Exponenta Banner

CubeSat Vehicle

Транспортное средство CubeSat модели

расширьте все на странице
  • Библиотека:

  • Aerospace Blockset / Aerospace Blockset Библиотека Симуляции CubeSat

  • CubeSat Vehicle block
  • CubeSat Vehicle block
  • CubeSat Vehicle block

Описание

Транспортные средства моделей CubeSat блока CubeSat Vehicle, чтобы предоставить возможность планирования/быстрого прототипирования миссии высокого уровня быстро моделировать и распространять спутниковые орбиты, один спутник за один раз. (Чтобы распространить несколько спутников одновременно, смотрите блок Orbit Propagator.) Чтобы вместить 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

развернуть все

Ускорения силы тяжести транспортного средства (включая силу тяжести) используемый для распространения орбиты в виде вектора из размера 3, в m/s2.

Типы данных: single | double

Первичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным ограничительным вектором.

Типы данных: double

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

Первичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным ограничительным вектором.

Типы данных: double

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) Pointing или Sun Tracking, которые подразумевали первичные ограничительные векторы.

Типы данных: double

Вторичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться со вторичным ограничительным вектором.

Типы данных: double

Вторичное ограничительное определение вектора направления, в котором можно выровнять вторичный вектор выравнивания.

Зависимости

Направление зависит от Constraint coordinate system.

Типы данных: double

Вывод

развернуть все

Сосредоточенные землей зафиксированные Землей компоненты позиции CubeSat в виде массива 3 на 1.

Типы данных: double

Сосредоточенные землей зафиксированные Землей скоростные компоненты в виде массива 3 на 1.

Типы данных: double

Вращение кватерниона от сосредоточенной Землей инерционной системы координат до Системы координат тела.

Типы данных: double

Вращение кватерниона от сосредоточенной Землей зафиксированной Землей системы координат до Системы координат тела.

Типы данных: double

Параметры

развернуть все

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

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'

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'

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'

Отклонение орбиты CubeSat от A Perfect Circle.

Программируемое использование

Параметры блоков: ecc
Ввод: символьный вектор
Значения: скаляр
Значение по умолчанию: '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'

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'

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'

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'

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'

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'

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'

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]'

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]'

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]'

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]'

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]'

Скорость тела относительно Сосредоточенного землей зафиксированного землей (ECEF), описанного 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

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]'

Начальные угловые уровни относительно системы координат NED, описанной в Системе координат тела в виде вектора.

Программируемое использование

Параметры блоков: pqr
Ввод: символьный вектор
Значения: скаляр
Значение по умолчанию: '[0 0 0]'

Режим обращения транспортного средства CubeSat в виде Earth (Nadir) Pointing, Sun Tracking, или Custom Pointing. Транспортное средство CubeSat использует указывающий режим для точного управления 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'

Первичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным ограничительным вектором.

Зависимости

  • Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете первичный вектор выравнивания. Значением по умолчанию является [0 0 1].

  • Выбор Input port включает 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'

Вторичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться со вторичным ограничительным вектором.

Зависимости

  • Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете вторичный вектор выравнивания. Значением по умолчанию является [0 1 0].

  • Выбор Input port включает 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'

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'

Первичный ограничительный вектор, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным вектором выравнивания.

Зависимости

  • Этот параметр отключен, когда Pointing mode является Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking.

  • Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете первичный ограничительный вектор. Значением по умолчанию является [1 0 0].

  • Выбор Input port включает 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'

Вторичный ограничительный вектор, в Системе координат тела, чтобы выровняться со вторичным вектором выравнивания.

Зависимости

  • Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете вторичный ограничительный вектор. Значением по умолчанию является [0 0 1].

  • Выбор Input port включает 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

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'

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'

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]'

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]'

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

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'

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'

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]'

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'

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: '[]'

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'

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

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

| | | | | | | | |

Темы

Введенный в R2019a

Документация Aerospace Blockset

Поддержка