Exponenta Banner
exponenta event banner

keplerian2ijk

Векторы положения и скорости в геоцентрической экваториальной системе координат с использованием элементов кеплеровской орбиты

свернуть все на странице

Синтаксис

[r_ijk,v_ijk] = keplerian2ijk (a, ecc, incl, RAAN, argp, nu)
[r_ijk,v_ijk] = keplerian2ijk (___, имя, значение)

Описание

пример

[r_ijk,v_ijk] = keplerian2ijk(a,ecc,incl,RAAN,argp,nu) вычисляет векторы положения и скорости в геоцентрической экваториальной системе координат (IJK) для заданных кеплеровских орбитальных элементов некруглых наклонных орбит.

[r_ijk,v_ijk] = keplerian2ijk(___,Name,Value) задает свойства элемента орбиты, используя один или несколько аргументов пары имя-значение. Например, 'truelon','17' задает угол между осью X и вектором положения CeySat. Укажите аргументы пары имя-значение после всех других входных аргументов.

Примеры

свернуть все

Преобразование орбитальных элементов Кеплера в положение и скорость геоцентрической экваториальной системы координат (IJK).

a = 6786230;
ecc = .01;
incl = 52;
RAAN = 95;
argp = 93;
nu = 300;
[r_ijk, v_ijk] = keplerian2ijk(a, ecc, incl, RAAN, argp, nu)
r_ijk =
   1.0e+06 *
   -2.7489
    5.4437
    2.8977

v_ijk =
   1.0e+03 *
   -3.5694
   -4.5794
    5.0621

Преобразование орбитальных элементов Кеплера в положение геоцентрической экваториальной системы координат (IJK) и скорость для экваториальной орбиты.

a = 6786230;
ecc = .1;
incl = 0;
RAAN = 95;
argp = 93;
nu = 300;
lonper = 45;
[r_ijk, v_ijk] = keplerian2ijk(a, ecc, incl, RAAN, argp, nu, 'lonper', lonper)
r_ijk =

   1.0e+06 *
    6.1804
   -1.6560
         0

v_ijk =

   1.0e+03 *
    1.4489
    7.9848
         0

Входные аргументы

свернуть все

Большая полуось (половина самого длинного диаметра) орбиты, заданная как скаляр, в метрах.

Типы данных: double

Эксцентриситет орбиты (отклонение орбитальной кривой от круговой), определяемый как скаляр.

Типы данных: double

Наклон (угол наклона) орбиты, в градусах.

Типы данных: double

Угол в экваториальной плоскости от оси x до местоположения восходящего узла, точка, в которой спутник пересекает экватор с юга на север, в градусах. Функция не использует это значение для экваториальных орбит.

Типы данных: double

Угол между восходящим узлом CireSat и периапсисом (ближайшей точкой орбиты к Земле), в градусах. Функция не использует это значение для круговых и экваториальных орбит.

Типы данных: double

Угол между периапсисом и текущим положением CitySat, в градусах. Функция не использует это значение для круговых орбит.

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: 45

Угол между осью X и вектором положения CitySat в градусах. Функция использует это значение только для круговых экваториальных орбит (где эксцентриситет и наклонение равны нулю).

Типы данных: double

Угол между восходящим узлом и вектором положения CitySat в градусах. Функция использует это значение только для круговых наклонных орбит (где эксцентриситет равен нулю, а наклонение ненулевое).

Типы данных: double

Угол между осью X и вектором эксцентриситета в градусах. Функция использует это значение только для некруглых экваториальных орбит (где эксцентриситет ненулевой и наклон нулевой).

Типы данных: double

Выходные аргументы

свернуть все

Геоцентрические компоненты экваториального положения, возвращенные в виде массива 3 на 1, в метрах.

Геоцентрические компоненты экваториальной скорости, возвращаемые как массив 3 на 1, в м/с.

Ссылки

[1] Вальядо, Д. А. Основы астродинамики и приложений. алг. 5. Макгроу-Хилл, 1997.

См. также

| | | | | | | | | | (аэрокосмический блоксет)

Представлен в R2019a

Документация по панели инструментов для аэрокосмической промышленности

Поддержка