- •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.
Вычисление элементов невозмущенной орбиты исз.
Исчодные данные:
r1=7087,446 км; r2=7288,946 км;
α1=16h 09m 55.7s; α2=18h 49m 12.7s
δ1=420 24’ 44,06’’; δ2=520 26’ 10,60’’
S1=20h 39m 58.732s; S2=20h47m28.732s
µ=398614,3795
Найти: Ω, ω, J, a, e, t – момент прохождения через перигей.
Порядок вычислений:
На основании рисунка и формул сферической тригонометрии имеем:
198˚08΄0,82˝
52˚34΄6,75˝
Контроль: 52˚34΄6,75˝
Определяем аргумент широты Ui и фокальный параметр
58˚07΄54,46˝
86˚26΄56,43˝
7033,501 км
Вычисляем a, ω, e и среднее движение n
72˚22΄58,58˝
100˚42΄0,55˝
-0,058672966
0,058672967
-14˚15΄4,12˝
-14˚15΄4,12˝
6275,494204 км
1,270*10-3
Вычисляем t
если е<1
19h02m18,90s
19h02m18,90s
где
Е1=69˚12΄18,67˝
Е2=97˚22΄36,68˝
Если е>1
где