相対性理論衛星軌道計算シミュレーターフォーム by javascript

CLSですべての衛星をクリア
DELで選択衛星をクリア
CALLで選択衛星の軌道要素を呼び出し
APPLYで選択衛星の軌道要素を適用
惑星ボタンで選択衛星に惑星軌道要素を適用
ラジオボタンやチェックボックスは軌道要素の計算の優先度を決めます
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    speed(day) :  zoom : 
経過時間 time(年) = time(year)
Sat01 Sat02 Sat03 Sat04 Sat05 
Sat06 Sat07 Sat08 Sat09 Sat10
   

   
   
   
  
太陽系外
  

deg rad 
入力(速度計算:単位、AU、年)(デフォルト値:水星)  input(CalcVelocity:unit:AU,year)(default:Mercury)
時間 t0(年) = time0 T0(year)
公転周期 P(年) =   orbital period P(year)
重力源質量 M1(kg) =   attractor mass M1(kg)
衛星離心率 e =   eccentricity e
衛星近日点距離 RA1(AU) = perihelion RA1(AU)
衛星遠日点距離 RA2(AU) = aphelion RA2(AU)
衛星質量 M2(kg) = satellite mass M2(kg)
衛星昇交点黄経 Ω(deg,rad) = longitude of ascending node Ω(deg,rad)
衛星軌道傾斜角 i(deg,rad) = inclination i(deg,rad)
衛星近日点引数 ω(deg,rad) = argument of perihelion ω(deg,rad)
衛星元期 T*(年) = epoch T*(year)
衛星元期平均近点角 l(t*)(deg,rad) = epoch mean anomaly l(t*)(deg,rad)


入力(速度計算:単位、m、s)(デフォルト値:水星)  input(CalcVelocity:unit:m,s)(default:Mercury)
時間 t0(s) = time0 T0(s)
公転周期 P(s) =   orbital period P(s)
重力源質量 M1(kg) =   attractor mass M1(kg)
衛星離心率 e =   eccentricity e
衛星近日点距離 RA1(m) = perihelion RA1(m)
衛星遠日点距離 RA2(m) = aphelion RA2(m)
衛星質量 M2(kg) = satellite mass M2(kg)
衛星昇交点黄経 Ω(deg,rad) = longitude of ascending node Ω(deg,rad)
衛星軌道傾斜角 i(deg,rad) = inclination i(deg,rad)
衛星近日点引数 ω(deg,rad) = argument of perihelion ω(deg,rad)
衛星元期 T*(s) = epoch T*(s)
衛星元期平均近点角 l(t*)(deg,rad) = epoch mean anomaly l(t*)(deg,rad)


年  月 
時  分 
 1970/1/1 9:0:0 (日本時間) からの
年 



 






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