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, 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
AECEF (m/s2) — Ускорения транспортного средства
вектор из размера 3
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
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), 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
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, описанной 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 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' |
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 | Attitude Profile | ecef2eci | eci2ecef | generateAccessTable | greenwichsrt | ijk2keplerian | juliandate | keplerian2ijk | Orbit Propagator