Equator vlak
Omloops vlak
i
ten zenden de satellieten 11 vaste parameters uit,
die exact de ligging van een aan precessie onderhevi
ge Kepler-ellips beschrijven en de beweging van de
satelliet over die ellips. Deze parameters worden ge
deeltelijk in figuur 5 toegelicht. Drie ervan beschrij
ven de ligging van het omloopvlak, namelijk de in-
clinatiehoek t.o.v. het equatorvlak - waarvan zo
wel cosinus als sinus worden gegeven - en de rechte
klimming (£2) van de stijgende knoop. (De stijgende
knoop is de equatordoorgang van de satelliet tijdens
zijn noordgaande beweging.) Drie andere parame
ters beschrijven de ellips in dit omloopvlak, name
lijk de halve lange as (a), de excentriciteit een de
hoek tussen de stijgende knoop en het perigeum (tf>).
Vervolgens zijn er twee die de precessie in rechte
klimming van het omloopvlak geven en de precessie
van het perigeum. De positie van de satelliet op de
ellips wordt bepaald door zijn gemiddelde hoek-
snelheid te geven en zijn positie op een bepaald
tijdstip (t). Men heeft hiervoor het moment gekozen
waarop de satelliet voor de eerste maal tijdens de
injectieomloop door het perigeum van zijn baan
gaat. Tot slot wordt de ligging van het aardse coör
dinatensysteem aan het astronomische systeem ge
koppeld, door de rechte klimming van Greenwich
(/t9) te geven voor het eerder genoemde tijdstip t.
Door diverse storende invloeden zal de werkelijke
baan van de ideale ellips afwijken. Die storingen
kunnen een onregelmatige massaverdeling van de
aarde zijn, een op deze grote hoogte nog aanwezige
geringe luchtweerstand of de werking van kosmische
zonnestraling. Afwijkingen van de ellips worden
voor ieder twee-minuten tijdsein afzonderlijk gege
ven in de zogenaamde variabele parameters. Het
zijn voor elk punt twee correcties aan de poolcoör
dinaten van de satelliet in zijn omloopvlak en een
correctie loodrecht op dit vlak. In deze parameters
zijn tevens enige grootheden verwerkt die het moge
lijk maken om de berekening in de boordcomputer,
voor een niet-eenparige beweging over een Kepler-
ellips, sterk te vereenvoudigen. In figuur 6 zijn al
deze gegevens weergegeven zoals zij aan het einde
van een satellietpassage op de teleprinter verschij
nen, aangevuld met enige toelichtingen.
Refractie
De middelste acht lijnen van figuur 6 geven de Dop-
pler-tellingen voor de opeenvolgende perioden van
twee minuten. Zij kunnen al dan niet alle acht aan
wezig zijn en vormen de waarnemingen voor het ver
effeningsvraagstuk. Doordat een vaste verschilfre-
quentie van ongeveer 32 Kilohertz tussen satelliet
en referentiesignaal is geïntroduceerd, zijn negatieve
waarden vermeden.
De tweede kolom van deze acht lijnen behoeft nog
enige toelichting. Het is namelijk zo, dat radiogol
ven in de ionosfeer een refractie ondergaan, waar
door zij een iets langere weg afleggen dan men vol
gens de rechte lijn berekent. De invloed van deze
in
ngt 71
Fig. 5. Overzicht van de baanparameters.
INVOEROEGEVF.NS
10
+06925306
03652465
♦01527770
♦000199 30
♦00002353
00746 4 7 9
♦00465459
-00000263
♦00007012
0313500=?
+00999975
3020508 22 14
3249581 2132
3698 108 2036
42258 74 2000
4560412 1354
4712222 2000
4776141 2000
0000000 0000
♦046 +310 +04
055 +299 - 10
♦064 +28 1 -04
♦070 +255 -24
075 +19 1 - 16
074 155 +M
070 +119 - 17
♦063 +085 +24
053 +055 - 18
+042 +031 +34
VASTE
KEPLER
PARAMETERS
DOPPLER
EN
REFRACTIE
TELLINGEN
TOELICOTIMO
t 692.5306 tl I'M GMT
n 3.3652465 Gi?AQ/M IM
V 152.7 770 G8ADEM
ip 0.0019930 GRAÜ/MIN
e 0.002353
A 7464.79 KM
q 46.5459 GRADEN
fï -0.0000263 G8AD/MIN
cos i O.007012
X 3 13.5003 GRADEN
sin i c= 0.999975
tE 0.0055 GRADEN
fcA 2.99 KM
fcz -0.10 KM
VARIABELE
PARAMETERS
23 20 30 -95 0 0 20 INVOER DOOR NAVIGATOR
23 20 i g =30 X =-95
K0ERi?= 0 1 V= 0 KNOPEN
ANT. H00GTE= 20 VOET
L AT= 29.70576
L3N= 95.43599
FR0=31954.36000
RESIDUALS
14.95237
1.25997
12.41011
1 1 .20434
14.08981
52.03695
50.43347
.00000
a j
RESULTAAT
RESTFOUTEN
AANTAL ITERATIES
Fig. 6. Voorbeeld van de invoergegevens en van het resul
taat van een positieberekening.
7
