CubeSat Vehicle
Модель транспортного средства CubeSat
- Библиотека:
Aerospace Blockset/Космические аппараты/Автомобили CubeSat
Описание
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
Порты
Вход
AECEF (м/с2) - Ускорения транспортного средства
вектор размера 3
Ускорения 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 выравнивания
трехэлементный вектор
Основной вектор выравнивания в каркасе кузова для выравнивания по основному вектору ограничений.
Типы данных: double
1st ConstraintECI - Основной вектор ограничений
трехэлементный вектор
Основной вектор ограничений, задающий направление, в котором можно выровнять основной вектор выравнивания.
Зависимости
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 выравнивания
трехэлементный вектор
Основной вектор выравнивания в каркасе кузова для выравнивания по основному вектору ограничений.
Типы данных: double
1st ConstraintECI - Основной вектор ограничений
трехэлементный вектор
Основной вектор ограничений, задающий направление, в котором можно выровнять основной вектор выравнивания.
Зависимости
Направление зависит от Constraint coordinate system.
Этот порт недоступен, если для Pointing mode задано значение
Earth (Nadir) PointingилиSun Tracking, которые имеют подразумеваемые первичные векторы ограничений.
Типы данных: double
2nd AlignmentBody - Вторичный вектор выравнивания
трехэлементный вектор
Вторичный вектор выравнивания в каркасе кузова для выравнивания с вторичным вектором ограничений.
Типы данных: double
2nd ConstraintECI - Вторичный вектор ограничений
трехэлементный вектор
Вторичный вектор ограничений, задающий направление, в котором можно выровнять вторичный вектор выравнивания.
Зависимости
Направление зависит от Constraint coordinate system.
Типы данных: double
Выход
XECEF - Положение CubeSat
трехэлементный вектор
Earth-center Earth-fixed компоненты положения CubeSat, заданные как массив 3 на 1.
Типы данных: double
VECEF - Компоненты скорости
массив 3 на 1
Земноцентрируемые компоненты фиксированной скорости Земли, заданные как массив 3 на 1.
Типы данных: double
qECI2Body - Вращение Кватерниона
массив 4 на 1
Вращение кватерниона от центрированной Землей инерционной системы координат к каркасу кузова.
Типы данных: double
qECEF2Body - массив Кватерниона
массив 4 на 1
Вращение кватерниона от ориентированной на Землю фиксированной системы координат к каркасу кузова.
Типы данных: double
Параметры
Start date [Julian date] - Начальная дата начала симуляции
2458488 (по умолчанию) | Julian date
Начальная дата начала симуляции. Блок определяет начальные условия, используя эту дату.
Совет
Чтобы вычислить юлианскую дату, используйте juliandate функция.
Программное использование
Параметры блоков:
sim_t0 |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: Julian date |
По умолчанию:
'2458488' |
CubeSat Орбита
Input method - Первоначальное транспортное средство
Keplerian Orbital Elements (по умолчанию) | ECI Position and Velocity | ECEF Position and Velocity | Geodetic LatLonAlt and Velocity in NED
Начальное положение транспортного средства и метод ввода скорости.
Зависимости
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]
Программное использование
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 ECI
2451545 (по умолчанию) | Julian date
Эпоха системы координат, заданная как джулианская дата.
Совет
Чтобы вычислить юлианскую дату для конкретной даты, используйте juliandate функция.
Программное использование
Параметры блоков:
epoch |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: Юлианский формат даты |
По умолчанию:
'2451545' |
Semi-major axis [m] - большая полуось CubeSat
6878137 (по умолчанию) | ось в метрах
CubeSat полумасштабная ось (половина самого длинного диаметра орбиты), заданная в м.
Программное использование
Параметры блоков:
a |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'6878137' |
Eccentricity - Орбитальный эксцентриситет
0 (по умолчанию) | эксцентриситет, больший или равный 0
Отклонение орбиты CubeSat от совершенного круга.
Программное использование
Параметры блоков:
ecc |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Inclination [deg] - Угол наклона орбитальной плоскости CubeSat
0 | степени от 0 до 180
Угол наклона орбитальной плоскости CubeSat, заданный между 0 и 180 o.
Программное использование
Параметры блоков:
incl |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Right ascension of the ascending node [deg] - Угловое расстояние в экваториальной плоскости
0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360
Угловое 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.
Программное использование
Параметры блоков:
omega |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Argument of periapsis [deg] - Угол от восходящего узла тела CubeSat до периапсиса
0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360
Угол от восходящего узла тела CubeSat до периапсиса (ближайшей точки орбиты к Земле), заданный между 0 и 360 o.
Программное использование
Параметры блоков:
argp |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
True anomaly [deg] - Угол между периапсисом и текущим положением CubeSat
0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360
Угол между периапсисом (ближайшей точкой орбиты к Земле) и текущим положением CubeSat, заданный между 0 и 360 o.
Программное использование
Параметры блоков:
nu |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
True longitude [deg] (circular equatorial) - Угол между x -осью периапсиса и положением вектора CubeSat
0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360
Угол между x -осью периапсиса и положением вектора CubeSat, заданный между 0 и 360 o.
Программное использование
Параметры блоков:
truelon |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Argument of latitude [deg] (circular inclined) - Угол между восходящим узлом и вектором положения спутника
0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360
Угол между восходящим узлом и вектором положения спутника, заданный между 0 и 360 o.
Программное использование
Параметры блоков:
arglat |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
Longitude of periapsis [deg] (elliptical equatorial) - Угол между x -осью периапсиса и вектором эксцентриситета
0 (по умолчанию) | степени от 0 до 360
Угол между x -осью периапсиса и вектором эксцентриситета, заданный между 0 и 360 o.
Программное использование
Параметры блоков:
lonper |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'0' |
ECI position vector [m] - Декартовый вектор положения
[0 0 0] (по умолчанию) | вектор
Декартовый вектор положения спутника в координатной системе координат ECI на Start Date.
Программное использование
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 скорости
Декартовый вектор скорости спутника в координатной системе координат ECI на Start Date.
Программное использование
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) | вектор
Декартовый вектор положения спутника в координатной системе координат ECEF на Start Date.
Программное использование
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 скорости
Декартовый вектор скорости спутника в координатной системе координат ECEF на Start Date.
Программное использование
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 скорости
Геодезическая широта и долгота, в граде, и высота над WGS84 эллипсоидом, в м.
Программное использование
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 скорости
Скорость 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.
Программное использование
Параметры блоков:
v_ned |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
Отношение CubeSat
Initial Euler angles (roll, pitch, yaw) [deg] - Начальные углы поворота Эйлера
[0 0 0] (по умолчанию) | вектор | степенях
Начальные углы поворота Эйлера (крен, тангаж, рыскание) между координатными системами координат Body и NED, заданные в степенях.
Программное использование
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) | вектор
Начальные угловые скорости относительно системы координат NED, выраженные в Каркас кузова, заданы как вектор.
Программное использование
Параметры блоков:
pqr |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'[0 0 0]' |
Pointing mode - режим указания транспортного средства CubeSat
Earth (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).
Программное использование
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 выравнивания
Dialog (по умолчанию) | Input port
Основной вектор выравнивания, в каркасе кузова, для выравнивания с первичным вектором ограничений.
Зависимости
Выбор
Dialogвключает текстовое поле, в котором задается основной вектор выравнивания. Значение по умолчанию[0 0 1].Выбор
Input portвключает 1st Входной порт AlignmentBody, при котором задается основной вектор выравнивания.
Программное использование
Параметры блоков:
firstAlign |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[0 0 1]' |
Программное использование
Параметры блоков:
firstAlignExt |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Input port''Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Secondary alignment vector (Body wrt BCM) - Вторичный вектор выравнивания
Dialog (по умолчанию) | Input port
Вторичный вектор выравнивания в каркасе кузова для выравнивания с вторичным вектором ограничений.
Зависимости
Выбор
Dialogвключает текстовое поле, в котором задается дополнительный вектор выравнивания. Значение по умолчанию[0 1 0].Выбор
Input portвключает 2nd Входной порт AlignmentBody, при котором задается вторичный вектор выравнивания.
Программное использование
Параметры блоков:
secondAlign |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[0 1 0]' |
Программное использование
Параметры блоков:
secondAlignExt |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Input port''Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Constraint coordinate system - Система координат ограничений
ECI Axes (по умолчанию) | ECEF Axes | NED Axes | Body-Fixed Axes
Система координат ограничений, заданная как ECI Axes, ECEF Axes, NED Axes, или Body-Fixed Axes.
Программное использование
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 ограничений
Dialog (по умолчанию) | Input port
Основной вектор ограничения в каркасе кузова для выравнивания по основному вектору выравнивания.
Зависимости
Этот параметр отключен, когда Pointing mode
Earth (Nadir) PointingилиSun Tracking.Выбор
Dialogвключает текстовое поле, в котором вы задаете основной вектор ограничения. Значение по умолчанию[1 0 0].Выбор
Input portвключает 1st входной порт constraintBody, при котором задается основной вектор ограничений.
Программное использование
Параметры блоков:
firstRef |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[1 0 0]' |
Программное использование
Параметры блоков:
firstRefExt |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Input port''Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Secondary constraint vector (wrt BCM) - Вторичный вектор ограничений
Dialog (по умолчанию) | Input port
Вторичный вектор ограничений в каркасе кузова для выравнивания по отношению к вторичному вектору выравнивания.
Зависимости
Выбор
Dialogвключает текстовое поле, в котором вы задаете вторичный вектор ограничения. Значение по умолчанию[0 0 1].Выбор
Input portвключает 2nd входной порт constraintBody, при котором задается вторичный вектор ограничений.
Программное использование
Параметры блоков:
secondRef |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[0 0 1]' |
Программное использование
Параметры блоков:
secondRefExt |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Input port''Dialog' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Анализ миссии
Analysis run time source - Источник времени выполнения для live скрипта анализа миссии
Dialog (по умолчанию) | Model Stop Time
Источник 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.
Программное использование
Параметры блоков:
missionRTSource |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'Dialog''Model StopTime' |
По умолчанию:
'Dialog' |
Run time [sec] - Время выполнения live скрипта анализа миссии
6*60*60 (по умолчанию) | скаляром
Время выполнения live скрипта анализа миссии, заданное как скаляр.
Программное использование
Параметры блоков:
missionRT |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: скаляр |
По умолчанию:
'6*60*60' |
Ground station geodetic latitude, longitude [deg, deg] - Расположение наземной станции
[42, -71] (по умолчанию) | вектор
Расположение наземной станции в виде вектора по геодезической широте и долготе в град., град.
Программное использование
Параметры блоков:
missionGS |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: вектор |
По умолчанию:
'[42, -71]' |
Run TOI analysis - Включение анализа времени, представляющего интерес для миссии
on (по умолчанию) | off
Установите этот флажок, чтобы включить анализ времени интереса в скрипты mission analys.live
Программное использование
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 date
Анализ миссии по времени интереса, указанный как Julian date. Чтобы использовать дату начала симуляции, введите пустой массив ([]).
Совет
Чтобы вычислить юлианскую дату, используйте juliandate функция.
Программное использование
Параметры блоков:
missionTOI |
| Тип: Вектор символов |
| Значения: Julian date |
По умолчанию:
'[]' |
Camera field-of-view (FOV) half angle (deg) - Половинный угол поля зрения
55 (по умолчанию) | [] | скаляр
Половинный угол поля зрения надира на камере. Чтобы исключить из анализа, введите пустой массив ([]).
Программное использование
Параметры блоков:
missionEta |
| Тип: Вектор символов |
Значения:
'[]' |
По умолчанию:
'55' |
Live script file name - Имя файла для отчета live скрипта анализа миссии
пустая запись (по умолчанию) | имя файла live скрипта
Имя 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.
Зависимости
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.
Программное использование
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 скриптам
кнопка
Чтобы 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.
Зависимости
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.
Вопросы совместимости
CubeSat Vehicle теперь распространяется в координатной системе координат ECI
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.
Ссылки
[1] Wertz, James R, David F. Everett, and Jeffery J. Puschell. Space Mission Engineering: The New Smad. Хоторн, Калифорния: Microcosm Press, 2011. Печать.
См. также
Attitude Profile | ecef2eci | eci2ecef | ijk2keplerian | juliandate | keplerian2ijk | Orbit Propagator | siderealTime