Actualmente estoy trabajando en un proyecto de este libro . En el apéndice D, proporcionan algunos proyectos que se pueden codificar como una revisión de todo el material del libro. Terminé el primer proyecto, Site/Track y mi resultado está razonablemente cerca (gracias a la imprecisión numérica de Python) de la solución. Traté de usar la biblioteca de Python Orbital para trazar mi solución y agregar un acento visual agradable al proyecto.
Ingresé los vectores de estado, convirtiéndolos de Unidades de distancia y Unidades de tiempo definidas en el libro a donde mu = 1, a metros y metros por segundo (como lo requiere la función de conversión de función orbital. La salida fue un valor de excentricidad de .98, y un semieje mayor aproximadamente igual al radio de la tierra. Obviamente, esto no es correcto, así que continué con el siguiente punto de datos: el mismo resultado. ¿Está bien, tal vez sea mi código? Así que busqué el vector de estado para la ISS, que se encuentra aquí, lo ingresé en mi código y sale un hermoso gráfico de la órbita. Así que tal vez son solo los datos en el libro. Entro en un ejemplo diferente del libro del capítulo que seguí para crear el programa, donde convierten los vectores de estado en elementos orbitales. obtiene ese cálculo perfecto también. Luego pruebo una fuente más aquí, y estos vectores no funcionan en mi programa. También puse los 3 vectores en esta calculadora, la ISS y uno de mi libro funcionaron, pero los otros no. Estoy tratando de encontrar la inconsistencia que obviamente me estoy perdiendo...
Entonces mi pregunta es. ¿Hay diferentes marcos de referencia para estos vectores que podrían estar causando estos errores? ¿Qué otros errores podría estar introduciendo sin darme cuenta?
Aquí están mis datos de entrada del libro (que no funcionan) definidos en el libro como el marco de referencia IJK (inercial)
r = [ 1779987.13023855 -4944211.65294755 4065801.40507205]
v = [ 2082.84303416 -1179.76617351 410.70269708]
Producción:
KeplerianElements:
Semimajor axis (a) = 3493.823 km
Eccentricity (e) = 0.950399
Inclination (i) = 45.1 deg
Right ascension of the ascending node (raan) = 160.3 deg
Argument of perigee (arg_pe) = 303.1 deg
Mean anomaly at reference epoch (M0) = 144.4 deg
Period (T) = 0:34:15.239378
Reference epoch (ref_epoch) = J1970.000
Mean anomaly (M) = 144.4 deg
Time (t) = 0:00:00
Epoch (epoch) = J1970.000
Los datos de la ISS que utilicé (se muestra el gráfico adecuado) se definen en el sitio web como m50 cartesiano.
r = [4607312.46, -1531324.39, 4749270.39]
v = [4597.800926, 5516.878978, -2671.990580]
Producción:
KeplerianElements:
Semimajor axis (a) = 6794.798 km
Eccentricity (e) = 0.000980
Inclination (i) = 51.4 deg
Right ascension of the ascending node (raan) = 212.9 deg
Argument of perigee (arg_pe) = 53.7 deg
Mean anomaly at reference epoch (M0) = 62.7 deg
Period (T) = 1:32:54.113176
Reference epoch (ref_epoch) = J1970.000
Mean anomaly (M) = 62.7 deg
Time (t) = 0:00:00
Epoch (epoch) = J1970.000
Aquí hay una respuesta parcial hasta que agregue más información según lo solicitado en los comentarios.
gracias a la imprecisión numérica de Python
No creo que estés cerca del límite de los flotadores de Python. En cambio, recordemos que las órbitas keplerianas son solo aproximaciones teóricas. Las mayores desviaciones provienen del achatamiento ecuatorial de la Tierra expresado por que es aproximadamente un efecto de 1 parte por mil. Si solo usas el central fuerza vas a estar apagado por orden del 0,1%. Luego están los términos multipolares de orden superior, la gravedad del Sol y la Luna, etc.
Aquí están los vectores de estado inicial que informa. (¿Creo que ha convertido números sin unidades en su fuente? Sería bueno verlos también)
r = [1779987.13023855, -4944211.65294755, 4065801.40507205]
v = [2082.84303416, -1179.76617351, 410.70269708]
La ecuación vis-viva es increíblemente útil. Para órbitas de fuerza central (Keplerian), relaciona los valores escalares , y independientemente de la dirección a la que apunten esos dos últimos vectores, ¡así que es muy útil!
o
El parámetro gravitatorio estándar de la Tierra (el producto ) es aproximadamente 3.986E+14 m^3/2^2.
Tienes 6644.12 kilometros y 2,42874 km/s. El radio ecuatorial de la Tierra (6378,137 km) se suele utilizar para asignar un valor de altitud, por lo que el objeto está a una altitud de 266 km moviéndose solo el 31 % de los 7,746 km/s necesarios para una órbita circular a esa distancia, por lo que es Voy a sumergirme con fuerza en la Tierra.
La ecuación vis-viva anterior da 3493,823 km exactamente como se muestra en la salida, lo que no sorprende, por lo que no confirmaré los otros elementos.
Podría ser un problema mal pensado enviar la nave espacial a una inmersión profunda, o dado que es tan lenta que incluso podría sobrevivir al reingreso si tiene motores, ¡un poco como una primera etapa reutilizable en la parte superior de su arco!
Mármol Orgánico
SE - deja de despedir a los buenos
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