输入卫星星号和周内秒实现卫星位置计算c++代码，分.h.cpp

以下是一个简单的 C++ 实现，包含了头文件和源文件两部分：

卫星位置计算头文件 satellite.h：

#ifndef SATELLITE_H
#define SATELLITE_H

#include <cmath>

class Satellite {
public:
    Satellite(int id, double a, double e, double i, double raan, double argp, double m0);
    void getPosition(double t, double* pos);

private:
    int id_;            // 卫星编号
    double a_, e_, i_;  // 轨道参数
    double raan_, argp_, m0_;
};

#endif // SATELLITE_H

卫星位置计算源文件 satellite.cpp：

#include "satellite.h"

const double pi = 3.14159265358979323846;
const double GM = 3.986005e14;  // 地球引力常数
const double omegae_dot = 7.2921151467e-5;  // 地球自转角速度

Satellite::Satellite(int id, double a, double e, double i, double raan, double argp, double m0)
    : id_(id), a_(a), e_(e), i_(i), raan_(raan), argp_(argp), m0_(m0)
{
}

// 计算卫星在时刻 t 的位置
void Satellite::getPosition(double t, double* pos)
{
    double n0 = std::sqrt(GM / std::pow(a_, 3));  // 平均角速度
    double n = n0 + omegae_dot;  // 实际角速度
    double tk = t - m0_ / n;     // 以卫星平均速度计算的相对时间
    double mk = m0_ + n * tk;    // 平近点角
    double ek = mk;             // 初值
    double eps = 1e-10;         // 精度
    while (true) {
        double ek_next = mk + e_ * std::sin(ek);
        if (std::abs(ek_next - ek) < eps)
            break;
        ek = ek_next;
    }
    double vk = std::atan2(std::sqrt(1 - e_ * e_) * std::sin(ek), std::cos(ek) - e_);
    double phik = vk + argp_;
    double uk = phik + raan_;
    double rk = a_ * (1 - e_ * std::cos(ek));
    double xk = rk * std::cos(uk);
    double yk = rk * std::sin(uk);
    double zk = rk * std::sin(i_);
    double cos_om = std::cos(raan_);
    double sin_om = std::sin(raan_);
    double cos_i = std::cos(i_);
    double sin_i = std::sin(i_);

    // 计算卫星位置
    pos[0] = cos_om * xk - sin_om * yk * cos_i;
    pos[1] = sin_om * xk + cos_om * yk * cos_i;
    pos[2] = yk * sin_i;

    // 计算卫星速度
    double ek_dot = n / (1 - e_ * std::cos(ek));
    double vk_dot = std::sqrt(1 - e_ * e_) * ek_dot / (1 - e_ * std::cos(vk));
    double phik_dot = vk_dot;
    double uk_dot = phik_dot;
    double rk_dot = a_ * e_ * std::sin(ek) * ek_dot;
    double xk_dot = rk_dot * std::cos(uk) - rk * std::sin(uk) * uk_dot;
    double yk_dot = rk_dot * std::sin(uk) + rk * std::cos(uk) * uk_dot;
    double zk_dot = rk * std::cos(i_) * i_;
    pos[3] = cos_om * xk_dot - sin_om * yk_dot * cos_i;
    pos[4] = sin_om * xk_dot + cos_om * yk_dot * cos_i;
    pos[5] = yk_dot * sin_i;
}

在上述代码中，我们定义了一个 `Satellite` 类，其实例表示一个具有给定轨道参数的卫星。类中定义了一个 `getPosition` 方法，用于计算卫星在给定时刻的位置和速度。具体的计算方法参考了开普勒定律等物理定律，这里不再赘述。

注意：以上代码仅为演示用途，可能存在不足之处，不应用于实际应用场景。实际应用中应当使用更为精确的计算方法和数据。