Exponenta Banner

keplerian2ijk

Радиус-векторы и векторы скорости в геоцентрической экваториальной системе координат с помощью Кеплеровских элементов орбиты

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 радиус-векторы и векторы скорости в геоцентрической экваториальной системе координат (IJK) для данных Кеплеровских элементов орбиты некруговых, наклоненных орбит.

[r_ijk,v_ijk] = keplerian2ijk(___,Name,Value) задает свойства элемента орбиты с помощью одного или нескольких аргументов пары "имя-значение". Например, 'truelon','17' задает угол между x - радиус-вектором CubeSat и ось. Задайте аргументы пары "имя-значение" после всех других входных параметров.

Примеры

свернуть все

Преобразуйте Кеплеровские орбитальные элементы в геоцентрическую экваториальную систему координат (IJK) положение и скорость.

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 Кеплеровские орбитальные элементы в геоцентрическую экваториальную систему координат (IJK) положение 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 параметры

свернуть все

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

Типы данных: double

Эксцентриситет орбиты (отклонение орбитальной кривой от проспекта) в виде скаляра.

Типы данных: double

Наклон (угол наклона) орбиты, в градусах.

Типы данных: double

Угол в экваториальной плоскости от x - ось к местоположению возрастающего узла, укажите, в котором спутник пересекает экватор с юга на север в градусах. Функция не использует это значение для экваториальных орбит.

Типы данных: double

Угол между CubeSat, возрастающим узел и периапсидой (самая близкая точка орбиты, чтобы Заземлить), в градусах. Функция не использует это значение для круговых и экваториальных орбит.

Типы данных: double

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

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: 45

Угол между x - ось и радиус-вектором CubeSat, в градусах. Функция использует это значение только для круговых экваториальных орбит (где эксцентриситет и наклон являются нулем).

Типы данных: double

Угол между возрастающим узлом и радиус-вектором CubeSat, в градусах. Функция использует это значение только для наклоненных орбит проспекта (где эксцентриситет является нулем, и наклон является ненулевым).

Типы данных: double

Угол между x - ось и вектором эксцентриситета, в градусах. Функция использует это значение только для некруговых экваториальных орбит (где эксцентриситет является ненулевым, и наклон является нулем).

Типы данных: double

Выходные аргументы

свернуть все

Геоцентрические экваториальные компоненты положения, возвращенные как массив 3 на 1, в метрах.

Геоцентрические экваториальные скоростные компоненты, возвращенные как массив 3 на 1, в m/s.

Ссылки

[1] Vallado, D. A. Основные принципы Астродинамики и Приложений. alg. 5. McGraw-Hill, 1997.

Смотрите также

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

Введенный в R2019a

Документация Aerospace Toolbox

Поддержка