軌道確定技術中，軌道動力學模型的精度和算法的效率是關鍵因素。軌道動力學模型需要考慮到地球引力、大氣阻力、太陽輻射壓等多種因素，以提供準確的軌道預測。而算法則需要高效、穩(wěn)定，能夠在有限的計算資源下實現(xiàn)精確的軌道確定。衛(wèi)星自主軌道確定技術還需要面對一些挑戰(zhàn)。例如，在軌道初始化階段，衛(wèi)星可能無法獲取到足夠的信息來確定其軌道，這時需要依賴一些先驗知識或地面輔助數(shù)據(jù)。當衛(wèi)星處于特殊環(huán)境，如強輻射、高動態(tài)等環(huán)境下，自主軌道確定技術也會面臨一些困難。研究和發(fā)展衛(wèi)星自主軌道確定技術，需要綜合考慮多種因素，包括軌道動力學模型的精度、算法的效率、計算資源的限制以及特殊環(huán)境的適應性等。隨著人工智能、機器學習等技術的發(fā)展，未來衛(wèi)星自主軌道確定技術有望實現(xiàn)更大的突破和進步，為衛(wèi)星導航與控制提供更強大、更智能的支持。4.衛(wèi)星自主軌道控制系統(tǒng)設計在衛(wèi)星自主軌道控制系統(tǒng)設計方面，主要研究了一種基于推廣卡爾曼濾波算法的改進方法，以提高濾波新息的修正能力。該方法在一般情況下從理論上進行了研究，并證明了此算法具有的兩個基本定理。分析表明，該算法能夠提高精度，防止濾波發(fā)散，但計算量有所增加。還對離散周期線性系統(tǒng)的自適應濾波器進行了研究，并給出了相應的濾波算法。將該算法推廣到具有標稱軌線的周期非線性系統(tǒng)，并給出了相應的周期增益的自適應濾波算法。同時，從實際應用的要求出發(fā)，對周期線性系統(tǒng)序貫遞推形式的參數(shù)辨識算法進行了修正，以提高其對時變參數(shù)的跟蹤能力。周期系統(tǒng)的推廣卡爾曼濾波算法實現(xiàn)了系統(tǒng)狀態(tài)濾波與系統(tǒng)參數(shù)的聯(lián)合估計，并且在線計算過程簡單，與衛(wèi)星自主系統(tǒng)星上數(shù)據(jù)處理的實時性要求相一致。通過這些研究，旨在設計出一種能夠實現(xiàn)衛(wèi)星自主軌道確定和控制的高效、可靠的控制系統(tǒng)。5.近地衛(wèi)星軌道控制關鍵技術推進系統(tǒng)：推進系統(tǒng)是衛(wèi)星軌道控制的基礎，用于調(diào)整衛(wèi)星的位置和速度。常見的推進系統(tǒng)包括化學推進系統(tǒng)和電推進系統(tǒng)。化學推進系統(tǒng)使用化學燃料產(chǎn)生推力，而電推進系統(tǒng)使用電力將工質加速產(chǎn)生推力。姿態(tài)控制系統(tǒng)：衛(wèi)星的姿態(tài)控制對于軌道控制至關重要。姿態(tài)控制系統(tǒng)通過調(diào)整衛(wèi)星的姿態(tài)，確保衛(wèi)星的推進系統(tǒng)能夠正確地產(chǎn)生推力，從而實現(xiàn)對衛(wèi)星軌道的精確控制。導航與測量系統(tǒng)：導航與測量系統(tǒng)用于確定衛(wèi)星的實時位置和速度。星載傳感器如陀螺儀、加速度計和GPS接收機等用于測量衛(wèi)星的姿態(tài)、速度和位置信息，這些信息用于計算衛(wèi)星的軌道參數(shù)，并用于軌道控制決策。軌道機動策略：軌道機動是指通過改變衛(wèi)星的速度和方向來調(diào)整其軌道。常用的軌道機動策略包括變軌機動和保持機動。變軌機動用于將衛(wèi)星從一個軌道轉移到另一個軌道，而保持機動用于維持衛(wèi)星在當前軌道上的穩(wěn)定運行。攝動與干擾補償：在實際應用中，衛(wèi)星會受到各種攝動和干擾的影響，如大氣阻力、太陽輻射壓力等。為了保證軌道控制的精度，需要對這些攝動和干擾進行建模和補償，以減少其對衛(wèi)星軌道的影響。通過綜合運用上述關鍵技術，可以實現(xiàn)對近地衛(wèi)星軌道的精確控制，從而提高衛(wèi)星的導航精度和任務成功率。6.仿真與實驗驗證為了驗證所提出的近地衛(wèi)星自主軌道確定和控制系統(tǒng)的有效性，我們進行了一系列的仿真實驗和地面實驗驗證。仿真實驗采用了高性能計算平臺，通過構建詳盡的數(shù)學模型和環(huán)境模型，模擬了衛(wèi)星在不同軌道條件下的動態(tài)響應和控制效果。我們設計了一組典型的軌道參數(shù)，包括近地點高度、遠地點高度、軌道傾角等，以覆蓋近地衛(wèi)星可能遇到的多種軌道情況。在仿真過程中，我們考慮了地球非球形引力場、大氣阻力、太陽和月球引力等多種攝動因素，確保仿真結果的準確性和可靠性。針對自主軌道確定問題，我們采用了卡爾曼濾波器和擴展卡爾曼濾波器等先進的濾波算法，對衛(wèi)星的軌道狀態(tài)進行實時估計。通過與真實軌道參數(shù)的對比分析，驗證了所采用算法的高精度和魯棒性。在控制算法方面，我們采用了基于模型預測控制(MPC)的方法，設計了一套適用于近地衛(wèi)星的軌道控制策略。仿真結果顯示，該控制策略能夠有效地實現(xiàn)軌道維持和軌道機動，同時具備良好的抗干擾性能。為了進一步驗證系統(tǒng)性能，我們還進行了地面實驗驗證。通過搭建近地衛(wèi)星模擬平臺，模擬了衛(wèi)星在軌運行的實際情況，并對自主軌道確定和控制系統(tǒng)進行了實際測試。實驗結果表明，所提出的系統(tǒng)能夠準確估計軌道狀態(tài)，并根據(jù)預設的控制目標實現(xiàn)精確的軌道控制。仿真與實驗驗證表明，本研究所提出的近地衛(wèi)星自主軌道確定和控制系統(tǒng)具有較高的精度和可靠性，為未來近地衛(wèi)星的精確控制和軌道維持提供了有力的技術支持。7.結論與展望軌道確定是近地衛(wèi)星導航和控制的關鍵組成部分。對于自主衛(wèi)星來說，由于無法直接接收地面信號，因此需要研究使用星載傳感器進行軌道確定的方法。使用星載陀螺儀、加速度計和GPS接收機等傳感器可以提高軌道確定的精度。近地衛(wèi)星的控制系統(tǒng)是實現(xiàn)自主導航和姿態(tài)控制的關鍵組件?？刂葡到y(tǒng)需要能夠根據(jù)衛(wèi)星的實時位置、速度和姿態(tài)信息進行相應的調(diào)整，以保證衛(wèi)星的穩(wěn)定性和導航精度。推進系統(tǒng)、姿態(tài)控制系統(tǒng)和導航系統(tǒng)的協(xié)同工作是實現(xiàn)這一目標的關鍵。在自主軌道確定和控制系統(tǒng)研究中，需要進行大量的實驗和測試，以確保衛(wèi)星的穩(wěn)定性和導航精度。這些實驗可能包括飛行模擬、真空實驗和地面測試等。展望未來，隨著空間科技的飛速發(fā)展，衛(wèi)星在各領域的應用將更加廣泛。對衛(wèi)星軌道控制和確定的研究將繼續(xù)具有重要的理論價值和實際應用價值。未來的研究方向可能包括：進一步提高軌道確定的精度和魯棒性，以適應更復雜的空間環(huán)境和任務需求。探索新的傳感器技術和數(shù)據(jù)處理技術，以增強衛(wèi)星的自主性和智能化水平。加強與其他領域的交叉研究，如人工智能、機器學習等，以推動衛(wèi)星技術的發(fā)展和創(chuàng)新。通過不斷的研究和探索，有望實現(xiàn)更高精度、更智能化的近地衛(wèi)星自主軌道確定和控制系統(tǒng)，為各種空間應用提供更可靠的支撐。參考資料：近地軌道，是指航天器距離地面高度較低的軌道。近地軌道沒有公認的嚴格定義。一般軌道高度在2000千米以下的近圓形軌道都可以稱之為近地軌道。由于近地軌道衛(wèi)星離地面較近，大多數(shù)對地觀測衛(wèi)星、測地衛(wèi)星、空間站以及一些新的通信衛(wèi)星系統(tǒng)都采用近地軌道。航天器軌道分類方法有多種。對于繞地球運行的航天器來說，在按軌道高度分類時，可以分為近地軌道、中軌道和高軌道三種。軌道高度較低的對地衛(wèi)星軌道（通常軌道高度低于2000千米）稱作近地軌道；軌道高度較高的對地衛(wèi)星軌道（通常遠地點高度大于3000千米）稱作高軌道，軌道高度介于高軌道和近地軌道之前的軌道稱作中軌道。例如軌道高度在約36000千米的地球靜止軌道就屬于高軌道。近地軌道上運行著的國土普查、氣象、資源、通信等各種用途的衛(wèi)星，在人類生活中發(fā)揮著巨大的作用。我國曾用多種運載火箭發(fā)射過多種近地軌道航天器。例如用長征1號、風暴1號兩種運載火箭發(fā)射的科學技術試驗衛(wèi)星，用長征2號、2號丙、2號丁3種運載火箭發(fā)射的返回式遙感衛(wèi)星以及用長征2號F運載火箭發(fā)射的神舟號飛船、天宮1號目標飛行器和天宮2號空間實驗室都是在近地軌道運行的；使用長征4號甲和長征4號乙運載火箭發(fā)射的風云1號氣象衛(wèi)星也是被送入近地軌道的。在近地軌道上仍有稀薄的大氣，在近地軌道上運行的航天器（如運行在高度約394千米的中國天宮2號空間實驗室）受到大氣阻力的作用，軌道會逐步衰減，即軌道高度會逐步降低，為了使它能在設計的高度上運行，需要對航天器定期或不定期進行軌道維持。在描述運載火箭大致的運載能力時，針對所能發(fā)射的各種軌道來分別敘述。例如中國的快舟11號運載火箭發(fā)個近地軌道衛(wèi)星的運載能力為5噸，發(fā)射軌道高度為700米和太陽同步軌道時的運載能力為1噸，但是由于不同的軌道參數(shù)對應不同的運載能力，所以在工程上一般要說明對應哪個發(fā)射場，哪種軌道高度，哪種軌道傾角的運載火箭的運載能力。如長征2E運載火箭在酒泉衛(wèi)星發(fā)射場發(fā)射軌道高度為200千米，軌道傾角為28度的衛(wèi)星時的運載能力為9300千克?；貧w軌道是在星下點軌道周期性重復的軌道?？臻g站和空間實驗室常常選用回歸軌道，其中又分為兩天回歸軌道和三天回歸軌道。前蘇聯(lián)/俄羅斯的和平號空間站和中國的天宮2號空間實驗室都選用了3天回歸軌道。所謂三天回歸軌道是每隔約3天星下點軌跡重疊出現(xiàn)。3天回歸軌道的高度為394千米的圓軌道。選擇3天回歸軌道的好處是一旦飛船在預定發(fā)射時刻因故未能發(fā)射，則在約3天后再次發(fā)射仍能保持飛船與空間站的初始相往角（即飛船入軌時空間站位于飛船前的地心張角），以便于交匯對接。太陽同步軌道是軌道平面繞地球自轉軸旋轉方向與地球公轉方向相同、旋轉角速度等于地球平均角速度（即9856度/天）的人造地球衛(wèi)星軌道。太陽同步軌道一定是軌道傾角大于90度的逆行軌道。例如中國的風云一號氣象衛(wèi)星A星的軌道設計參數(shù)為：在太陽同步軌道上運行和衛(wèi)星從相同方向經(jīng)過同一緯度的當?shù)貢r間是相同的，它可以保證在一個較長時段對特定區(qū)域有較好的光照條件，便于空間光學遙感相機的對地拍攝。隨著科技的飛速發(fā)展，近地軌道衛(wèi)星在各個領域的應用越來越廣泛，星座設計作為其重要組成部分，也受到了越來越多的關注。本文將重點探討近地軌道衛(wèi)星星座設計時的軌道模型。軌道模型是描述衛(wèi)星在空間中運動規(guī)律的數(shù)學模型，它基于天體運動理論和力學原理，通過數(shù)學公式和參數(shù)描述衛(wèi)星的軌道參數(shù)、運動狀態(tài)和演化過程。在星座設計時，需要選擇合適的軌道模型，以確保衛(wèi)星能夠按照預期的軌跡和時間要求完成相應的任務。圓軌道模型：該模型假設衛(wèi)星繞地球作勻速圓周運動，適用于一些高度較低的近地軌道衛(wèi)星。由于其高度的限制，一顆衛(wèi)星的覆蓋范圍較小，因此常需要多顆衛(wèi)星協(xié)同工作。橢圓軌道模型：該模型假設衛(wèi)星繞地球作橢圓運動，適用于中高軌道的衛(wèi)星。與圓軌道模型相比，橢圓軌道模型可以覆蓋更廣泛的區(qū)域，同時也可以通過調(diào)整橢圓的長軸和偏心率來優(yōu)化衛(wèi)星的覆蓋范圍和運行周期。拋物線軌道模型：該模型假設衛(wèi)星的運動軌跡為拋物線，適用于太陽同步軌道衛(wèi)星。由于其高度的限制，該模型可以確保衛(wèi)星在固定的地方以固定的時間間隔經(jīng)過，這對于氣象觀測、地球資源調(diào)查等應用非常重要。在星座設計時，需要根據(jù)具體任務需求和衛(wèi)星應用場景選擇合適的軌道模型。例如，對于全球通信、導航等應用，需要選擇覆蓋范圍廣、運行周期長的軌道模型；對于氣象觀測、地球資源調(diào)查等應用，需要選擇高度適中、能夠保持穩(wěn)定的軌道模型；對于科學實驗、技術驗證等應用，可以選擇高度較低、機動性強的軌道模型。在選定軌道模型后，需要對參數(shù)進行優(yōu)化，以確保衛(wèi)星能夠按照預期要求完成各項任務。參數(shù)優(yōu)化通常包括以下幾個方面：高度優(yōu)化：根據(jù)任務需求和能量限制，選擇合適的高度參數(shù)，以保證衛(wèi)星的覆蓋范圍和運行周期。傾角優(yōu)化：根據(jù)任務需求和地面覆蓋要求，選擇合適的傾角參數(shù)，以保證衛(wèi)星的地面覆蓋效果和區(qū)域重復覆蓋次數(shù)。偏心率優(yōu)化：根據(jù)任務需求和衛(wèi)星壽命要求，選擇合適的偏心率參數(shù)，以保證衛(wèi)星的壽命和運行穩(wěn)定性。近地點幅角優(yōu)化：根據(jù)任務需求和觀測要求，選擇合適的近地點幅角參數(shù)，以保證衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)的準確性和連續(xù)性。升交點赤經(jīng)優(yōu)化：根據(jù)任務需求和時間同步要求，選擇合適升交點赤經(jīng)參數(shù)，以保證衛(wèi)星的時間同步精度和觀測數(shù)據(jù)的可比性。近地軌道衛(wèi)星星座設計時的軌道模型選擇和參數(shù)優(yōu)化是確保衛(wèi)星任務成功的重要環(huán)節(jié)。通過深入研究和比較各種軌道模型的優(yōu)缺點和應用場景，結合具體任務需求和衛(wèi)星應用場景進行參數(shù)優(yōu)化，可以設計出更加高效、可靠的星座方案，為人類的生產(chǎn)和生活提供更加優(yōu)質的服務。隨著空間科技的飛速發(fā)展，衛(wèi)星在各領域的應用越來越廣泛，而對衛(wèi)星軌道的控制和確定就顯得尤為重要。衛(wèi)星軌道控制與軌道確定算法的研究既有理論價值，又有實際應用價值。本文將從研究背景和意義、研究現(xiàn)狀、研究方法、研究結果與分析、結論與展望等方面進行闡述。衛(wèi)星軌道控制與軌道確定算法的研究是實現(xiàn)衛(wèi)星精密測控和高效應用的重要前提。通過對衛(wèi)星軌道的控制，可以調(diào)整衛(wèi)星姿態(tài)，實現(xiàn)精確導向和定位；而對衛(wèi)星軌道的確定則能夠為地面測控站提供更準確的目標跟蹤信息，提高衛(wèi)星運行的安全性和可靠性。開展衛(wèi)星軌道控制與軌道確定算法的研究具有重要的現(xiàn)實意義。目前，國內(nèi)外學者針對衛(wèi)星軌道控制和軌道確定算法開展了大量研究。在軌道控制方面，主要有基于噴氣推進的衛(wèi)星姿態(tài)控制方法和基于物理阻尼的衛(wèi)星姿態(tài)控制方法等。在軌道確定方面，常規(guī)的方法包括最小二乘法、卡爾曼濾波器和粒子濾波器等。現(xiàn)有的研究方法仍存在諸多不足，如控制精度不高、算法穩(wěn)定性差、實時性不強等。本文選取了一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡的衛(wèi)星軌道控制與軌道確定算法進行研究。針對衛(wèi)星的不同運行狀態(tài)，構建相應的神經(jīng)網(wǎng)絡模型，實現(xiàn)對衛(wèi)星姿態(tài)的高效控制；利用神經(jīng)網(wǎng)絡強大的非線性映射能力，實現(xiàn)對衛(wèi)星軌道的高精度確定。具體實現(xiàn)過程包括樣本選擇、神經(jīng)網(wǎng)絡訓練、算法驗證等步驟。通過實驗驗證，本文提出的基于神經(jīng)網(wǎng)絡的衛(wèi)星軌道控制與軌道確定算法在控制精度、穩(wěn)定性及實時性方面均表現(xiàn)出優(yōu)良的性能。該算法成功應用于某型號衛(wèi)星的軌道控制，實現(xiàn)了高精度的姿態(tài)調(diào)整；在對多種衛(wèi)星軌道數(shù)據(jù)進行驗證時，該算法展現(xiàn)出了良好的魯棒性和自適應性，能夠有效應對復雜空間環(huán)境下的多種干擾因素；實時性分析表明，該算法能夠在短時間內(nèi)完成數(shù)據(jù)處理和輸出，滿足實際應用的需求。在分析現(xiàn)有研究方法優(yōu)缺點的基礎上，本文提出的基于神經(jīng)網(wǎng)絡的衛(wèi)星軌道控制與軌道確定算法具有以下優(yōu)點：對于某些特定的衛(wèi)星姿態(tài)控制問題，可能需要進一步優(yōu)化神經(jīng)網(wǎng)絡模型的結構和參數(shù)。本文通過對衛(wèi)星軌道控制與軌道確定算法的研究，提出了一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡的算法實現(xiàn)方法。實驗結果表明，該算法具有高精度、高穩(wěn)定性和強實時性的優(yōu)點，能夠有效解決衛(wèi)星軌道控制和軌道確定的問題。該算法仍存在一些不足之處，需要在未來的研究中進一步加以改進和完善。近地軌道，是指航天器距離地面高度較低的軌道。近地軌道沒有公認的嚴格定義。一般軌道高度在2000千米以下的近圓形軌道都可以稱之為近地軌道。由于近地軌道衛(wèi)星離地面較近，大多數(shù)對地觀測衛(wèi)星、測地衛(wèi)星、空間站以及一些新的通信衛(wèi)星系統(tǒng)都采用近地軌道。航天器軌道分類方法有多種。對于繞地球運行的航天器來說，在按軌道高度分類時，可以分為近地軌道、中軌道和高軌道三種。軌道高度較低的對地衛(wèi)星軌道（通常軌道高度低于2000千米）稱作近地軌道；軌道高度較高的對地衛(wèi)星軌道（通常遠地點高度大于3000千米）稱作高軌道，軌道高度介于高軌道和近地軌道之前的軌道稱作中軌道。例如軌道高度在約36000千米的地球靜止軌道就屬于高軌道。近地軌道上運行著的國土普查、氣象、資源、通信等各種用途的衛(wèi)星，在人類生活中發(fā)揮著巨大的作用。我國曾用多種運載火箭發(fā)射過多種近地軌道航天器。例如用長征1號、風暴1號兩種運載火箭發(fā)射的科學技術試驗衛(wèi)星，用長征2號、2號丙、2號丁3種運載火箭發(fā)射的返回式遙感衛(wèi)星以及用長