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Parte VI: Propagação de órbita.

 

A propagação automática de órbita em elementos médios foi testada com o programa em C listado a seguir. O gráfico da Figura B-28 mostra a latitude em função da longitude do satélite, em coordenadas geocêntricas terrestres, dadas pela segunda e terceira componentes do vetor vec1.

 

      t_start = 0;

      t_end   = 86400;

      t_step  = 60;

      istat = set_current_time (t_start);

      istat = set_step_time (t_step);

      istat = set_int_step_time (0.1);

      t = t_start;

 

// >>>>> parâmetros orbitais

      istat = set_orbit_propagation_flag();

      istat = set_orbit_propagation_model(0);

      istat = set_ephemeris_date (1, 1, 2001, 10, 40, 0.0);

 

      kepel._1._1 = EARTH_RADIUS + 600000,

      kepel._1._2 = 0.06;

      kepel._1._3 = 1.;

      kepel._2._1 = 0.;

      kepel._2._2 = 0.5;

      kepel._2._3 = 0.;

      istat = set_keplerian_elements (kepel);

 

// >>>>>> malha de integração

      while (t < t_end) {

 

            t = get_current_time ();

 

            // propagação de órbita

 

            vec1 = rectangular_to_spherical(get_terrestrial_sat_pos());

            stve = get_current_date();

 

            sat_propagation ();

      }

 

Fig. B-28 – Trajetória corpo numa órbita propagada em elementos médios. Na abcissa encontra-se a longitude (graus) e na ordenada é mostrada a latitude (graus).

 

A propagação de órbita em elementos osculadores foi testada com a órbita da Estação Espacial Internacional, cujo arquivo nasa2l.dat é listado a seguir. Utilizou-se o programa em C listado abaixo. O gráfico da Figura B-29 mostra a latitude em função da longitude da estação, em coordenadas geocêntricas terrestres, dadas pela segunda e terceira componentes do vetor vec1.

 

      nasa_el nsel;

      FILE *ifile;

 

      t_start = 0;

      t_end   = 86400;

      t_step  = 60;

      istat = set_current_time (t_start);

      istat = set_step_time (t_step);

      istat = set_int_step_time (0.1);

      t = t_start;

 

// >>>>> parâmetros orbitais

istat = set_orbit_propagation_flag();

      istat = set_orbit_propagation_model(1);

 

      ifile = fopen("nasa2l.dat", "r");

      nsel = nasael (ifile, 2);

      fclose(ifile);

      istat = set_two_line_elements(nsel);

 

// >>>>>> malha de integração

      while (t < t_end) {

 

            t = get_current_time ();

 

            // propagação de órbita

 

            vec1 = rectangular_to_spherical(get_terrestrial_sat_pos());

            stve = get_current_date();

 

            sat_propagation ();

      }

 

O arquivo nasa2l.dat contém os elementos da ISS:

 

1 25544U 98067A   06209.44126052  .00020000  00000-0  20000-3 0  9000

2 25544  51.6328 334.9355 0008434 128.4132 231.7791 15.76108147 39674

 

 

Fig. B-29 – Trajetória corpo numa órbita propagada com o modelo SGP8. Na abcissa encontra-se a longitude (graus) e na ordenada é mostrada a latitude (graus).