它们包括使用行星星历表和ECI到ECEF转换矩阵。 初始化观测对象的赤纬、格林威治小时角 (GHA) 和高度。计算测量时间的修改儒略日期。计算 UT1 和 UTC 之间的差异.使用美国海军天文台的 TAI-UTC (dAT) 值计算 ECI 到 ECEF 转换矩阵。计算地球时间的儒略日期以近似重心动态时间。计算每个天体的赤纬、格林威治小时角...
To run this function type the following command in a MATLAB prompt: >> [r_ECI v_ECI a_ECI] = ECEFtoECI(JD,r_ECEF,v_ECEF,a_ECEF); Where JD is a Julian Date Vector [1 x N] r_ECEF is the position vector in ECEF coordinates [3 x N] v_ECEF is the velocity vector in ECEF ...
coordinate systems: an Earth-Centred Inertial (ECI) coordinate system, an Earth-Centred Earth-Fixed (ECEF) coordinate system and a barycentric coordinate ... Nelson,A Robert - 《Metrologia》 被引量: 36发表: 2011年 Interpretation of special relativity as applied to earth-centered locally inertial ...
ECEF2ECI&ECI2ECEFTransformations_IAU2012:从地球到天体参考系统的转换,反之亦然-matlab开发 大数据 - Matlab等宣**dy 上传735.42 KB 文件格式 zip https://www.iausofa.org/ 点赞(0) 踩踩(0) 反馈 所需:1 积分 电信网络下载 基于C的编程语言gwarf 2024-12-27 04:28:51 积分:1 ...
将WGS 84 (CTS, ECEF) 坐标转换为 ECI (CIS, Epoch J2000.0) 坐标。 此函数已被矢量化以提高速度。 与 STK 星历输出相比,坐标系之间转换的相关误差约为 1.2*10^-11 公里。 要运行此函数,请在 MATLAB 提示符下键入以下命令: >> [r_ECI v_ECI a_ECI] = ECEFtoECI(JD,r_ECE
matlab开发-IAU2006基础数据分类语言。地心惯性(ECI)和地心固定(ECEF)坐标之间的转换 上传者:weixin_38744207时间:2019-08-27 IAU 2000A:基于 CIO,使用经典角度:地心惯性 (ECI) 和地心地球固定 (ECEF) 坐标之间的转换-matlab开发 基于IAU 2000A:基于 CIO,使用经典角度计算进动、章动、地球自转和极移矩阵 ...
要运行此函数,请在 MATLAB 提示符下键入以下命令: >> [r_ECI v_ECI a_ECI] = ECEFtoECI(JD,r_ECEF,v_ECEF,a_ECEF); 在哪里JD 是儒略日期向量 [1 x N] r_ECEF 是 ECEF 坐标 [3 x N] 中的位置向量v_ECEF 是 ECEF 坐标中的速度矢量 [3 x N] a_ECEF 是 ECEF 坐标中的加速度矢量 [3 x...
% See also: ECEF2LLA GEOD2ECEF PERI2ECI ECI2ECEF. % Input checking. ifnargin <=2 error(nargchk(12nargin)); ifnargin ==1 tol =1e-12; else tol = y; end sizex = size(x); first3 = find(sizex ==31‘first‘); x = reshape(permute(x [first31:(first3 -1) ... ...
DirectionCosineMatrixECItoECEFblocktoconvert Earth-CenteredInertialtoEarth-CenteredEarth-Fixed coordinates...4-2 JulianDateConversionblocktoconvertspecifiedcalendar datetoJuliandateormodifiedJuliandate...4-2 Latitudeinputsoutside+90and-90degrees...4-2 PhaseoutofFlightGearversionsearlierthan2.0...4-3 v ...
Convert full set of orbital elements back to a state vector: >>[r_ECI,v_ECI] = orb2rv(p,e,i,O,o,nu,truLon,argLat,lonPer); Where truLon = True Longitude (rad) [1 x N] argLat = Argument of Latitude (rad) [1 x N] ...