ВУЗ:
Составители:
Рубрика:
cos cos()sin sin()cos
sin cos( ) cos sin( )cos
sin sin
cos sin()sin cos()cos
sin sin( ) cos cos( )cos
cos sin
x
y
z
x
y
z
P
i
P
i
Pi
Qi
Qi
Qi
ω
ω
ωω
ω
ωω
ωω
ω
=Ω −Ω ,
=Ω +Ω ,
=,
=− Ω − Ω ,
=− Ω + Ω ,
=.
Направляющие косинусы должны удовлетворять следующим усло-
виям, которые служат для контроля правильности вычислений:
222
222
1
1
0
xyz
xyz
xx yy zz
PPP
QQQ
QP QP QP
++=,
++=,
+
+=.
Видно, что величины
вычисляются один раз при поступле-
нии информации о новых параметрах орбиты спутника от наземных
служб, поскольку содержат только параметры кеплеровской орбиты.
xy z
PP…Q,,,
Для вычисления движения спутника по орбите в проекции на небес-
ную сферу необходимо воспользоваться формулами пересчета де-
картовых координат в сферические:
arccos
yz
xr
λθ
=
,= ,
где
λ
- долгота точки проекции положения спутника на небесную
сферу,
θ
- ее широта, а декартовы координаты
x
yz,,
и расстояние
спутника от центра Земли
вычисляются по выше приведенным
формулам.
r
Текущее положение спутника в неподвижной системе координат вы-
числяется с помощью решения уравнения Кеплера относительно
эксцентрической аномалии
E
:
168
Px = cos Ω cos(ω ) − sin Ω sin(ω ) cos i, Py = sin Ω cos(ω ) + cos Ω sin(ω ) cos i, Pz = sin ω sin i, Qx = − cos Ω sin(ω ) − sin Ω cos(ω ) cos i, Qy = − sin Ω sin(ω ) + cos Ω cos(ω ) cos i, Qz = cos ω sin i. Направляющие косинусы должны удовлетворять следующим усло- виям, которые служат для контроля правильности вычислений: Px2 + Py2 + Pz2 = 1, Qx2 + Qy2 + Qz2 = 1, Qx Px + Qy Py + Qz Pz = 0. Px , Py ,…, Qz Видно, что величины вычисляются один раз при поступле- нии информации о новых параметрах орбиты спутника от наземных служб, поскольку содержат только параметры кеплеровской орбиты. Для вычисления движения спутника по орбите в проекции на небес- ную сферу необходимо воспользоваться формулами пересчета де- картовых координат в сферические: y z λ = , θ = arccos , x r где λ - долгота точки проекции положения спутника на небесную сферу, θ - ее широта, а декартовы координаты x, y, z и расстояние спутника от центра Земли r вычисляются по выше приведенным формулам. Текущее положение спутника в неподвижной системе координат вы- числяется с помощью решения уравнения Кеплера относительно эксцентрической аномалии E : 168
Страницы
- « первая
- ‹ предыдущая
- …
- 167
- 168
- 169
- 170
- 171
- …
- следующая ›
- последняя »