Вычислил момент S2, на который необходимо рассчитать эфемериду спутника: S2=S0+UTS2*(1+M)

Вычислил момент S2, на который необходимо рассчитать эфемериду спутника: S2=S0+UTS2*(1+M)

Рассчитаем перио обращения спутника Р:

n=sqrt(GM/a^3)

n_=n*180/pi*3600

P=2*pi/n/3600

Где n – среднее движение

Определим число оборотов N, совершенных спутником от эпохи t0=(d1, S1) до эпохи t=(d2, S2):

t_to=(24*(data2-data1)+(S2-S1))

N=(24*(data2-data1)+(S2-S1))/P

Получим среднюю аномалию М на эпоху t:

M=M00+n_*(t_to)

Контроль вычислений М: M=M00+360*N

Вычислим эксцентрическую аномалию, решив уравнение Кеплера методом приближений, приближении с номером i:

E=M1

E(1)=M+e*sind(M)

E(2)=M+e*sind(E(1))

i=2

while abs(E(i)-E(i-1))> 0. 1/3600

i=i+1

E(i)=M+ep*sind(E(i-1))

end

E=E(i)

Перейдем от эксцентрической аномалии Е к истинной v:

tan_v_2=sqrt((1+e)/(1-e))*tand(E/2)

v_2=atand(tan_v_2)

v=v_2*2

вычислим значение возмущенного радиус-вектора r спутника:

r=p/(1+e*cosd(v))

r контроль:

r2=a*(1-e*cosd(E))

Найдем возмущенный аргумент широты спутника:

u=w+v

Вычислим координаты спутника в небесной системе (НСК):

rnsk=[cosd(u)*cosd(O)-sind(u)*sind(O)*cosd(i); cosd(u)*sind(O)+sind(u)*cosd(O)*cosd(i); sind(u)*sind(i); ]

r_2 = r*rnsk

x = r_2(1)

y = r_2(2)

z = r_2(3)

r_control = sqrt( x^2 + y^2 + z^2)

Преобразуем координаты спутника из небесной системы НСК в общеземную ОЗСК, не учитовая при этом влияние прецессии и нутации.

Матрица S(S2), в корторой S2-определенный ранее и выраженный в градусах момент по звездному Гриническому времени, нужна для учета суточного вращения Земли.

Матрица для учета движения полюса Pol(t2) в эпоху с координатами полюса хр, ур в радианной мере.

S_S_2 = [ cosd(S_2) -sind(S_2) 0; sind(S_2) cosd(S_2) 0; 0 0 1]

Pol_t_2 = [1 0 -x_p; 0 1 y_p; x_p -y_p 1]

r_ozck = Pol_t_2*S_S_2*r_2

X = r_ozck(1)

Y = r_ozck(2)

Z = r_ozck(3)

r_control_ = sqrt ( X^2 + Y^2 + Z^2)