Exponenta Banner

eci2ecef

Векторы положения, скорости и ускорения в центрированной Землей системе координат 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 векторы ускорения в центрированной Землей системе координат (ECEF) для заданных векторов положения, скорости и ускорения в Координату в геоцентрической инерциальной системе координат (ECI) системе в определенное координированное универсальное время (UTC). Для получения дополнительной информации о центрированной Землей системе фиксированных координат смотрите Алгоритмы.

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

Примеры

свернуть все

Преобразуйте положение 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

Преобразуйте положение 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 параметры

свернуть все

Универсальное скоординированное время (UTC) в году, месяце, дне, часе, минутах и секундах порядка, заданное как массив 1 на 6 значений UTC:

Значение времениВойти
ГодДвойное значение, которое является целым числом, большим 1, таким как 2013.
МесяцДвойное значение, которое является целым числом, больше 0, в области значений 1 на 12.
ДеньДвойное значение, которое является целым числом, больше 0, в области значений 1 на 31.
ЧасДвойное значение, которое является целым числом, больше 0, в области значений 1 на 24.
Минута и секундаДвойное значение, которое является целым числом, больше 0, в области значений 1 на 60.

Пример: [2000 1 12 4 52 12.4]

Типы данных: double

Компоненты положения 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 в виде пар имя-значение

Задайте необязательные разделенные разделенными запятой парами Name,Value аргументы. Name - имя аргумента и Value - соответствующее значение. Name должны находиться внутри кавычек. Можно задать несколько аргументов в виде пар имен и значений в любом порядке Name1,Value1,...,NameN,ValueN.

Пример: 'dUT1',0.234

Различие между международным атомным временем (TAI) и UTC, заданная в виде скаляра, в секундах.

Пример: 32

Типы данных: double

Различие между UTC и универсальным временем (UT1), заданная в виде скаляра, в секундах.

Пример: 0.234

Типы данных: double

Полярные смещения из-за движения земной коры по оси x - и y - в степенях.

Совет

Чтобы вычислить перемещение, используйте polarMotion функция.

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

Типы данных: double

Корректировка положения Небесного Промежуточного Полюса (CIP), в степенях, задается как разделенная разделенными запятой парами, состоящая из dCIP и массив M -by-2. Это расположение (dDeltaX, dDeltaY) находится вдоль осей x - и y -. По умолчанию эта функция принимает массив нулей 1 на 2.

Исторические значения см. на веб-сайте International Earth Rotation and Reference Systems Service (https://www.iers.org) и перейдите на страницу Earth Orientation Data/Products.

  • M массив -by-2

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

Пример: [-0.2530e-6 -0.0188e-6]

Типы данных: double

Избыточная продолжительность дня (различие между астрономически определенной длительностью дня и 86400 секунд СИ), заданная в виде скаляра, в секундах.

Пример: 32

Типы данных: double

Выходные аргументы

свернуть все

Компоненты положения 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 эти ориентированные на Землю системы координат:

  • Earth Centered Inertial Frame (ECI) - Используемая инерционная система координат является Международной небесной системой отсчета (ICRF). Этот кадр можно рассматривать как равный системе координат ECI, реализованной в J2000 (1 января 2000 г. 12:00:00 TT). Для получения дополнительной информации см. раздел «Координаты ECI».

  • Earth-centred Earth-fixed Frame (ECEF) - используемая фиксированная система координат является Международной наземной системой отсчета (ITRF). Эта опорная система координат реализуется сокращением IAU2000/2006 от системы координат ICRF. Для получения дополнительной информации см. раздел «Координаты ECEF».

Ссылки

[1] Валладо, Д. А. Основы астродинамики и применения. альг. 4. Нью-Йорк: McGraw-Hill, 1997.

[2] Gottlieb, R. G., «Fast Gravity, Gravity Partials, Normalized Gravity, Gradient Torque and Magnetic Field: Derivation, Code and Data», Технический отчет НАСА.

[3] Konopliv, A. S., S. W. Asmar, E. Carranza, W. L. Sjogen, D. N. Yuan., «Недавние гравитационные модели в результате миссии лунного изыскателя, Icarus», Vol. 150, no. 1,

[4] Lemoine, F. G., D. E. Smith, D.D. Роулендс, М. Т. Цубер, Г. А. Нойман, 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] Seidelmann, P.K., Archinal, B.A., A 'hearn, M.F. et al. Доклад Рабочей группы МАС/МАГ по картографическим координатам и элементам ротации: 2006 год. Небесный Mech Dyn Astr 98, 155-180 (2007).

См. также

| | | | | | | (Aerospace Blockset)

Введенный в R2019a

Документация Aerospace Toolbox

Поддержка