- •Преобразование координат методом поворота координатных осей (определение направляющих косинусов).
- •Переход от геодезических координат b, l, h к прямоугольным X, y, z и обратно.
- •Практическое применение 3-его закона Кеплера.
- •Определение элементов орбиты космического корабля «Восток».
- •Вычисление сферических экваториальных геоцентрических координат спутника по данным его топоцентрическим координатам.
- •Определение пространственных геоцентрических инерциальных прямоугольных координат спутника.
- •Вычисление невозмущенной эфемериды исз.
- •Вычисление топоцентрических экваториальных коордиант исз по результатам фотографических наблюдений.
- •Определение высоты стационарного спутника.
- •Вычисление некоторых параметров исз.
- •Определение параметров орбиты космического корабля движущегося по орбите вокруг Солнца.
- •Определение начальной скорости и ориентирующего угла для перехода спутника с одной орбиты на другую.
- •Определение начальной скорости и элементов орбиты баллистической ракеты при перелете из одного пункта на Земле в другой.
- •Космическая триангуляция.
- •Вычисление элементов невозмущенной орбиты исз.
Определение пространственных геоцентрических инерциальных прямоугольных координат спутника.
Табл.10
-
исходные данные
l1=
-0,01534129
l2=
-0,9287415
l3=
0,370410516
m1=
0,75330076
m2=
-0,2543368
m3=
-0,60650699
n1=
0,65749723
n2=
0,26972592
n3=
0,7035235
a=
1,4 э.р
t=
230,229167
e=
0,15
T=
41,025
μ=
1
r=
1,193
Найти: X, Y, Z спутника
Решение:
Определяем разность (t-T)m = 756,816666;
Определяем эксцентрическую аномалию (Е):
Е=М + e∙sinE,
M=n∙(t-T)m = 40˚12’3,7’’
0,053118386
Где k=0.07436574 ;
E’=M+ e∙sinE = 40˚17’25,6’’
Определяем прямоугольные координаты в плоскости орбиты:
xw =r∙cosV = 1,192051713
yw =r∙sinV = 0,047557483
rw = a(1-e∙cosE) = 1,039816985
37˚38΄42,09˝
Определение пространственных прямоугольных координат:
X = -0,711129374
Y = 0,833311393
Z = 0,9021488551
Контроль: R2 = x2+y2+z2 = x2w+y2w+z2w = r2w = 1,419.р.
Вычисление невозмущенной эфемериды исз.
Табл.11
исходные данные |
|||||
Xp= |
3244476,592 |
a= |
7035 |
T= |
3h44m27.85s |
Yp= |
2912698,984 |
e= |
0,05 |
μ= |
398603 |
Zp= |
4640189,223 |
t= |
17h32m36.57s |
|
|
t-T |
13,8024222 |
207,036333m |
|
|
|
j |
2,2’’ |
|
|
||
Ω |
1,9’’ |
|
|
||
w |
1,5’’ |
|
|
Находим среднюю аномалию М. Средняя аномалия – дуга окружности, которую описал бы ИСЗ после прохождения через перигей, если бы двигался равномерно по круговой орбите, совершая полный оборот за свой фактический период обращения по эллиптической орбите.
Е – эксцентрическая аномалия;
Υ – истинная аномалия – угол между радиус-вектором спутника и линией апсид.
50˚46΄23,85˝
Находим истинную аномалию (υ):
,
Где Е=e∙sinE + М = 50˚49΄23,82˝
Задача решается методом приближений:
EI=M+e*sinM = 50˚46΄26,99˝
EII=e*sinEI+M = 50˚49΄23,82˝
EIII= e*sinEII+M = 50˚49΄23,82˝
EIV= e*sinEIII+M = 50˚49΄23,82˝
Находим аргумент широты
U= υ+ω = 57˚14΄4.72˝
Вычисляем геоцентрический радиус-вектор ИСЗ
6683,292км
P = a∙(1-e2) = 7017,4125
r = a∙(1-e∙cosE) = 6683,292 км -контроль
Находим геоцентрические прямоугольные координаты ИСЗ
X = (cosU∙cosΩ - sinU∙sinΩ∙cosJ) = 4826338,839
Y = (cosU∙sinΩ + sinU∙cosΩ∙cosJ) = 7499117,942
Z = sinU∙sinJ=79,98437526
Контроль: r2=X2+Y2+Z2 = 8917977,153
Определяем прямоугольные топоцентрические координаты ИСЗ
X’=X-Xp= 4586418,958 м
Y’=Y-Yp= 1581862,247м
Z’=Z-Zp= -4640109,239 м
Определяем топоцентрические сферические координаты и топоцентрический радиус-вектор ИСЗ.
19h01m45.79s
-43˚43΄25.93˝
r’ = 8917977,153 м