Das Problem wird mit den Paketen Skyfieldund in Python gelöst.Astropy

import skyfield.sgp4lib as sgp4lib
from astropy import coordinates as coord, units as u
from astropy.time import Time 

  # time- J2000 date
  # p,v- vectors, result of SGP4 in TEME frame
  date= datetime.datetime(2000, 1, 1, 12, 0) + datetime.timedelta(days=time - 2451545)

  # Conversion from TEME to ITRS    
  p,v= sgp4lib.TEME_to_ITRF(time,np.asarray(p),np.asarray(v)*86400)
  v=v/86400

  # Conversion from ITRS to J2000    
  now = Time(date)
  itrs = coord.ITRS(p[0]*u.km, p[1]*u.km, p[2]*u.km, v[0]*u.km/u.s, v[1]*u.km/u.s, v[2]*u.km/u.s, obstime=now)
  gcrs = itrs.transform_to(coord.GCRS(obstime=now))
  p,v=gcrs.cartesian.xyz.value,gcrs.velocity.d_xyz.value

Ich habe ein Julia-Paket namens SatelliteToolbox.jl veröffentlicht , das alle Konvertierungen im Zusammenhang mit dem IAU-76/FK5-Modell (ITRF, MOD, TOD, GCRF, PEF usw.) enthält, und jetzt habe ich auch die Unterstützung für TEME hinzugefügt. Sie müssen jedoch den masterZweig verwenden, da er noch nicht veröffentlicht ist.

Um das Paket von zu installieren master, können Sie Folgendes tun:

Pkg.add("SatelliteToolbox")
Pkg.checkout("SatelliteToolbox")

Wenn Sie einen Vektor in TEME dargestellt haben r_teme, können Sie ihn in J2000 konvertieren, indem Sie:

D_J2000_TEME = rTEMEtoGCRF(JD_TT)
r_j2000 = D_J2000_TEME*r_teme

wo JD_TTist der Julianische Tag in der irdischen Zeit. Wenn Sie nur den Julianischen Tag in UTC haben, können Sie JD_TT = JD_UTCtoTT(JD_UTC).

Dieses Paket hat auch eine native Implementierung von SGP4 ( noch ohne SDP4-Bits ). Die berechneten Vektoren vom Orbitpropagator (Position und Geschwindigkeit) werden in TEME dargestellt und können unter Verwendung des obigen Verfahrens in J2000 konvertiert werden.

Beachten Sie, dass die Definition von TEME in diesem Paket mit der von Vallado verwendeten identisch ist, da wir keine "offizielle" TEME-Definition haben. Darüber hinaus wurden all diese Transformationsfunktionen ausführlich anhand der Beispiele im Buchordner von Vallado (wie Sie in sehen können ./test/) getestet.

AKTUALISIEREN

Mit dem neuesten Commit ist es noch einfacher:

using SatelliteToolbox

# Julian day at 2018-Feb-12 15:35:22 UTC
JD_UTC = DatetoJD(2018,2,12,15,35,22)

# DCM that rotates the TEME frame of Date `JD_UTC` into J2000.
D_J2000_TEME = rECItoECI(TEME(), J2000(), JD_UTC)

# Quaternion that rotates the TEME frame of Date `JD_UTC` into J2000.
q_J2000_TEME = rECItoECI(Quaternion, TEME(), J2000(), JD_UTC)

Tarlan ist mit seiner Antwort genau richtig, aber ich wollte für diejenigen mitkommen, die Python nicht verwenden oder eine andere Software verwenden, die hier nicht besprochen wird.

Der allgemeine Konsens ist, dass die direkte Konvertierung zwischen Trägheitsrahmen chaotisch und nicht trivial wird. Daher wäre es am besten, TEME in einen festen/pseudofesten Rahmen zu bringen, bevor Sie ihn in den Trägheitsrahmen Ihrer Wahl umwandeln.

Dies funktioniert nicht nur für J2000, sondern für jeden Rahmen. TEME-zu-ECF-Koordinatentransformationen sind ziemlich verbreitet, insbesondere bei Telekommunikationsunternehmen, die wissen möchten, welche Art von Abdeckung ihre Satelliten bieten werden. Von dort aus ist es trivial, zu ECF zu dem Trägheitsrahmen zu wechseln, in dem Sie arbeiten, wenn Sie die Beziehung zwischen Ihrem festen und Ihrem Trägheitskoordinatensystem verstehen.

Wie konvertiere ich den TEME in J2000? [mit Python]

Siehe: " astrophysics/astropysics/coords/coordsys.py ", das aus dem Astrophysics -Paket stammt.

Siehe auch:

„ Tracking von Satellitenspuren auf der Erdoberfläche “ bzw

„ Revisiting Spacetrack Report #3: Rev 2 “, Anhang C – TEME-Koordinatensystem.

Quellcode (C++, FORTRAN, Java, MATLAB, Pascal. Gesamt: 1.229.282 Bytes, .ZIP-Datei).