Распространитель орбиты

Распространение орбиты одного или нескольких космических аппаратов

Библиотека:
Аэрокосмический блок/Космический аппарат/Динамика космического аппарата

Описание

Блок «Распространитель орбиты» распространяет орбиту одного или нескольких космических аппаратов методом распространения. Библиотека содержит две версии блока «Распространитель орбиты», предварительно настроенные для следующих методов распространения:

Kepler (невозмущенный) - универсальная переменная формулировка Kepler (быстрее)
Численная (высокая точность) - Более точная

Дополнительные сведения о методах распространения, используемых блоком «Распространитель орбиты», см. в разделе Методы распространения орбиты.

На вкладке Орбита (Orbit) можно определить начальные состояния орбиты как:

Набор орбитальных элементов
Векторы состояния положения и скорости в Международной небесной системе координат (ICRF) или системах координат фиксированного кадра.

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

Дополнительные сведения о системах координат, используемых блоком «Распространение орбиты», см. в разделе Системы координат.

Порты

Вход

развернуть все

`A_icrf` - Прикладываемое ускорение
3-элементный вектор | массив m-3

Ускорение, применяемое к космическому аппарату по отношению к системе координат порта (ICRF или фиксированный кадр), определяемое как 3-элементный вектор или матрица m-by-3 на текущем шаге времени.

Зависимости

Чтобы включить этот порт:

Задать для метода распространения значение Numerical (high precision).
Установите флажок Ввести внешние ускорения (Input external accelerations).

Типы данных: double

`φθψ` - Углы либрации Луны
3-элементный вектор

Углы либрации Луны для преобразования между ICRF и лунно-ориентированным фиксированным кадром с использованием системы Moon-centric Principal Axis (PA), заданной как 3-элементный вектор. Чтобы получить эти значения, используйте блок Loon Libration.

Примечание

Фиксированная рамка, используемая этим блоком, если для центрального корпуса установлено значение Moon - система средней оси Земли/полюса (ME). Дополнительные сведения см. в разделе Алгоритмы.

Зависимости

Чтобы включить этот порт:

Задать для метода распространения значение Numerical (high precision).
Задать для центрального тела значение Moon.
Установите флажок Входные углы либрации Луны (Input Moon libration angles).

Типы данных: double

`αδW` - Правое восхождение, склонение и угол поворота
3-элементный вектор

Ось вращения центрального тела - мгновенное правое вознесение, склонение и угол поворота, заданный как 3-элементный вектор. Этот порт доступен только для пользовательских центральных тел.

Зависимости

Чтобы включить этот порт:

Задать для метода распространения значение Numerical (high precision).
Задать для центрального тела значение Custom.
Задать для источника оси вращения центрального тела значение Port.

Типы данных: double

Продукция

развернуть все

`X_icrf` - Положение космического аппарата
3-элементный вектор | m-by-3, где m - число массивов космических аппаратов

Положение КА по отношению к (МККВ или неподвижному кадру), возвращаемое в виде 3-элементного вектора или матрицы m-by-3, где m - количество КА, на текущем шаге времени. Размер начального условия, заданного на вкладке Орбита (Orbit), определяет размер порта.

Типы данных: double

`V_icrf` - Скорость
3-элементный вектор | m-by-3 массив, где m - число массивов космических аппаратов

Скорость космического аппарата по отношению к ICRF или фиксированному кадру, возвращаемая в виде 3-элементного вектора или матрицы m-на-3, где m - число матриц космического аппарата, на текущем шаге времени. Размер начального условия, заданного на вкладке Орбита (Orbit), определяет размер порта.

Типы данных: double

`q_icrf2ff` - Трансформация
4-элементный вектор (сначала скалярный)

Преобразование между системой координат ICRF и фиксированным кадром, возвращаемое как 4-элементный вектор (скалярный первый) на текущем шаге времени.

Зависимости

Чтобы включить этот порт:

Задать для метода распространения значение Numerical (high precision).
Установите флажок Выходной кватернион (ICRF to Fixed-frame).

Типы данных: double

`t_utc` - Время на текущем шаге времени
скалярный | 6-элементный вектор

Время на текущем шаге времени, возвращаемое как:

скаляр - если в качестве даты Юлиана указан параметр Данные/время начала.
6-element vector - если параметр Start data/time указан как григорианская дата с шестью элементами (год, месяц, день, часы, минуты, секунды).

Это значение равно значению параметра Дата/время начала + истекшее время моделирования.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите флажок Текущая дата/время вывода (UTC Julian date).

Типы данных: double

Параметры

развернуть все

Главный

`Propagation method` - Метод распространения орбиты
`Kepler (unperturbed)` (по умолчанию) | `Numerical (high precision)`

Метод распространения орбиты, указанный как:

Kepler (unperturbed) - использует универсальную переменную формулировку задачи Kepler для определения положения и скорости космического аппарата на каждом шаге времени. Этот метод быстрее, чем Numerical (high precision).
Numerical (high precision) - определение положения и скорости космического аппарата на каждом временном шаге с помощью численного интегрирования. Этот параметр моделирует силу тяжести центрального тела на основе настроек вкладки Центральное тело (Central body). Этот метод более точен, чем Kepler (unperturbed), но медленнее.

Программное использование

Параметр блока: propagator

Текст: символьный вектор

Значения: 'Kepler (unperturbed)' | 'Numerical (high precision)'

По умолчанию: 'Kepler (unperturbed)'

`Input external accelerations` - Ввод дополнительных ускорений
off (по умолчанию) | on

Чтобы включить дополнительные внешние ускорения в объединение уравнений движения космического аппарата, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот флажок, установите для параметра Метод распространения значение Numerical (high precision).

Программное использование

Параметр блока: accelIn

Текст: символьный вектор

Значения: 'off' | 'on'

По умолчанию: 'off'

`External acceleration coordinate frame` - Рама для дополнительных ускорений
`ICRF` (по умолчанию) | `Fixed-frame`

Ввод дополнительных ускорений, указанных как ICRF или Fixed-frame. Эти ускорения включены в объединение уравнений движения космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр:

Задать для метода распространения значение Numerical (high precision)
Установите флажок Ввод внешних ускорений

Программное использование

Параметр блока: accelFrame

Текст: символьный вектор

Значения: 'ICRF' | 'Fixed-frame'

По умолчанию: 'ICRF'

`State output coordinate frame` - Рамка координат порта
ICRF (по умолчанию) | Фиксированный кадр

Координатный кадр для выходных портов, указанный как ICRF или Fixed-frame. Затрагиваются следующие метки портов:

Выходной порт X
Выходной порт V

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, задайте для метода распространения значение Numerical (high precision).

Программное использование

Параметр блока: outportFrame

Текст: символьный вектор

Значения: 'ICRF' | 'Fixed-frame'

По умолчанию: 'ICRF'

`Start date/time (UTC Julian date)` - Начальное время начала моделирования
`juliandate (2020, 1, 1, 12, 0, 0)` (по умолчанию) | допустимая скалярная юлианская дата | допустимая григорианская дата, включая год, месяц, день, часы, минуты, секунды, в качестве 6-элементного вектора для григорианских дат

Начальная дата начала и время моделирования, заданная как юлианская или григорианская дата. Блок определяет начальные условия, используя это значение.

Совет

Чтобы вычислить юлианскую дату, используйте juliandate функция.

Программное использование

Параметр блока: startDate

Текст: символьный вектор

Значения: 'juliandate(2020, 1, 1, 12, 0, 0)' | допустимая скалярная юлианская дата | допустимая григорианская дата, включая год, месяц, день, часы, минуты, секунды в виде 6-элементного вектора

По умолчанию: 'juliandate(2020, 1, 1, 12, 0, 0)'

`Output current date/time (UTC Julian date)` - Добавить _tutc выходного порта
on (по умолчанию) | off

Для вывода текущей даты или времени установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Программное использование

Параметр блока: dateOut

Текст: символьный вектор

Значения: 'off' | 'on'

По умолчанию: 'off'

`Action for out-of-range input` - Поведение блоков вне диапазона
`Warning` (по умолчанию) | `Error` | `None`

Поведение блока вне диапазона, указанное следующим образом:

Действие	Описание
`None`	Никаких действий.
`Warning`	Предупреждение отображается в окне команд MATLAB ®. Моделирование модели продолжается .
`Error` (по умолчанию)	MATLAB возвращает исключение. Моделирование модели останавливается.

Программное использование

Параметр блока: action

Текст: символьный вектор

Значения: 'None' | 'Warning' | 'Error'

По умолчанию: 'Warning'

Орбита

Определите начальные состояния космического аппарата.

`Initial state format` - Метод ввода исходных состояний орбиты
`Orbital elements` (по умолчанию) | `ICRF state vector` | `Fixed-frame state vector`

Метод ввода исходных состояний орбиты, указанный как Orbital elements, ICRF state vector, или Fixed-frame state vector.

Зависимости

Доступные параметры основаны на параметрах метода распространения:

Кеплер (невозмутимый)	Численная (высокая точность)
Орбитальные элементы	Орбитальные элементы
Вектор состояния ICRF	Вектор состояния ICRF
—	Вектор состояния фиксированного кадра

Программное использование

Параметр блока stateFormatKep когда propagator имеет значение Kepler (unperturbed), stateFormatNum когда propagator имеет значение Numerical (high precision)

Текст: символьный вектор

Значения: 'Orbital elements' | 'ICRF state vector' когда propagator имеет значение 'Kepler (unperturbed)' | 'Orbital elements' | 'ICRF state vector' | 'Fixed-frame state' когда propagator имеет значение 'Numerical (high precision)'

По умолчанию: 'Orbital elements'

`Orbit Type` - Классификация орбит
`Keplerian` (по умолчанию) | `Elliptical equatorial` | `Circular` | `Circular equatorial`

Классификация орбиты, указанная как:

Keplerian - модель эллиптических, параболических и гиперболических орбит с использованием шести стандартных орбитальных элементов Кеплера.
Elliptical equatorial - полностью определить экваториальную орбиту, где наклонение равно 0 или 180 градусов и правое восхождение восходящего узла не определено.
Circular - определить круговую орбиту, где эксцентриситет равен 0 и аргумент периапсиса не определен. Для полного определения круговой орбиты выберите Circular equatorial.
Circular equatorial - полностью определить круговую орбиту, где эксцентриситет равен 0 и аргумент периапсиса не определен.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, задайте для параметра Initial state format значение Orbital elements.

Программное использование

Параметр блока: orbitType

Текст: символьный вектор

Значения: 'Keplerian' | 'Elliptical equatorial' | 'Circular inclined' | 'Circular equatorial'

По умолчанию: 'Keplerian'

`Semi-major axis` - Половина большой оси эллипса
6786000 (дефолт) | 1-D множество размера m, количества космического корабля

Половина большой оси эллипса, определяемая как 1-D массив, размер которого - количество космических аппаратов.

Для параболических орбит этот блок интерпретирует этот параметр как радиус периапсиса (расстояние от периапсиса до точки фокуса орбиты).
Для гиперболических орбит этот блок интерпретирует этот параметр как расстояние от периапсиса до центра гиперболы.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, задайте для параметра Initial state format значение Orbital elements.

Программное использование

Параметр блока: semiMajorAxis

Текст: символьный вектор

Значения: скаляр | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

По умолчанию: '6786000'

`Eccentricity` - Отклонение орбиты
0,01 (по умолчанию) | скаляр | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

Отклонение орбиты от совершенной окружности, определяемое как скалярная или 1-D матрица размера, представляющая собой число космических аппаратов, где эксцентриситет - форма эллипса.

Если для параметра «Тип орбиты» задано значение 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:

Формат начального состояния для Orbital elements.
Тип орбиты для Keplerian или Elliptical equatorial.

Программное использование

Параметр блока: eccentricity

Текст: символьный вектор

Значения: 0.01 | скаляр | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

По умолчанию: '0.01'

`Inclination (deg)` - Угол наклона орбитальной плоскости CitySat
50 (по умолчанию) | скаляр | 1-D массив размером m число космических аппаратов | градусы между 0 и 180 | радианы между 0 и pi

Вертикальный наклон эллипса относительно плоскости отсчета, измеренной в восходящем узле, определяемом как скалярный или 1-D массив размера m числа космических аппаратов, в заданных единицах.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Формат начального состояния для Orbital elements
Тип орбиты для Keplerian или Circular inclined

Программное использование

Параметр блока: inclination

Текст: символьный вектор

Значения: 50 | скаляр | 1-D массив размером m число космических аппаратов | градусы между 0 и 180 | радианы между 0 и pi

По умолчанию: '50'

`RAAN (deg)` - Угловое расстояние в экваториальной плоскости
95 (по умолчанию) | скалярное значение между `0` и `360` | 1-D массив размером m количество космических аппаратов

Правое вознесение восходящего узла (RAAN), указанное как значение между 0 и 360, заданный как скалярный или 1-D массив размером m космических аппаратов, в указанных единицах. RAAN - угловое расстояние вдоль опорной плоскости от оси x ICRF до местоположения восходящего узла (точка, в которой космический аппарат пересекает опорную плоскость с юга на север).

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Формат начального состояния для Orbital elements.
Тип орбиты для Keplerian или Circular inclined.

Программное использование

Параметр блока: raan

Текст: символьный вектор

Значения: 95 | скалярное значение между 0 и 360 | 1-D массив размером m количество космических аппаратов

По умолчанию: '95'

`Argument of periapsis (deg)` - Угол от восходящего узла КА до периапсиса
93 (по умолчанию) | градусов между `0` и `360` | радианы между `0` и `2*pi` | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

Угол от восходящего узла КА до периапсиса (ближайшая точка орбиты к центральному телу), определяемый как 1-D массив размером m, то есть количество КА, в заданных единицах.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Формат начального состояния для Orbital elements
Тип орбиты для Keplerian

Программное использование

Параметр блока: argPeriapsis

Текст: символьный вектор

Значения: скаляр | градусов между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

По умолчанию: '93'

`True anomaly` - Угол между периапсисом и исходным положением КА
203 (по умолчанию) | скаляр | градусов между `0` и `360` | радианы между `0` и `2*pi` | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

Угол между периапсисом (ближайшей точкой орбиты к центральному телу) и начальным положением космического аппарата по его орбите на дату/время начала, определяемый как скалярный или 1-D массив размером, равным количеству космических аппаратов, в заданных единицах.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Формат начального состояния для Orbital elements.
Тип орбиты для Keplerian или Elliptical inclined.

Программное использование

Параметр блока: trueAnomaly

Текст: символьный вектор

Значения: '203' | скаляр | градусов между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

По умолчанию: '203'

`Argument of latitude (deg)` - Угол между восходящим узлом и исходным положением КА
200 (по умолчанию) | скаляр | градусов между `0` и `360` | радианы между `0` и `2*pi` | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

Угол между восходящим узлом и начальным положением КА по его орбите в дату/время начала, определяемый как скалярный или 3-элементный вектор или 1-D массив размерного числа КА, в заданных единицах.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Формат начального состояния для Orbital elements.
Тип орбиты для Circular inclined.

Программное использование

Параметр блока: argLat

Текст: символьный вектор

Значения: '200' | скаляр | градусов между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

По умолчанию: '200'

`Longitude of periapsis (deg)` - Угол между x-осью ICRF и вектором эксцентриситета
100 (по умолчанию) | скаляр | градусов между `0` и `360` | радианы между `0` и `2*pi` | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

Угол между x-осью ICRF и вектором эксцентриситета, задаваемый как скалярный или 3-элементный вектор или 1-D массив размерного числа космического аппарата, в заданных единицах.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Формат начального состояния для Orbital elements.
Тип орбиты для Circular equatorial.

Программное использование

Параметр блока: lonPeriapsis

Текст: символьный вектор

Значения: 100 | скаляр | градусов между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

По умолчанию: '100'

`True longitude (deg)` - Угол между x-осью ТРК и исходным положением КА
150 (по умолчанию) | скаляр | градусов между `0` и `360` | радианы между `0` и `2*pi` | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

Угол между x-осью МККВ и начальным положением КА по его орбите в дату/время начала, определяемый как скалярный или 1-D массив размером m, количество КА, в заданных единицах.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Формат начального состояния для Orbital elements.
Тип орбиты для Elliptical equatorial.

Метод распространения в Numerical (high precision).
установить формат начального состояния в Fixed-frame state vector.

Программное использование

Параметр блока: fixedPosition

Текст: символьный вектор

Значения: '[-4142689.0 -2676864.7 -4669861.6]' | 3-элементный вектор для одного космического аппарата или 2-D массива размером m-на-3 массива нескольких космических аппаратов

По умолчанию: '[-2750.8 6666.4 2573.4]'

`Fixed-frame velocity` - Вектор скорости космических аппаратов
[1452.7 -6720.7 2568.1] (по умолчанию) | 3-элементный вектор для одного космического аппарата или 2-D массива размером m-на-3 массива для нескольких космических аппаратов

ДЕКАРТОВЫЙ ВЕКТОР СКОРОСТИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА В СИСТЕМЕ КООРДИНАТ ФИКСИРОВАННОГО КАДРА НА ДАТУ/ВРЕМЯ СТАРТА, ОПРЕДЕЛЯЕМЫЙ КАК 3-ЭЛЕМЕНТНЫЙ ВЕКТОР ДЛЯ ОДНОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ИЛИ 2-D МАССИВА РАЗМЕРА M-НА-3 МАССИВА МНОЖЕСТВА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Метод распространения в Numerical (high precision).
Формат начального состояния для Fixed-frame state vector.

Программное использование

Параметр блока: fixedVelocity

Текст: символьный вектор

Значения: '[1452.7 -6720.7 2568.1]' | 3-элементный вектор для одного космического аппарата или 2-D массива размером m-на-3 массива нескольких космических аппаратов

По умолчанию: '[1452.7 -6720.7 2568.1]'

Центральный корпус

`Central body` - Небесное тело, вокруг которого вращается космический аппарат
`Earth` (по умолчанию) | `Moon` | `Mercury` | `Venus` | `Mars` | `Jupiter` | `Saturn` | `Uranus` | `Neptune` | `Custom`

Небесное тело, указанное как Earth, Moon, Mercury, Venus, Mars, Jupiter, Saturn, Uranus, Neptune, или Custom, вокруг которого вращается космический аппарат, определенный на вкладке Орбита (Orbit).

Программное использование

Параметр блока: centralBody

Текст: символьный вектор

По умолчанию: 'Earth'

`Gravitational potential model` - Контрольная гравитационная модель для центрального корпуса
`Spherical harmonics` если для параметра «Центральное тело» установлено значение `Earth`, `Moon`, `Mars`, или `Custom`, Косой эллипсоид, если для центрального тела установлено значение `Mercury`, `Venus`, `Jupiter`, `Saturn`, `Uranus`, или `Neptune` (по умолчанию) | `None` | `Point-mass` | `Oblate ellipsoid (J2)`

Управление моделью силы тяжести для центрального тела, указанной как Spherical harmonics, Point-mass, или Oblate ellipsoid (J2).

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, задайте для метода распространения значение Numerical (high precision). Доступные параметры основаны на параметрах центрального тела:

Земля, Луна, Марс или на заказ	Меркурий, Венера, Юпитер, Сатурн, Уран или Нептун
`None`	`None`
`Spherical harmonics`	`Oblate ellipsoid (J2)`
`Point-mass`	`Point-mass`
`Oblate ellipsoid (J2)`	—

Программное использование

Параметр блока: gravityModel когда centralBody установить в значение 'Earth', 'Moon', 'Mars', или 'Custom' | gravityModelnoSH когда centralBody установить в значение Mercury, Venus, Jupiter, Saturn, Uranus, или Neptune

Текст: символьный вектор

Значения: 'Spherical harmonics' | 'None' | 'Point-mass' | 'Oblate ellipsoid (J2)' когда centralBody установить в значение 'Earth', 'Moon', 'Mars', или 'Custom'; 'Point-mass' | 'Oblate ellipsoid (J2)' когда centralBody установить в значение Mercury, Venus, Jupiter, Saturn, Uranus, или Neptune

По умолчанию: 'Spherical harmonics' когда centralBody установить в значение 'Earth', 'Moon', 'Mars', или 'Custom'; 'Oblate ellipsoid (J2)' когда centralBody установить в значение Mercury, Venus, Jupiter, Saturn, Uranus, или Neptune

`Spherical harmonic model` - Сферическая гармоническая модель
`EGM2008` для центрального тела установлено значение `Earth`, `LP-100K` для центрального тела установлено значение `Moon`, `GMM2B` для центрального тела установлено значение `Mars`, (по умолчанию) | `EGM96` | `EIGEN-GL04C` | `LP-165P`

Сферическая гармоническая модель гравитационного потенциала, заданная по заданному Центральному телу.

Зависимости

Центральный корпус	Вариант модели сферической гармоники
Земля	EGM2008, EGM96 или EIGEN-GL04C
Луна	LP-100K или LP-165P
Марс	GMM2B

Программное использование

Параметр блока: 'earthSH' когда centralBody установить в значение 'Earth' | 'moonSH' когда centralBody установить в значение 'Moon' | 'marsSH' когда centralBody установить в значение 'Mars'

Текст: символьный вектор

Значения: 'EGM2008' | 'EGM96' | 'EIGEN-GL04C' когда centralBody установить в значение 'earthSH'; 'LP-100K' | 'LP-165P' когда centralBody установить в значение 'moonSH'; 'GMM2B' когда centralBody установить в значение 'marsSH'

По умолчанию: 'Spherical harmonics'

`Spherical harmonic coefficient file` - Коэффициент гармоники MAT-файл
`aerogmm2b.mat` (по умолчанию) | коэффициент гармоники MAT-файл

MAT-файл коэффициента гармоники, содержащий определения для пользовательской планетарной модели, указанный как вектор символа или строка.

Этот файл должен содержать:

Переменная	Описание
Ре	Скаляр экваториального радиуса планеты в метрах (м).
GM	Скаляр планетарного гравитационного параметра в метрах в кубах в секунду в квадрате (^м3/с2) .
степень	Скаляр максимальной степени.
C	(степень + 1) -by- (степень + 1) матрица, содержащая нормализованную матрицу сферических гармонических коэффициентов, С.
S	(степень + 1) -by- (степень + 1) матрица, содержащая нормализованную матрицу сферических гармонических коэффициентов, S.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Метод распространения в Numerical (high precision).
Центральный корпус к Custom.
Модель гравитационного потенциала Spherical harmonics.

Программное использование

Параметр блока: shFile

Текст: символьный вектор

Значения: 'aerogmm2b.mat' | коэффициент гармоники MAT-файл

По умолчанию: 'aerogmm2b.mat'

`Degree` - Степень гармонической модели
`120` (по умолчанию) | скаляр | максимум 2159

Степень гармонической модели, заданная как двойной скаляр:

Модель планеты	Рекомендуемая степень	Максимальная 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:

Метод распространения в Numerical (high precision).
Центральный корпус к Earth, Moon, Mars, или Custom.
Модель гравитационного потенциала Spherical harmonics.

Программное использование

Параметр блока: shDegree

Текст: символьный вектор

Значения: '80' | скаляр

По умолчанию: '80'

`Use Earth orientation parameters (EOPs)` - Использовать параметры ориентации Земли
on (по умолчанию) | off

Установите этот флажок, чтобы использовать параметры ориентации Земли для преобразования между системами координат ICRF и фиксированного кадра. В противном случае снимите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Метод распространения в Numerical (high precision).
Центральный корпус к Earth.

Программное использование

Параметр блока: useEOPs

Текст: символьный вектор

Значения: 'on' | 'off'

По умолчанию: 'on'

`IERS EOP data file` - Данные по ориентации Земли
`aeroiersdata.mat` (по умолчанию) | MAT-файл

Пользовательский список данных ориентации Земли, указанный в MAT-файле.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, выполните следующие действия.

Установите флажок Использовать параметры ориентации земли (Use Earth orientation parameters, EOP).
Задать для метода распространения значение Numerical (high precision).
Задать для центрального тела значение Earth.

Программное использование

Параметр блока: eopFile

Текст: символьный вектор

Значения: 'aeroiersdata.mat' | MAT-file

По умолчанию: 'aeroiersdata.mat'

`Input Moon libration angles` - Скорость угла либрации Луны
off (по умолчанию) | on

Чтобы задать углы либрации для ориентации Луны, установите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Метод распространения в Numerical (high precision).
Центральный корпус к Moon.

Программное использование

Параметр блока: useMoonLib

Текст: символьный вектор

Значения: 'off' | 'on'

По умолчанию: 'off'

`Output quaternion (ICRF to Fixed-frame)` - Добавить выходной кватернионный порт преобразования
off (по умолчанию) | on

Чтобы добавить выходной кватернионный порт преобразования для кватернионного преобразования из ICRF в систему координат фиксированного кадра, установите этот флажок.

Зависимости

Метод распространения в Numerical (high precision).
Центральный корпус к Custom.
Модель гравитационного потенциала Oblate ellipsoid (J2).

Программное использование

Параметр блока: customJ2

Текст: символьный вектор

Значения: '1.0826269e-03' | двойной скаляр

По умолчанию: '1.0826269e-03'

Единицы

`Units` - Блоки параметров и портов
`Metric (m/s)` (по умолчанию) | `Metric (km/s)` | `Metric (km/h)` | `English (ft/s)` | `English (kts)`

Блоки параметров и портов, указанные как:

Единицы	Единицы измерения расстояния	Единицы измерения скорости	Единицы ускорения
`Metric (m/s)`	метры	метров/сек	^{метров/сек2}
`Metric (km/s)`	километры	километров/сек	^{километров/сек2}
`Metric (km/h)`	километры	километров/час	^{километров/часов2}
`English (ft/s)`	ноги	футов/сек	^{футов/сек2}
`English (kts)`	морская миля	узлы	узлов/с

Системы координат

Блок «Распространитель орбиты» работает в системах координат ICRF и фиксированных кадров:

ICRF - Международная небесная опорная система. Этот кадр можно рассматривать как равный системе координат ECI, реализованной в J2000 (1 января 2000 12:00:00 TT. Дополнительные сведения см. в разделе Координаты ECI.
Fixed-frame - фиксированный кадр - общий термин для системы координат, закрепленной на центральном теле (его оси вращаются вместе с центральным телом и не фиксируются в инерционном пространстве).
- Когда метод распространения Numerical (high precision), Центральное тело Earthи флажок Использовать параметры ориентации земли (Use Earth orientation parameters, EOP) установлен, фиксированным кадром для Земли является Международный террестиальный опорный кадр (ITRF). Эта опорная рамка реализуется путем уменьшения IAU2000/2006 из системы координат ICRF с использованием предоставленного файла параметров ориентации земли. Если флажок Использовать параметры ориентации земли (Use Earth orientation parameters, EOP) снят, блок по-прежнему использует уменьшение IAU2000/2006, но для параметров ориентации земли установлено значение 0.
- Когда метод распространения High precision (numerical), Центральное тело Moonи флажок Углы либрации входной луны (Input Moon libration angles) установлен, система координат фиксированного кадра для Луны представляет собой кадр средней оси Земли/полюса (ME). Этот кадр реализуется двумя преобразованиями. Во-первых, значения в кадре ICRF преобразуются в систему главной оси (PA), ось которой определяется углами либрации, обеспечиваемыми в качестве входных сигналов блока. Дополнительные сведения см. в разделе Либрация луны. Затем состояния преобразуются в систему ME с использованием фиксированной ротации из доклада Рабочей группы МАС/МАГ по картографическим координатам и элементам ротации: 2006. Если флажок Input Moon libration angles снят, фиксированный кадр определяется направлениями полюсов вращения и первичных меридианов, определенных в Отчете Рабочей группы МАС/МАГ по картографическим координатам и элементам вращения: 2006.
- Когда метод распространения Numerical (high precision) и центральное тело Custom, система координат с фиксированным кадром определяется полюсами вращения и простым меридианом, определяемым входами блока α, δ, W или свойствами оси вращения.

Во всех остальных случаях фиксированная рамка для каждого центрального тела определяется направлениями полюсов вращения и первичных меридианов, определенных в докладе Рабочей группы МАС/МАГ по картографическим координатам и элементам вращения: 2006 год.

Методы распространения орбиты

Блок «Распространитель орбиты» поддерживает два метода распространения орбиты верхнего уровня: Kepler (unperturbed) и Numerical (high precision).

Кеплер (невозмутимый)

Эта опция использует универсальные переменные и итерацию Ньютона-Рафсона для распространения орбит спутника во времени. Этот аналитический алгоритм быстр, но имеет ограничения. Распространенные орбиты учитывают только сферическую (точечную) гравитацию центрального тела. Эта композиция не включает никаких других возмущений.

Этот метод распространения всегда выполняется в интритиальной системе координат ICRF с началом координат в центре центрального тела. Учитывая начальное промежуточное положение r0 и скорость v0 в момент времени t0, сначала найдем орбитальную энергию

$\begin{array}{l} start= \frac{_{}^{}}{} \frac{v022}{_{−}} \\ \frac{мкр0α}{} = \end{array}$ − 2,

где λ - стандартный параметр тяготения центрального тела. Затем определите тип орбиты по знаку α.

α > 0 = > Круговой или эллиптический
α < 0 = > Гиперболический
α≈0 = > Параболический

Чтобы инициализировать итерацию Ньютона - Рафсона, выберите начальное угадывание, основанное на типе орбиты:

Круговая или эллиптическая орбита
$_{} \sqrt{χ0≈μ} (Δt)$ α,
где Δt - размер шага распространения (временной шаг моделирования). Если Δt превышает орбитальный период $T = \sqrt{\frac{^{}}{}}$ 2āa3λ, оберните Δt.
Параболическая орбита
$_{} \sqrt{} χ0≈p2cot (2w),$
где:
$\begin{array}{l} \overset{}{} \overset{}{_{}} \overset{}{_{}} \\ \frac{}{} \\ h→=r0→×v0→p=h⋅hμcot (2s) \sqrt{\frac{=}{^{}}} 3 мкp3 \\ {(Δt}^{)} tan3 (w) = \end{array}$ tan (s).
Гиперболическая орбита:
$_{} χ0≈sign \sqrt{(Δt) \frac{}{}} \frac{-1αln (−2μα}{\overset{}{_{}} (Δt) \overset{}{_{}} r0 v0 + \sqrt{знак \frac{}{}} (Δt)_{} -μα} ($ 1−r0α)).
Выполните итерацию Ньютона-Рафсона во время | _xn-xn-1 | > допуска.
$\begin{array}{l} _{tin +} 1_{} = \frac{\sqrt{} Δt_{}^{(}_{Δt}) \frac{\overset{}{_{}} \overset{}{_{}}}{\sqrt{}}_{}^{}_{}_{}_{} {−χn3c3−r0→⋅v0→μχn2c2−r0}_{}}{{δn}_{}^{(} 1_{} - \frac{\overset{}{_{}} λ c3 \overset{}{)_{}}}{\sqrt{}}_{}_{}_{} χn2c2+r0→⋅v0→μχn (1_{} -} \\ _{} {λ c3}_{) +} \end{array}$ r0 (1 − λ c2) χn⇐χn+1,
где:
$start=_{}^{}$ αn2α.
(if (если «» > «» 0 «»),
$\begin{array}{l} _{c2} \frac{= 1 − \sqrt{}}{\cos} \\ _{} («» «» «» «» «» «» «» «» \frac{\sqrt{} \sqrt{}}{\sqrt{^{}}} \end{array}$ «» «» «» «» «» «» «» «» «» «» «» «»
(если ψ <0),
$\begin{array}{l} _{} \frac{c2=1−cosh \sqrt{}}{(−ψ)} \\ _{} \frac{\sqrt{ψc3=sinh} \sqrt{(−ψ)}}{\sqrt{{--ψ}^{}}} \end{array}$ (−ψ) 3.
(если ψ≈0),
$\begin{array}{l} _{} \frac{}{} \\ _{} \frac{}{c2=12c3=16} . \end{array}$
Вычислите универсальные переменные $f$ , $\overset{f˙}{}$ , $g$ и $\overset{g˙}{}$ .
$\begin{array}{l} \frac{_{}^{}}{_{}}_{} \\ \overset{}{} \frac{\sqrt{}}{_{}}_{f=1−χn2r0c2fШ =μrr0χn}_{} \\ (ψc3−1) g = \frac{_{(Δt)}^{}}{\sqrt{}}_{} \\ \overset{}{} \frac{_{}^{}}{}_{} \end{array}$ −χn3μc3g˙=1−χn2rc2.
Собрать выходные векторы положения и скорости:
$\begin{array}{l} \overset{}{_{}} \overset{}{_{}} \overset{}{_{}} \\ \overset{}{_{}} \overset{}{} \overset{}{_{}} \overset{}{} \overset{ricrf\to=fr0\to+gv0\tovicrf\to=f˙r0\to+g˙v0\to}{_{}} . \end{array}$

Численная (высокая точность)

Эта опция использует решатель Simulink ® для интеграции положения и скорости из гравитационного ускорения центрального тела на каждом этапе моделирования (Δt). Метод вычисления ускорения центрального тела зависит от текущего значения параметра Модель гравитационного потенциала. Можно также включить пользовательские компоненты ускорения в алгоритм распространения, используя входной порт блока _Aicrf (примененное ускорение). Для гравитационных моделей, включающих несферические элементы ускорения, блок вычисляет несферическую гравитацию в системе координат с фиксированным кадром (ITRF, в случае Земли). Численное интегрирование, однако, всегда выполняется в инерциальной системе координат ICRF. Поэтому на каждом временном шаге блок:

Преобразует состояния положения и скорости в фиксированный кадр.
Вычисляет несферическую силу тяжести в фиксированном кадре.
Преобразует результирующее ускорение в инерционный кадр, где оно суммируется с другими членами ускорения и интегрируется.

$\begin{array}{l} \overset{}{_{}} {\overset{}{}}_{aicrf→=a→central тело} {\overset{}{}}_{} \\ \overset{}{_{}} \underset{}{} \overset{}{_{}} \overset{gravity+a\toappliedaicrf\to\Rightarrowintegratericrf\to,vicrf\to}{_{}} \end{array}$

Point-mass (доступно для всех центральных органов)
Этот вариант рассматривает центральное тело как точечную массу, включающую только эффекты сферической гравитации с использованием закона всеобщего тяготения Ньютона.
${\overset{}{}}_{} \frac{}{^{}} \frac{\overset{}{_{}}}{a→centralbodygravity=−μr2ricrf→r},$
где λ - стандартный параметр тяготения центрального тела.
Oblate ellipsoid (J2) (доступно для всех центральных органов)
Помимо сферической гравитации, этот вариант включает в себя возмущающие эффекты коэффициента 2-й степени, зональной гармонической гравитации J2, учитывающие косость центрального тела. J2 составляет подавляющее большинство центральных тел гравитационного отхода от совершенной сферы.
${\overset{}{}}_{} \frac{}{^{}} \frac{\overset{}{_{}}}{} a⇀centralbodygravity=−μr2ricrf→r+fixed2inertial {\overset{}{(}}_{} a⇀nonspherical$ ),
где:
$\begin{array}{l} {\overset{}{}}_{} a\tononspherical= \\ {\frac{[}{} \frac{}{} \frac{_{}_{_{}}}{^{} \sqrt{_{} {_{_{}}}^{}_{} {_{_{}}}^{}}} \frac{}{}_{}_{_{}} \\ 1r\partial\partialrU-rffkr2rffi2+rffj2\partial\partialϕU]rffi}i+ \frac{{}{[} \frac{}{} \frac{_{}_{_{}}}{^{} \sqrt{_{} {_{_{}}}^{}_{} {_{_{}}}^{}}} \frac{}{}_{}_{_{}} \\ \frac{}{} \frac{1r\partial\partialrU+rffkr2rffi2+rffj2\partial\partialϕU]rffj}j+{1r}{(}_{∂∂rU}) \frac{\sqrt{_{} {_{_{}}}^{}_{} {_{_{}}}^{}}}{^{}} \frac{}{} \end{array}$ rk+rffi2+rffj2r2∂∂ϕU}k,
учитывая частные производные в сферических координатах:
$\begin{array}{l} \frac{}{} \frac{}{^{ rU=3μr2}}^{\frac{_{}}{} (Rcbr)}_{} 2P2,0 [грех_{(ϕ)} \\ \frac{}{]} \frac{}{}^{\frac{_{J2 ϕU =−μr}}{}}_{(Rcbr)} 2P2,1 [_{грех} \end{array}$ (ϕ)] J2
где:
- startи λ - геоцентрическая широта и долгота спутника.
- P2,0 и P2,1 - связанные функции Legendre.
- start- Стандартный параметр гравитации центрального тела.
- Rcb - экваториальный радиус центрального тела.
Преобразование fixed2inertial преобразует положение неподвижного кадра, скорость и ускорение в систему координат ICRF с началом координат в центре центрального тела с учетом центробежного и кориолисового ускорения. Дополнительные сведения о фиксированной и внутренней системах координат, используемых для каждого центрального тела, см. в разделе Системы координат.
Spherical Harmonics (доступно для Земли, Луны, Марса, на заказ)
Этот вариант добавляет повышенную точность, включая эффекты возмущения более высокого порядка, учитывающие зональные, секторальные и тессеральные гармоники. Для справки - зональная гармоника второй степени, нулевого порядка J2 = _-C20. Модель сферической гармоники учитывает гармоники до максимальной степени l ₌ lmax, которая изменяется в зависимости от центрального тела и геопотенциальной модели.
${\overset{}{}}_{} \frac{}{^{}} \frac{\overset{}{_{}}}{} a⇀centralbodygravity=−μr2ricrf→r+fixed2inertial {\overset{}{(}}_{} a⇀nonspherical$ ),
где:
$\begin{array}{l} {\overset{}{}}_{} a⇀nonspherical= \\ {\frac{[}{} \frac{}{} \frac{_{}_{_{}}}{^{} \sqrt{_{} {_{_{}}}^{}_{} {_{_{}}}^{}}} \frac{}{}_{}_{_{}} \frac{}{_{} {_{_{}}}^{}_{} {_{_{}}}^{}} \frac{}{}_{}_{_{}} \\ 1r\partial\partialrU-rffkr2rffi2+rffj2\partial\partialϕU]rffi-[1rffi2+rffj2\partial\partialλU]rffj}i+ \frac{{}{[} \frac{}{} \frac{_{}_{_{}}}{^{} \sqrt{_{} {_{_{}}}^{}_{} {_{_{}}}^{}}} \frac{}{}_{}_{_{}} \frac{}{_{} {_{_{}}}^{}_{} {_{_{}}}^{}} \frac{}{}_{}_{_{}} 1r\partial\partialrU+rffkr2rffi2+rffj2\partial\partialϕU]rffj+[1rffi2+rffj2\partial\partialλU]rffi} \\ j \frac{}{+} \frac{{}{1r} (_{}_{_{∂∂rU}}) \frac{\sqrt{_{} {_{_{}}}^{}_{} {_{_{}}}^{}}}{^{}} \frac{}{} \end{array}$ rffk+rffi2+rffj2r2∂∂ϕU}k,
при следующих частных производных в сферических координатах:
$\begin{array}{l} \frac{}{} \frac{}{^{}} {^{}}_{}^{_{}} {^{}}_{}^{Рутений =−μr2 l=2lmax m=0l ∂∂}^{\frac{_{}}{} (Rcbr)} l_{(l+1)} Мн, m [грех_{(ϕ)}] {Статья, {mcos}_{} (mλ) +Sl, \\ \frac{}{msin} \frac{}{} {(mλ)}^{}_{}}^{_{∂∂ϕU}} {=μr}^{}_{∑}^{}^{\frac{_{l=2lmax}}{} \sum}_{m=0l} (Rcbr) l {Мн, m+1 [грех {(ϕ)}_{] -} (m) загар_{(ϕ)} Мн, m [грех_{(ϕ)}]} {Статья, \\ \frac{}{mcos} \frac{}{(mλ)} {^{}}_{+Sl,}^{_{msin}} {^{}}_{(mλ)}^{}}^{\frac{_{}}{∂∂λU}} =μr \sum_{} l=2lmax \sum m=0l_{} (Rcbr) l {(m)}_{Мн}, m [грех \end{array}$ (ϕ)] {Sl, mcos (mλ) −Cl, msin (mλ)},
где:
- startи λ - геоцентрическая широта и долгота спутника.
- Pl_,m - Связанные функции Лежандра.
- start- Стандартный параметр гравитации центрального тела.
- Rcb - экваториальный радиус центрального тела.
- Cl_,m и _Sl, m - ненормализованные гармонические коэффициенты.
Преобразование fixed2inertial преобразует положение неподвижного кадра, скорость и ускорение в систему координат ICRF с началом координат в центре центрального тела с учетом центробежного и кориолисового ускорения. Дополнительные сведения о фиксированной и внутренней системах координат, используемых для каждого центрального тела, см. в разделе Системы координат.

Ссылки

[1] Вальядо, Давид. Основы астродинамики и приложений, 4-й ред. Хоторн, Калифорния: Microcosm Press, 2013.

[2] Готлиб, Р. Г., «Быстрая гравитация, гравитационные части, нормализованная гравитация, гравитационный градиентный крутящий момент и магнитное поле: деривация, код и данные», Технический отчет NASA Contractor Report 188243, NASA Lyndon B. Johnson Space Center, Хьюстон, Техас, февраль 1993.

[3] Коноплив, А. С., С. В. Асмар, Э. Карранза, У. Л. Шжоген, Д. Н. Юань., «Недавние гравитационные модели в результате лунной поисковой миссии, Икар», том 150, № 1, стр. 1-18, 2001.

[4] Lemoine, F. G., Д. Э. Смит, D.D. Роулендс, М. Т. Цубер, Г. А. Нейман и Д. С. Чинн, «Улучшенное решение гравитационного поля Марса (GMM-2B) от Mars Global Surveyor», Journal Of Geophysical Research, Vol. 106, No. E10, стр. 23359-23376, 25 октября 2001 года.

[5] Зейдельманн, П. К., Архинал, Б. А., A 'hearn, M.F. et al. Доклад Рабочей группы МАС/МАГ по картографическим координатам и элементам ротации: 2006 год. Небесный Мех Дин Астр 98, 155 - 180 (2007).

Расширенные возможности

Создание кода C/C + +
Создайте код C и C++ с помощью Simulink ® Coder™

См. также

Профиль отношения | Транспортное средство CeySat | Лунная либрация

Темы

Модель и имитация CeySats

Внешние веб-сайты

Доклад Рабочей группы МАС/МАГ по картографическим координатам и элементам ротации: 2006 год

Представлен в R2020b

Документация

Распространитель орбиты

Описание

Порты

Вход

Aicrf - Прикладываемое ускорение 3-элементный вектор | массив m-3

Зависимости

φθψ - Углы либрации Луны 3-элементный вектор

Зависимости

αδW - Правое восхождение, склонение и угол поворота 3-элементный вектор

Зависимости

Продукция

Xicrf - Положение космического аппарата 3-элементный вектор | m-by-3, где m - число массивов космических аппаратов

Vicrf - Скорость 3-элементный вектор | m-by-3 массив, где m - число массивов космических аппаратов

qicrf2ff - Трансформация 4-элементный вектор (сначала скалярный)

Зависимости

tutc - Время на текущем шаге времени скалярный | 6-элементный вектор

Зависимости

Параметры

Главный

Propagation method - Метод распространения орбиты Kepler (unperturbed) (по умолчанию) | Numerical (high precision)

Программное использование

Input external accelerations - Ввод дополнительных ускорений off (по умолчанию) | on

Зависимости

Программное использование

External acceleration coordinate frame - Рама для дополнительных ускорений ICRF (по умолчанию) | Fixed-frame

Зависимости

Программное использование

State output coordinate frame - Рамка координат порта ICRF (по умолчанию) | Фиксированный кадр

Зависимости

Программное использование

Программное использование

Output current date/time (UTC Julian date) - Добавить tutc выходного порта on (по умолчанию) | off

Программное использование

Action for out-of-range input - Поведение блоков вне диапазона Warning (по умолчанию) | Error | None

Программное использование

Орбита

Initial state format - Метод ввода исходных состояний орбиты Orbital elements (по умолчанию) | ICRF state vector | Fixed-frame state vector

Зависимости

Программное использование

Orbit Type - Классификация орбит Keplerian (по умолчанию) | Elliptical equatorial | Circular | Circular equatorial

Зависимости

Программное использование

Semi-major axis - Половина большой оси эллипса 6786000 (дефолт) | 1-D множество размера m, количества космического корабля

Зависимости

Программное использование

Eccentricity - Отклонение орбиты 0,01 (по умолчанию) | скаляр | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

RAAN (deg) - Угловое расстояние в экваториальной плоскости 95 (по умолчанию) | скалярное значение между 0 и 360 | 1-D массив размером m количество космических аппаратов

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Центральный корпус

Central body - Небесное тело, вокруг которого вращается космический аппарат Earth (по умолчанию) | Moon | Mercury | Venus | Mars | Jupiter | Saturn | Uranus | Neptune | Custom

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Зависимости

Программное использование

Spherical harmonic coefficient file - Коэффициент гармоники MAT-файл aerogmm2b.mat (по умолчанию) | коэффициент гармоники MAT-файл

`A_icrf` - Прикладываемое ускорение
3-элементный вектор | массив m-3

`φθψ` - Углы либрации Луны
3-элементный вектор

`αδW` - Правое восхождение, склонение и угол поворота
3-элементный вектор

`X_icrf` - Положение космического аппарата
3-элементный вектор | m-by-3, где m - число массивов космических аппаратов

`V_icrf` - Скорость
3-элементный вектор | m-by-3 массив, где m - число массивов космических аппаратов

`q_icrf2ff` - Трансформация
4-элементный вектор (сначала скалярный)

`t_utc` - Время на текущем шаге времени
скалярный | 6-элементный вектор

`Propagation method` - Метод распространения орбиты
`Kepler (unperturbed)` (по умолчанию) | `Numerical (high precision)`

`Input external accelerations` - Ввод дополнительных ускорений
off (по умолчанию) | on

`External acceleration coordinate frame` - Рама для дополнительных ускорений
`ICRF` (по умолчанию) | `Fixed-frame`

`State output coordinate frame` - Рамка координат порта
ICRF (по умолчанию) | Фиксированный кадр

`Output current date/time (UTC Julian date)` - Добавить _tutc выходного порта
on (по умолчанию) | off

`Action for out-of-range input` - Поведение блоков вне диапазона
`Warning` (по умолчанию) | `Error` | `None`

`Initial state format` - Метод ввода исходных состояний орбиты
`Orbital elements` (по умолчанию) | `ICRF state vector` | `Fixed-frame state vector`

`Orbit Type` - Классификация орбит
`Keplerian` (по умолчанию) | `Elliptical equatorial` | `Circular` | `Circular equatorial`

`Semi-major axis` - Половина большой оси эллипса
6786000 (дефолт) | 1-D множество размера m, количества космического корабля

`Eccentricity` - Отклонение орбиты
0,01 (по умолчанию) | скаляр | 1-D массив размером m, количество космических аппаратов

`RAAN (deg)` - Угловое расстояние в экваториальной плоскости
95 (по умолчанию) | скалярное значение между `0` и `360` | 1-D массив размером m количество космических аппаратов

`Central body` - Небесное тело, вокруг которого вращается космический аппарат
`Earth` (по умолчанию) | `Moon` | `Mercury` | `Venus` | `Mars` | `Jupiter` | `Saturn` | `Uranus` | `Neptune` | `Custom`

`Spherical harmonic coefficient file` - Коэффициент гармоники MAT-файл
`aerogmm2b.mat` (по умолчанию) | коэффициент гармоники MAT-файл

`Degree` - Степень гармонической модели
`120` (по умолчанию) | скаляр | максимум 2159

`Use Earth orientation parameters (EOPs)` - Использовать параметры ориентации Земли
on (по умолчанию) | off

`IERS EOP data file` - Данные по ориентации Земли
`aeroiersdata.mat` (по умолчанию) | MAT-файл

`Input Moon libration angles` - Скорость угла либрации Луны
off (по умолчанию) | on

`Output quaternion (ICRF to Fixed-frame)` - Добавить выходной кватернионный порт преобразования
off (по умолчанию) | on

`Central body spin axis source` - Центральный источник вращения кузова
`Port` (по умолчанию) | `Dialog`

`Spin axis right ascension (RA) at J2000 (deg)` - Правое восхождение оси вращения центрального тела при J2000
`317.68143` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Spin axis RA rate (deg/century)` - Скорость правого подъема оси вращения центрального тела
`-0.1061` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Spin axis declination (Dec) at J2000 (deg)` - Склонение оси вращения центрального тела при J2000
`52.88650` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Spin axis Dec rate (deg/century)` - Скорость склонения оси вращения центрального тела
`-0.0609` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Initial rotation angle at J2000 (deg)` - Угол поворота оси x центрального корпуса
`176.630` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Rotation rate (deg/day)` - Скорость вращения оси x центрального корпуса
`350.89198226` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Equatorial radius` - Экваториальный радиус
`3396200` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Flattening` - Коэффициент сплющивания
`0.00589` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Gravitational parameter` - Гравитационный параметр
`4.305e13` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Second degree zonal harmonic (J2)` - Наиболее значимый или наибольший сферический гармонический член
`1.0826269e-03` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Units` - Блоки параметров и портов
`Metric (m/s)` (по умолчанию) | `Metric (km/s)` | `Metric (km/h)` | `English (ft/s)` | `English (kts)`

`Angle units` - Угловые единицы
`Degrees` (по умолчанию) | `Radians`

`Time format` - Формат времени для даты и времени начала вывода
`Julian date` (по умолчанию) | `Gregorian`