J'ai des vecteurs de position (x, y, z) et de vitesse (Vx, Vy, Vz) en coordonnées inertielles centrées sur la Terre (ICE) pour une orbite satellitaire, et je souhaite finir par les coordonnées géodésiques (Latitude, Longitude, & Altitude). Selon ce other Stack Overflow question, il me semble que j'ai besoin de convertir en coordonnées Earth Earthed Earth Fix (ECEF) comme une étape intermédiaire (donc ECI -> ECEF -> Lat/Lon/Alt). Je sais que ECI et ECEF partagent le même point d'origine (le centre de masse de la Terre) et le même axe z qui pointe vers le pôle Nord. Cependant, je ne suis pas sûr de ce que les équations ou les ajustements réels que je dois faire pour convertir ECI en ECEF. Sinon, si quelqu'un connaît des conversions en conserve sur Astropy ou quelque chose de similaire, ce serait encore mieux. (Je n'ai pas vu ECI en option sur Astro Py ou Space Py).Comment convertir les coordonnées de l'inertie centrée sur la Terre (ECI) en une étoile de la terre centrée sur la terre (ECEF) AstroPy? Autre?
Voici le code que j'utilise pour générer mon orbite et obtenir les vecteurs de position et de vitesse.
from scipy.constants import kilo
import orbital
from orbital import earth, KeplerianElements, Maneuver, plot, utilities
from orbital.utilities import Position, Velocity
import matplotlib.pyplot as plt
import numpy as np
orbitPineapple = KeplerianElements.with_period(5760, body=earth,
e=0.05, i=(np.deg2rad(0)), arg_pe=(np.deg2rad(30)))
plot(orbitPineapple)
plt.show()
print(orbitPineapple.r)
print(orbitPineapple.v)
Out: position (x = 5713846,540659178, y = 3.298.890,8383577876, z = 0,0) Velocity (x = -3982,305479346745, y = 6897,555421488496, z = 0,0)
Pouvez-vous inclure des entrées exemplaric et les résultats attendus? Cela rendrait beaucoup plus facile de trouver une solution qui fonctionne réellement pour vous. – MSeifert
Je vais modifier ma question pour inclure le code que j'utilise pour générer mon orbite et obtenir les vecteurs de position et de vitesse. – Rose
Donc en ce moment j'ai la position et la vitesse en ECI pour un exemple d'orbite de satellite. Position (x = 5713846.540659178, y = 3298890.8383577876, z = 0.0) Vitesse (x = -3982.305479346745, y = 6897.555421488496, z = 0.0) et je souhaite obtenir la latitude, la longitude et l'altitude du satellite lorsqu'il est dans le Même position. J'ai lu que je dois d'abord convertir d'ECI en ECEF afin de convertir en lat et lon. Le problème est que l'ECI est un système de coordonnées fixes qui ne tourne pas avec la Terre comme ECEF et lat/lon/alt. Je ne suis pas sûr de savoir comment convertir ECI en ECEF. – Rose