a C++ program for orbit dynamics, include compments:
orbit propagator
formation
maneuver
etc
- RKF78 propagator
- gravity field file supported
- DE405/DE421 for planet's ephemeris
- MSISE-00 atmosphere model
- virtual base class and easy to extend
- use armadillo library as vector and matrix operation
- use hdf5 data file
C++轨道动力学计算程序 卫星、航天器轨道动力学的精密计算，包括主要特征包括：
-
RKF78高精度积分器
-
支持地球引力场系数文件
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DE405/DE421行星历表
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MSISE-00大气模型
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采用合适的C++面向对象结构，方面扩展
-
使用armadillo进行矢量、矩阵运算
-
可保持HDF5数据文件
轨道动力学计算中，需要涉及惯性坐标系、地固坐标系、轨道坐标系等左边转换功能，其中较为复杂的地固系与惯性系的转换需要计算岁差、章动、极移以及在计算中使用UTC、原子时、动力学时等多种时间系统。为此，轨道动力学计算需要建立在天文参数计算、坐标转换、时间系统等基础功能之上，从基础进行独立开发的难度较大。
为了精确计算轨道动力学，需要考虑地球非球形引力、日月引力、大气阻力、光压等多种摄动，其中需要地球引力场模型、日月星历模型、地球大气模型等多种模型，用于摄动力模型计算。
Example: // a satellite
CSatellite sat;
// orbit epoch and elements
CDateTime epoch(2006,5,1,0,0,0);
Kepler ZY_Orbit(7157, 0.001, 98.5*RAD, 60*RAD, 90*RAD, 60*RAD);
// set satellite's param
sat.Mass0 = 1000; // use default value
sat.Cr = 1.0;
sat.LightPressArea = 20.0;
sat.Cd = 2.2;
sat.AirDragArea = 20.0;
// initialize CSatellite
sat.Initialize(epoch,ZY_Orbit);
// set force model
sat.SetForce(21,ODP_EARTH_ZONAL|ODP_EARTH_TESSERAL|ODP_AIR_DRAG|ODP_SOLAR_CENT|ODP_SOLAR_PRESSURE|ODP_LUNAR_CENT|ODP_POSTNEWTON);
// propagate the orbit and print position and velocity
double t;
for(t=0; t<86400; t+=60)
{
cout << t << TAB << sat.Pos().t() << TAB << sat.Vel().t() << endl;
sat.Propagate(60,60);
}