CubeSat Vehicle
Транспортное средство CubeSat модели
- Библиотека:
Aerospace Blockset / Aerospace Blockset Библиотека Симуляции CubeSat
Описание
Транспортные средства моделей CubeSat блока CubeSat Vehicle, чтобы предоставить возможность планирования/быстрого прототипирования миссии высокого уровня быстро моделировать и распространять спутниковые орбиты. Чтобы разместить рабочие процессы планирования созвездия, можно также использовать эти блоки многократно в модели. Укажите эту информацию для транспортного средства:
Начальное орбитальное состояние
Управление ориентацией (обращение) режим
Библиотека Симуляции Aerospace Blockset™ CubeSat содержит три версии блока CubeSat Vehicle, предварительно сконфигурированного для общих режимов управления ориентацией:
Заземлите (Низшая точка) Обращение — Первичные точки вектора выравнивания к центру Земли
Отслеживание Sun — Первичный вектор выравнивания указывает на Sun
Пользовательское Обращение — Пользовательские векторы выравнивания и ограничения
Чтобы получить доступ к Aerospace Blockset Библиотека Симуляции CubeSat, введите asbCubeSatBlockLib в командном окне MATLAB®.
Ограничения
Блок CubeSat Vehicle доступен только через Add-On Explorer.
Порты
Входной параметр
AECEF (m/s2) — Ускорения транспортного средства
вектор размера 3
Ускорения силы тяжести транспортного средства (включая силу тяжести) используемый в распространении орбиты в виде вектора размера 3, в m/s2.
Типы данных: single | double
1st AlignmentBody — Первичный вектор выравнивания
трехэлементный вектор
Первичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным ограничительным вектором.
Типы данных: double
1st ConstraintECI — Первичный ограничительный вектор
трехэлементный вектор
Первичное ограничительное определение вектора направления, в котором можно выровнять первичный вектор выравнивания.
Зависимости
Этот порт не доступен, когда Pointing mode установлен в Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking, которые подразумевали первичные ограничительные векторы.
Типы данных: double
1st AlignmentBody — Первичный вектор выравнивания
трехэлементный вектор
Первичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным ограничительным вектором.
Типы данных: double
1st ConstraintECI — Первичный ограничительный вектор
трехэлементный вектор
Первичное ограничительное определение вектора направления, в котором можно выровнять первичный вектор выравнивания.
Зависимости
Направление зависит от Constraint coordinate system.
Этот порт не доступен, когда Pointing mode установлен в
Earth (Nadir) PointingилиSun Tracking, которые подразумевали первичные ограничительные векторы.
Типы данных: double
2nd AlignmentBody — Вторичный вектор выравнивания
трехэлементный вектор
Вторичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться со вторичным ограничительным вектором.
Типы данных: double
2nd ConstraintECI — Вторичный ограничительный вектор
трехэлементный вектор
Вторичное ограничительное определение вектора направления, в котором можно выровнять вторичный вектор выравнивания.
Зависимости
Направление зависит от Constraint coordinate system.
Типы данных: double
Вывод
XECEF — Позиция CubeSat
трехэлементный вектор
Сосредоточенные землей зафиксированные Землей компоненты позиции CubeSat в виде массива 3 на 1.
Типы данных: double
VECEF — Скоростные компоненты
Массив 3 на 1
Сосредоточенные землей зафиксированные Землей скоростные компоненты в виде массива 3 на 1.
Типы данных: double
qECI2Body — Вращение кватерниона
4 1 массив
Вращение кватерниона от сосредоточенной Землей инерционной системы координат до Системы координат тела.
Типы данных: double
qECEF2Body — Массив кватерниона
4 1 массив
Вращение кватерниона от сосредоточенной Землей зафиксированной Землей системы координат до Системы координат тела.
Типы данных: double
Параметры
Start date [Julian date] — Начальная дата начала симуляции
2458488
Начальная дата начала симуляции. Блок задает начальные условия с помощью этой даты.
Совет
Чтобы вычислить дату Джулиана, используйте juliandate функция.
Программируемое использование
Параметры блоков:
sim_t0 |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: Juliandate |
Значение по умолчанию:
'2458488' |
Орбита CubeSat
Input method — Начальное транспортное средство
Keplerian Orbital Elements (значение по умолчанию) | ECI Position and Velocity | ECEF Position and Velocity | Geodetic LatLonAlt and Velocity in NED
Начальный метод ввода положения и скорости транспортного средства.
Зависимости
Выбор Keplerian Orbital Elements метод ввода включает эти параметры:
Epoch of ECI frame [Julian date]
Semi-major axis [m]
Eccentricity
Inclination [deg]
Right ascension of the ascending node [deg]
Argument of periapsis [deg]
True anomaly [deg]
True longitude [deg] (circular equatorial)
Argument of latitude [deg] (circular inclined)
Longitude of periapsis [deg] (elliptical equatorial)
Выбор ECI Position and Velocity метод ввода включает эти параметры:
Epoch of ECI frame [Julian date]
ECI position vector [m]
ECI velocity vector [m/s]
Выбор ECEF Position and Velocity метод ввода включает эти параметры:
ECEF position vector [m]
ECEF velocity vector [m/s]
Выбор Geodetic LatLonAlt and Velocity in NED метод ввода включает эти параметры:
Geodetic latitude, longitude, altitude [deg, deg, m]
NED velocity vector [m/s]
Программируемое использование
Параметры блоков:
method |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Keplerian Orbital Elements' | 'ECI Postion and Velocit' | 'ECEF Postion and Velocity' | 'Geodetic LatLonAlt and Velocity in NED' |
Значение по умолчанию:
'Keplerian Orbital Elements' |
Epoch of ECI frame [Julian date] — Эпоха системы координат ECI
2451545
Эпоха ECI структурирует в виде даты Джулиана.
Совет
Чтобы вычислить дату Джулиана конкретной даты, используйте juliandate функция.
Программируемое использование
Параметры блоков:
epoch |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: Юлианский формат даты |
Значение по умолчанию:
'2451545' |
Semi-major axis [m] — CubeSat полуглавная ось
6878137
CubeSat полуглавная ось (половина самого длинного диаметра орбиты), заданный в m.
Программируемое использование
Параметры блоков:
a |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'6878137' |
Eccentricity — Орбитальный эксцентриситет
0
Отклонение орбиты CubeSat от A Perfect Circle.
Программируемое использование
Параметры блоков:
ecc |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Inclination [deg] — Угол наклона CubeSat орбитальная плоскость
0
Угол наклона CubeSat орбитальная плоскость, заданная между 0 и 180 градусов.
Программируемое использование
Параметры блоков:
incl |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Right ascension of the ascending node [deg] — Угловое расстояние в экваториальной плоскости
0
Угловое расстояние в экваториальной плоскости от x - ось к местоположению возрастающего узла (указывают, в котором спутник пересекает экватор с юга на север), заданный между 0 и 360 градусов.
Программируемое использование
Параметры блоков:
omega |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Argument of periapsis [deg] — Угол от тела CubeSat, возрастающего узел к периапсиде
0
Угол от тела CubeSat, возрастающего узел к периапсиде (самая близкая точка орбиты, чтобы Заземлить), заданный между 0 и 360 градусов.
Программируемое использование
Параметры блоков:
argp |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
True anomaly [deg] — Угол между периапсидой и текущим положением CubeSat
0
Угол между периапсидой (самая близкая точка орбиты, чтобы Заземлить) и текущее положение CubeSat, заданного между 0 и 360 градусов.
Программируемое использование
Параметры блоков:
nu |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
True longitude [deg] (circular equatorial) — Угол между x - ось периапсиды и положением вектора CubeSat
0
Угол между x - ось периапсиды и положением вектора CubeSat, заданного между 0 и 360 градусов.
Программируемое использование
Параметры блоков:
truelon |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Argument of latitude [deg] (circular inclined) — Угол между возрастающим узлом и спутниковым радиус-вектором
0
Угол между возрастающим узлом и спутниковым радиус-вектором, заданным между 0 и 360 градусов.
Программируемое использование
Параметры блоков:
arglat |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Longitude of periapsis [deg] (elliptical equatorial) — Угол между x - ось периапсиды и вектором эксцентриситета
0
Угол между x - ось периапсиды и вектором эксцентриситета, заданным между 0 и 360 градусов.
Программируемое использование
Параметры блоков:
lonper |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
ECI position vector [m] — Декартов радиус-вектор
[0 0 0]
Декартов радиус-вектор спутника в ECI координирует систему координат в Start Date.
Программируемое использование
Параметры блоков:
r_eci |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECI velocity vector [m/s] — Декартов вектор скорости
[0 0 0]
Декартов вектор скорости спутника в ECI координирует систему координат в Start Date.
Программируемое использование
Параметры блоков:
v_eci |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECEF position vector [m] — Декартов радиус-вектор
[0 0 0]
Декартов радиус-вектор спутника в ECEF координирует систему координат в Start Date.
Программируемое использование
Параметры блоков:
r_ecef |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECEF velocity vector [m/s] — Декартов вектор скорости
[0 0 0]
Декартов вектор скорости спутника в ECEF координирует систему координат в Start Date.
Программируемое использование
Параметры блоков:
v_ecef |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
Geodetic latitude, longitude, altitude [deg, deg, m] — Геодезическая широта и долгота и высота
[0 0 0]
Геодезическая широта и долгота, в градусе и высоте выше эллипсоида WGS84, в m.
Программируемое использование
Параметры блоков:
lla |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
NED velocity vector [m/s] — Скорость тела
[0 0 0]
Скорость тела относительно Сосредоточенного землей зафиксированного землей (ECEF), выраженного на северо-востоке вниз (NED), координирует систему координат в виде вектора в m/s.
Программируемое использование
Параметры блоков:
v_ned |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
Отношение CubeSat
Initial Euler angles (roll, pitch, yaw) [deg] — Начальные Эйлеровы углы поворота
[0 0 0]
Начальные Эйлеровы углы поворота (список, подача, отклонение от курса) между Телом и NED координируют системы координат, заданные в градусах.
Программируемое использование
Параметры блоков:
euler |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
Initial body angular rates [deg/s] — Начальные угловые уровни
[0 0 -0.05168]
Начальные угловые уровни относительно системы координат NED, выраженной в Системе координат тела в виде вектора.
Программируемое использование
Параметры блоков:
pqr |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
Pointing mode — Режим обращения транспортного средства CubeSat
Earth (Nadir) Pointing (значение по умолчанию) | Sun Tracking | Custom Pointing | Standby (Off)
Режим обращения транспортного средства CubeSat в виде Earth (Nadir) Pointing, Sun Tracking, или Custom Pointing. Транспортное средство CubeSat использует указывающий режим в точном управлении ориентацией. Ни для какого управления ориентацией выберите Standby (Off).
Программируемое использование
Параметры блоков:
pointingMode |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Earth (Nadir) Pointing' | 'Sun Tracking' | 'Custom Pointing' | 'Standby (Off)' |
Значение по умолчанию:
'Earth (Nadir) Pointing' |
Primary alignment vector (Body wrt BCM) — Первичный вектор выравнивания
Dialog (значение по умолчанию) | Input port
Первичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным ограничительным вектором.
Зависимости
Выбор
Dialogвключает текстовое поле, в котором вы задаете первичный вектор выравнивания. Значением по умолчанию является[0 0 1].Выбор
Input portвключает 1-й входной порт AlignmentBody, в котором вы задаете первичный вектор выравнивания.
Программируемое использование
Параметры блоков:
firstAlign |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[0 0 1]' |
Программируемое использование
Параметры блоков:
firstAlignExt |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Secondary alignment vector (Body wrt BCM) — Вторичный вектор выравнивания
Dialog (значение по умолчанию) | Input port
Вторичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться со вторичным ограничительным вектором.
Зависимости
Выбор
Dialogвключает текстовое поле, в котором вы задаете вторичный вектор выравнивания. Значением по умолчанию является[0 1 0].Выбор
Input portвключает 2-й входной порт AlignmentBody, в котором вы задаете вторичный вектор выравнивания.
Программируемое использование
Параметры блоков:
secondAlign |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[0 1 0]' |
Программируемое использование
Параметры блоков:
secondAlignExt |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Constraint coordinate system — Ограничительная система координат
ECI Axes (значение по умолчанию) | ECEF Axes | NED Axes | Body-Fixed Axes
Ограничительная система координат в виде ECI Axes, ECEF Axes, NED Axes, или Body-Fixed Axes.
Программируемое использование
Параметры блоков:
constraintCoord |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'ECI Axes' | 'ECEF Axes' | 'NED Axes' | 'Body-Fixed Axes' |
Значение по умолчанию:
'ECI Axes' |
Primary constraint vector (wrt BCM) — Первичный ограничительный вектор
Dialog (значение по умолчанию) | Input port
Первичный ограничительный вектор, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным вектором выравнивания.
Зависимости
Этот параметр отключен, когда Pointing mode является
Earth (Nadir) PointingилиSun Tracking.Выбор
Dialogвключает текстовое поле, в котором вы задаете первичный ограничительный вектор. Значением по умолчанию является[1 0 0].Выбор
Input portвключает 1-й constraintBody входной порт, в котором вы задаете первичный ограничительный вектор.
Программируемое использование
Параметры блоков:
firstRef |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[1 0 0]' |
Программируемое использование
Параметры блоков:
firstRefExt |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Secondary constraint vector (wrt BCM) — Вторичный ограничительный вектор
Dialog (значение по умолчанию) | Input port
Вторичный ограничительный вектор, в Системе координат тела, чтобы выровняться со вторичным вектором выравнивания.
Зависимости
Выбор
Dialogвключает текстовое поле, в котором вы задаете вторичный ограничительный вектор. Значением по умолчанию является[0 0 1].Выбор
Input portвключает 2-й constraintBody входной порт, в котором вы задаете вторичный ограничительный вектор.
Программируемое использование
Параметры блоков:
secondRef |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[0 0 1]' |
Программируемое использование
Параметры блоков:
secondRefExt |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Заземлите параметры ориентации
Difference between TAI and UTC [sec] — Различие между международным атомным временем и всемирным координированным временем
0
Различие между Международным атомным временем (TAI) и Всемирным координированным временем (UTC) в виде скаляра, в секунду.
Программируемое использование
Параметры блоков:
dAT |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Difference between UTC and UT1 [sec] — Различие между всемирным координированным временем и всемирным временем
0
Скалярное значение, задающее различие между UTC и UT1 в виде скаляра, в секунду.
Программируемое использование
Параметры блоков:
dUT1 |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Polar displacement [deg deg] — Полярные смещения из-за движения Наземной корки
[0 0]
Полярные смещения из-за движения Земли покрываются коркой вдоль x - и y - ось в виде 1 2 массив в градусе.
Программируемое использование
Параметры блоков:
pm |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0]' |
CIP adjustment [deg deg] — Корректировки местоположения Астрономического Промежуточного полюса
[0 0]
Корректировки местоположения Астрономического промежуточного полюса (CIP) вдоль x - и y - ось в виде 1 2 массива, в градусе.
Программируемое использование
Параметры блоков:
dCIP |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0]' |
Excess length of day [sec] — Избыточная продолжительность дня
0
Избыточная продолжительность дня (различие между астрономически решительной длительностью дня и 86 400 секундами) в виде скаляра, в секунду Международной системы единиц (СИ).
Программируемое использование
Параметры блоков:
lod |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Анализ миссии
Analysis run time source — Источник времени выполнения для аналитического live скрипта миссии
Dialog (значение по умолчанию) | Model Stop Time
Источник времени выполнения для аналитического live скрипта миссии в виде:
Dialog— Заданный в параметре Run time.Model Stop Time— Заданный в параметре конфигурации модели Stop Time.
Программируемое использование
Параметры блоков:
missionRTSource |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Dialog' | 'Model StopTime' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Run time [sec] — Время выполнения для аналитического live скрипта миссии
6*60*60
Время выполнения для аналитического live скрипта миссии в виде скаляра.
Программируемое использование
Параметры блоков:
missionRT |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'6*60*60' |
Ground station geodetic latitude, longitude [deg, deg] — Местоположение наземной станции
[42,-71] (значение по умолчанию) | вектор
Местоположение наземной станции в виде вектора, в геодезической широте и долготе в градусе, градусе.
Программируемое использование
Параметры блоков:
missionGS |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[42, -71]' |
Run TOI analysis — Включите время анализа миссии интереса
на (значении по умолчанию) | прочь
Установите этот флажок, чтобы включить время анализа интереса в миссии analysis.live скрипт
Программируемое использование
Параметры блоков:
missionTOICheck |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'on' | 'off' |
Значение по умолчанию:
'on' |
Time of interest [Julian date] — Представляющее интерес время для аналитического live скрипта миссии
[] (значение по умолчанию) | дата Джулиана
Время анализа миссии интереса в виде даты Джулиана. Чтобы использовать дату начала симуляции, введите пустой массив ([]).
Совет
Чтобы вычислить дату Джулиана, используйте juliandate функция.
Программируемое использование
Параметры блоков:
missionTOI |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: Juliandate |
Значение по умолчанию:
'[]' |
Camera field-of-view (FOV) half angle (deg) — Половина угла поля зрения
55 (значений по умолчанию) | [] | скаляр
Половина угла поля зрения для низшей точки на-резком камера. Чтобы исключить из анализа, введите пустой массив ([]).
Программируемое использование
Параметры блоков:
missionEta |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'[]' | скаляр |
Значение по умолчанию:
'55' |
Live script file name — Имя файла для аналитического отчета live скрипта миссии
пустая запись (значение по умолчанию) | имя файла live скрипта
Имя файла для аналитического отчета live скрипта миссии, сгенерированного как live скрипт. Создать аналитический отчет миссии по умолчанию с форматом CubeSatMissionReport_currentdate.mlx, оставьте незаполненный параметр. Чтобы создать live скрипт аналитического отчета миссии, нажмите кнопку Create Live Script Report.
Зависимости
Чтобы создать live скрипт с заданным именем файла, нажмите кнопку Create Live Script Report. Если этот параметр является пробелом, блок создает live скрипт с именем файла по умолчанию.
Программируемое использование
Параметры блоков:
missionName |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: пустая запись | имя файла |
| Значение по умолчанию: пустая запись |
Create Live Script Report — Анализируйте миссию и создайте отчет live скрипта
кнопка
Чтобы анализировать миссию и создать отчет в формате live скрипта, нажмите эту кнопку. Создать аналитический отчет миссии по умолчанию с форматом CubeSatMissionReport_currentdate.mlx, оставьте незаполненный параметр. Чтобы создать live скрипт аналитического отчета миссии, нажмите кнопку Create Live Script Report.
Зависимости
Чтобы создать live скрипт с именем файла, заданным в Live script file name, нажмите кнопку Create Live Script Report. Если Live script file name является пробелом, блок создает live скрипт с именем файла по умолчанию.
Ссылки
[1] Wertz, Джеймс Р, Дэвид Ф. Эверетт и Джеффри Дж. Пушелл. Разработка космической миссии: новый Smad. Хоуторн, CA: нажатие микромира, 2011. Печать.
Расширенные возможности
Генерация кода C/C++
Генерация кода C и C++ с помощью Simulink® Coder™.
Смотрите также
asbCubeSatMissionAnalysis | ecef2eci | eci2ecef | generateAccessTable | greenwichsrt | ijk2keplerian | juliandate | keplerian2ijk