Exponenta Banner
exponenta event banner

keplerian2ijk

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

Свернуть все на странице

Синтаксис

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

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 элементов орбиты Кеплера некруглых наклонных орбит.

[r_ijk,v_ijk] = keplerian2ijk(___,Name,Value) задает свойства элемента орбиты, используя один или несколько аргументы пары "имя-значение". Для примера, 'truelon','17' задает угол между осью x и вектором положения CubeSat. Задайте аргументы пары "имя-значение" после всех других входных параметров.

Примеры

свернуть все

Преобразуйте орбитальные элементы 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

Преобразуйте орбитальные элементы Кеплера в положение и скорость геоцентрической экваториальной системы координат (IJK) 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 параметры

свернуть все

Семимаджорная ось (половина самого длинного диаметра) орбиты, заданная в виде скаляра, в метрах.

Типы данных: double

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

Типы данных: double

Наклон (угол наклона) орбиты, в степенях.

Типы данных: double

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

Типы данных: double

Угол между восходящим узлом CubeSat и периапсисом (ближайшая точка орбиты к Земле), в степенях. Функция не использует это значение для круговых и экваториальных орбит.

Типы данных: double

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

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: 45

Угол между осью x и вектором положения CubeSat, в степенях. Функция использует это значение только для круговых экваториальных орбит (где эксцентриситет и наклон равны нулю).

Типы данных: double

Угол между возрастающим узлом и вектором положения CubeSat, в степенях. Функция использует это значение только для круговых наклонных орбит (где эксцентриситет равен нулю, а наклон не равен нулю).

Типы данных: double

Угол между осью x и вектором эксцентриситета, в степенях. Функция использует это значение только для некруглых экваториальных орбит (где эксцентриситет ненулевый, а наклон равен нулю).

Типы данных: double

Выходные аргументы

свернуть все

Компоненты геоцентрического экваториального положения, возвращаемые как массив 3 на 1, в метрах.

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

Ссылки

[1] Валладо, Д. А. Основы астродинамики и применения. альг. 5. Макгроу-Хилл, 1997.

См. также

| | | | | | | | | | (Aerospace Blockset)

Введенный в R2019a

Документация Aerospace Toolbox

Поддержка