У нас есть эллиптическая орбита и космический корабль, путешествующий по ней. Мне нужна формула для расчета времени, необходимого космическому кораблю, чтобы пройти заданное количество метров, начиная с его текущего положения.
Кеплеровы элементы орбиты известны.
Если я знаю разницу между текущей и будущей истинной аномалией, я могу использовать формулу орбитального периода для расчета этого времени, но как найти будущую аномалию по заданной длине хорды орбитального эллипса (ближайшая точка) и начальной истинной аномалии?
А также мне нужны такие же расчеты для гиперболической траектории
Для любой неэллиптической орбиты (например, гиперболической орбиты) или когда орбитальная динамика — это не просто динамика двух тел с одной точечной массой, вам понадобится числовой интегратор, такой как Рунге-Кутта 89.
Вы можете использовать локальный вектор скорости в качестве плохого приближения или начального предположения к подходу Ньютона-Рафстона, если вы действительно не хотите использовать числовой интегратор, но это решение, скорее всего, не будет хорошим.
Основная причина, по которой люди склонны использовать существующие астродинамические инструменты, заключается в сложности правильной, точной и быстрой реализации орбитальной механики.
нотовный
Роботекс
Дэвид Хаммен