Модель транспортного средства CubeSat
Aerospace Blockset/Космические аппараты/Автомобили CubeSat
Блок CubeSat Vehicle моделей транспортных средств CubeSat, чтобы обеспечить высокий уровень планирования миссии/быстрого прототипирования опции для быстрой моделирования и распространения орбит спутника, по одному спутнику за раз. (Чтобы распространить несколько спутников одновременно, смотрите блок Orbit Propagator.) Чтобы включать рабочие процессы планирования созвездий, можно также использовать эти блоки несколько раз в модели. Укажите эту информацию для транспортного средства:
Начальное орбитальное состояние
Режим управления ориентацией (указание)
Библиотека содержит три версии блока CubeSat Vehicle, предварительно сконфигурированные для этих распространенных режимов управления ориентацией:
Указание на Землю (Надир) - первичные векторные точки выравнивания к центру Земли
Отслеживать Солнце - Основной вектор выравнивания указывает к Солнцу
Пользовательская указка - Пользовательские векторы выравнивания и ограничения
AECEF (м/с2) - Ускорения транспортного средстваУскорения тяжести транспортного средства (включая силу тяжести), используемые для распространения орбиты, заданные как вектор размера 3, в м/с2.
Типы данных: single | double
1st AlignmentBody - Основной вектор выравниванияОсновной вектор выравнивания в каркасе кузова для выравнивания по основному вектору ограничений.
Типы данных: double
1st ConstraintECI - Основной вектор ограниченийОсновной вектор ограничений, задающий направление, в котором можно выровнять основной вектор выравнивания.
Этот порт недоступен, если для Pointing mode задано значение Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking, которые имеют подразумеваемые первичные векторы ограничений.
Типы данных: double
1st AlignmentBody - Основной вектор выравниванияОсновной вектор выравнивания в каркасе кузова для выравнивания по основному вектору ограничений.
Типы данных: double
1st ConstraintECI - Основной вектор ограниченийОсновной вектор ограничений, задающий направление, в котором можно выровнять основной вектор выравнивания.
Направление зависит от Constraint coordinate system.
Этот порт недоступен, если для Pointing mode задано значение Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking, которые имеют подразумеваемые первичные векторы ограничений.
Типы данных: double
2nd AlignmentBody - Вторичный вектор выравниванияВторичный вектор выравнивания в каркасе кузова для выравнивания с вторичным вектором ограничений.
Типы данных: double
2nd ConstraintECI - Вторичный вектор ограниченийВторичный вектор ограничений, задающий направление, в котором можно выровнять вторичный вектор выравнивания.
Направление зависит от Constraint coordinate system.
Типы данных: double
XECEF - Положение CubeSatEarth-center Earth-fixed компоненты положения CubeSat, заданные как массив 3 на 1.
Типы данных: double
VECEF - Компоненты скоростиЗемноцентрируемые компоненты фиксированной скорости Земли, заданные как массив 3 на 1.
Типы данных: double
qECI2Body - Вращение КватернионаВращение кватерниона от центрированной Землей инерционной системы координат к каркасу кузова.
Типы данных: double
qECEF2Body - массив КватернионаВращение кватерниона от ориентированной на Землю фиксированной системы координат к каркасу кузова.
Типы данных: double
Start date [Julian date] - Начальная дата начала симуляции2458488 (по умолчанию) | Julian dateНачальная дата начала симуляции. Блок определяет начальные условия, используя эту дату.
Совет
Чтобы вычислить юлианскую дату, используйте juliandate функция.
Параметры блоков:
sim_t0 |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: Julian date |
По умолчанию:
'2458488' |
Input method - Первоначальное транспортное средствоKeplerian Orbital Elements (по умолчанию) | ECI Position and Velocity | ECEF Position and Velocity | Geodetic LatLonAlt and Velocity in NEDНачальное положение транспортного средства и метод ввода скорости.
Выбор Keplerian Orbital Elements метод входа включает эти параметры:
Epoch of ECI frame [Julian date]
Semi-major axis [m]
Eccentricity
Inclination [deg]
Right ascension of the ascending node [deg]
Argument of periapsis [deg]
True anomaly [deg]
True longitude [deg] (circular equatorial)
Argument of latitude [deg] (circular inclined)
Longitude of periapsis [deg] (elliptical equatorial)
Выбор ECI Position and Velocity метод входа включает эти параметры:
Epoch of ECI frame [Julian date]
ECI position vector [m]
ECI velocity vector [m/s]
Выбор ECEF Position and Velocity метод входа включает эти параметры:
ECEF position vector [m]
ECEF velocity vector [m/s]
Выбор Geodetic LatLonAlt and Velocity in NED метод входа включает эти параметры:
Geodetic latitude, longitude, altitude [deg, deg, m]
NED velocity vector [m/s]
Параметры блоков:
method |
| Тип: Вектор символов |
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 системы координат ECI2451545 (по умолчанию) | Julian dateЭпоха системы координат, заданная как джулианская дата.
Совет
Чтобы вычислить юлианскую дату для конкретной даты, используйте juliandate функция.
Параметры блоков:
epoch |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: Юлианский формат даты |
По умолчанию:
'2451545' |
Semi-major axis [m] - большая полуось CubeSat6878137 (по умолчанию) | ось в метрахCubeSat полумасштабная ось (половина самого длинного диаметра орбиты), заданная в м.
Параметры блоков:
a |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'6878137' |
Eccentricity - Орбитальный эксцентриситет0 (по умолчанию) | эксцентриситет, больший или равный 0Отклонение орбиты CubeSat от совершенного круга.
Параметры блоков:
ecc |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Inclination [deg] - Угол наклона орбитальной плоскости CubeSat0 | степени от 0 до 180Угол наклона орбитальной плоскости CubeSat, заданный между 0 и 180 o.
Параметры блоков:
incl |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Right ascension of the ascending node [deg] - Угловое расстояние в экваториальной плоскости0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360Угловое расстояние в экваториальной плоскости от x-оси до местоположения восходящего узла (точка, при которой спутник пересекает экватор с юга на север), заданное между 0 и 360 o.
Параметры блоков:
omega |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Argument of periapsis [deg] - Угол от восходящего узла тела CubeSat до периапсиса0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360Угол от восходящего узла тела CubeSat до периапсиса (ближайшей точки орбиты к Земле), заданный между 0 и 360 o.
Параметры блоков:
argp |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
True anomaly [deg] - Угол между периапсисом и текущим положением CubeSat0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360Угол между периапсисом (ближайшей точкой орбиты к Земле) и текущим положением CubeSat, заданный между 0 и 360 o.
Параметры блоков:
nu |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
True longitude [deg] (circular equatorial) - Угол между x -осью периапсиса и положением вектора CubeSat0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360Угол между x -осью периапсиса и положением вектора CubeSat, заданный между 0 и 360 o.
Параметры блоков:
truelon |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Argument of latitude [deg] (circular inclined) - Угол между восходящим узлом и вектором положения спутника0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360Угол между восходящим узлом и вектором положения спутника, заданный между 0 и 360 o.
Параметры блоков:
arglat |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Longitude of periapsis [deg] (elliptical equatorial) - Угол между x -осью периапсиса и вектором эксцентриситета0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360Угол между x -осью периапсиса и вектором эксцентриситета, заданный между 0 и 360 o.
Параметры блоков:
lonper |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
ECI position vector [m] - Декартовый вектор положения[0 0 0] (по умолчанию) | векторДекартовый вектор положения спутника в координатной системе координат ECI на Start Date.
Параметры блоков:
r_eci |
| Тип: Вектор символов |
| 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 координатной системе координат ECI на Start Date.
Параметры блоков:
v_eci |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECEF position vector [m] - Декартовый вектор положения[0 0 0] (по умолчанию) | векторДекартовый вектор положения спутника в координатной системе координат ECEF на Start Date.
Параметры блоков:
r_ecef |
| Тип: Вектор символов |
| 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 координатной системе координат ECEF на Start Date.
Параметры блоков:
v_ecef |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
Geodetic latitude, longitude, altitude [deg, deg, m] - Геодезическая широта и долгота, и высота[0 0 0] (по умолчанию) | вектор скоростиГеодезическая широта и долгота, в граде, и высота над WGS84 эллипсоидом, в м.
Параметры блоков:
lla |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
NED velocity vector [m/s] - Скорость тела[0 0 0] (по умолчанию) | вектор скоростиСкорость тела по отношению к Earth-centred Earth-fixed (ECEF), выраженная в координатной системе координат северо-восток-вниз (NED), заданная в виде вектора, в м/с.
Параметры блоков:
v_ned |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
Initial Euler angles (roll, pitch, yaw) [deg] - Начальные углы поворота Эйлера[0 0 0] (по умолчанию) | вектор | степеняхНачальные углы поворота Эйлера (крен, тангаж, рыскание) между координатными системами координат Body и NED, заданные в степенях.
Параметры блоков:
euler |
| Тип: Вектор символов |
| 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 относительно системы координат NED, выраженные в Каркас кузова, заданы как вектор.
Параметры блоков:
pqr |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
Pointing mode - режим указания транспортного средства CubeSatEarth (Nadir) Pointing (по умолчанию) | Sun Tracking | Custom Pointing | Standby (Off)Режим указания транспортного средства CubeSat, заданный как Earth (Nadir) Pointing, Sun Tracking, или Custom Pointing. CubeSat транспортного средства использует режим указания для точного управления положением. Для отсутствия управления положением выберите Standby (Off).
Параметры блоков:
pointingMode |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Earth (Nadir) Pointing' | 'Sun Tracking' | 'Custom Pointing' | 'Standby (Off)' |
По умолчанию:
'Earth (Nadir) Pointing' |
Primary alignment vector (Body wrt BCM) - Основной вектор выравниванияDialog (по умолчанию) | Input portОсновной вектор выравнивания, в каркасе кузова, для выравнивания с первичным вектором ограничений.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором задается основной вектор выравнивания. Значение по умолчанию [0 0 1].
Выбор Input port включает 1st Входной порт AlignmentBody, при котором задается основной вектор выравнивания.
Параметры блоков:
firstAlign |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[0 0 1]' |
Параметры блоков:
firstAlignExt |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Input port''Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Secondary alignment vector (Body wrt BCM) - Вторичный вектор выравниванияDialog (по умолчанию) | Input portВторичный вектор выравнивания в каркасе кузова для выравнивания с вторичным вектором ограничений.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором задается дополнительный вектор выравнивания. Значение по умолчанию [0 1 0].
Выбор Input port включает 2nd Входной порт AlignmentBody, при котором задается вторичный вектор выравнивания.
Параметры блоков:
secondAlign |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[0 1 0]' |
Параметры блоков:
secondAlignExt |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Input port''Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Constraint coordinate system - Система координат ограниченийECI Axes (по умолчанию) | ECEF Axes | NED Axes | Body-Fixed AxesСистема координат ограничений, заданная как ECI Axes, ECEF Axes, NED Axes, или Body-Fixed Axes.
Параметры блоков:
constraintCoord |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'ECI Axes''ECEF Axes' | 'NED Axes' | 'Body-Fixed Axes' |
По умолчанию:
'ECI Axes' |
Primary constraint vector (wrt BCM) - Основной вектор ограниченийDialog (по умолчанию) | Input portОсновной вектор ограничения в каркасе кузова для выравнивания по основному вектору выравнивания.
Этот параметр отключен, когда Pointing mode Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете основной вектор ограничения. Значение по умолчанию [1 0 0].
Выбор Input port включает 1st входной порт constraintBody, при котором задается основной вектор ограничений.
Параметры блоков:
firstRef |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[1 0 0]' |
Параметры блоков:
firstRefExt |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Input port''Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Secondary constraint vector (wrt BCM) - Вторичный вектор ограниченийDialog (по умолчанию) | Input portВторичный вектор ограничений в каркасе кузова для выравнивания по отношению к вторичному вектору выравнивания.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете вторичный вектор ограничения. Значение по умолчанию [0 0 1].
Выбор Input port включает 2nd входной порт constraintBody, при котором задается вторичный вектор ограничений.
Параметры блоков:
secondRef |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[0 0 1]' |
Параметры блоков:
secondRefExt |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Input port''Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Analysis run time source - Источник времени выполнения для live скрипта анализа миссииDialog (по умолчанию) | Model Stop TimeИсточник времени выполнения для live скрипта анализа миссии, заданный как:
Dialog - Определяется в Run time параметре.
Model Stop Time - Определяется в модели Stop Time параметра конфигурации.
Параметры блоков:
missionRTSource |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Dialog''Model StopTime' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Run time [sec] - Время выполнения live скрипта анализа миссии6*60*60 (по умолчанию) | скаляромВремя выполнения live скрипта анализа миссии, заданное как скаляр.
Параметры блоков:
missionRT |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'6*60*60' |
Ground station geodetic latitude, longitude [deg, deg] - Расположение наземной станцииРасположение наземной станции в виде вектора по геодезической широте и долготе в град., град.
Параметры блоков:
missionGS |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[42, -71]' |
Run TOI analysis - Включение анализа времени, представляющего интерес для миссииУстановите этот флажок, чтобы включить анализ времени интереса в скрипты mission analys.live
Параметры блоков:
missionTOICheck |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'on''off' |
По умолчанию:
'on' |
Time of interest [Julian date] - Время интереса для живого сценария анализа миссии[] (по умолчанию) | Julian dateАнализ миссии по времени интереса, указанный как Julian date. Чтобы использовать дату начала симуляции, введите пустой массив ([]).
Совет
Чтобы вычислить юлианскую дату, используйте juliandate функция.
Параметры блоков:
missionTOI |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: Julian date |
По умолчанию:
'[]' |
Camera field-of-view (FOV) half angle (deg) - Половинный угол поля зрения[] | скалярПоловинный угол поля зрения надира на камере. Чтобы исключить из анализа, введите пустой массив ([]).
Параметры блоков:
missionEta |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'[]' |
По умолчанию:
'55' |
Live script file name - Имя файла для отчета live скрипта анализа миссииИмя файла для анализа миссии live script report, сгенерированный как live скрипт. Создание отчета по анализу миссии по умолчанию с форматом CubeSatMissionReport_currentdate.mlx, оставьте параметр пустым. Чтобы создать live скрипт отчета об анализе миссии, нажмите кнопку Create Live Script Report.
Чтобы создать live скрипт с заданным именем файла, нажмите кнопку Create Live Script Report. Если этот параметр пуст, блок создает live скрипт с именем файла по умолчанию.
Параметры блоков:
missionName |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: пустая запись | имя файла |
| По умолчанию: пустая запись |
Create Live Script Report - Анализ миссии и создание отчета по live скриптамЧтобы проанализировать миссию и создать отчет в формате live скрипта, нажмите эту кнопку. Создание отчета по анализу миссии по умолчанию с форматом CubeSatMissionReport_currentdate.mlx, оставьте параметр пустым. Чтобы создать live скрипт отчета об анализе миссии, нажмите кнопку Create Live Script Report.
Чтобы создать live скрипт с именем файла, указанным в Live script file name, нажмите кнопку Create Live Script Report. Если Live script file name пусто, блок создает live скрипт с именем файла по умолчанию.
Поведение изменено в R2021a
Теперь CubeSat Vehicle распространяется в координатной системе координат ECI, используя данные о параметрах ориентации Земли из aeroiersdata.mat файл. Результаты отличаются от предыдущих релизов, но более точны, чем в предыдущих версиях блока.
[1] Wertz, James R, David F. Everett, and Jeffery J. Puschell. Space Mission Engineering: The New Smad. Хоторн, Калифорния: Microcosm Press, 2011. Печать.
Attitude Profile | ecef2eci | eci2ecef | ijk2keplerian | juliandate | keplerian2ijk | Orbit Propagator | 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.