Модель транспортного средства CeySat
Аэрокосмический блок/Космические аппараты/Аппараты CeySat
Аппаратура CitySat Vehicle моделирует аппараты CitySat, чтобы обеспечить высокоуровневое планирование миссий/быстрое создание прототипов для быстрого моделирования и распространения орбит спутников, по одному спутнику за раз. (Сведения о распространении нескольких спутников одновременно см. в разделе Блок «Распространитель орбиты».) Для размещения рабочих процессов планирования созвездий можно также использовать эти блоки несколько раз в модели. Укажите следующую информацию для транспортного средства:
Начальное орбитальное состояние
Режим управления ориентацией (наведения)
Библиотека содержит три версии блока CitySat Vehicle, предварительно настроенные для этих общих режимов управления положением:
Наведение на Землю (Надир) - основной вектор выравнивания указывает на центр Земли
Отслеживание Солнца (Sun Tracking) - основной вектор выравнивания указывает на Солнце
Пользовательское указание - пользовательские векторы выравнивания и зависимостей
AECEF (m/s2) - Ускорение транспортного средстваУскорения гравитации транспортного средства (включая гравитацию), используемые для распространения орбиты, указанные как вектор размера 3, в м/с2.
Типы данных: single | double
1st AlignmentBody - Вектор первичной центровкиПервичный вектор выравнивания в рамке «Тело» для выравнивания с основным вектором зависимости.
Типы данных: double
1st ConstraintECI - Вектор основного ограниченияОсновной вектор зависимости, определяющий направление выравнивания основного вектора выравнивания.
Этот порт недоступен, если для параметра «Режим указания» установлено значение Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking, которые подразумевают первичные векторы ограничений.
Типы данных: double
1st AlignmentBody - Вектор первичной центровкиПервичный вектор выравнивания в рамке «Тело» для выравнивания с основным вектором зависимости.
Типы данных: double
1st ConstraintECI - Вектор основного ограниченияОсновной вектор зависимости, определяющий направление выравнивания основного вектора выравнивания.
Направление зависит от системы координат Зависимость (Constraint).
Этот порт недоступен, если для параметра «Режим указания» установлено значение Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking, которые подразумевают первичные векторы ограничений.
Типы данных: double
2nd AlignmentBody - Вторичный вектор выравниванияВторичный вектор выравнивания в рамке «Тело» для выравнивания с вторичным вектором зависимости.
Типы данных: double
2nd ConstraintECI - Вторичный вектор ограниченияВторичный вектор зависимости, определяющий направление выравнивания вторичного вектора выравнивания.
Направление зависит от системы координат Зависимость (Constraint).
Типы данных: double
XECEF - положение CeySatКомпоненты положения CitySat с земным центром, определенные как массив 3 на 1.
Типы данных: double
VECEF - Компоненты скоростиКомпоненты фиксированной скорости Земли с центром Земли, заданные как массив 3 на 1.
Типы данных: double
qECI2Body - Вращение кватернионаВращение кватерниона от инерциального кадра с центром Земли к кадру Тела.
Типы данных: double
qECEF2Body - Массив кватернионовВращение кватерниона от рамки Земли с центром Земли к раме Тела.
Типы данных: double
Start date [Julian date] - Начальная дата начала моделирования2458488 (по умолчанию) | Юлианская датаНачальная дата начала моделирования. Блок определяет начальные условия, используя эту дату.
Совет
Чтобы вычислить юлианскую дату, используйте juliandate функция.
Параметр блока:
sim_t0 |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: юлианская дата |
По умолчанию:
'2458488' |
Input method - Исходное транспортное средствоKeplerian Orbital Elements (по умолчанию) | ECI Position and Velocity | ECEF Position and Velocity | Geodetic LatLonAlt and Velocity in NEDИсходное положение транспортного средства и способ ввода скорости.
Выбор Keplerian Orbital Elements метод ввода позволяет использовать следующие параметры:
Эпоха кадра ECI [юлианская дата]
Большая полуось [м]
Оригинальность
Наклон [град]
Правое вознесение восходящего узла [град]
Аргумент периапсиса [град]
Истинная аномалия [град]
Истинная долгота (круговая экваториальная)
Аргумент широты [град] (круговой уклон)
Долгота периапсиса (эллиптический экваториальный)
Выбор ECI Position and Velocity метод ввода позволяет использовать следующие параметры:
Эпоха кадра ECI [юлианская дата]
Вектор положения ECI [m]
Вектор скорости ECI [м/с]
Выбор ECEF Position and Velocity метод ввода позволяет использовать следующие параметры:
Вектор положения ECEF [m]
Вектор скорости ECEF [м/с]
Выбор Geodetic LatLonAlt and Velocity in NED метод ввода позволяет использовать следующие параметры:
Геодезическая широта, долгота, высота [град., град., м]
Вектор скорости NED [м/с]
Параметр блока:
method |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'Keplerian Orbital Elements' | 'ECI Postion and Velocit' | 'ECEF Postion and Velocity' | 'Geodetic LatLonAlt and Velocity in NED' |
По умолчанию:
'Keplerian Orbital Elements' |
Epoch of ECI frame [Julian date] - Эпоха кадра ECI2451545 (по умолчанию) | Юлианская датаЭпоха кадра ECI, указанная как юлианская дата.
Совет
Чтобы вычислить юлианскую дату для определенной даты, используйте juliandate функция.
Параметр блока:
epoch |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: формат даты Julian |
По умолчанию:
'2451545' |
Semi-major axis [m] - Большая полуось CeySat6878137 (по умолчанию) | ось в метрахБольшая полуось CireSat (половина самого длинного диаметра орбиты), указанная в м.
Параметр блока:
a |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'6878137' |
Eccentricity - Орбитальный эксцентриситет0 (по умолчанию) | эксцентриситет больше или равен 0Отклонение орбиты CitySat от совершенного круга.
Параметр блока:
ecc |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Inclination [deg] - Угол наклона орбитальной плоскости CitySat0 | градусов между 0 и 180Угол наклона орбитальной плоскости CitySat, заданный между 0 и 180 град.
Параметр блока:
incl |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Right ascension of the ascending node [deg] - Угловое расстояние в экваториальной плоскости0 (по умолчанию) | градусов между 0 и 360Угловое расстояние в экваториальной плоскости от оси x до местоположения восходящего узла (точка, в которой спутник пересекает экватор с юга на север), заданное между 0 и 360 град.
Параметр блока:
omega |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Argument of periapsis [deg] - Угол от восходящего узла тела CeySat до периапсиса0 (по умолчанию) | градусов между 0 и 360Угол от восходящего узла тела CitySat до периапсиса (ближайшая точка орбиты к Земле), заданный между 0 и 360 град.
Параметр блока:
argp |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
True anomaly [deg] - Угол между периапсисом и текущим положением CitySat0 (по умолчанию) | градусов между 0 и 360Угол между периапсисом (ближайшей точкой орбиты к Земле) и текущим положением CitySat, заданным между 0 и 360 град.
Параметр блока:
nu |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
True longitude [deg] (circular equatorial) - Угол между осью X периапсиса и положением вектора CitySat0 (по умолчанию) | градусов между 0 и 360Угол между осью X периапсиса и положением вектора CitySat, заданный между 0 и 360 град.
Параметр блока:
truelon |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Argument of latitude [deg] (circular inclined) - Угол между восходящим узлом и вектором положения спутника0 (по умолчанию) | градусов между 0 и 360Угол между восходящим узлом и вектором положения спутника, заданный между 0 и 360 град.
Параметр блока:
arglat |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Longitude of periapsis [deg] (elliptical equatorial) - Угол между осью X периапсиса и вектором эксцентриситета0 (по умолчанию) | градусов между 0 и 360Угол между осью X периапсиса и вектором эксцентриситета, заданный между 0 и 360 град.
Параметр блока:
lonper |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
ECI position vector [m] - декартовый вектор положения[0 0 0] (по умолчанию) | векторДекартовый вектор положения спутника в кадре координат ECI на дату начала.
Параметр блока:
r_eci |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECI velocity vector [m/s] - декартовый вектор скорости[0 0 0] (по умолчанию) | вектор скоростиДекартовый вектор скорости спутника в кадре координат ECI на дату начала.
Параметр блока:
v_eci |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECEF position vector [m] - декартовый вектор положения[0 0 0] (по умолчанию) | векторДекартовый вектор положения спутника в кадре координат ECEF на дату начала.
Параметр блока:
r_ecef |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECEF velocity vector [m/s] - декартовый вектор скорости[0 0 0] (по умолчанию) | вектор скоростиДекартовый вектор скорости спутника в кадре координат ECEF на дату начала.
Параметр блока:
v_ecef |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
Geodetic latitude, longitude, altitude [deg, deg, m] - Геодезическая широта и долгота и высота над уровнем моря[0 0 0] (по умолчанию) | вектор скоростиГеодезическая широта и долгота, в градусе и высоте выше эллипсоида WGS84, в m.
Параметр блока:
lla |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
NED velocity vector [m/s] - Скорость тела[0 0 0] (по умолчанию) | вектор скоростиСкорость тела относительно земного центра (ECEF), выраженная в координатной рамке «север-восток-вниз» (NED), определяемой как вектор, в м/с.
Параметр блока:
v_ned |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
Initial Euler angles (roll, pitch, yaw) [deg] - Начальные углы поворота Эйлера[0 0 0] (по умолчанию) | вектор | градусыНачальные углы поворота Эйлера (крен, шаг, рыскание) между координатными рамками Body и NED, указанные в градусах.
Параметр блока:
euler |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
Initial body angular rates [deg/s] - Начальные угловые скорости[0 0 -0.05168] (по умолчанию) | векторНачальные угловые скорости по отношению к кадру NED, выраженные в кадре Body, заданном как вектор.
Параметр блока:
pqr |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
Pointing mode - режим наведения транспортного средства CeySatEarth (Nadir) Pointing (по умолчанию) | Sun Tracking | Custom Pointing | Standby (Off)Режим наведения транспортного средства CitySat, указанный как Earth (Nadir) Pointing, Sun Tracking, или Custom Pointing. Для точного управления пространственным положением транспортное средство CitySat использует режим наведения. Для отсутствия управления пространственным положением выберите Standby (Off).
Параметр блока:
pointingMode |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'Earth (Nadir) Pointing' | 'Sun Tracking' | 'Custom Pointing' | 'Standby (Off)' |
По умолчанию:
'Earth (Nadir) Pointing' |
Primary alignment vector (Body wrt BCM) - Вектор первичной центровкиDialog (по умолчанию) | Input portПервичный вектор выравнивания в рамке «Тело» для выравнивания с основным вектором зависимости.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором задается основной вектор выравнивания. Значение по умолчанию: [0 0 1].
Выбор Input port включает 1-й входной порт AlignityBody, в котором задается первичный вектор выравнивания.
Параметр блока:
firstAlign |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[0 0 1]' |
Параметр блока:
firstAlignExt |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Secondary alignment vector (Body wrt BCM) - Вторичный вектор выравниванияDialog (по умолчанию) | Input portВторичный вектор выравнивания в рамке «Тело» для выравнивания с вторичным вектором зависимости.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором задается дополнительный вектор выравнивания. Значение по умолчанию: [0 1 0].
Выбор Input port включает 2-й входной порт AlignityBody, в котором задается вторичный вектор выравнивания.
Параметр блока:
secondAlign |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[0 1 0]' |
Параметр блока:
secondAlignExt |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Constraint coordinate system - Система координат зависимостейECI Axes (по умолчанию) | ECEF Axes | NED Axes | Body-Fixed AxesСистема координат зависимости, указанная как ECI Axes, ECEF Axes, NED Axes, или Body-Fixed Axes.
Параметр блока:
constraintCoord |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'ECI Axes' | 'ECEF Axes' | 'NED Axes' | 'Body-Fixed Axes' |
По умолчанию:
'ECI Axes' |
Primary constraint vector (wrt BCM) - Вектор основного ограниченияDialog (по умолчанию) | Input portПервичный вектор зависимости в рамке «Тело» для выравнивания с основным вектором выравнивания.
Этот параметр отключен, когда режим указания Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором задается основной вектор зависимости. Значение по умолчанию: [1 0 0].
Выбор Input port включает 1-й входной порт constraintBody, в котором задается первичный вектор ограничения.
Параметр блока:
firstRef |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[1 0 0]' |
Параметр блока:
firstRefExt |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Secondary constraint vector (wrt BCM) - Вторичный вектор ограниченияDialog (по умолчанию) | Input portВторичный вектор зависимости в рамке «Тело» для выравнивания по вторичному вектору выравнивания.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором задается вектор дополнительной зависимости. Значение по умолчанию: [0 0 1].
Выбор Input port включает 2-й входной порт constraintBody, в котором задается вторичный вектор ограничения.
Параметр блока:
secondRef |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[0 0 1]' |
Параметр блока:
secondRefExt |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Analysis run time source - Источник времени выполнения для сценария анализа миссии в реальном времениDialog (по умолчанию) | Model Stop TimeИсточник времени выполнения сценария анализа миссии в реальном времени, указанный как:
Dialog - Определяется в параметре Время выполнения.
Model Stop Time - Определяется в параметре конфигурации модели Stop Time.
Параметр блока:
missionRTSource |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'Dialog' | 'Model StopTime' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Run time [sec] - Время выполнения для сценария анализа миссии в реальном времени6*60*60 (по умолчанию) | скалярВремя выполнения живого сценария анализа миссии, заданного как скаляр.
Параметр блока:
missionRT |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'6*60*60' |
Ground station geodetic latitude, longitude [deg, deg] - Расположение наземной станцииМестоположение наземной станции, указанное как вектор, в геодезической широте и долготе в град., град.
Параметр блока:
missionGS |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[42, -71]' |
Run TOI analysis - Включение анализа времени, представляющего интерес для миссииУстановите этот флажок, чтобы включить анализ времени в сценарии анализа миссий.
Параметр блока:
missionTOICheck |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'on' | 'off' |
По умолчанию:
'on' |
Time of interest [Julian date] - Время, представляющее интерес для живого сценария анализа миссии[] (по умолчанию) | Юлианская датаАнализ интересующей миссии, указанный как юлианская дата. Для использования даты начала моделирования введите пустой массив ([]).
Совет
Чтобы вычислить юлианскую дату, используйте juliandate функция.
Параметр блока:
missionTOI |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: юлианская дата |
По умолчанию:
'[]' |
Camera field-of-view (FOV) half angle (deg) - Половина угла поля зрения[] | скалярПоловина угла поля зрения для надира на заостренной камере. Для исключения из анализа введите пустой массив ([]).
Параметр блока:
missionEta |
| Текст: символьный вектор |
Значения:
'[]' | скаляр |
По умолчанию:
'55' |
Live script file name - Имя файла для отчета о живом сценарии анализа миссииИмя файла для отчета о живом сценарии анализа миссии, создаваемого как живой сценарий. Создание отчета об анализе миссии по умолчанию в формате CubeSatMissionReport_currentdate.mlx, оставьте параметр пустым. Чтобы создать интерактивный сценарий отчета по анализу миссии, нажмите кнопку «Создать интерактивный отчет по сценарию».
Для создания сценария в реальном времени с указанным именем файла нажмите кнопку «Создать отчет по сценарию в реальном времени». Если этот параметр пуст, блок создает оперативный сценарий с именем файла по умолчанию.
Параметр блока:
missionName |
| Текст: символьный вектор |
| Значения: пустая запись | имя файла |
| По умолчанию: пустая запись |
Create Live Script Report - Анализ миссии и создание отчета по сценариям в реальном времениЧтобы проанализировать миссию и создать отчет в реальном формате сценария, нажмите эту кнопку. Создание отчета об анализе миссии по умолчанию в формате CubeSatMissionReport_currentdate.mlx, оставьте параметр пустым. Чтобы создать интерактивный сценарий отчета по анализу миссии, нажмите кнопку «Создать интерактивный отчет по сценарию».
Чтобы создать сценарий в реальном времени с именем, указанным в имени файла сценария в реальном времени, нажмите кнопку «Создать отчет сценария в реальном времени». Если имя файла сценария в реальном времени пустое, блок создает сценарий в реальном времени с именем файла по умолчанию.
В R2021a изменилось поведение
В настоящее время CireSat Vehicle распространяется в кадре координат ECI с использованием данных параметров ориентации Земли из aeroiersdata.mat файл. Результаты отличаются от предыдущих версий, но более точны, чем в предыдущих версиях блока.
[1] Верц, Джеймс Р., Дэвид Ф. Эверетт и Джеффери Дж. Пушелл. Проектирование космических полетов: Новый Smad. Хоторн, Калифорния: Microcosm Press, 2011. Печать.
Профиль отношения | ecef2eci | eci2ecef | ijk2keplerian | juliandate | keplerian2ijk | Распространитель орбиты | siderealTime
1. Если смысл перевода понятен, то лучше оставьте как есть и не придирайтесь к словам, синонимам и тому подобному. О вкусах не спорим.
2. Не дополняйте перевод комментариями “от себя”. В исправлении не должно появляться дополнительных смыслов и комментариев, отсутствующих в оригинале. Такие правки не получится интегрировать в алгоритме автоматического перевода.
3. Сохраняйте структуру оригинального текста - например, не разбивайте одно предложение на два.
4. Не имеет смысла однотипное исправление перевода какого-то термина во всех предложениях. Исправляйте только в одном месте. Когда Вашу правку одобрят, это исправление будет алгоритмически распространено и на другие части документации.
5. По иным вопросам, например если надо исправить заблокированное для перевода слово, обратитесь к редакторам через форму технической поддержки.