Вектор положения Калькулятор

✖Большая ось относится к большему измерению или главной оси эллиптической зоны покрытия или диаграммы направленности.ⓘ Большая ось [a_major]			+10% -10%
✖Эксцентриситет относится к характеристике орбиты, по которой движется спутник вокруг своего основного тела, обычно Земли.ⓘ Эксцентриситет [e]			+10% -10%
✖Истинная аномалия — это угловой параметр, определяющий положение тела, движущегося по кеплеровской орбите.ⓘ Истинная аномалия [v]			+10% -10%

✖Вектор положения часто используется для представления местоположения спутника в космосе. Вектор положения предоставляет информацию о положении спутника относительно опорной точки.ⓘ Вектор положения [r_pos]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Вектор положения

Формула

`"r"_{"pos"} = ("a"_{"major"}*(1-"e"^2))/(1+"e"*cos("v"))`

Пример

`"9.693632m"=("10.75m"*(1-("0.12")^2))/(1+"0.12"*cos("0.684s"))`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Спутниковые орбитальные характеристики Формулы PDF

Вектор положения Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Вектор положения = (Большая ось*(1-Эксцентриситет^2))/(1+Эксцентриситет*cos(Истинная аномалия))
r_pos = (a_major*(1-e^2))/(1+e*cos(v))
В этой формуле используются 1 Функции, 4 Переменные

Используемые функции

cos - Косинус угла – это отношение стороны, прилежащей к углу, к гипотенузе треугольника., cos(Angle)

Используемые переменные

Вектор положения - (Измеряется в метр) - Вектор положения часто используется для представления местоположения спутника в космосе. Вектор положения предоставляет информацию о положении спутника относительно опорной точки.
Большая ось - (Измеряется в метр) - Большая ось относится к большему измерению или главной оси эллиптической зоны покрытия или диаграммы направленности.
Эксцентриситет - Эксцентриситет относится к характеристике орбиты, по которой движется спутник вокруг своего основного тела, обычно Земли.
Истинная аномалия - (Измеряется в Второй) - Истинная аномалия — это угловой параметр, определяющий положение тела, движущегося по кеплеровской орбите.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Большая ось: 10.75 метр --> 10.75 метр Конверсия не требуется
Эксцентриситет: 0.12 --> Конверсия не требуется
Истинная аномалия: 0.684 Второй --> 0.684 Второй Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

r_pos = (a_major*(1-e^2))/(1+e*cos(v)) --> (10.75*(1-0.12^2))/(1+0.12*cos(0.684))

Оценка ... ...

r_pos = 9.69363246830535

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

9.69363246830535 метр --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

9.69363246830535 ≈ 9.693632 метр <-- Вектор положения

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » Инженерное дело » Электроника » Спутниковая связь » Спутниковые орбитальные характеристики » Вектор положения

Кредиты

Сделано Шобхит Димри

Технологический институт Бипина Трипати Кумаон (BTKIT), Дварахат

Шобхит Димри создал этот калькулятор и еще 900+!

Проверено Паял Прия

Бирса технологический институт (НЕМНОГО), Синдри

Паял Прия проверил этот калькулятор и еще 1900+!

< 16 Спутниковые орбитальные характеристики Калькуляторы

Вектор положения

Идти Вектор положения = (Большая ось*(1-Эксцентриситет^2))/(1+Эксцентриситет*cos(Истинная аномалия))

Средняя аномалия

Идти Средняя аномалия = Эксцентрическая аномалия-Эксцентриситет*sin(Эксцентрическая аномалия)

Истинная аномалия

Идти Истинная аномалия = Средняя аномалия+(2*Эксцентриситет*sin(Средняя аномалия))

Первый закон Кеплера

Идти Эксцентриситет = sqrt((Большая полуось^2-Малая полуось^2))/Большая полуось

Всемирное время

Идти Всемирное время = (1/24)*(Время в часе+(Время в минутах/60)+(Время в секундах/3600))

Исходное время в юлианских веках

Идти Базовое время = (Джулиан Дэй-Ссылка на Юлианский день)/Джулиан Сенчури

Джулиан Сенчури

Идти Джулиан Сенчури = (Джулиан Дэй-Ссылка на Юлианский день)/Базовое время

Юлианский день

Идти Джулиан Дэй = (Базовое время*Джулиан Сенчури)+Ссылка на Юлианский день

Номинальное среднее движение

Идти Номинальное среднее движение = sqrt([GM.Earth]/Большая полуось^3)

Среднее движение спутника

Идти Среднее движение = sqrt([GM.Earth]/Большая полуось^3)

Местное звездное время

Идти Местное звездное время = Гринвичское звездное время+Восточная долгота

Вектор диапазона

Идти Вектор диапазона = Вектор спутникового радиуса-[Earth-R]

Третий закон Кеплера

Идти Большая полуось = ([GM.Earth]/Среднее движение^2)^(1/3)

Орбитальный период спутника в минутах

Идти Орбитальный период в минутах = 2*pi/Среднее движение

Аномалистический период

Идти Аномалистический период = (2*pi)/Среднее движение

Универсальное время

Идти Всемирная степень времени = (Всемирное время*360)

Вектор положения формула

Вектор положения = (Большая ось*(1-Эксцентриситет^2))/(1+Эксцентриситет*cos(Истинная аномалия))
r_pos = (a_major*(1-e^2))/(1+e*cos(v))

Что такое положение и вектор направления?

Векторы положения описывают, где находится объект в пространстве, а векторы направления указывают ориентацию объекта или направление, в котором он движется. Эти векторы лежат в основе понимания движения и поведения объектов на спутниковых орбитах и орбитальной механики.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!