Создайте спутниковый сценарий

Создайте спутниковый сценарий при помощи satelliteScenario функция. Установите время начала до 11 мая 2020 12:35:38 UTC и время остановки до 13 мая 2020 12:35:38 UTC, при помощи datetime функция. Установите шаг расчета на 60 секунд.

startTime = datetime(2020,5,11,12,35,38);
stopTime = startTime + days(2);
sampleTime = 60;
sc = satelliteScenario(startTime,stopTime,sampleTime)

sc = 
  satelliteScenario with properties:

         StartTime: 11-May-2020 12:35:38
          StopTime: 13-May-2020 12:35:38
        SampleTime: 60
           Viewers: [0×0 matlabshared.satellitescenario.Viewer]
        Satellites: []
    GroundStations: []
          AutoShow: 1

Добавьте спутники в спутниковый сценарий

Добавьте три спутника в спутниковый сценарий из файла 2D линейного элемента (TLE) eccentricOrbitSatellite.tle при помощи satellite функция. TLE является форматом данных, используемым для кодирования орбитальных элементов Вращающегося вокруг земли объекта, заданного в определенное время. Присвойте Два Тела Кеплеровский распространитель орбиты первому спутнику, SGP4 к второму спутнику и SDP4 к третьему спутнику.

tleFile = "eccentricOrbitSatellite.tle";
satTwoBodyKeplerian = satellite(sc,tleFile, ...
    "Name","satTwoBodyKeplerian", ...
    "OrbitPropagator","two-body-keplerian")

satTwoBodyKeplerian = 
  Satellite with properties:

               Name: "satTwoBodyKeplerian"
                 ID: 1
     ConicalSensors: []
            Gimbals: []
       Transmitters: []
          Receivers: []
           Accesses: []
        GroundTrack: [1×1 matlabshared.satellitescenario.GroundTrack]
              Orbit: [1×1 matlabshared.satellitescenario.Orbit]
    OrbitPropagator: "two-body-keplerian"
        MarkerColor: [1 0 0]
         MarkerSize: 10
          ShowLabel: 1
     LabelFontColor: [1 0 0]
      LabelFontSize: 15

satSGP4 = satellite(sc,tleFile, ...
    "Name","satSGP4", ...
    "OrbitPropagator","sgp4")

satSGP4 = 
  Satellite with properties:

               Name: "satSGP4"
                 ID: 2
     ConicalSensors: []
            Gimbals: []
       Transmitters: []
          Receivers: []
           Accesses: []
        GroundTrack: [1×1 matlabshared.satellitescenario.GroundTrack]
              Orbit: [1×1 matlabshared.satellitescenario.Orbit]
    OrbitPropagator: "sgp4"
        MarkerColor: [1 0 0]
         MarkerSize: 10
          ShowLabel: 1
     LabelFontColor: [1 0 0]
      LabelFontSize: 15

satSDP4 = satellite(sc,tleFile, ...
    "Name","satSDP4", ...
    "OrbitPropagator","sdp4")

satSDP4 = 
  Satellite with properties:

               Name: "satSDP4"
                 ID: 3
     ConicalSensors: []
            Gimbals: []
       Transmitters: []
          Receivers: []
           Accesses: []
        GroundTrack: [1×1 matlabshared.satellitescenario.GroundTrack]
              Orbit: [1×1 matlabshared.satellitescenario.Orbit]
    OrbitPropagator: "sdp4"
        MarkerColor: [1 0 0]
         MarkerSize: 10
          ShowLabel: 1
     LabelFontColor: [1 0 0]
      LabelFontSize: 15

Визуализируйте Спутники и их Орбиты

Запустите спутниковое средство просмотра сценария и визуализируйте спутниковый сценарий при помощи satelliteScenarioViewer функция. Установите визуализацию satTwoBodyKeplerian к красному, satSGP4 к зеленому и satSDP4 к пурпурному.

v = satelliteScenarioViewer(sc);
satSGP4.MarkerColor = [0 1 0];
satSGP4.Orbit.LineColor = [0 1 0];
satSGP4.LabelFontColor = [0 1 0];
satSDP4.MarkerColor = [1 0 1];
satSDP4.Orbit.LineColor = [1 0 1];
satSDP4.LabelFontColor = [1 0 1];

Фокусируйте камеру на satTwoBodyKeplerian при помощи camtarget функция.

camtarget(v,satTwoBodyKeplerian);

Щелкните левой кнопкой где угодно в спутниковом окне средства просмотра сценария и переместите мышь при содержании нажатия кнопки, чтобы панорамировать камеру. Настройте уровень изменения масштаба с помощью колесика прокрутки, чтобы принести все три спутника в представление.

Визуализируйте динамическую анимацию спутникового перемещения

Визуализируйте перемещение satelliles при помощи play функция на спутниковом сценарии. play функция симулирует спутниковый сценарий от заданного StartTime к StopTime использование размера шага задано SampleTime, и проигрывает результаты на спутниковом средстве просмотра сценария.

play(sc)

Используйте управление воспроизведением, расположенное в нижней части спутникового окна средства просмотра сценария, чтобы управлять скоростью воспроизведения и направлением. Фокусируйте камеру снова на satTwoBodyKeplerian при помощи camtarget функция, и приносит все три спутника в представление путем корректировки уровня изменения масштаба.

camtarget(v,satTwoBodyKeplerian);

Положения этих трех спутников отличаются в зависимости от времени.

Получите историю положения и скорости спутников

Возвратите историю положения и скорости спутников в Геоцентрической астрономической системе координат (GCRF) при помощи states функция.

[positionTwoBodyKeplerian,velocityTwoBodyKeplerian,time] = states(satTwoBodyKeplerian);
[positionSGP4,velocitySGP4] = states(satSGP4);
[positionSDP4,velocitySDP4] = states(satSDP4);

Постройте величину относительного положения относительно двух тел кеплеровское предсказание

Вычислите величину относительного положения satSGP4 и satSDP4 относительно satTwoBodyKeplerian при помощи vecnorm функция.

sgp4RelativePosition = vecnorm(positionSGP4 - positionTwoBodyKeplerian,2,1);
sdp4RelativePosition = vecnorm(positionSDP4 - positionTwoBodyKeplerian,2,1);

Постройте величину относительных положений в километрах satSGP4 и satSDP4 относительно того из satTwoBodyKeplerian при помощи plot функция.

sgp4RelativePositionKm = sgp4RelativePosition/1000;
sdp4RelativePositionKm = sdp4RelativePosition/1000;
plot(time,sgp4RelativePositionKm,time,sdp4RelativePositionKm)
xlabel("Time")
ylabel("Relative position (km)")
legend("SGP4","SDP4")

Начальное относительное положение satSGP4 является ненулевым и тот из satSDP4 нуль потому что исходные положения satTwoBodyKeplerian и satSDP4 вычисляются из файла TLE с помощью распространителя орбиты SDP4, в то время как исходное положение satSGP4 вычисляется с помощью распространителя орбиты SGP4. В зависимости от времени, положение satSDP4 отклоняется от того из satTwoBodyKeplerian потому что последующие положения первого вычисляются с помощью распространителя орбиты SDP4, в то время как те из последнего вычисляются с помощью Двух Тел Кеплеровский распространитель орбиты. Распространитель орбиты SDP4 обеспечивает более высокую точность, потому что различающийся Два Тела Кеплеровский распространитель орбиты, она составляет сплющенность Земли, атмосферного перетаскивания и силы тяжести от солнца и луны.

Постройте величину относительной скорости относительно двух тел кеплеровское предсказание

Вычислите величину относительной скорости satSGP4 и satSDP4 относительно satTwoBodyKeplerian при помощи vecnorm функция.

sgp4RelativeVelocity = vecnorm(velocitySGP4 - velocityTwoBodyKeplerian,2,1);
sdp4RelativeVelocity = vecnorm(velocitySDP4 - velocityTwoBodyKeplerian,2,1);

Постройте величину относительных скоростей в метрах в секунду satSGP4 и satSDP4 относительно satTwoBodyKeplerian при помощи plot функция.

plot(time,sgp4RelativeVelocity,time,sdp4RelativeVelocity)
xlabel("Time")
ylabel("Velocity deviation (m/s)")
legend("SGP4","SDP4")

Начальная относительная скорость satSDP4 нуль потому что похожий на исходное положение, начальную скорость satTwoBodyKeplerian и satSDP4 также вычисляются из файла TLE с помощью распространителя орбиты SDP4. В зависимости от времени, скорость satSDP4 отклоняется от того из satTwoBodyKeplerian потому что во все другие времена, скорость satTwoBodyKeplerian вычисляется с помощью Двух Тел Кеплеровский распространитель орбиты, который имеет более низкую точность, когда по сравнению с тем из распространителя орбиты SDP4, который используется для вычисления скорости satSDP4. Скачки соответствуют периапсиде (самая близкая точка в орбите от центра массы Земли), где величины ошибок скорости объявлены.

Заключение

Отклонения в графиках являются результатом различных уровней точности трех распространителей орбиты. Кеплеровский распространитель орбиты Двух Тел наименее точен, когда это принимает, что поле силы тяжести Земли является сферическим, и также пропускает все другие источники орбитальных возмущений. Распространитель орбиты SGP4 более точен, когда это составляет сплющенность Земли и атмосферного перетаскивания. Распространитель орбиты SDP4 является самым точным среди трех, потому что это также составляет солнечную и лунную силу тяжести, которая является более явной в этом примере, потому что орбитальный период больше 225 минут, таким образом, беря спутник дальше от Земли.