Orbit Propagator

Распространите орбиту одного или нескольких космических кораблей

  • Библиотека:
  • Aerospace Blockset / Космический корабль / Относящаяся к космическому кораблю Динамика

  • Orbit Propagator Kepler (unperturbed) block
  • Orbit Propagator Numerical (high precision) block

Описание

Блок Orbit Propagator распространяет орбиту одного или нескольких космических кораблей методом распространения. Библиотека содержит две версии блока Orbit Propagator, предварительно сконфигурированного для этих методов распространения:

  • (Невозмутимый) Кеплер — Кеплер универсальная переменная (более быстрая) формулировка

  • Числовой (высокая точность) — более точный

Для получения дополнительной информации о методах распространения использование блока Orbit Propagator см. Методы Распространения Орбиты.

Можно задать начальные орбитальные состояния во вкладке Orbit как:

  • Набор орбитальных элементов

  • Положение и векторы состояния скорости в Международной астрономической системе координат (ICRF) или системах координат фиксированной системы координат.

Блок использует кватернионы, которые заданы с помощью скалярного первого соглашения.

Для получения дополнительной информации о системах координат использование блока Orbit Propagator смотрите Системы координат.

Порты

Входной параметр

развернуть все

Ускорение применилось к космическому кораблю относительно системы координат порта (ICRF или фиксированная система координат) в виде вектора с 3 элементами или m-by-3 массив на шаге текущего времени.

Зависимости

Включить этот порт:

  • Установите Propagation method на Numerical (high precision).

  • Установите флажок Input external accelerations.

Типы данных: double

Лунные углы колебания для преобразования между ICRF и Лунно-центральной фиксированной системой координат с помощью Лунно-центральной системы Основной оси (PA) в виде вектора с 3 элементами. Чтобы получить эти значения, используйте блок Moon Libration.

Примечание

Фиксированная система координат, используемая этим блоком, когда Central body установлен в Moon Средняя ось Земли/полюса (ME) система. Для получения дополнительной информации см. Алгоритмы.

Зависимости

Включить этот порт:

  • Установите Propagation method на Numerical (high precision).

  • Установите Central body на Moon.

  • Установите флажок Input Moon libration angles.

Типы данных: double

Центральная ось вращения тела мгновенный правильный подъем, наклон и угол поворота в виде вектора с 3 элементами. Этот порт доступен только для пользовательских центральных тел.

Зависимости

Включить этот порт:

  • Установите Propagation method на Numerical (high precision).

  • Установите Central body на Custom.

  • Установите Central body spin axis source на Port.

Типы данных: double

Вывод

развернуть все

Положение космического корабля относительно (ICRF или фиксированная система координат), возвращенный как вектор с 3 элементами или m-by-3 массив, где m является количеством космического корабля на шаге текущего времени. Размер начальных условий, обеспеченных во вкладке Orbit, управляет размерностью порта.

Типы данных: double

Скорость космического корабля относительно ICRF или фиксированной системы координат, возвращенной как вектор с 3 элементами или m-by-3 массив, где m является количеством относящегося к космическому кораблю массива на шаге текущего времени. Размер начальных условий, обеспеченных во вкладке Orbit, управляет размерностью порта.

Типы данных: double

Преобразование между системой координат ICRF и фиксированной системой координат, возвращенной как вектор с 4 элементами (скаляр сначала), на шаге текущего времени.

Зависимости

Включить этот порт:

  • Установите Propagation method на Numerical (high precision).

  • Установите флажок Output quaternion (ICRF to Fixed-frame).

Типы данных: double

Время на шаге текущего времени, возвращенном как a:

  • скаляр — Если вы задаете параметр Start data/time как дату Джулиана.

  • Вектор с 6 элементами — Если вы задаете параметр Start data/time как Грегорианскую дату с шестью элементами (год, месяц, день, часы, минуты, секунды).

Это значение равно значению параметров Start date/time + the elapsed simulation time.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите флажок Output current date/time (UTC Julian date).

Типы данных: double

Параметры

развернуть все

Основной

Метод распространения орбиты в виде:

  • Kepler (unperturbed) — Использует универсальную переменную формулировку проблемы Кеплера определить относящееся к космическому кораблю положение и скорость на каждом временном шаге. Этот метод быстрее, чем Numerical (high precision).

  • Numerical (high precision) — Определите относящееся к космическому кораблю положение и скорость на каждом временном шаге с помощью численного интегрирования. Эта опция модели центральная сила тяжести тела на основе настроек во вкладке Central body. Этот метод более точен, чем Kepler (unperturbed), но медленнее.

Программируемое использование

Параметры блоков: propagator
Ввод: символьный вектор
Значения: 'Kepler (unperturbed)' | 'Numerical (high precision)'
Значение по умолчанию: 'Kepler (unperturbed)'

Чтобы позволить дополнительным внешним ускорениям быть включенными в интегрирование относящихся к космическому кораблю уравнений движения, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот флажок, установите Propagation method на Numerical (high precision).

Программируемое использование

Параметры блоков: accelIn
Ввод: символьный вектор
Значения: 'off' | 'on'
Значение по умолчанию: 'off'

Введите дополнительные ускорения в виде ICRF или Fixed-frame. Эти ускорения включены в интегрирование относящихся к космическому кораблю уравнений движения.

Зависимости

Включить этот параметр:

  • Установите Propagation method на Numerical (high precision)

  • Установите флажок Input external accelerations

Программируемое использование

Параметры блоков: accelFrame
Ввод: символьный вектор
Значения: 'ICRF' | 'Fixed-frame'
Значение по умолчанию: 'ICRF'

Координатная система координат для выходных портов в виде ICRF или Fixed-frame. Эти метки порта затронуты:

  • Выходной порт X

  • Выходной порт V

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Propagation method на Numerical (high precision).

Программируемое использование

Параметры блоков: outportFrame
Ввод: символьный вектор
Значения: 'ICRF' | 'Fixed-frame'
Значение по умолчанию: 'ICRF'

Начальная дата начала и время симуляции в виде Юлианской или Грегорианской даты. Блок задает начальные условия с помощью этого значения.

Совет

Чтобы вычислить дату Джулиана, используйте juliandate функция.

Программируемое использование

Параметры блоков: startDate
Ввод: символьный вектор
Values: 'juliandate(2020, 1, 1, 12, 0, 0)' | допустимый скаляр дата Джулиана | допустимая Грегорианская дата включая год, месяц, день, часы, минуты, секунды как вектор с 6 элементами
Значение по умолчанию: 'juliandate(2020, 1, 1, 12, 0, 0)'

Чтобы вывести текущую дату или время, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Программируемое использование

Параметры блоков: dateOut
Ввод: символьный вектор
Значения: 'off' | 'on'
Значение по умолчанию: 'off'

Из области значений блокируйтесь, поведение в виде следует:

ДействиеОписание
None Никакое действие.
Warning Предупреждение отображений в Командном окне MATLAB®. Симуляция модели продолжается.
Error (значение по умолчанию) MATLAB возвращает исключение. Остановки симуляции модели.

Программируемое использование

Параметры блоков: action
Ввод: символьный вектор
Значения: 'None' | 'Warning' | 'Error'
Значение по умолчанию: 'Warning'

Орбита

Задайте начальные состояния космического корабля.

Метод ввода для начальных состояний орбиты в виде Orbital elements, ICRF state vector, или Fixed-frame state vector.

Зависимости

Доступные параметры основаны на настройках Propagation method:

(Невозмутимый) КеплерЧисловой (высокая точность)
Орбитальные элементыОрбитальные элементы
Вектор состояния ICRFВектор состояния ICRF
Вектор состояния фиксированной системы координат

Программируемое использование

Параметры блоков stateFormatKep когда propagator установлен в Kepler (unperturbed), stateFormatNum когда propagator установлен в Numerical (high precision)
Ввод: символьный вектор
Значения: 'Orbital elements' | 'ICRF state vector' когда propagator установлен в 'Kepler (unperturbed)' | 'Orbital elements' | 'ICRF state vector' | 'Fixed-frame state' когда propagator установлен в 'Numerical (high precision)'
Значение по умолчанию: 'Orbital elements'

Классификация орбит в виде:

  • Keplerian — Эллиптические, параболические, и гиперболические орбиты модели с помощью шести стандартных Кеплеровских орбитальных элементов.

  • Elliptical equatorial — Полностью задайте экваториальную орбиту, где наклон является 0 или 180 градусами, и правильный подъем возрастающего узла не определен.

  • Circular — Задайте круговую орбиту, где эксцентриситет 0, и аргумент периапсиды не определен. Чтобы полностью задать круговую орбиту, выберите Circular equatorial.

  • Circular equatorial — Полностью задайте круговую орбиту, где эксцентриситет 0, и аргумент периапсиды не определен.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format на Orbital elements.

Программируемое использование

Параметры блоков: orbitType
Ввод: символьный вектор
Значения: 'Keplerian' | 'Elliptical equatorial' | 'Circular inclined' | 'Circular equatorial'
Значение по умолчанию: 'Keplerian'

Половина главной оси замещающего знака в виде 1D массива, размер которого является количеством космического корабля.

  • Для параболических орбит этот блок интерпретирует этот параметр как радиус периапсиды (расстояние от периапсиды до фокуса орбиты).

  • Для гиперболических орбит этот блок интерпретирует этот параметр как расстояние от периапсиды до центра гиперболы.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format на Orbital elements.

Программируемое использование

Параметры блоков: semiMajorAxis
Ввод: символьный вектор
Значения: скаляр | 1D массив размера m, количество космического корабля
Значение по умолчанию: '6786000'

Отклонение орбиты от A Perfect Circle в виде скалярного или 1D массива размера, который является количеством космического корабля, где эксцентриситет является формой эллипса.

Если тип Orbit установлен в Keplerian, значение может быть:

  • 0 для круговой орбиты

  • Между 0 и 1 для эллиптической орбиты

  • 1 для параболической орбиты

  • Больше, чем 1 для гиперболической орбиты

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Initial state format к Orbital elements.

  • Orbit type к Keplerian или Elliptical equatorial.

Программируемое использование

Параметры блоков: eccentricity
Ввод: символьный вектор
Значения: 0.01 | скаляр | 1D массив размера m, количество космического корабля
Значение по умолчанию: '0.01'

Вертикальный наклон эллипса относительно базовой плоскости, измеренной в возрастающем узле в виде скалярного или 1D массива размера количество m космического корабля, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Initial state format к Orbital elements

  • Orbit type к Keplerian или Circular inclined

Программируемое использование

Параметры блоков: inclination
Ввод: символьный вектор
Значения: 50 | скаляр | 1D массив размера количество m космического корабля | степени между 0 и 180 | радианы между 0 и пи
Значение по умолчанию: '50'

Правильный подъем возрастающего узла (RAAN) в виде значения между 0 и 360В виде скалярного или 1D массива размера, который является количеством m космического корабля в заданных модулях. RAAN является угловым расстоянием вдоль базовой плоскости от x ICRF - ось к местоположению возрастающего узла (точка, в которой космический корабль пересекает базовую плоскость с юга на север).

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Initial state format к Orbital elements.

  • Orbit type к Keplerian или Circular inclined.

Программируемое использование

Параметры блоков: raan
Ввод: символьный вектор
Значения: 95 | скалярное значение между 0 и 360 | 1D массив размера количество m космического корабля
Значение по умолчанию: '95'

Угол от космического корабля, возрастающего узел к периапсиде (самая близкая точка орбиты к центральному телу) в виде 1D массива размера m, который является количеством космического корабля в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Initial state format к Orbital elements

  • Orbit type к Keplerian

Программируемое использование

Параметры блоков: argPeriapsis
Ввод: символьный вектор
Значения: скаляр | степени между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1D массив размера m, количество космического корабля
Значение по умолчанию: '93'

Угол между периапсидой (самая близкая точка орбиты к центральному телу) и исходным положением космического корабля вдоль его орбиты в Start date/time в виде скалярного или 1D массива размера, который является количеством космического корабля в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Initial state format к Orbital elements.

  • Orbit type к Keplerian или Elliptical inclined.

Программируемое использование

Параметры блоков: trueAnomaly
Ввод: символьный вектор
Значения: '203' | скаляр | степени между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1D массив размера m, количество космического корабля
Значение по умолчанию: '203'

Угол между возрастающим узлом и исходным положением космического корабля вдоль его орбиты в Start date/time в виде скалярного или векторного или 1D массива с 3 элементами количества размера космического корабля, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Initial state format к Orbital elements.

  • Orbit Type к Circular inclined.

Программируемое использование

Параметры блоков: argLat
Ввод: символьный вектор
Значения: '200' | скаляр | степени между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1D массив размера m, количество космического корабля
Значение по умолчанию: '200'

Угол между осью X ICRF и вектором эксцентриситета в виде скалярного или векторного или 1D массива с 3 элементами количества размера космического корабля, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Initial state format к Orbital elements.

  • Orbit type к Circular equatorial.

Программируемое использование

Параметры блоков: lonPeriapsis
Ввод: символьный вектор
Значения: 100 | скаляр | степени между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1D массив размера m, количество космического корабля
Значение по умолчанию: '100'

Угол между осью X ICRF и исходным положением космического корабля вдоль его орбиты в Start date/time в виде скалярного или 1D массива размера m, количество космического корабля, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Initial state format к Orbital elements.

  • Orbit type к Elliptical equatorial.

Программируемое использование

Параметры блоков: trueLon
Ввод: символьный вектор
Значения: '150' | скаляр | степени между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1D массив размера m, количество космического корабля
Значение по умолчанию: '150'

Декартов радиус-вектор космического корабля в системе координат ICRF в Start date/time в виде вектора с 3 элементами для одного космического корабля или 2D массива размера m-by-3 массив нескольких космических кораблей.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format на ICRF state vector.

Программируемое использование

Параметры блоков: inertialPosition
Ввод: символьный вектор
Значения: [3649700.0 3308200.0 -4676600.0] | Вектор с 3 элементами для одного космического корабля или 2D массива размера m-by-3 массив нескольких космических кораблей
Значение по умолчанию: '[3649700.0 3308200.0 -4676600.0]'

Декартов вектор скорости космического корабля в системе координат ICRF в Start date/time в виде вектора с 3 элементами для одного космического корабля или 2D массива размера m-by-3 массив нескольких космических кораблей.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format на ICRF state vector.

Программируемое использование

Параметры блоков: inertialVelocity
Ввод: символьный вектор
Значения: [-2750.8 6666.4 2573.4] | Вектор с 3 элементами для одного космического корабля или 2D массива размера m-by-3 массив нескольких космических кораблей
Значение по умолчанию: '[-2750.8 6666.4 2573.4]'

Декартов радиус-вектор космического корабля в системе координат фиксированной системы координат в Start date/time в виде вектора с 3 элементами для одного космического корабля или 2D массива размера m-by-3 массив нескольких космических кораблей.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • установите Initial state format на Fixed-frame state vector.

Программируемое использование

Параметры блоков: fixedPosition
Ввод: символьный вектор
Значения: '[-4142689.0 -2676864.7 -4669861.6]' | Вектор с 3 элементами для одного космического корабля или 2D массива размера m-by-3 массив нескольких космических кораблей
Значение по умолчанию: '[-2750.8 6666.4 2573.4]'

Декартов вектор скорости космического корабля в системе координат фиксированной системы координат в Start date/time в виде вектора с 3 элементами для одного космического корабля или 2D массива размера m-by-3 массив нескольких космических кораблей.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Initial state format к Fixed-frame state vector.

Программируемое использование

Параметры блоков: fixedVelocity
Ввод: символьный вектор
Значения: '[1452.7 -6720.7 2568.1]' | Вектор с 3 элементами для одного космического корабля или 2D массива размера m-by-3 массив нескольких космических кораблей
Значение по умолчанию: '[1452.7 -6720.7 2568.1]'

Центральное тело

Небесное тело в виде Earth, Moon, Mercury, Venus, Mars, Jupiter, Saturn, Uranus, Neptune, или Custom, вокруг которого космический корабль задан в орбитах вкладки Orbit.

Программируемое использование

Параметры блоков: centralBody
Ввод: символьный вектор
Значения: 'Earth' | 'Moon' |'Mercury' | 'Venus' | 'Mars' | 'Jupiter' | 'Saturn' | 'Uranus' | 'Neptune' | 'Custom' |
Значение по умолчанию: 'Earth'

Управляйте моделью силы тяжести для центрального тела в виде Spherical harmonics, Point-mass, или Oblate ellipsoid (J2).

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Propagation method на Numerical (high precision). Доступные параметры основаны на настройках Central body:

Земля, луна, Марс, или пользовательскийМеркурий, Венера, Юпитер, Сатурн, Уран или Нептун
NoneNone
Spherical harmonicsOblate ellipsoid (J2)
Point-massPoint-mass
Oblate ellipsoid (J2)

Программируемое использование

Параметры блоков: gravityModel когда centralBody установите на 'Earth', 'Moon', 'Mars', или 'Custom' | gravityModelnoSH когда centralBody установите на Mercury, Venus, Jupiter, Saturn, Uranus, или Neptune
Ввод: символьный вектор
Значения: 'Spherical harmonics' | 'None' | 'Point-mass' | 'Oblate ellipsoid (J2)' когда centralBody установите на 'Earth', 'Moon', 'Mars', или 'Custom'; 'Point-mass' | 'Oblate ellipsoid (J2)' когда centralBody установите на Mercury, Venus, Jupiter, Saturn, Uranus, или Neptune
Значение по умолчанию: 'Spherical harmonics' когда centralBody установите на 'Earth', 'Moon', 'Mars', или 'Custom'; 'Oblate ellipsoid (J2)' когда centralBody установите на Mercury, Venus, Jupiter, Saturn, Uranus, или Neptune

Сферическая гармоническая гравитационная потенциальная модель, заданная согласно заданному Central body.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Propagation method на Numerical (high precision). Доступные параметры основаны на настройках Central body:

Центральное телоСферическая гармоническая опция модели
ЗемляEGM2008, EGM96 или EIGEN-GL04C
ЛунаLP-100K или LP-165P
МарсGMM2B

Программируемое использование

Параметры блоков: 'earthSH' когда centralBody установите на 'Earth' | 'moonSH' когда centralBody установите на 'Moon' | 'marsSH' когда centralBody установите на 'Mars'
Ввод: символьный вектор
Значения: 'EGM2008' | 'EGM96' | 'EIGEN-GL04C' когда centralBody установите на 'earthSH'; 'LP-100K' | 'LP-165P' когда centralBody установите на 'moonSH'; 'GMM2B' когда centralBody установите на 'marsSH'
Значение по умолчанию: 'Spherical harmonics'

Гармонический содействующий MAT-файл, который содержит определения для пользовательской планетарной модели в виде вектора символов или строки.

Этот файл должен содержать:

ПеременнаяОписание
Re

Скаляр планеты экваториальный радиус в метрах (м).

GM

Скаляр планетарного гравитационного параметра в метрах, возведенных в куб в секунду, придал квадратную форму (m3/s2)

.
degree

Скаляр максимальной степени.

C

(degree +1) (degree +1) матрица, содержащая, нормировала сферическую гармоническую содействующую матрицу, C.

S

(degree +1) (degree +1) матрица, содержащая, нормировала сферическую гармоническую содействующую матрицу, S.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Custom.

  • Gravitational potential model to Spherical harmonics.

Программируемое использование

Параметры блоков: shFile
Ввод: символьный вектор
Значения: 'aerogmm2b.mat' | гармонический содействующий MAT-файл
Значение по умолчанию: 'aerogmm2b.mat'

Степень гармонической модели в виде двойного скаляра:

Модель планетыРекомендуемая степеньМаксимальная степень

EGM2008

120

2159

EGM96

70

360

LP100K

60

100

LP165P

60

165

GMM2B

60

80

EIGENGL04C

70

360

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Earth, Moon, Mars, или Custom.

  • Gravitational potential model к Spherical harmonics.

Программируемое использование

Параметры блоков: shDegree
Ввод: символьный вектор
Значения: '80' | скаляр
Значение по умолчанию: '80'

Установите этот флажок, чтобы использовать Наземные параметры ориентации для преобразования между системами координат фиксированной системы координат и ICRF. В противном случае снимите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Earth.

Программируемое использование

Параметры блоков: useEOPs
Ввод: символьный вектор
Значения: 'on' | 'off'
Значение по умолчанию: 'on'

Пользовательский список Наземных данных об ориентации, заданных в MAT-файле.

Зависимости

Включить этот параметр:

  • Выберите Use Earth orientation parameters (EOPs) к флажку.

  • Установите Propagation method на Numerical (high precision).

  • Установите Central body на Earth.

Программируемое использование

Параметры блоков: eopFile
Ввод: символьный вектор
Значения: 'aeroiersdata.mat' | MAT-file
Значение по умолчанию: 'aeroiersdata.mat'

Чтобы задать углы колебания (φ θ ψ) для Лунной ориентации, установите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Moon.

Программируемое использование

Параметры блоков: useMoonLib
Ввод: символьный вектор
Значения: 'off' | 'on'
Значение по умолчанию: 'off'

Чтобы добавить выходной порт кватерниона преобразования для преобразования кватерниона от ICRF до системы координат Фиксированной системы координат, установите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот флажок, установите Propagation method на Numerical (high precision).

Программируемое использование

Параметры блоков: outputTransform
Ввод: символьный вектор
Значения: 'off' | 'on'
Значение по умолчанию: 'off'

Центральная ось вращения тела в виде Port или Dialog. Блок использует ось вращения, чтобы вычислить преобразование от ICRF до системы координат фиксированной системы координат для пользовательского центрального тела.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Custom.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbPoleSrc
Ввод: символьный вектор
Значения: 'Port' | 'Dialog'
Значение по умолчанию: 'Port'

Правильный подъем центральной оси вращения тела в J2000 (2451545.0 JD, 2000 1 января 12:00:00 TT) в виде двойного скаляра.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Custom.

  • Central body spin axis source к Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbRA
Ввод: символьный вектор
Значения: '317.68143' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '317.68143'

Правильный уровень подъема центральной оси вращения тела в виде двойного скаляра, в заданных угловых модулях/век.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Custom.

  • Central body spin axis source к Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbRARate
Ввод: символьный вектор
Значения: '-0.1061' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '-0.1061'

Наклон центральной оси вращения тела в J2000 (2451545.0 JD, 2000 1 января 12:00:00 TT) в виде двойного скаляра.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Custom.

  • Central body spin axis source к Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbDec
Ввод: символьный вектор
Значения: '52.88650' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '52.88650'

Уровень наклона центральной оси вращения тела в виде двойного скаляра, в заданных угловых модулях/век.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Custom.

  • Central body spin axis source к Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbDecRate
Ввод: символьный вектор
Значения: '-0.0609' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '-0.0609'

Угол поворота центральной оси X тела относительно x ICRF - ось в J2000 (2451545.0 JD, 2000 1 января 12:00:00 TT) в виде двойного скаляра, в заданных угловых модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Custom.

  • Central body spin axis source к Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbRotAngle
Ввод: символьный вектор
Значения: '176.630' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '176.630'

Уровень вращения центральной оси X тела относительно x ICRF - ось (2451545.0 JD, 2000 1 января 12:00:00 UTC) в виде двойного скаляра, заданных угловых модулей/день.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Custom.

  • Central body spin axis source к Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbRotRate
Ввод: символьный вектор
Значения: '350.89198226' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '350.89198226'

Экваториальный радиус для пользовательского центрального тела в виде двойного скаляра.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Gravitational potential model к Point-mass или Oblate ellipsoid (J2).

Программируемое использование

Параметры блоков: customR
Ввод: символьный вектор
Значения: '3396200' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '3396200'

Выравнивание отношения для пользовательского центрального тела в виде двойного скаляра.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Central body к Custom.

  • Gravitational potential model к Point-mass или Oblate ellipsoid (J2).

Программируемое использование

Параметры блоков: customF
Ввод: символьный вектор
Значения: '0.00589' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '0.00589'

Гравитационный параметр для пользовательского центрального тела в виде двойного скаляра.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Central body к Custom.

  • Gravitational potential model к Point-mass или Oblate ellipsoid (J2).

Программируемое использование

Параметры блоков: customMu
Ввод: символьный вектор
Значения: '4.305e13' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '4.305e13'

Старший значащий или самый большой сферический гармонический срок, который составляет сплющенность небесного тела в виде двойного скаляра.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

  • Propagation method к Numerical (high precision).

  • Central body к Custom.

  • Gravitational potential model к Oblate ellipsoid (J2).

Программируемое использование

Параметры блоков: customJ2
Ввод: символьный вектор
Значения: '1.0826269e-03' | двойной скаляр
Значение по умолчанию: '1.0826269e-03'

Модули

Параметр и блоки портов в виде:

МодулиЕдиницы расстоянияСкоростные единицыУскоряющие модули
Metric (m/s)метрыметры/секундаmeters/sec2
Metric (km/s)километрыкилометры/секундаkilometers/sec2
Metric (km/h)километрыкилометры/часkilometers/hour2
English (ft/s)футыноги/секундаfeet/sec2
English (kts)морская миляузлыузлы/секунда

Программируемое использование

Параметры блоков: units
Ввод: символьный вектор
Значения: 'Metric (m/s)' | 'Metric (km/s)' | 'Metric (km/h)' | 'English (ft/s)' | 'English (kts)'
Значение по умолчанию: 'Metric (m/s)'

Параметр и блоки портов для углов в виде Degrees или Radians.

Программируемое использование

Параметры блоков: angleUnits
Ввод: символьный вектор
Значения: 'Degrees' | 'Radians'
Значение по умолчанию: 'Degrees'

Формат времени для Start date/time (UTC Julian date) и выходного порта tutc в виде Julian date или Gregorian.

Программируемое использование

Параметры блоков: timeFormat
Ввод: символьный вектор
Значения: 'Julian date' | 'Gregorian'
Значение по умолчанию: 'Julian date'

Алгоритмы

развернуть все

Ссылки

[1] Vallado, Дэвид. Основные принципы Астродинамики и Приложений, 4-го редактора Хоуторн, CA: Нажатие Микромира, 2013.

[2] Готтлиб, R. G. "Быстрая Сила тяжести, Сила тяжести Partials, Нормированная Сила тяжести, Крутящий момент Градиента Силы тяжести и Магнитное поле: Деривация, Код и Данные", Технический отчет Отчет 188243 Подрядчика НАСА, НАСА Линдон Б. Космический центр имени Джонсона, Хьюстон, Техас, февраль 1993.

[3] Konopliv, A. S. С. В. Асмэр, Э. Каррэнза, В. Л. Сджоджен, Д. Н. Юань., "Недавние Модели Силы тяжести в результате Лунной Миссии Разведчика, Икара", Издание 150, № 1, стр 1–18, 2001.

[4] Lemoine, F. G. Д. Э. Смит, Д.Д. Роулэндс, М.Т. Цубер, Г. А. Нейман и Д. С. Чинн, "Улучшенное решение поля силы тяжести Марса (GMM-2B) от Глобального Инспектора Марса", Журнал Геофизического Исследования, Издания 106, № E10, стр 23359-23376, 25 октября 2001.

[5] Зайделманн, P.K., Archinal, степень бакалавра гуманитарных наук, А'хирн, M.F. и др. Отчет Рабочей группы IAU/IAG на картографических координатах и вращательных элементах: 2006. Астрономический Механик Дин Астр 98, 155–180 (2007).

Расширенные возможности

Генерация кода C/C++
Генерация кода C и C++ с помощью Simulink® Coder™.

Введенный в R2020b
Для просмотра документации необходимо авторизоваться на сайте