To tylko jedna z 5 stron tej notatki. Zaloguj się aby zobaczyć ten dokument.
Zobacz
całą notatkę
n = 16
Ruch satelity po orbicie kołowej
1. Obliczanie promienia wodzącego satelity.
r RH
Gdzie:
R – promień Ziemi = 6371 km
H – wysokość lotu satelity
2. Obliczanie prędkości satelity.
V
r
Gdzie:
μ – grawitacyjny parametr Ziemi
r – promień wodzący satelity
3. Obliczanie czasu T w jakim satelita obiega orbitę Ziemi
a3
T 2
Gdzie:
T – okres obiegu satelity
a – duża półoś elipsoidy = r – promień wodzący satelity
4. Obliczanie ilości obiegów satelity w ciągu doby.
n 24
Gdzie:
n – liczba obrotów/dobę
h
T
n = 16
Ruch satelity po orbicie eliptycznej
1. Obliczanie dużej półosi elipsoidy.
3
T2 *
4 * 2
2. Wzory na obliczenie promienia wodzącego satelity r0 w punkcie
perigeum rP i w punkcie apogeum rA.
r0
a(1 e )
1 e * cos f
2
rP
a(1 e )
1 e
2
a(1 e 2 )
rA
1 e
Gdzie:
r0 - promień wodzący satelity w punkcie 0
rP - promień wodzący satelity w punkcie P
rA - promień wodzący satelity w punkcie A
e – pierwszy mimośród
f – anomalia prawdziwa
a – duża półoś elipsoidy
3. Obliczenie wysokości lotu satelity w punktach H0, perigeum HP oraz
apogeum HA
H 0 r0 R
H P rP R
H A rA R
4. Wzory na obliczenie prędkości satelity w punktach zero, perigeum i
apogeum.
2 1
V0 ( )
r a
VP
VA
1 e
(
)
a 1 e
1 e
(
)
a 1 e
n = 16
n = 16
Dane
Ω
i
ω
f
r
H
V
T
N
R
μ
19˚
57˚
62˚
13˚
20200,7
13827,2
6,08
11h
2,16
6371
398600,5
40’
40’
40’
40’
km
km
km/s
58min
obr/dobę
km
0”
0”
0”
0”
36sek
Obliczenia dla orbity kołowej:
Dla 'r'
H
V
T
N
13829,7
4,44
28573
3,02
Dla 'H'
km
km/s
sek
obr./dobę
r
V
T
N
20198,2
4,44
28568
3,02
dla 'V'
km
km/s
sek
obr./dobę
r
H
T
N
10782,8
4411,8
11143
7,75
dla 'T'
km
km
sek
obr./dobę
r
H
V
N
26575,7
20204,7
3,87
2,00
dla 'N'
km
km
km/s
obr./dobę
r
H
T
V
25279,4
18908,4
40000
3,97
Km
Km
sek
km/s
n = 16
Obliczenia dla orbity eliptycznej.
a
26575,7182
r0
26058,67
rP
26044,20
rA
27107,23
H0
19687,67
HP
19673,20
HA
20736,23
V0
4,95
VP
3,95
VA
3,80
km
km
km
km
km
km
km
km/s
km/s
km/s
... zobacz całą notatkę
Komentarze użytkowników (0)