Ruch satelity po orbicie- sprawozdanie

Nasza ocena:

5
Pobrań: 567
Wyświetleń: 2051
Komentarze: 0
Notatek.pl

Pobierz ten dokument za darmo

Pobierz notatkę
Podgląd dokumentu
Ruch satelity po orbicie- sprawozdanie - strona 1 Ruch satelity po orbicie- sprawozdanie - strona 2 Ruch satelity po orbicie- sprawozdanie - strona 3

Fragment notatki:

Uniwersytet Rolniczy w Krakowie
Wydział Inżynierii środowiska i Geodezji
Kierunek: Geodezja i Kartografia
rok akademicki 2010/2011
semestr V-zimowy
Ćwiczenie nr 6
Temat: Ruch satelity po orbicie kołowej, ruch satelity po orbicie
eliptycznej.
Rok III
Grupa 1
n=3
Ruch satelity po orbicie kołowej
1. Obliczanie promienia wodzącego satelity.
r  RH
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=3
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
a(1  e 2 )
rP 
1 e
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.
n=3
2 1
V0   (  )
r a
VP 
VA 
 1 e
(
)
a 1 e
 1 e
(
)
a 1 e
n=3
n=3
Dane:
Ω
i
ω
f
r
H
V
T
N
R
μ
17˚
55˚
60˚
11˚
20186,4
13815,5
5,69
11h
2,03
6371
398600,5
0’
0’
0’
0’
km
km
km/s
58min
obr/dobę
km
30”
30”
30”
30”
10sek
Obliczenia dla orbity kołowej:
Dla 'r'
H
V
T
n
13815,4
4,44364629
28542,9766
3,02701436
Dla 'H'
r
V
T
n
20186,5
4,443635
28543,19
3,026992
dla 'V'
r
H
T
n
12311,57
5940,566
13595,05
6,355253
dla 'T'
r
H
T
n
26565,03
20194,03
43090
2,005106
dla 'N'
r
H
T
V
26347,4
19976,4
42561,58
3,889556
Obliczenia dla orbity eliptycznej.
a
r0
rP
rA
H0
HP
HA
V0
VP
VA
26565,0332
26043,13
26033,73
27096,33
km
km
km
km
19672,13 km
19662,73 km
20725,33 km
3,87 km/s
3,95 km/s
3,80 km/s
... zobacz całą notatkę



Komentarze użytkowników (0)

Zaloguj się, aby dodać komentarz