Exponenta Banner
exponenta event banner

eci2ecef

Положение, скорость и ускоряющие векторы в системе координат Сосредоточенного землей зафиксированного землей (ECEF)

свернуть все на странице

Синтаксис

[r_ecef,v_ecef,a_ecef] = eci2ecef(utc,r_eci,v_eci,a_eci)
[r_ecef,v_ecef,a_ecef] = eci2ecef(utc,r_eci,v_eci,a_eci,Name,Value)

Описание

[r_ecef,v_ecef,a_ecef] = eci2ecef(utc,r_eci,v_eci,a_eci) вычисляет положение, скорость и ускоряющие векторы в сосредоточенной Землей зафиксированной Землей системе координат (ITRF) для данного положения, скорости и ускоряющих векторов в сосредоточенном Землей инерционном среднем равноденствии среднего экватора (J2000) система координат в определенное универсальное время (UTC).

[r_ecef,v_ecef,a_ecef] = eci2ecef(utc,r_eci,v_eci,a_eci,Name,Value) вычисляет положение, скорость и ускоряющие векторы в более высокой точности с помощью Наземных параметров ориентации.

Примеры

свернуть все

Преобразуйте положение ECI и скорость к ECEF в 12:00 4 января 2019.

r_eci = [-2981784 5207055 3161595];
v_eci = [-3384 -4887 4843];
utc = [2019 1 4 12 0 0];
[r_ecef, v_ecef] = eci2ecef(utc, r_eci, v_eci)
r_ecef =
   1.0e+06 *
   -5.7627
   -1.6827
    3.1560

v_ecef =
   1.0e+03 *
    3.8319
   -4.0243
    4.8370

Преобразуйте положение ECI в ECEF в 12:00 4 января 2019 включая эффекты полярного движения.

r_eci = [-2981784 5207055 3161595];
utc = [2019 1 4 12 0 0];
mjd = mjuliandate(utc);
pm = polarMotion(mjd, 'action', 'none')*180/pi;
r_ecef = eci2ecef(utc, r_eci, 'pm', pm)
r_ecef =
   1.0e+06 *
   -5.7627
   -1.6827
    3.1560

Входные параметры

свернуть все

Универсальное время (UTC) в году порядка, месяц, день, час, минуты и секунды в виде 1 6 массива значений UTC:

Временная стоимостьВойти
ГодДвойное значение, которое является целым числом, больше, чем 1, таким как 2013.
МесяцДвойное значение, которое является целым числом, больше, чем 0 в области значений 1 к 12.
ДеньДвойное значение, которое является целым числом, больше, чем 0 в области значений 1 к 31.
ЧасДвойное значение, которое является целым числом, больше, чем 0 в области значений 1 к 24.
Минута и второйДвойное значение, которое является целым числом, больше, чем 0 в области значений 1 к 60.

Пример: [2000 1 12 4 52 12.4]

Типы данных: double

Сосредоточенное землей инерционное среднее равноденствие среднего экватора (J2000) компоненты положения в виде массива 3 на 1.

Типы данных: double

Сосредоточенное землей инерционное среднее равноденствие среднего экватора (J2000) скоростные компоненты в виде массива 3 на 1.

Типы данных: double

Сосредоточенное землей инерционное среднее равноденствие среднего экватора (J2000) ускоряющие компоненты в виде массива 3 на 1.

Типы данных: double

Аргументы в виде пар имя-значение

Задайте дополнительные разделенные запятой пары Name,Value аргументы. Name имя аргумента и Value соответствующее значение. Name должен появиться в кавычках. Вы можете задать несколько аргументов в виде пар имен и значений в любом порядке, например: Name1, Value1, ..., NameN, ValueN.

Пример: 'dUT1',0.234

Различие между Международным атомным временем (TAI) и универсальным временем (UTC) в виде скаляра, в секундах.

Пример: 32

Типы данных: double

Различие между UTC и Всемирное время (UT1) в виде скаляра, в секундах.

Пример: 0.234

Типы данных: double

Полярные смещения из-за движения Земли покрываются коркой вдоль x - и y - ось в градусах.

Совет

Чтобы вычислить смещение, используйте polarMotion функция.

Пример: pm = polarMotion(mjd, 'action', 'none')*180/pi;

Типы данных: double

Корректировка местоположения Астрономического промежуточного полюса (CIP), в градусах в виде разделенной запятой пары, состоящей из dCIP и M-by-2 массив. Это местоположение (dDeltaX, dDeltaY) приезжает x - и y - оси. По умолчанию эта функция принимает 1 2, массив обнуляет.

Для исторических ценностей смотрите Международное Наземное Вращение и Ссылочный Системный Сервисный веб-сайт (https://www.iers.org) и перейдите к странице Earth Orientation Data Data/Products.

  • M-by-2 массив

    Задайте M-by-2 массив значений корректировки местоположения, где M является количеством направляющего косинуса или матриц преобразования, которые будут преобразованы. Каждая строка соответствует одному набору значений dDeltaY и dDeltaX.

Пример: [-0.2530e-6 -0.0188e-6]

Типы данных: double

Избыточная продолжительность дня (различие между астрономически решительной длительностью дня и 86 400 секундами SI) в виде скаляра, в секундах.

Пример: 32

Типы данных: double

Выходные аргументы

свернуть все

Сосредоточенные землей компоненты Наземной фиксированной позиции в виде массива 3 на 1.

Сосредоточенные землей зафиксированные Землей скоростные компоненты в виде массива 3 на 1.

Сосредоточенные землей зафиксированные Землей ускоряющие компоненты в виде массива 3 на 1.

Ограничения

eci2ecef функция доступна только путем установки Библиотеки Симуляции Aerospace Blockset™ CubeSat из Add-On Explorer.

Ссылки

[1] Vallado, D. A. Основные принципы Астродинамики и Приложений. alg. 4. Нью-Йорк: McGraw-Hill, 1997.

Смотрите также

| | | | | | | | |

Введенный в R2019a

Документация Aerospace Blockset

Поддержка