Exponenta Banner

ecef2eci

Радиус-векторы и векторы скорости в сосредоточенном Землей инерционном среднем равноденствии среднего экватора

свернуть все на странице

Синтаксис

[r_eci] = ecef2eci(utc,r_ecef)
[r_eci,v_eci] = ecef2eci(___,v_ecef)
[r_eci,v_eci,a_eci] = ecef2eci(___,a_ecef)
[r_eci,v_eci,a_eci] = ecef2eci(___,Name,Value)

Описание

пример

[r_eci] = ecef2eci(utc,r_ecef) вычисляет радиус-вектор в системе Координаты в геоцентрической инерциальной системе координат (ECI) для данного радиус-вектора в системе координат Сосредоточенного землей зафиксированного землей (ECEF) в определенное Всемирное координированное время (UTC). Для получения дополнительной информации о сосредоточенной Землей зафиксированной Землей системе координат см. Алгоритмы.

[r_eci,v_eci] = ecef2eci(___,v_ecef) вычисляет радиус-векторы и векторы скорости для данных радиус-векторов и векторы скорости.

[r_eci,v_eci,a_eci] = ecef2eci(___,a_ecef) вычисляет положение, скорость, ускоряющие векторы для данного положения, скорости и ускоряющих векторов.

[r_eci,v_eci,a_eci] = ecef2eci(___,Name,Value) вычисляет положение, скорость и ускоряющие векторы в более высокой точности с помощью Наземных параметров ориентации.

Примеры

свернуть все

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

r_ecef = [-5762640 -1682738 3156028];
v_ecef = [3832 -4024 4837];
utc = [2019 1 4 12 0 0];
[r_eci, v_eci] = ecef2eci(utc, r_ecef, v_ecef);
r_eci =
   1.0e+06 *
   -2.9818
    5.2070
    3.1616

v_eci =
   1.0e+03 *
   -3.3837
   -4.8870
    4.8430

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

r_ecef = [-5762640 -1682738 3156028];
utc = [2019 1 4 12 0 0];
mjd = mjuliandate(utc);
pm = polarMotion(mjd, 'action', 'none')*180/pi;
r_eci = ecef2eci(utc, r_ecef, 'pm', pm);
r_eci = 
   1.0e+06 * 
   -2.9818 
   5.2070 
   3.1616

Входные параметры

свернуть все

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

Массив компонентов положения ECEF в виде массива 3 на 1.

Типы данных: double

Скоростные компоненты ECEF в виде массива 3 на 1.

Типы данных: double

Ускоряющие компоненты ECEF в виде массива 3 на 1.

Типы данных: double

Аргументы name-value

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 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 Наземной странице Data/Products данных об ориентации.

  • 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

Компоненты положения ECI в виде массива 3 на 1.

Скоростные компоненты ECI в виде массива 3 на 1.

Ускоряющие компоненты ECI в виде массива 3 на 1.

Алгоритмы

ecef2eci функционируйте использует эти центральные Землей системы координат:

  • Заземлите Инерционную Систему координат В центре (ECI) — инерционная используемая система координат является Международной астрономической системой координат (ICRF). Эта система координат может быть обработана как равная системе координат ECI, понятой в J2000 (1 января 2000 12:00:00 TT). Для получения дополнительной информации см. Координаты ECI.

  • Сосредоточенная землей зафиксированная землей система координат (ECEF) — используемая фиксированная система координат является Международной наземной системой координат (ITRF). Эта система координат понята сокращением IAU2000/2006 от системы координат ICRF. Для получения дополнительной информации см. Координаты ECEF.

Ссылки

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

[2] Готтлиб, R. G. "Быстрая Сила тяжести, Сила тяжести Partials, Нормированная Сила тяжести, Крутящий момент Градиента Силы тяжести и Магнитное поле: Деривация, Код и Данные", Технический отчет Отчет 188243 Подрядчика НАСА, НАСА Линдон Б. Космический центр имени Джонсона, Хьюстон, Техас, февраль 1993.

[3] Konopliv, A. S. С. В. Асмэр, Э. Каррэнза, В. Л. Сджоджен, Д. Н. Юань., "Недавние Модели Силы тяжести в результате Лунной Миссии Разведчика, Икара", Издание 150, № 1, стр 1–18, 2001.

[4] Lemoine, F. G. Д. Э. Смит, Д.Д. Роулэндс, М.Т. Цубер, Г. А. Нейман и Д. С. Чинн, "Улучшенное решение поля силы тяжести Марса (GMM-2B) от Глобального Инспектора Марса", Журнал Геофизического Исследования, Издания 106, № E10, стр 23359-23376, 25 октября 2001.

[5] Зайделманн, P.K., Archinal, степень бакалавра гуманитарных наук, А'хирн, M.F. и др. "Отчет Рабочей группы IAU/IAG на картографических координатах и вращательных элементах: 2006". Астрономический Механик Дин Астр 98, 155–180 (2007).

Смотрите также

| | | | | | | (Aerospace Blockset)

Введенный в R2019a

Документация Aerospace Toolbox

Поддержка