Estoy tratando de derivar una tabla concisa de los efectos en cada elemento orbital Kepleriano para un pequeño impulso en la dirección Radial, Tangencial o Perpendicular en periapsis o apoapsis, bueno al menos en segundo orden en
.
Puede pensar en esto como hacer las matemáticas a mano para la pregunta "¿ Qué órbita obtendrá este cubesat si lo tiro fuera de la ISS hacia arriba, hacia adelante o hacia los lados a 7,7 m/seg? "
Para una órbita circular con inclinación cero:
He deducido las siguientes conjeturas empíricas del procesamiento de números: integrando las ODE para obtener órbitas perturbadas y luego extrayendo los elementos orbitales:
dónde , , y son el semieje mayor, la excentricidad y la inclinación, respectivamente.
Puedo ejecutar un montón de casos que incluyen órbitas elípticas de excentricidad variable y usar las mismas conjeturas empíricas para hacer un conjunto completo de coeficientes, incluida su dependencia de excentricidad, pero me siento mal porque siempre trato de hacer los cálculos primero si es posible.
Pero estoy perplejo de cómo comenzar esas derivaciones. Idealmente, la respuesta daría un ejemplo de cómo hacer estas expansiones de perturbación de impulso con papel y lápiz, junto con sugerencias sobre cómo hacer el resto. Un enlace a los resultados finales sería útil, pero lo que más necesito es una discusión sobre cómo hacer la estrategia para hacer la expansión .
Para repetir: estoy restringiendo el problema a una órbita elíptica con inclinación inicial cero, pequeños impulsos, solo en periapsis o apoapsis, solo en las direcciones radial, tangencial o perpendicular.
Si asumimos un problema de dos cuerpos perfectos, ausencia de perturbaciones de cuerpos externos o fuentes de gravedad no esféricas ( es decir , órbitas cónicas perfectas sin precesión ni variación), sus restricciones con respecto a la inclinación son en realidad innecesarias, como podemos, sin pérdida de generalidad , examine este problema en un marco de referencia perifocal .
Sea el origen del sistema el foco de la órbita y los vectores unitarios ortogonales y se encuentran en el plano orbital, de modo que el periápside de la órbita se encuentra en una línea que se extiende desde el origen en el dirección. El vector unitario completa el sistema de coordenadas. (El vector de momento angular orbital se encuentra en el dirección).
Si nos restringimos aún más a mirar solo el periapsis y, siempre que -- apoapsis, nuestro vector de posición está estrictamente en el dirección, y nuestro vector de velocidad está estrictamente en la dirección.
Los elementos keplerianos (inclinación), (argumento del nodo ascendente), y (argumento de periapsis) son simplemente ángulos de Euler utilizados para traducir entre un sistema de coordenadas perifocal y un sistema de coordenadas ecuatoriales. Al centrarnos en un sistema de coordenadas perifocales, podemos prescindir temporalmente de estos, dejando solo (excentricidad), (semi-eje mayor), y (verdadera anomalía).
Con eso establecido, necesitamos desarrollar dos términos escalares más que permanezcan constantes en una órbita no perturbada (nota: es el parámetro gravitacional del cuerpo central):
Para facilitar las próximas derivaciones, las ampliaremos en términos de componentes (incluidos los que se sabe que son cero):
Ahora notamos que
Para enmarcar esto explícitamente, está buscando cómo los elementos se ven afectados por las perturbaciones de velocidad. Esto significa que queremos algunas expresiones para estos en función de la velocidad, siendo constantes todos los demás términos (en particular, la posición).
En general, desea lograr esto a través de una expansión de Taylor multivariada.
Dejar sea una función arbitraria continua de valor real y al menos dos veces diferenciable (ya que desea una precisión de segundo orden) de sus argumentos. Entonces, con una precisión de segundo orden, tienes
Escribir esto explícitamente se vuelve engorroso rápidamente y no sería fácil de leer, especialmente porque implicará múltiples invocaciones de la regla de la cadena en órdenes superiores en múltiples dimensiones.
En cambio, demostraremos un caso específico: el semieje mayor (uno de los elementos más simples de calcular), , solo con precisión de primer orden.
Deja un prefijo denotan una perturbación infinitesimal de una cantidad.
ahora tenemos,
¿Qué podemos sacar de esto? Tenga en cuenta que el término entre paréntesis es idénticamente igual a . Es decir, con una precisión de primer orden, el semieje mayor se ve afectado únicamente por la componente de la perturbación en la dirección prograda/retrógrada . Este es el caso independientemente de en qué parte de la órbita suceda esto, no solo en uno de los ábsides.
Si queremos explorar una expansión de segundo orden, rápidamente se pone feo.
Ahora hacemos las siguientes sustituciones:
Escribiendo esto de forma más compacta:
Consecuencias importantes: con una precisión de segundo orden, la afirmación anterior sobre progrado/retrógrado no es aplicable .
Aunque hay algunos inconvenientes al aplicar esto a los tres elementos de orientación debido a alguna degeneración en el formalismo de rotación definido por los ángulos de Euler, esta respuesta debería proporcionar todas las herramientas que necesita para calcular lo que está preguntando. Es una cuestión simple, aunque tediosa, simplemente seguir la expansión de Taylor para cada uno de los elementos restantes y aplicar transformaciones de coordenadas cuando corresponda.
Esto también debería proporcionar una buena ilustración de por qué nadie realmente hace expansiones de segundo orden. Las ecuaciones se vuelven desagradables muy rápidamente, con muy pocos beneficios que ofrecer desde el punto de vista del análisis numérico.
Un enfoque podría basarse en el análisis de los cambios de energía y momento angular. Por ejemplo, la energía se puede expresar como:
Equivalentemente:
Eso significa que la energía después de una maniobra impulsiva es dado por
Restando las dos cantidades podemos obtener el cambio de energía total
Note que el término se elimina porque una maniobra impulsiva no cambia la posición. Después de algunas simplificaciones llegamos a una expresión para el cambio en la energía orbital debido a una maniobra impulsiva:
Ahora, ¿cómo podemos descomponer este cambio en componentes radial/tangencial/normal (RTN)? Primero, definimos los ejes principales del marco RTN:
y utilícelos para definir una matriz de rotación desde el marco RTN al marco inercial:
Con esta infraestructura ahora podemos expresar el cambio en la energía debido a una maniobra; yo suelo en lugar de para indicar que la maniobra se expresa en el marco RTN:
Nuestra expresión es:
Podemos usar esa expresión para expresar el cambio de energía debido a cambios individuales en la maniobra impulsiva:
donde, para el subíndice , cada componente viene dado por:
el vector tiene todos los componentes pero puesto a cero. Puedes calcular el producto matriz a mano si quieres.
Tome una órbita arbitraria (elementos canónicos; )
su energía orbital es . Aplicar una maniobra impulsiva
conduce a la nueva energía
el cambio es .
Nuestra fórmula descompone correctamente este cambio como:
que suman .
Podemos usar esos cambios en la energía para mapear directamente los cambios en el semieje mayor. Se puede utilizar un enfoque similar para trazar cambios en el momento angular y, por lo tanto, descomponer la excentricidad y la inclinación.
+100
en agradecimiento por su tiempo y ayuda, y la forma concisa de la derivación. ¡Gracias!
Mármol Orgánico
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Innovino
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