Я пытаюсь написать код для перехода между экваториальным KOE (кеплеровскими орбитальными элементами) и ECEI (декартовым).
ECEI → KOE Я нашел здесь: Как программно рассчитать элементы орбиты с использованием векторов положения/скорости?
KOE → ECEI Я нашел на странице Википедии для элементов орбиты, в которой есть уравнения для x, y эллипса, которые затем можно передать через преобразование DCM из орбитальной плоскости в систему ECEI.
Так что все это хорошо для сферической Земли. Однако цель этого состоит в том, чтобы заменить мою интеграцию RK4, которая учитывает WGS84, параметрами KOE для производительности.
Я был бы очень признателен за любые указатели, ведущие к методу учета несферической земли.
Если вы говорите о соприкасающихся элементах кеплеровской орбиты, то они не зависят от сферических гармоник гравитационного поля и вообще от некеплеровских возмущений, поскольку определяются как мгновенный эллипс, соответствующий вектору состояния (r,v) в этот момент . Таким образом, преобразования ECEI→KOE (названные RV2COE в «Основах астродинамики и приложений» Дэвида Вальядо) и KOE→ECEI (названные COE2RV) могут выполняться туда и обратно без какой-либо интеграции, за исключением небольшого цикла для решения уравнения Кеплера, если вам нужно вычислить средняя аномалия. Реализация этих функций Vallado (например, в MATLAB) можно найти здесь .
Если вы хотите вычислить средние элементы, вам действительно нужен числовой интегратор для интегрирования возмущающих сил, что вы, вероятно, уже делаете.
Рекомендуем прочитать о различии соприкасающихся/средних элементов: нюансы терминов (средние/соприкасающиеся/кеплеровские/орбитальные) элементы
Калеб Хайнс
iAdjunct
Калеб Хайнс
ооо
ооо