Pobieranie prezentacji. Proszę czekać

Pobieranie prezentacji. Proszę czekać

MECHANIKA NIEBA WYKŁAD 9 08.05.2009 r. Orbita w przestrzeni Elementy orbitalne Ω I ω ognisko orbita płaszczyzna odniesienia perycentrum kierunek odniesienia.

Podobne prezentacje


Prezentacja na temat: "MECHANIKA NIEBA WYKŁAD 9 08.05.2009 r. Orbita w przestrzeni Elementy orbitalne Ω I ω ognisko orbita płaszczyzna odniesienia perycentrum kierunek odniesienia."— Zapis prezentacji:

1 MECHANIKA NIEBA WYKŁAD 9 08.05.2009 r

2 Orbita w przestrzeni Elementy orbitalne Ω I ω ognisko orbita płaszczyzna odniesienia perycentrum kierunek odniesienia węzeł wstępujący a – wielka półoś e – mimośród Ω – długość węzła wstępującego I – nachylenie orbity do płaszczyzny odniesienia ω – długość perycentrum w orbicie T – czas przejścia przez perycentrum j = Ω+ω – długość perycentrum λ=M+  – długość średnia u=ω+υ – argument szerokości

3 Orbita w przestrzeni Elementy orbitalne Ω I ω ognisko orbita płaszczyzna odniesienia perycentrum kierunek odniesienia węzeł wstępujący Przejście od układu współrzędnych związanego z orbitą do układu odniesienia polega na obrocie wokół trzech osi: a.obrót wokół osi z o kąt ω, wtedy oś x pokrywa się z linią węzłów b.obrót wokół osi x o kąt I, obie płaszczyzny pokrywają się c.obrót wokół osi z o kąt Ω

4 Orbita w przestrzeni Elementy orbitalne Każda z transformacji jest reprezentowana przez odpowiednią macierz obrotu: Wtedy przejścia między układami dokonuje się poprzez: Ponieważ wszystkie macierze obrotu są ortogonalne więc macierze odwrotne są po prostu macierzami transponowanymi

5 Orbita w przestrzeni Elementy orbitalne Jeżeli ograniczymy się do współrzędnych w leżących w płaszczyźnie orbity: Obrót nie zmienia długości stąd wielka półoś i mimośród nie zmieniają się

6 Orbita w przestrzeni Położenie planety z elementów orbitalnych Mając dane elementy orbitalne możemy wyznaczyć jej współrzędne w dowolnym układzie odniesienia. Przykład: wyznaczenie współrzędnych heliocentrycznych Jowisza na dzień 25 września 1993 r, 6:32 UT 1. Parametry orbity: parametrEpoka 2000.025.09.1993 r a [AU]5.203363015.20332 e0.048392660.0484007 I1.̊305301.̊30537 Ω100.̊55615100.̊535  14.̊7538514.̊7392 λ34.̊40438204.̊234 Murray, C.D. i Dermott, S.F. 1999, Solar System Dynamics, Cambridge University Press

7 Orbita w przestrzeni Położenie planety z elementów orbitalnych 2.M=λ-  =189.̊495 3.Rozwiązując równanie Keplera dostajemy: E=189.̊059 4. Korzystając ze wzorów: wyznaczamy współrzędne prostokątne Jowisza w płaszczyźnie jego orbity

8 Orbita w przestrzeni Położenie planety z elementów orbitalnych 5. Następnie używając wartości I, Ω,  wyznaczamy macierz, która pozwoli na przejście do układu odniesienia (ekliptycznego): skąd:X=-5.00336,Y=-2.16249,Z=0.121099

9 Orbita w przestrzeni Zmiany elementów orbitalnych Murray, C.D. i Dermott, S.F. 1999, Solar System Dynamics, Cambridge University Press gdzie t jest czasem wyrażonym w stuleciach juliańskich począwszy od JD 2451545.0 (epoka 2000.0) stulecie juliańskie = 36525 dni Te przybliżone formuły pozwalają wyznaczyć perturbowane parametry orbitalne planet Układu Słonecznego z dokładnością rzędu 600’’ (w przedziale 1800 r. – 2050 r.)

10 Orbita w przestrzeni Zmiany elementów orbitalnych a 0 (AU)e0e0 I 0 ( o )  0 ( o )Ω 0 ( o )λ 0 ( o ) Merkury 0.387098930.205630697.0048777.4564548.33167252.25084 Wenus 0.723331990.006773233.39471131.5329876.68069181.97973 Ziemia 1.000000110.016710220.00005102.94719348.73936100.46435 Mars 1.523662310.093412331.85061336.0408449.57854357.15332 Jowisz 5.203363010.048392661.3053014.75385100.5561534.40438 Saturn 9.537070320.054150602.4844692.43194113.7150449.94432 Uran 19.191263930.047167710.76986170.9642474.22988313.23218 Neptun 30.068963480.008585871.7691744.97135131.72169304.88003 Dane dla Ziemi są w rzeczywistości parametrami orbity barycentrum układu Ziemia-Księżyc Epoka 2000.0 (JD 2451545.0)

11 Orbita w przestrzeni Zmiany elementów orbitalnych Merkury 662527-23.51573.57-446.30261628.29415 Wenus 92-4938-2.86-108.80-996.89712136.06162 Ziemia -5-3804-46.941198.28-18228.251293740.6399 Mars -722111902-27.171560.78-1020.19217103.7853 Jowisz 60737-12880-4.15839.931217.17557078.358 Saturn -301530-367626.11-1948.89-1591.05513052.953 Uran 152025-19150-2.091312.561681.40246547.791 Neptun -1251962514-3.64-844.43-151.25786449.210 Zmiany wielkiej półosi i mimośrodu są pomnożone przez 10 8, podczas gdy zmiany wielkości kątowych zostały podane w sekundach łuku na stulecie Epoka 2000.0 (JD 2451545.0)

12 Orbita w przestrzeni Wyznaczanie elementów orbitalnych Algorytm pozwalający z położenia (X,Y,Z) i prędkości (X,Y,Z) wyznaczyć elementy orbitalne a, e, I, Ω, ν, T. Zakładamy, że masy ciała centralnego i orbitującego są równe odpowiednio m 1 i m 2. Mamy (w układzie odniesienia): Wtedy:

13 Orbita w przestrzeni Wyznaczanie elementów orbitalnych R – długość promienia wodzącego Ṙ – tempo zmian pr. wodzącego, znak Ṙ jest taki sam jak znak iloczynu ponieważ R jest zawsze dodatnie Potrzebne będą jeszcze rzuty momentu pędu: górny znak wybieramy jeśli c z >0, a dolny dla c z <0

14 Orbita w przestrzeni Wyznaczanie elementów orbitalnych Możemy teraz przystąpić do wyznaczenia parametrów orbity (eliptycznej): 1.Wielką półoś wyznaczamy z równań: skąd dostajemy:

15 Orbita w przestrzeni Wyznaczanie elementów orbitalnych 2.mimośród wyznaczamy przy wykorzystaniu uzyskanego wyrażenia na a oraz ze wzoru: otrzymujemy: 3.Wyznaczamy nachylenie orbity, które jest kątem zawartym pomiędzy wektorem momentu pędu a jego składową c z :

16 Orbita w przestrzeni Wyznaczanie elementów orbitalnych 4. Do wyznaczenia długości węzła wstępującego, Ω używamy: skąd otrzymujemy: znak wybieramy w zależności od znaku c z

17 Orbita w przestrzeni Wyznaczanie elementów orbitalnych 5. Argument szerokości ω+υ otrzymamy z wyrażeń na Z/R oraz X/R (pamiętając, że r=R): czyli:

18 Orbita w przestrzeni Wyznaczanie elementów orbitalnych 6. Następnie wyliczamy anomalię prawdziwą i długość perycentrum (w płaszczyźnie orbity) przy użyciu: wtedy:

19 Orbita w przestrzeni Wyznaczanie elementów orbitalnych 7.Na koniec wyliczamy moment przejścia przez perycentrum, T. Aby tego dokonać wyznaczamy E ze wzoru: a następnie z równania Keplera i III prawa Keplera: otrzymujemy:

20 Orbita w przestrzeni Wyznaczanie elementów orbitalnych Powyższa procedura pozwala uzyskać elementy orbitalne w przypadku orbity eliptycznej. Ze względów praktycznych warto jeszcze pozbyć się z równań czynnika G(m1+m2) poprzez wybór innych jednostek. Można tego dokonać skalując niezależną zmienną t przez czynnik i wprowadzając nową zmienną czasową, τ taką, że: Można zauważyć, że taki sam skutek odniesie założenie μ=1 w równaniu: jeśli dodatkowo przyjmiemy za jednostkę długości wartość wielkiej półosi, to mamy układ dwóch ciał, w którym mamy jednostkowy ruch średni i okres orbitalny równy 2π jednostek czasowych.

21 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg W rzeczywistości dokładnych rozwiązań w mechanice nieba (i nie tylko ) jest niewiele. Bardzo często posługujemy się rozwiązaniami przybliżonymi bazującymi na rozwinięciach w szeregi. W Układzie Słonecznym korzystamy często z faktu, że orbity różnią się niewiele od koła (rozwijanie względem małych e), tworzą małe kąty z płaszczyzną ekliptyki (małe I ). Innym zagadnieniem, w którym często korzysta się z rozwinięć w szereg jest teoria perturbacji

22 Zagadnienie dwóch ciał Trygonometryczny szereg Fouriera Dana jest pewna funkcja okresowa f(x) bezwzględnie całkowalna w przedziale (-T/2, T/2), gdzie T jest okresem. Rozwinięcie f(x) w szereg Fouriera ma postać: współczynniki a n i b n :

23 Zagadnienie dwóch ciał Trygonometryczny szereg Fouriera

24 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg Napiszmy równanie Keplera w postaci: różnica E-M jest nieparzystą funkcją okresową stąd prawą stronę możemy rozwinąć w szereg Fouriera biorąc tylko wyrazy nieparzyste: gdzie: pierwszy czynnik w tym wyrażeniu jest równy 0.

25 Korzystając znów z równania Keplera możemy napisać: wtedy: Pierwsza z tych całek jest równa 0, natomiast drugą można przekształcić (znów przy użyciu równania Keplera) do postaci: Całka występująca w tym równaniu może być zapisana przy użyciu funkcji Bessela pierwszego rodzaju. Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg

26 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg Dla dodatnich wartości s możemy napisać: ten szereg jest zbieżny dla wszystkich x. Funkcje Bessela dla s=1,…,5

27 Możemy ostatecznie napisać rozwiązanie równania Keplera w postaci: szereg jest szybko zbieżny dla małych wartości e. W przypadku e>0.6627434 staje się jednak rozbieżny. Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg

28 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg Zależność między promieniem i wielką półosią daje: rozwijając czynnik ecosE dostajemy: po uwzględnieniu jawnej postaci funkcji Bessela mamy ostatecznie: To rozwinięcie będzie wykorzystywane m.in. w tzw. przybliżeniu „guiding centre” oraz przy analizie perturbacji.

29 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg Przekształcając znów wyrażenie: dostajemy: Uwzględniając otrzymane wcześniej rozwinięcie r/a możemy wyznaczyć rozwinięcie cosE:

30 Różniczkując równanie Keplera dostaniemy: prawa strona jest równa a/r. Różniczkując otrzymane wcześniej wyrażenie: otrzymujemy: stąd mamy rozwinięcie a/r w szereg przy użyciu funkcji Bessela Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg

31 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg Korzystając z otrzymanego rozwinięcia a/r możemy wyznaczyć: które jest przydatne przy analizie perturbacji planetarnych

32 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg Korzystając z równania biegunowego elipsy: możemy napisać: które po uwzględnieniu rozwinięcia a/r daje:

33 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg Rozwinięcie sinν otrzymujemy w nieco bardziej skomplikowany sposób. Równanie biegunowe elipsy zapiszemy w postaci: Różniczkujemy po M: korzystając z całki pól, definicji anomalii średniej i trzeciego prawa Keplera: otrzymamy:

34 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg Korzystając z otrzymanego wyrażenia mamy: skąd: i ostatecznie: Te rozwinięcia są użyteczne przy badaniu rezonansu typu „spin-orbita” oraz przy badaniu perturbacji.

35 Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg Kolejne rozwinięcie dotyczy różnicy anomalii ν-M zwanego równaniem środka. Dzięki niemu jesteśmy w stanie wyrazić anomalię prawdziwą w funkcji czasu jaki upłynął od przejścia ciała przez perycentrum. Korzystamy z całki pól w postaci: Korzystając z: otrzymamy:

36 Uwzględniając w otrzymanym wyrażeniu wyznaczoną wcześniej postać dE/dM i całkując dostajemy: które będzie używane w przybliżeniu „guiding centre”. Zagadnienie dwóch ciał Rozwinięcia w szereg


Pobierz ppt "MECHANIKA NIEBA WYKŁAD 9 08.05.2009 r. Orbita w przestrzeni Elementy orbitalne Ω I ω ognisko orbita płaszczyzna odniesienia perycentrum kierunek odniesienia."

Podobne prezentacje


Reklamy Google