earthorbit.m

来自「matlab实现的卫星轨道模拟」· M 代码 · 共 34 行

function [f,Orbit_xyz,r,Tt]=Earthorbit(a,e,Tp,Tt,Mui,Ta)

while Tt>Tp                                       %%%将当前时刻时间转换到卫星运行周期之内
    Tt=Tt-Tp;
end
%%%用迭代法求解开普勒方程，求解偏近点角
%%%平近点角
MM=2*pi/Tp*(Tt-Ta);
E=MM;
times=0;
p=10;
while p>1e-20
    temp=E;
    E=temp-(temp-e*sin(temp)-MM)/(1-e*cos(temp));
    p=abs(E-temp);
    times=times+1;
    if times>10000
        p=1e-20;
    end
end
%%%%根据偏近点角E求解真近点角f
f=2*atan(sqrt((1+e)/(1-e))*tan(E/2));
%%%%求出卫星距地心的距离
r=(a*(1-e^2))/(1+e*cos(f));
Orbit_xyz=[r*cos(f) r*sin(f) 0]';