Аномалии истинная, средняя, эксцентрическая (в небесной механике), величины, определяющие положение небесного тела (планеты, спутника и т. п.) на эллиптической орбите. Истинная Аномалии — угол V между направлением на перицентр П (перигей, перигелий) орбиты и радиусом-вектором небесного тела S (см. рис.); отсчитывается от радиуса-вектора ОП в направлении движения тела. В соответствии со вторым Кеплера законом истинная Аномалии изменяется со временем неравномерно: быстрее, когда небесное тело движется вблизи перицентра П, и медленнее — вблизи апоцентра Аномалии Зависимость истинной аномалии V от времени выражается с помощью равномерно изменяющейся средней аномалии М. Средняя Аномалии — угол М между направлением на перицентр и радиусом-вектором некоторой фиктивной точки, движущейся по орбите с постоянной угловой скоростью, равной средней угловой скорости реального небесного тела, и проходящей одновременно с ним через перицентр и апоцентр. При движении тела от П до А небесное тело опережает фиктивную точку (V > M), а затем, при движении от А до П, отстаёт от неё (V < M). Средняя аномалия M₀ в некоторый («начальный») момент времени t₀ принимается за один из элементов орбиты. Эксцентрическая Аномалии — угол Е с вершиной в центре С орбиты (в отличие от истинной и средней Аномалии, имеющих вершину в центре масс центрального тела) между направлениями на перицентр и на фиктивную точку Р, смысл которой ясен из рисунка (ПРА — окружность с центром в центре орбиты и радиусом, равным большой полуоси орбиты; PSQ — перпендикуляр к большой оси орбиты ПА, проведённый через небесное тело S).

Рисунок к ст. Аномалии.

  Эксцентрическая Аномалии является вспомогательной величиной для перехода от средней Аномалии к истинной Аномалии при решении задачи, связанной с определением положения небесного тела на орбите в заданный момент t. Средняя Аномалии, определяемая уравнением: М = M₀+ n(t -t₀),

  где n — среднее движение небесного тела по орбите, позволяет вычислить эксцентрическую Аномалии с помощью Кеплера уравнения: Е е sin Е = М,

где е — эксцентриситет орбиты. После этого истинная Аномалии находится решением уравнения:

  Аналогично решается обратная задача: определение момента прохождения небесным телом заданной точки орбиты. Для решения указанных задач составлены таблицы, позволяющие находить истинную Аномалии непосредственно по заданным значениям средней Аномалии, а также по значениям истинной Аномалии определять среднюю Аномалии

 

  Лит.: Жонголович И. Д., Амелин В. М., Сборник таблиц и номограмм для обработки наблюдений искусственных спутников Земли, М.—Л., 1960; Дубошин Г. Н., Небесная механика, М., 1963.

  Н. П. Ерпылёв.