یافتن ناهنجاری واقعی جدید پس از انجام یک مانور

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3268

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

یافتن ناهنجاری واقعی جدید پس از انجام یک مانور

پست توسط rohamavation »

با توجه به مجموعه استانداردی از عناصر مداری (تکانه زاویه ای، محور نیمه اصلی، خروج از مرکز، شیب، طول گره صعودی، آرگومان پریاپسیس و ناهنجاری واقعی)، و یک متغیر زمان جهانی، چگونه می توانم ناهنجاری واقعی جدید را بعد از آن پیدا کنم. انجام یک مانور مداری؟ وقتی به جسم نیرو اضافه می‌کنم، بردارهای حالت آن را محاسبه می‌کنم و آن را «خارج از ریل» در موتور بازی قرار می‌دهم، به این معنی که طبق عناصر مداری منتشر نمی‌شود. وقتی سوختگی تمام شد، مدار جدید را محاسبه می‌کنم و جسم را "روی ریل" می‌گذارم، به این معنی که انتشار آن در مدار جدید از سر می‌گیرد. معضل فعلی من این است که وقتی نیروی رانش را اضافه می‌کنم و مدار را دوباره محاسبه می‌کنم، آرگومان پریاپسیس و ناهنجاری واقعی تغییر می‌کند و جسم به اشتباه در موقعیت مکانی قرار می‌گیرد. من در حال حاضر در حال محاسبه ناهنجاری واقعی به طور مستقیم از متغیر زمان جهانی هستم، اما متوجه شدم که باید آن را به زمان پریاپسیس یا موارد مشابه مرتبط کنم. آیا کسی می تواند توضیح دهد که چگونه این مشکل را حل کنم؟
اگر تمام پارامترهای مداری مدار جدید را دارید و همچنین فاصله شعاعی از بدنه مرکزی فضاپیما را بعد از مانور دارید و مدار دایره ای نیست، اطلاعات کافی برای تعیین ناهنجاری واقعی جدید دارید.
داده شده:
فاصله شعاعی: r
خروج از مرکز مداری: e
نیم محور اصلی: الف
معادله قطبی مدار کپلین به صورت زیر است:
$r=\frac{a(1-e^2)}{1+e \cos \theta}$
جایی که ناهنجاری واقعی با θ نشان داده می شود
حل برای θ به شما می دهد
$\theta=\pm\arccos\left(\frac{a(1-e^2)-r}{er}\right)$
اگر فضاپیما از پریاپسیس به آپوآپسیس هدایت شود مقدار مثبت صحیح خواهد بود و اگر فضاپیما از آپوآپسیس به پریاپسیس نزول کند مقدار منفی صحیح خواهد بود.
در مورد چگونگی تعیین اینکه کدام اتفاق می افتد، یک راه این است که اگر بردار فاصله شعاعی $\vec{r}$ و بردار سرعت $\vec{v}$ را در کد خود در دسترس داشته باشید و حاصل ضرب نقطه ای این دو را بگیرید.
اگر$\vec{r} \cdot \vec{v} > 0$ فضاپیما در حال صعود به سمت آپوآپسیس است.
اگر $\vec{r} \cdot \vec{v} < 0$ فضاپیما به سمت پریاپسیس نزول می کند.
اگر$\vec{r} \cdot \vec{v} = 0$ باشد، یا فضاپیمای شما در آپوآپسیس $\theta =\pm \pi$ یا در پری آپسیس (θ=0)، یا مدار شما دایره ای است.
نزدیکترین نقطه به جسم جذب کننده پریاپسیس و دورترین نقطه آپوآپسیس نامیده می شود. برای مدارهای اطراف زمین، این نقاط افراطی به ترتیب «perigee» و «apogee» نامیده می‌شوند.helped you understand the question. Roham Hesami, sixth
semester of aerospace engineering
smile072 smile072 رهام حسامی ترم ششم مهندسی هوافضاتصویر
smile260 smile016 :?:
تصویر

ارسال پست