Орбитальные элементы - Википедия - Orbital elements

Орбитальные элементы являются параметры требуется для однозначной идентификации конкретного орбита. В небесная механика эти элементы рассматриваются в двухчастные системы используя Орбита Кеплера. Существует множество различных способов математического описания одной и той же орбиты, но определенные схемы, каждая из которых состоит из набора из шести параметров, обычно используются в астрономия и орбитальная механика.

Реальная орбита и ее элементы меняются со временем из-за гравитационного возмущения другими объектами и эффектами общая теория относительности. Орбита Кеплера - это идеализированная математическая аппроксимация орбиты в определенное время.

Кеплеровские элементы

На этой диаграмме орбитальный самолет (желтый) пересекает базовую плоскость (серый). Для спутников на околоземной орбите эталонной плоскостью обычно является экваториальная плоскость Земли, а для спутников на солнечных орбитах - это плоскость. плоскость эклиптики. Пересечение называется линия узлов, поскольку он соединяет центр масс с восходящим и нисходящим узлами. Базовая плоскость вместе с весенняя точка (♈︎), устанавливает систему отсчета.

Традиционными элементами орбиты являются шесть Кеплеровские элементы, после Иоганн Кеплер и его законы движения планет.

Если смотреть с инерциальная система отсчета, два движущихся по орбите тела имеют разные траектории. Каждая из этих траекторий фокусируется на общем центр массы. Если смотреть из неинерциальной системы отсчета, центрированной на одном из тел, видна только траектория противоположного тела; Кеплеровы элементы описывают эти неинерциальные траектории. Орбита имеет два набора кеплеровских элементов в зависимости от того, какое тело используется в качестве точки отсчета. Эталонное тело называется начальный, другое тело называется вторичный. Первичный элемент не обязательно обладает большей массой, чем вторичный, и даже когда тела имеют равную массу, элементы орбиты зависят от выбора первичного.

Два элемента определяют форму и размер эллипса:

Эксцентриситет ( $е$ ) - форма эллипса, показывающая, насколько он удлинен по сравнению с кругом (не отмечен на диаграмме).
Большая полуось ( $а$ ) - сумма периапсис и апоапсис расстояния делится на два. Для классических орбит двух тел большая полуось - это расстояние между центрами тел, а не расстояние между телами от центра масс.

Два элемента определяют ориентацию орбитальный самолет в который вложен эллипс:

Наклон ( $я$ ) - вертикальный наклон эллипса относительно плоскости отсчета, измеренный на восходящий узел (где орбита проходит вверх через плоскость отсчета, зеленый угол $я$ на схеме). Угол наклона измеряется перпендикулярно линии пересечения плоскости орбиты и плоскости отсчета. Любые три точки на эллипсе будут определять плоскость орбиты эллипса. Плоскость и эллипс - это двухмерные объекты, определенные в трехмерном пространстве.
Долгота восходящего узла ( $Ω$ ) - горизонтально ориентирует восходящий узел эллипса (где орбита проходит вверх через плоскость отсчета, обозначенную $☊$ ) относительно системы отсчета весенняя точка (обозначается ♈︎). Он измеряется в базовой плоскости и отображается как зеленый угол. $Ω$ на диаграмме.

Остальные два элемента следующие:

Аргумент периапсиса ( $ω$ ) определяет ориентацию эллипса в плоскости орбиты как угол, измеряемый от восходящего узла к перицентру (ближайшая точка, в которой объект-спутник подходит к основному объекту, вокруг которого он вращается, синий угол $ω$ на схеме).
Истинная аномалия ( $ν$ , $θ$ , или же $ж$ ) в эпоха ( $т 0$ ) определяет положение движущегося по эллипсу тела в определенное время («эпоху»).

В средняя аномалия $M$ представляет собой математически удобный фиктивный «угол», который линейно изменяется со временем, но не соответствует реальному геометрическому углу. Его можно преобразовать в истинная аномалия $ν$ , который представляет собой реальный геометрический угол в плоскости эллипса между перицентр (максимальное приближение к центральному телу) и положение объекта на орбите в любой момент времени. Таким образом, истинная аномалия показана красным углом. $ν$ на диаграмме, а средняя аномалия не показана.

Углы наклона, долгота восходящего узла и аргумент перицентра также можно описать как Углы Эйлера определение ориентации орбиты по отношению к эталонной системе координат.

Обратите внимание, что неэллиптические траектории также существуют, но они не замкнуты и, следовательно, не являются орбитами. Если эксцентриситет больше единицы, траектория имеет вид гипербола. Если эксцентриситет равен единице, а угловой момент равен нулю, траектория равна радиальный. Если эксцентриситет равен единице и есть угловой момент, траектория будет парабола.

Обязательные параметры

Учитывая инерциальная система отсчета и произвольный эпоха (заданный момент времени) ровно шесть параметров необходимы для однозначного определения произвольной невозмущенной орбиты.

Это потому, что задача содержит шесть степени свободы. Они соответствуют трем пространственным размеры которые определяют позицию ( $Икс$ , $у$ , $z$ в Декартова система координат ) плюс скорость в каждом из этих измерений. Их можно описать как орбитальные векторы состояния, но часто это неудобный способ представления орбиты, поэтому вместо него обычно используются кеплеровские элементы.

Иногда эпоху считают «седьмым» параметром орбиты, а не частью системы отсчета.

Если эпоха определяется как момент, когда один из элементов равен нулю, количество неопределенных элементов сокращается до пяти. (Шестой параметр по-прежнему необходим для определения орбиты; он просто численно устанавливается на ноль по соглашению или «перемещается» в определение эпохи по отношению к реальным часам.)

Альтернативные параметризации

Кеплеровы элементы могут быть получены из орбитальные векторы состояния (трехмерный вектор для положения и другой для скорости) путем ручного преобразования или с помощью компьютерного программного обеспечения.^[1]

Другие параметры орбиты могут быть вычислены из кеплеровских элементов, таких как период, апоапсис и периапсис. (При движении по орбите вокруг Земли последние два члена известны как апогей и перигей.) Обычно в наборах кеплеровских элементов указывается период вместо большой полуоси, поскольку каждый из них может быть вычислен на основе другого при условии, что стандартный гравитационный параметр, $GM$ , дано для центрального тела.

Вместо средняя аномалия в эпоха, то средняя аномалия $M$ , средняя долгота, истинная аномалия $ν 0$ , или (редко) эксцентрическая аномалия может быть использован.

Использование, например, «средней аномалии» вместо «средней аномалии в эпоху» означает, что время $т$ должен быть указан как седьмой элемент орбиты. Иногда предполагается, что средняя аномалия равна нулю в эпоху (путем выбора соответствующего определения эпохи), оставляя только пять других орбитальных элементов, которые необходимо указать.

Для разных астрономических тел используются разные наборы элементов. Неординарность, $е$ , и либо большая полуось, $а$ , или расстояние до перицентра, $q$ , используются для определения формы и размера орбиты. Угол восходящего узла, $Ω$ , наклон, $я$ , и аргумент перицентра, $ω$ , или долгота перицентра, $ϖ$ , укажите ориентацию орбиты в ее плоскости. Либо долгота в эпоху, $L 0$ , средняя аномалия в эпоху, $M 0$ , или время прохождения перигелия, $Т 0$ , используются для указания известной точки на орбите. Сделанный выбор зависит от того, используется ли весеннее равноденствие или узел в качестве основного ориентира. Большая полуось известна, если среднее движение и гравитационная масса известны.^[2]^[3]

Также довольно часто можно увидеть либо среднюю аномалию ( $M$ ) или средней долготы ( $L$ ) выражается прямо, без $M 0$ или же $L 0$ как промежуточные шаги, как многочлен функция по времени. Этот способ выражения закрепит среднее движение ( $п$ ) в многочлен как один из коэффициентов. Внешний вид будет такой $L$ или же $M$ выражаются более сложным образом, но нам понадобится на один элемент орбиты меньше.

Среднее движение также может быть скрыто за цитатами из орбитального периода. $п$ .^{[требуется разъяснение ]}

Наборы орбитальных элементов
Объект	Используемые элементы
Большая планета	$е, а, я, Ω, ϖ, L 0$
Комета	$е, q, я, Ω, ω, Т 0$
Астероид	$е, а, я, Ω, ω, M 0$
Двухстрочные элементы	$е, я, Ω, ω, п, M 0$

Преобразования угла Эйлера

Углы $Ω$ , $я$ , $ω$ являются Углы Эйлера ( $α$ , $β$ , $γ$ с обозначениями этой статьи), характеризующий ориентацию системы координат

Икс

,

ŷ

,

ẑ

из инерциальной системы координат

Я

,

Ĵ

,

K̂

куда:

$Я$ , $Ĵ$ находится в экваториальной плоскости центрального тела. $Я$ находится в направлении весеннего равноденствия. $Ĵ$ перпендикулярно $Я$ и с $Я$ определяет базовую плоскость. $K̂$ перпендикулярно плоскости отсчета. Орбитальные элементы тел (планет, комет, астероидов, ...) в Солнечной системе обычно используют эклиптика как тот самолет.
$Икс$ , $ŷ$ находятся в плоскости орбиты и с $Икс$ по направлению к перицентр (перицентр ). $ẑ$ перпендикулярна плоскости орбиты. $ŷ$ взаимно перпендикулярно $Икс$ и $ẑ$ .

Затем преобразование из $Я$ , $Ĵ$ , $K̂$ система координат к $Икс$ , $ŷ$ , $ẑ$ рамка с углами Эйлера $Ω$ , $я$ , $ω$ является:

{ Displaystyle { begin {выравнивается} x_ {1} & = cos Omega cdot cos omega - sin Omega cdot cos i cdot sin omega ; x_ {2} & = sin Omega cdot cos omega + cos Omega cdot cos i cdot sin omega ; x_ {3} & = sin i cdot sin omega; , y_ {1} & = - cos Omega cdot sin omega - sin Omega cdot cos i cdot cos omega ; y_ {2} & = - sin Омега cdot sin omega + cos Omega cdot cos i cdot cos omega ; y_ {3} & = sin i cdot cos omega ; , z_ {1} & = sin i cdot sin Omega ; z_ {2} & = - sin i cdot cos Omega ; z_ {3} & = cos i ; , end {выровнен}}}

{ displaystyle left [{ begin {array} {ccc} x_ {1} & x_ {2} & x_ {3} y_ {1} & y_ {2} & y_ {3} z_ {1} & z_ {2} } & z_ {3} end {array}} right] = left [{ begin {array} {ccc} cos omega & sin omega & 0 - sin omega & cos omega & 0 0 & 0 & 1 end {array}} right] , left [{ begin {array} {ccc} 1 & 0 & 0 0 & cos i & sin i 0 & - sin i & cos i end {массив }} right] , left [{ begin {array} {ccc} cos Omega & sin Omega & 0 - sin Omega & cos Omega & 0 0 & 0 & 1 end {array} }верно],;}

куда

{ displaystyle { begin {align} { hat {x}} & = x_ {1} { hat {I}} + x_ {2} { hat {J}} + x_ {3} { hat { K}} ; { hat {y}} & = y_ {1} { hat {I}} + y_ {2} { hat {J}} + y_ {3} { hat {K} } ; { hat {z}} & = z_ {1} { hat {I}} + z_ {2} { hat {J}} + z_ {3} { hat {K}} . , end {выравнивается}}}

Обратное преобразование, которое вычисляет 3 координаты в системе I-J-K с учетом 3 (или 2) координат в системе x-y-z, представлено обратной матрицей. По правилам матричная алгебра, обратная матрица произведения трех матриц вращения получается путем инвертирования порядка трех матриц и переключения знаков трех углов Эйлера.

Превращение из $Икс$ , $ŷ$ , $ẑ$ к углам Эйлера $Ω$ , $я$ , $ω$ является:

{ displaystyle { begin {align} Omega & = operatorname {arg} left (-z_ {2}, z_ {1} right) i & = operatorname {arg} left (z_ {3} , { sqrt {{z_ {1}} ^ {2} + {z_ {2}} ^ {2}}} right) omega & = operatorname {arg} left (y_ {3}, x_ {3} right) , end {align}}}

куда $аргумент (Икс, у)$ обозначает полярный аргумент, который может быть вычислен с помощью стандартной функции atan2 (у, х) доступен на многих языках программирования.

Предсказание орбиты

В идеальных условиях идеально сферического центрального тела и нулевых возмущений все элементы орбиты, кроме средняя аномалия являются константами. Средняя аномалия изменяется линейно со временем в масштабе среднее движение,^[2]

{ displaystyle n = { sqrt { frac { mu} {a ^ {3}}}}.}

Следовательно, если в любой момент $т 0$ параметры орбиты $[е 0, а 0, я 0, Ω 0, ω 0, M 0]$ , то элементы во время $т = т 0 + δt$ дан кем-то $[е 0, а 0, я 0, Ω 0, ω 0, M 0 + n δt]$

Возмущения и элементная дисперсия

Невозмутимый, двухчастный, Ньютоновский орбиты всегда конические секции, поэтому кеплеровы элементы определяют эллипс, парабола, или же гипербола. Реальные орбиты имеют возмущения, поэтому данный набор кеплеровских элементов точно описывает орбиту только в эпоху. Эволюция элементов орбиты происходит за счет гравитационный притяжение других тел, кроме основного, несферичность первичной, атмосферный тащить, релятивистские эффекты, радиационное давление, электромагнитные силы, и так далее.

Кеплеровские элементы часто можно использовать для получения полезных предсказаний, иногда близких к эпохе. В качестве альтернативы реальные траектории можно смоделировать как последовательность кеплеровских орбит, которые целоваться («поцелуй» или прикосновение) реальная траектория. Их также можно описать так называемыми планетарные уравнения, дифференциальные уравнения в различных формах, разработанные Лагранж, Гаусс, Делоне, Пуанкаре, или же холм.

Двухстрочные элементы

Параметры кеплеровских элементов можно закодировать в виде текста в нескольких форматах. Самый распространенный из них - НАСА /НОРАД «двухстрочные элементы» (TLE) формат,^[4] изначально разработан для использования с перфокартами на 80 столбцов, но все еще используется, поскольку это наиболее распространенный формат, и с ним легко справляются все современные хранилища данных.

В зависимости от приложения и орбиты объекта данные, полученные из TLE старше 30 дней, могут стать ненадежными. Орбитальные позиции могут быть рассчитаны из TLE через SGP /SGP4 /SDP4 / SGP8 / SDP8 алгоритмы.^[5]

Пример двухстрочного элемента:^[6]

1 27651U 03004A 07083.49636287 .00000119 00000-0 30706-4 0 26922 27651 039.9951 132.2059 0025931 073.4582 286.9047 14.81909376225249

Переменные Делоне

Орбитальные элементы Делоне, обычно называемые переменными Делоне, являются координаты угла действия состоящий из аргумент перицентра, то средняя аномалия и долгота восходящего узла вместе с их сопряженные импульсы.^[7] Они используются для упрощения пертурбативных вычислений в небесной механике, например, при исследовании Осцилляции Козая – Лидова. в иерархических тройных системах.^[7] Их представил Шарль-Эжен Делоне во время изучения движения Луна.^[8]

Смотрите также

Семейство астероидов, астероиды, которые имеют одинаковые собственные орбитальные элементы
Бета угол
Эфемериды
Геопотенциальная модель
Векторы орбитального состояния
Правильные элементы орбиты
Оскулирующая орбита

внешняя ссылка

Кеплеровские элементы учебник
Учебник по орбитам
Визуализатор орбитальных элементов
Отчет космического корабля № 3, серьезное лечение орбитальных элементов от НОРАД (в формате pdf)
Часто задаваемые вопросы о двухстрочных элементах Celestrak
Онлайн-эфемериды JPL HORIZONS. Также содержит орбитальные элементы для большого количества объектов солнечной системы.
Средние орбитальные параметры планетарного спутника НАСА
Введение в экспорт планетарных и лунных эфемерид JPL
Векторы состояния: VEC2TLE Доступ к ПО VEC2TLE
Элементы орбит больших планет (Код C) Функция библиотеки IAU SOFA C iauPlan94

[1] Например, с "VEC2TLE". amsat.org.

[Green-2] а ^б Грин, Робин М. (1985). Сферическая астрономия. Издательство Кембриджского университета. ISBN 978-0-521-23988-2.

[Danby-3] Дэнби, J.M.A. (1962). Основы небесной механики. Вильманн-Белл. ISBN 978-0-943396-20-0.

[Kelso_FAQ-4] Келсо, Т.С. "CelesTrak:" Часто задаваемые вопросы: Формат двухстрочного набора элементов"". celestrak.com. Архивировано из оригинал 26 марта 2016 г.. Получено 15 июн 2016.

[5] Пояснительное приложение к астрономическому альманаху. 1992. Под ред. К. П. Зайдельмана, University Science Books, Милл-Вэлли, Калифорния.

[6] SORCE В архиве 2007-09-27 на Wayback Machine - данные об орбите на Heavens-Above.com

[Shevchenko_2017_p.-7] а ^б Шевченко, Иван (2017). Эффект Лидова – Козаи: приложения в исследовании экзопланет и динамической астрономии. Чам: Спрингер. ISBN 978-3-319-43522-0.

[Aubin_2014_pp._548–549-8] Обен, Дэвид (2014). «Делоне, Шарль-Эжен». Биографическая энциклопедия астрономов. Нью-Йорк, Нью-Йорк: Springer New York. С. 548–549. Дои:10.1007/978-1-4419-9917-7_347. ISBN 978-1-4419-9916-0.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]