Welche Eingaben benötigt das Werkzeug?

Benötigt werden der Zentralkörper oder ein eigenes μ, die Anfangsposition r₀, die Anfangsgeschwindigkeit v₀ und die Flugzeit Δt.

Wie müssen r₀ und v₀ eingegeben werden?

Gib jeweils drei Komponenten in der Form x,y,z ein, zum Beispiel `7000000,0,0` für r₀.

Welche Bahntypen werden unterstützt?

Die universelle Variablenmethode gilt für Kreis-, Ellipsen-, Parabel- und Hyperbelbahnen.

Welche Ergebnisse werden berechnet?

Das Werkzeug bestimmt den propagierten Zustand sowie Energie, Drehimpuls, große Halbachse, Exzentrizität, Periode und weitere klassische Bahnelemente.

Kann ich den Zentralkörper selbst festlegen?

Ja. Du kannst Sonne, Erde, Mond, Mars, Jupiter, Venus, Merkur oder Saturn auswählen oder ein eigenes μ eingeben.

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Science

Zweikörper-Zustandsvektor-Propagator

Propagiert einen Zustandsvektor (r₀, v₀) eines Raumfahrzeugs/Satelliten auf t₀+Δt unter Zweikörpergravitation via universeller Variablen (f- und g), und leitet die klassischen Bahnelemente ab

Einzelheiten

Wobei dieses Tool hilft

Aus Anfangsposition r₀, Geschwindigkeit v₀, dem Gravitationsparameter μ eines Zentralkörpers und der Flugzeit Δt propagiert dieses Werkzeug den Körper auf t₀+Δt mit der analytischen Methode der universellen Variablen (Stumpff-c/s-Funktionen + Newton-Iteration über die universelle Kepler-Gleichung), gültig für ALLE Kegelschnittbahntypen (Kreis/Ellipse/Parabel/Hyperbel) ohne Verzweigung.

Es leitet dann die klassischen Bahnelemente ab: spezifische Energie ε=v²/2−μ/r und Drehimpuls h=|r×v|, große Halbachse a (gebundene Bahnen), Exzentrizität e, Periode T, Bahnneigung i, RAAN Ω, Argument des Periapsis ω, wahre Anomalie θ, Peri/Apoapsisradien.

Anders als kepler-orbit-solver (nimmt mittlere Anomalie M + Exzentrizität e und löst eine exzentrische Anomalie). Dieses Werkzeug nimmt einen ZUSTANDSVEKTOR und propagiert ihn in der Zeit —der Kern der Bahnbestimmung. Eingaben in SI; μ Standard NASA/IAU. Formeln nach Vallado und Curtis.

Ausführung

Dieses Tool ausführen

Fülle das Formular aus, starte das Tool und prüfe das Ergebnis an einem Ort.

Vorbereitete Beispielausführungen

Klicken Sie auf ein Beispiel, um das Formular automatisch auszufüllen. Dateien müssen weiterhin hochgeladen werden.

2 Beispiele

LEO-Satellit: 7000 km Kreisbahn, 1 Stunde vorwärts

Satellit auf einer nahezu kreisförmigen Low-Earth-Orbit (r₀=7000 km auf x, v₀=~7,546 km/s auf y), 3600 s propagiert. Zeigt die f-g-Methode auf einer gebundenen Ellipsenbahn; die Bahnelemente sollten nahezu konstant bleiben.

{
  "type": "html"
}

Hyperbolischer Erd-Vorbeiflug (Entweichen)

Hyperbolische Entweichbahn (hohe Geschwindigkeit am Periapsis, ε>0) über 10000 s propagiert. Zeigt die Methode auf einer ungebundenen Bahn (e>1, keine Periode), die der Mittelanomalie-Löser nicht darstellen kann.

{
  "type": "html"
}

Eingaben

Fülle die erforderlichen Felder aus und starte das Tool.

6 Optionen

InhaltHaupteingaben einfügen oder eingeben.2

Anfangsposition r₀ (x,y,z; m)textPflichtAnfangsgeschwindigkeit v₀ (vx,vy,vz; m/s)textPflicht

EinstellungenFormate, Bereiche, Zahlen und Modi anpassen.4

Zentralkörper (μ)selectOptionales FeldEigenes μ (m³/s²)numberOptionales FeldDistanzeinheitselectOptionales FeldFlugzeit Δt (s)numberPflicht

Ergebnis

Bereit zum Start

Nach dem Ausführen erscheinen hier Dateien, Text, strukturierte Daten oder Stream-Ausgaben.

Beispiele

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Wichtige Fakten

Überblick

Wann verwenden

So funktioniert es

Anwendungsfälle

Beispiele

1. LEO-Satellit eine Stunde vorwärts propagieren

2. Hyperbolischen Erdvorbeiflug berechnen

FAQ

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