Exponenta Banner
exponenta event banner

eci2ecef

Векторы положения, скорости и ускорения в системе координат с земным центром (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 векторы положения, скорости и ускорения в системе координат с земным центром (ECEF) для данного положения, скорости и векторов ускорения в системе координат с земным центром (ECI) в определенное согласованное универсальное время (UTC). Дополнительные сведения о системе координат с земным центром см. в разделе Алгоритмы.

[r_ecef,v_ecef,a_ecef] = eci2ecef(utc,r_eci,v_eci,a_eci,Name,Value) вычисляет векторы положения, скорости и ускорения с более высокой точностью, используя параметры ориентации Земли.

Примеры

свернуть все

Преобразовать позицию и скорость ECI в ECEF в 12:00 4 января 2019 года.

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

Преобразовать позицию ECI в ECEF в 12:00 4 января 2019 года, 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 аргументы

свернуть все

Универсальное координированное время (UTC) в порядке год, месяц, день, час, минуты и секунды, указанное как массив 1 на 6 значений UTC:

Значение времениВойти
ГодДвойное значение, которое является целым числом больше 1, например 2013.
МесяцДвойное значение, являющееся целым числом больше 0, в пределах диапазона 1 кому 12.
ДеньДвойное значение, являющееся целым числом больше 0, в пределах диапазона 1 кому 31.
ЧасДвойное значение, являющееся целым числом больше 0, в пределах диапазона 1 кому 24.
Минута и секундаДвойное значение, являющееся целым числом больше 0, в пределах диапазона 1 кому 60.

Пример: [2000 1 12 4 52 12.4]

Типы данных: double

Позиционные компоненты ECI, заданные как массив 3 на 1.

Типы данных: double

Компоненты скорости ECI, заданные как массив 3 на 1.

Типы данных: double

Компоненты ускорения ECI, заданные как массив 3 на 1.

Типы данных: double

Аргументы пары «имя-значение»

Укажите дополнительные пары, разделенные запятыми Name,Value аргументы. Name является именем аргумента и Value - соответствующее значение. Name должен отображаться внутри кавычек. Можно указать несколько аргументов пары имен и значений в любом порядке как Name1,Value1,...,NameN,ValueN.

Пример: 'dUT1',0.234

Разница между международным атомным временем (TAI) и UTC, указанным как скаляр, в секундах.

Пример: 32

Типы данных: double

Разница между UTC и универсальным временем (UT1), указанным как скаляр, в секундах.

Пример: 0.234

Типы данных: double

Полярные смещения вследствие движения земной коры по оси x и y, в градусах.

Совет

Чтобы рассчитать смещение, используйте polarMotion функция.

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

Типы данных: double

Регулировка положения среднего полюса (CIP) в градусах, указанных как разделенная запятыми пара, состоящая из dCIP и массив M-by-2. Это местоположение (dDeltaX, dDeltaY) расположено вдоль осей x и y. По умолчанию эта функция предполагает массив нулей 1 на 2.

Исторические значения см. на веб-сайте Международной службы систем вращения Земли и опорных систем (https://www.iers.org) и перейдите на страницу Данные ориентации земли/Изделия.

  • M-by-2 массив

    Укажите M-by-2 массив значений регулировки местоположения, где M - количество преобразуемых матриц косинуса направления или преобразования. Каждая строка соответствует одному набору значений dDeltaX и dDeltaY.

Пример: [-0.2530e-6 -0.0188e-6]

Типы данных: double

Избыточная продолжительность дня (разница между астрономически определенной продолжительностью дня и 86400 SI секунд), заданная как скаляр, в секундах.

Пример: 32

Типы данных: double

Выходные аргументы

свернуть все

Компоненты позиции ECEF, заданные как массив 3 на 1.

Компоненты скорости ECEF, заданные как массив 3 на 1.

Компоненты ускорения ECEF, заданные как массив 3 на 1.

Алгоритмы

eci2ecef функция использует следующие системы координат, ориентированные на Землю:

  • Инерциальный каркас с центром Земли (ECI) - используется Международный небесный опорный кадр (ICRF). Этот кадр можно рассматривать как равный системе координат ECI, реализованной в J2000 (1 января 2000 12:00:00 TT). Дополнительные сведения см. в разделе Координаты ECI.

  • Earth-centered-Earth-fixed Frame (ECEF) - Используемый фиксированный кадр - это Международный земной опорный кадр (ITRF). Эта опорная рамка реализуется путем уменьшения IAU2000/2006 из системы координат ICRF. Дополнительные сведения см. в разделе Координаты ECEF.

Ссылки

[1] Вальядо, Д. А. Основы астродинамики и приложений. алг. 4. Нью-Йорк: Макгроу-Хилл, 1997.

[2] Готлиб, Р. Г., «Быстрая гравитация, гравитационные части, нормализованная гравитация, гравитационный градиентный крутящий момент и магнитное поле: деривация, код и данные», Технический отчет NASA Contractor Report 188243, NASA Lyndon B. Johnson Space Center, Хьюстон, Техас, февраль 1993.

[3] Коноплив, А. С., С. В. Асмар, Э. Карранза, У. Л. Шжоген, Д. Н. Юань., «Недавние гравитационные модели в результате лунной поисковой миссии, Икар», том 150, № 1, стр. 1-18, 2001.

[4] Lemoine, F. G., Д. Э. Смит, D.D. Роулендс, М. Т. Цубер, Г. А. Нейман и Д. С. Чинн, «Улучшенное решение гравитационного поля Марса (GMM-2B) от Mars Global Surveyor», Journal Of Geophysical Research, Vol. 106, No. E10, стр. 23359-23376, 25 октября 2001 года.

[5] Зейдельманн, П. К., Архинал, Б. А., A 'hearn, M.F. et al. Доклад Рабочей группы МАС/МАГ по картографическим координатам и элементам ротации: 2006 год. Небесный Мех Дин Астр 98, 155 - 180 (2007).

См. также

| | | | | | | (аэрокосмический блок)

Внешние веб-сайты

Представлен в R2019a

Документация по панели инструментов для аэрокосмической промышленности

Поддержка