Orbit Propagator

Распространение орбиты одного или нескольких космических аппаратов

Библиотека:
Aerospace Blockset/Космические аппараты/Динамика космических аппаратов

Описание

Блок Orbit Propagator распространяет орбиту одного или нескольких космических аппаратов методом распространения. Библиотека содержит две версии блока Orbit Propagator, предварительно сконфигурированные для этих методов распространения:

Kepler (невозмутимый) - универсальная переменная формулировка Kepler (быстрее)
Численный (высокая точность) - Более точный

Для получения дополнительной информации о методах распространения, которые использует Orbit Propagator блок, см. «Методы распространения орбиты».

Можно задать начальные орбитальные состояния на вкладке Orbit как:

Набор орбитальных элементов
Векторы положения и состояния скорости в Международной небесной системе координат (ICRF) или системах координат с фиксированной системой координат.

Блок использует кватернионы, которые задаются с помощью скалярно-первого соглашения.

Для получения дополнительной информации о системах координат, используемых Orbit Propagator блоком, см. «Системы координат».

Порты

Вход

расширить все

`_Aicrf` - Приложенное ускорение
3-элементный вектор | m массива -3

Ускорение, примененное к космическому аппарату относительно системы координат порта (ICRF или фиксированная система координат), заданное как вектор с 3 элементами или массив m на 3, на текущем временном шаге.

Зависимости

Чтобы включить этот порт:

Установите Propagation method значение Numerical (high precision).
Установите флажок Input external accelerations.

Типы данных: double

`φθψ` - Углы библиотекы Луны
3-элементный вектор

Углы библиотекы Луны для преобразования между ICRF и ориентированной на Луну фиксированной системой координат с помощью ориентированной на Луну системы Основной оси (PA), заданной как 3-элементный вектор. Чтобы получить эти значения, используйте блок Moon Libration.

Примечание

Фиксированный кадр, используемый этим блоком, когда Central body установлено на Moon - система Средняя ось Земли/полюса (ME). Для получения дополнительной информации см. «Алгоритмы».

Зависимости

Чтобы включить этот порт:

Установите Propagation method значение Numerical (high precision).
Установите Central body значение Moon.
Установите флажок Input Moon libration angles.

Типы данных: double

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

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

Зависимости

Чтобы включить этот порт:

Установите Propagation method значение Numerical (high precision).
Установите Central body значение Custom.
Установите Central body spin axis source значение Port.

Типы данных: double

Выход

расширить все

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

Положение космического аппарата относительно (ICRF или неподвижный кадр), возвращаемое в виде вектора с 3 элементами или массива m -by-3, где m количество космических аппаратов, на текущем временном шаге. Размер начальных условий, представленных на вкладке Orbit, управляет размерностью порта .

Типы данных: double

`_Vicrf` - Скорость
3-элементный вектор | m массивом -by-3, где m - количество массивов космических аппаратов

Скорость космического аппарата относительно ICRF или фиксированного кадра, возвращаемая в виде вектора с 3 элементами или массива m-на-3, где m - количество массивов космических аппаратов, на текущем временном шаге. Размер начальных условий, представленных на вкладке Orbit, управляет размерностью порта .

Типы данных: double

`_qicrf2ff` - Преобразование
4-элементный вектор (сначала скаляр)

Преобразование между системой координат ICRF и фиксированной системой координат, возвращаемое как вектор с 4 элементами (скаляром первым), на текущем временном шаге.

Зависимости

Чтобы включить этот порт:

Установите Propagation method значение Numerical (high precision).
Установите флажок Output quaternion (ICRF to Fixed-frame).

Типы данных: double

`_tutc` - Время в текущем временном шаге
скаляр | вектор с 6 элементами

Время на текущем временном шаге, возвращаемое как:

скаляр - Если вы задаете параметр Start data/time как юлианскую дату.
Вектор с 6 элементами - Если вы задаете параметр Start data/time как григорианскую дату с шестью элементами (год, месяц, день, часы, минуты, секунды).

Это значение равно Start date/time значения параметров + the elapsed simulation time.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите флажок Output current date/time (UTC Julian date).

Типы данных: double

Параметры

расширить все

Главный

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

Метод распространения орбиты, заданный как:

Kepler (unperturbed) - Использует универсальную формулировку задачи Кеплера для определения положения и скорости космического аппарата на каждом временном шаге. Этот метод быстрее, чем Numerical (high precision).
Numerical (high precision) - Определите положение и скорость космического аппарата в каждом временном шаге с помощью численного интегрирования. Эта опция моделирует силу тяжести центрального тела на основе настроек на вкладке Central body. Этот метод точнее Kepler (unperturbed)но медленнее.

Программное использование

Параметры блоков: propagator

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: 'Kepler (unperturbed)'

`Input external accelerations` - Входные дополнительные ускорения
off (по умолчанию) | on

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

Зависимости

Чтобы включить этот флажок, установите Propagation method равным Numerical (high precision).

Программное использование

Параметры блоков: accelIn

Тип: Вектор символов

Значения: 'off' | 'on'

По умолчанию: 'off'

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

Входные дополнительные ускорения, заданные как ICRF или Fixed-frame. Эти ускорения включены в интегрирование уравнений движения космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр:

Установите Propagation method значение Numerical (high precision)
Установите флажок Input external accelerations

Программное использование

Параметры блоков: accelFrame

Тип: Вектор символов

Значения: 'ICRF' | 'Fixed-frame'

По умолчанию: 'ICRF'

`State output coordinate frame` - Координатная система координат порта
ICRF (по умолчанию) | фиксированный кадр

Координатная система координат для выходных портов, заданная как ICRF или Fixed-frame. Эти метки портов затронуты:

Выходной порт X
Выходной порт V

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Propagation method равным Numerical (high precision).

Программное использование

Параметры блоков: outportFrame

Тип: Вектор символов

Значения: 'ICRF' | 'Fixed-frame'

По умолчанию: 'ICRF'

`Start date/time (UTC Julian date)` - Начальное время запуска для симуляции
`juliandate (2020, 1, 1, 12, 0, 0)` (по умолчанию) | действительную скалярную юлианскую дату | действительную григорианскую дату, включая год, месяц, день, часы, минуты, секунды в качестве вектора с 6 элементами для григорианских дат

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

Совет

Чтобы вычислить юлианскую дату, используйте juliandate функция.

Программное использование

Параметры блоков: startDate

Тип: Вектор символов

Значения: 'juliandate(2020, 1, 1, 12, 0, 0)' | скалярную юлианскую дату | действительную григорианскую дату, включая год, месяц, день, часы, минуты, секунды в виде вектора с 6 элементами

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

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

Чтобы вывести текущую дату или время, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Программное использование

Параметры блоков: dateOut

Тип: Вектор символов

Значения: 'off' | 'on'

По умолчанию: 'off'

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

Поведение блоков вне области допустимого, заданное следующим образом:

Действие	Описание
`None`	Никаких действий.
`Warning`	Предупреждение отображается в MATLAB^® Командное окно. Симуляция модели продолжается.
`Error` (по умолчанию)	MATLAB возвращает исключение. Симуляция модели остановки.

Программное использование

Параметры блоков: action

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: 'Warning'

Орбита

Задайте начальные состояния космического аппарата.

`Initial state format` - Входной метод для начальных состояний орбиты
`Orbital elements` (по умолчанию) | `ICRF state vector` | `Fixed-frame state vector`

Входной метод для начальных состояний орбиты, заданный как Orbital elements, ICRF state vector, или Fixed-frame state vector.

Зависимости

Доступные опции основаны на Propagation method настройках:

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

Программное использование

Параметры блоков stateFormatKep когда propagator установлено в Kepler (unperturbed), stateFormatNum когда propagator установлено в Numerical (high precision)

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: 'Orbital elements'

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

Классификация орбиты, заданная как:

Keplerian - Моделирует эллиптические, параболические и гиперболические орбиты с помощью шести стандартных орбитальных элементов Кеплера.
Elliptical equatorial - Полностью задайте экваториальную орбиту, где наклон составляет 0 или 180 степени, и правильное восхождение восходящего узла не определено.
Circular - задайте круговую орбиту, где эксцентриситет равен 0, и аргумент периапсиса не определен. Чтобы полностью задать круговую орбиту, выберите Circular equatorial.
Circular equatorial - Полностью задайте круговую орбиту, где эксцентриситет равен 0, и аргумент периапсиса не определен.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format равным Orbital elements.

Программное использование

Параметры блоков: orbitType

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: 'Keplerian'

`Semi-major axis` - Половина большой оси эллипса
6786000 (по умолчанию) | 1-D массив размера m, количество космических аппаратов

Половина большой оси эллипсиса, заданная как 1-D массив, размер которого является количеством космических аппаратов.

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

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format равным Orbital elements.

Программное использование

Параметры блоков: semiMajorAxis

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: '6786000'

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

Отклонение орбиты от совершенного круга, заданное как скаляр или 1-D массив размера, который является количеством космических аппаратов, где эксцентриситет является формой эллипса.

Если для Orbit типа задано значение Keplerian, значение может быть:

0 для круговой орбиты
Между 0 и 1 для эллиптической орбиты
1 для параболической орбиты
Больше 1 для гиперболической орбиты

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Initial state format с Orbital elements.
Orbit type с Keplerian или Elliptical equatorial.

Программное использование

Параметры блоков: eccentricity

Тип: Вектор символов

Значения: 0.01 | скалярный | 1-D массив m размера, количество космических аппаратов

По умолчанию: '0.01'

`Inclination (deg)` - Угол наклона орбитальной плоскости CubeSat
50 (по умолчанию) | скалярный | 1-D массив размера m количества космических аппаратов | степенях от 0 до 180 | радианах от 0 до pi

Вертикальный наклон эллипса относительно базовой плоскости, измеренного в восходящем узле, заданный как скаляр или 1-D массив размера m количества космических аппаратов, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Initial state format с Orbital elements
Orbit type с Keplerian или Circular inclined

Программное использование

Параметры блоков: inclination

Тип: Вектор символов

Значения: 50 | скалярный | 1-D массив размера m количества космических аппаратов | степенях от 0 до 180 | радианах от 0 до pi

По умолчанию: '50'

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

Прямое восхождение восходящего узла (RAAN), заданное как значение между 0 и 360, заданный как скаляр или 1-D массив размера m являющийся количеством космических аппаратов, в заданных модулях. RAAN - угловое расстояние вдоль плоскости отсчета от оси x ICRF до местоположения восходящего узла (точки, в которой корабль пересекает базовую плоскость с юга на север ).

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Initial state format с Orbital elements.
Orbit type с Keplerian или Circular inclined.

Программное использование

Параметры блоков: raan

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: '95'

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

Угол от восходящего узла КА до периапсиса (ближайшей точки орбиты к центральному телу), заданный как 1-D массив размеров m то есть количество КА, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Initial state format с Orbital elements
Orbit type с Keplerian

Программное использование

Параметры блоков: argPeriapsis

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: '93'

`True anomaly` - Угол между периапсисом и начальным положением космического аппарата
203 (по умолчанию) | скаляром | степенях между 0 и `360` | радианы между `0` и `2*pi` | 1-D массив размера m, количество космических аппаратов

Угол между периапсисом (ближайшая точка орбиты к центральному телу) и начальным положением космического аппарата вдоль его орбиты на Start date/time, заданный в виде скалярного или 1-D массива размером, равным количеству космического аппарата, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Initial state format с Orbital elements.
Orbit type с Keplerian или Elliptical inclined.

Программное использование

Параметры блоков: trueAnomaly

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: '203'

`Argument of latitude (deg)` - Угол между восходящим узлом и начальным положением космического аппарата
200 (по умолчанию) | скаляром | степенях между `0` и `360` | радианы между `0` и `2*pi` | 1-D массив размера m, количество космических аппаратов

Угол между восходящим узлом и начальным положением космического аппарата вдоль его орбиты на Start date/time, заданный в виде скалярного или 3-элементного вектора или 1-D массива размерного числа космического аппарата, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Initial state format с Orbital elements.
Orbit Type с Circular inclined.

Программное использование

Параметры блоков: argLat

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: '200'

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

Угол между осью X ICRF и вектором эксцентриситета, заданный как скалярный или 3-элементный вектор или 1-D массив размера космического аппарата, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Initial state format с Orbital elements.
Orbit type с Circular equatorial.

Программное использование

Параметры блоков: lonPeriapsis

Тип: Вектор символов

Значения: 100 | скаляром | степенями между 0 и 360 | радианы между 0 и 2*pi | 1-D массив размера m, количество космических аппаратов

По умолчанию: '100'

`True longitude (deg)` - Угол между осью x ICRF и начальным положением космического аппарата
150 (по умолчанию) | скаляром | степенях между `0` и `360` | радианы между `0` и `2*pi` | 1-D массив размера m, количество космических аппаратов

Угол между осью X ICRF и исходным положением космического аппарата вдоль его орбиты на Start date/time, заданный как скаляр или 1-D массив размерных m, количества космического аппарата, в заданных модулях.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Initial state format с Orbital elements.
Orbit type с Elliptical equatorial.

Propagation method с Numerical (high precision).
установите Initial state format значение Fixed-frame state vector.

Программное использование

Параметры блоков: fixedPosition

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: '[-2750.8 6666.4 2573.4]'

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

Декартовый вектор скорости космического аппарата в системе координат с фиксированной системой координат на Start date/time, заданный как 3-элементный вектор для одиночного космического аппарата или 2-D массива размером m-на-3 массива из нескольких космических аппаратов.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Propagation method с Numerical (high precision).
Initial state format с Fixed-frame state vector.

Программное использование

Параметры блоков: fixedVelocity

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: '[1452.7 -6720.7 2568.1]'

Центральное Тело

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

Небесное тело, заданное как Earth, Moon, Mercury, Venus, Mars, Jupiter, Saturn, Uranus, Neptune, или Custom, вокруг которого вращается космический аппарат, заданный на вкладке Orbit.

Программное использование

Параметры блоков: centralBody

Тип: Вектор символов

По умолчанию: 'Earth'

`Gravitational potential model` - Управляйте гравитационной моделью для центрального тела
`Spherical harmonics` когда Central body установлено на `Earth`, `Moon`, `Mars`, или `Custom`, Oblate эллипсоид, когда Central body установлено на `Mercury`, `Venus`, `Jupiter`, `Saturn`, `Uranus`, или `Neptune` (по умолчанию) | `None` | `Point-mass` | `Oblate ellipsoid (J2)`

Управляйте гравитационной моделью для центрального тела, заданной как Spherical harmonics, Point-mass, или Oblate ellipsoid (J2).

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Propagation method равным Numerical (high precision). Доступные опции основаны на Central body настройках:

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

Программное использование

Параметры блоков: gravityModel когда centralBody установлено на 'Earth', 'Moon', 'Mars', или 'Custom' | gravityModelnoSH когда centralBody установлено на Mercury, Venus, Jupiter, Saturn, Uranus, или Neptune

Тип: Вектор символов

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

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

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

Модель сферического гармонического гравитационного потенциала, заданная согласно заданному Central body.

Зависимости

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

Программное использование

Параметры блоков: 'earthSH' когда centralBody установлено на 'Earth' | 'moonSH' когда centralBody установлено на 'Moon' | 'marsSH' когда centralBody установлено на 'Mars'

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: 'Spherical harmonics'

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

Гармонический коэффициент MAT-файл, который содержит определения для пользовательской планетарной модели, заданные в виде вектора символов или строки.

Этот файл должен содержать:

Переменная	Описание
Re	Скаляр экваториального радиуса планеты в метрах (м).
GM	Скаляр планетарного гравитационного параметра в метрах, кубических в секунду в квадрате (m³/ с²) .
degree	Скаляр максимальной степени.
C	(degree + 1) -by- (degree + 1) матрица, содержащая нормализованные сферические гармонические коэффициенты матрица, C.
S	(degree + 1) -by- (degree + 1) матрица, содержащая нормализованные сферические гармонические коэффициенты матрица, S.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Propagation method с Numerical (high precision).
Central body с Custom.
Gravitational potential model с Spherical harmonics.

Программное использование

Параметры блоков: shFile

Тип: Вектор символов

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

По умолчанию: 'aerogmm2b.mat'

`Degree` - Степень гармонической модели
`120` (по умолчанию) | скаляром | 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:

Propagation method с Numerical (high precision).
Central body с Earth, Moon, Mars, или Custom.
Gravitational potential model с Spherical harmonics.

Программное использование

Параметры блоков: shDegree

Тип: Вектор символов

Значения: '80' | скаляр

По умолчанию: '80'

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

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

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Propagation method с Numerical (high precision).
Central body с Earth.

Программное использование

Параметры блоков: useEOPs

Тип: Вектор символов

Значения: 'on' | 'off'

По умолчанию: 'on'

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

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

Зависимости

Чтобы включить этот параметр:

Установите флажок Use Earth orientation parameters (EOPs).
Установите Propagation method значение Numerical (high precision).
Установите Central body значение Earth.

Программное использование

Параметры блоков: eopFile

Тип: Вектор символов

Значения: 'aeroiersdata.mat' | MAT-file

По умолчанию: 'aeroiersdata.mat'

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

Чтобы задать углы библиотекы (

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите:

Propagation method с Numerical (high precision).
Central body с Moon.

Программное использование

Параметры блоков: useMoonLib

Тип: Вектор символов

Значения: 'off' | 'on'

По умолчанию: 'off'

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

Чтобы добавить выходной порт кватерниона преобразования для преобразования кватерниона из ICRF в систему координат с фиксированной рамкой, установите этот флажок.

Зависимости

Propagation method с Numerical (high precision).
Central body с Custom.
Gravitational potential model с Oblate ellipsoid (J2).

Программное использование

Параметры блоков: customJ2

Тип: Вектор символов

Значения: '1.0826269e-03' | двойной скаляр

По умолчанию: '1.0826269e-03'

Модули

`Units` - Параметрические и портовые модули
`Metric (m/s)` (по умолчанию) | `Metric (km/s)` | `Metric (km/h)` | `English (ft/s)` | `English (kts)`

Параметр и модули порта, заданные как:

Модули	Модули измерения расстояния	Скорости Модулей	Модули ускорения
`Metric (m/s)`	метры	м/с	м/с²
`Metric (km/s)`	километры	километров/сек	километров/сек²
`Metric (km/h)`	километры	километров/час	километров/час²
`English (ft/s)`	ноги	футов/сек	футов/сек²
`English (kts)`	морская миля	узлы	узлов/сек

Системы координат

Блок Orbit Propagator работает в системах координат ICRF и фиксированной системы координат:

МКРФ - Международная небесная Система координат. Этот кадр можно рассматривать как равный системе координат ECI, реализованной в J2000 (1 января 2000 12:00:00 TT. Для получения дополнительной информации см. раздел «Координаты ECI».
Фиксированная система координат - Фиксированная система координат является общим термином для системы координат, которая фиксируется к центральному телу (его оси вращаются вместе с центральным телом и не фиксируются в инерционном пространстве).
- Когда Propagation method Numerical (high precision), Central Body есть Earth, и флажок Use Earth orientation parameters (EOPs) установлен, Фиксированная система координат для Земли является Международной террестильной системой отсчета (ITRF). Эта система координат реализуется путем сокращения IAU2000/2006 от системы координат ICRF с помощью предоставленного файла параметра ориентации земли. Если флажок Use Earth orientation parameters (EOPs) снят, блок все еще использует сокращение IAU2000/2006, но с параметрами ориентации Земли, установленными на 0.
- Когда Propagation method High precision (numerical), Central Body есть Moonи флажок Input Moon libration angles установлен, система координат фиксированной системы координат для Луны является системой координат Mean Earth/pole оси (ME). Эта система координат реализована двумя преобразованиями. Во-первых, значения в системе координат ICRF преобразуются в систему основной оси (PA), ось, заданная углами библиотекы, предоставленными в качестве входов для блока. Для получения дополнительной информации см. раздел Moon Libration. Затем состояния преобразуются в систему ME с помощью фиксированной ротации из «Доклада Рабочей группы IAU/IAG по картографическим координатам и ротационным элементам: 2006» [5]. Если флажок Input Moon libration angles, фиксированная система координат определяется направлениями полюсов вращения и меридианов, определенными в «Отчете Рабочей группы IAU/IAG по картографическим координатам и элементам вращения: 2006» [5].
- Когда Propagation method Numerical (high precision) а Central Body есть Custom, система координат фиксированной системы координат определена полюсами вращения, и главный меридиан, определенный блоком, ввел α, δ, W, или свойства оси вращения.

Во всех остальных случаях фиксированная система координат для каждого центрального органа определяется направлениями полюсов вращения и главных меридианов, определенными в «Докладе Рабочей группы МАС/МАГ по картографическим координатам и вращательным элементам: 2006» [5].

Методы распространения орбиты

Блок Orbit Propagator поддерживает два метода распространения орбиты верхнего уровня: Kepler (unperturbed) и Numerical (high precision).

Кеплер (невозмутимый)

Эта опция использует универсальные переменные и итерацию Ньютона-Рафсона, чтобы распространить орбиты спутника с течением времени. Этот аналитический алгоритм быстрый, но имеет ограничения. Распространенные орбиты учитывают только сферическую (точечно-массовую) силу тяжести центрального тела. Эта композиция не включает других возмущений.

Этот метод распространения всегда выполняется в промежуточной системе координат ICRF с источником в центре центрального тела. Учитывая начальное промежуточное положение r 0 и скорость _v 0 в момент времени t 0, сначала найдите орбитальную энергию, ξ и обратную большой полуоси, α:

$\begin{array}{l} ξ = \frac{v_{0}^{2}}{2} - \frac{μ}{r_{0}} \\ α = \frac{- 2 ξ}{μ}, \end{array}$

где μ - стандартный параметр тяготения центрального тела. Далее определите тип орбиты по знаку α.

α > 0 = > Круговая или эллиптическая
α < 0 = > Гиперболический
α ≈ 0 = > Параболический

Чтобы инициализировать итерацию Ньютона-Рафсона, выберите начальное предположение для χ на основе типа орбиты:

Круговая или эллиптическая орбита
$χ_{0} \approx \sqrt{μ} (Δ t) α,$
где И t - размер шага распространения (временной шаг симуляции). Если И t превышает орбитальный период $T = 2 π \sqrt{\frac{a^{3}}{μ}}$ , оберните И t.
Параболическая орбита
$χ_{0} \approx \sqrt{p} 2 \cot (2 w),$
где:
$\begin{array}{l} \vec{h} = \vec{r_{0}} \times \vec{v_{0}} \\ p = \frac{h \cdot h}{μ} \\ \cot (2 s) = 3 \sqrt{\frac{μ}{p^{3}}} (Δ t) \\ \tan^{3} (w) = \tan (s) . \end{array}$
Гиперболическая орбита:
$χ_{0} \approx знак (Δ t) \sqrt{- \frac{1}{α}} \ln (\frac{- 2 μ α (Δ t)}{\vec{r_{0}} \cdot \vec{v_{0}} + знак (Δ t) \sqrt{- \frac{μ}{α}} (1 - r_{0} α)}) .$
Выполните итерацию Ньютона-Рафсона во время |<reservedrangesplaceholder3>n-<reservedrangesplaceholder2><reservedrangesplaceholder1>-1| > tolerance.
$\begin{array}{l} χ_{n + 1} = χ_{n} + \frac{\sqrt{μ} (Δ t) - χ_{n}^{3} c_{3} - \frac{\vec{r_{0}} \cdot \vec{v_{0}}}{\sqrt{μ}} χ_{n}^{2} c_{2} - r_{0} χ_{n} (1 - ψ c_{3})}{χ_{n}^{2} c_{2} + \frac{\vec{r_{0}} \cdot \vec{v_{0}}}{\sqrt{μ}} χ_{n} (1 - ψ c_{3}) + r_{0} (1 - ψ c_{2})} \\ χ_{n} \Leftarrow χ_{n + 1}, \end{array}$
где:
$ψ = χ_{n}^{2} α .$
(если ψ > 0),
$\begin{array}{l} c_{2} = \frac{1 - \cos (\sqrt{ψ})}{ψ} \\ c_{3} = \frac{\sqrt{ψ} - \sin (\sqrt{ψ})}{\sqrt{ψ^{3}}} . \end{array}$
(если ψ < 0),
$\begin{array}{l} c_{2} = \frac{1 - \cosh (\sqrt{- ψ})}{ψ} \\ c_{3} = \frac{\sinh (\sqrt{- ψ}) - \sqrt{- ψ}}{\sqrt{{(- ψ)}^{3}}} . \end{array}$
(если ψ ≈ 0),
$\begin{array}{l} c_{2} = \frac{1}{2} \\ c_{3} = \frac{1}{6} . \end{array}$
Вычислим универсальные переменные $f$ , $\dot{f}$ , $g$ , и $\dot{g}$ .
$\begin{array}{l} f = 1 - \frac{χ_{n}^{2}}{r_{0}} c_{2} \\ \dot{f} = \frac{\sqrt{μ}}{r r_{0}} χ_{n} (ψ c_{3} - 1) \\ g = (Δ t) - \frac{χ_{n}^{3}}{\sqrt{μ}} c_{3} \\ \dot{g} = 1 - \frac{χ_{n}^{2}}{r} c_{2} . \end{array}$
Соберите векторы выхода положения и скорости:
$\begin{array}{l} \vec{r_{icrf}} = f \vec{r_{0}} + g \vec{v_{0}} \\ \vec{v_{icrf}} = \dot{f} \vec{r_{0}} + \dot{g} \vec{v_{0}} . \end{array}$

Численный (высокая точность)

Эта опция использует Simulink^® решатель для интегрирования положения и скорости от ускорения свободного падения центрального тела в каждом временном степе симуляции (И t). Метод вычисления ускорения центрального тела зависит от текущей настройки для Gravitational potential model параметра. Можно также включить пользовательские компоненты ускорения в алгоритм распространения с помощью порта блока _Aicrf (прикладное ускорение) входа. Для гравитационных моделей, которые включают несферические условия ускорения, блок вычисляет несферическую силу тяжести в системе координат с фиксированной системой координат (ITRF, в случае Земли). Однако численное интегрирование всегда выполняется в инерционной системе координат ICRF. Поэтому в каждом временном шаге блок:

Преобразует положение и состояния скорости в фиксированную систему координат.
Вычисляет несферическую силу тяжести в неподвижной системе координат.
Преобразует полученное ускорение в инерционную систему координат, где оно суммируется с другими терминами ускорения и интегрировано.

$\begin{array}{l} \vec{a_{icrf}} = {\vec{a}}_{центральный тело сила тяжести} + {\vec{a}}_{прикладной} \\ \vec{a_{icrf}} \underset{объединяться}{\Rightarrow} \vec{r_{icrf}}, \vec{v_{icrf}} \end{array}$

Point-mass (доступно для всех центральных органов)
Эта опция рассматривает центральное тело как точечную массу, включая только эффекты сферической гравитации с помощью закона Ньютона универсального тяготения.
${\vec{a}}_{centralbodygravity} = - \frac{μ}{r^{2}} \frac{\vec{r_{icrf}}}{r},$
где μ - стандартный параметр тяготения центрального тела.
Oblate ellipsoid (J2) (доступно для всех центральных органов)
В сложение к сферической гравитации эта опция включает возмущающие эффекты зонального коэффициента гармонической гравитации второй степени J 2, учитывающие удаленность центрального тела. _J 2 составляет подавляющее большинство центральных органов гравитационного отхода от совершенной сферы.
${\overset{⇀}{a}}_{c e n t r a l b o d y g r a v i t y} = - \frac{μ}{r^{2}} \frac{\vec{r_{icrf}}}{r} + f i x e d 2 i n e r t i a l ({\overset{⇀}{a}}_{n o n s p h e r i c a l}),$
где:
$\begin{array}{l} {\vec{a}}_{несферический} = \\ {[\frac{1}{r} \frac{\partial}{\partial r} U - \frac{r_{ff}_{_{k}}}{r^{2} \sqrt{r_{ff} {_{_{i}}}^{2} + r_{ff} {_{_{j}}}^{2}}} \frac{\partial}{\partial ϕ} U] r_{ff}_{_{i}}} i \\ + {[\frac{1}{r} \frac{\partial}{\partial r} U + \frac{r_{ff}_{_{k}}}{r^{2} \sqrt{r_{ff} {_{_{i}}}^{2} + r_{ff} {_{_{j}}}^{2}}} \frac{\partial}{\partial ϕ} U] r_{ff}_{_{j}}} j \\ + {\frac{1}{r} (\frac{\partial}{\partial r} U) r_{k} + \frac{\sqrt{r_{ff} {_{_{i}}}^{2} + r_{ff} {_{_{j}}}^{2}}}{r^{2}} \frac{\partial}{\partial ϕ} U} k, \end{array}$
учитывая частные производные в сферических координатах:
$\begin{array}{l} \frac{\partial}{\partial r} U = \frac{3 μ}{r^{2}} (^{\frac{R_{cb}}{r}) 2} P_{2, 0} [\sin (ϕ)] J_{2} \\ \frac{\partial}{\partial ϕ} U = - \frac{μ}{r} (^{\frac{R_{cb}}{r}) 2} P_{2, 1} [\sin (ϕ)] J_{2} \end{array}$
где:
- ϕ и λ - Спутниковая геоцентрическая широта и долгота.
- P _2,0 и _{P 2,1}- функции Associated Legendre.
- μ - Стандартный параметр тяготения центрального тела.
- R _cb - экваториальный радиус центрального тела.
Преобразование fixed2inertial преобразует положение, скорость и ускорение фиксированного кадра в систему координат ICRF с источником в центре центрального тела с учетом центробежного и кориолисового ускорения. Для получения дополнительной информации о фиксированных и промежуточных системах координат, используемых для каждого центрального тела, см. «Системы координат».
Spherical Harmonics (доступно для Земли, Луны, Марса, Пользовательского)
Эта опция добавляет повышенную точность путем включения эффектов возмущения более высокого порядка с учетом зональной, секторальной и тессеральной гармоник. Для ссылки зональная гармоника второй степени порядка нулей J 2 = _- C 20. Модель Spherical Harmonics учитывает гармоники до максимальной степени _l = l max, которая варьируется в зависимости от центрального тела и геопотенциальной модели.
${\overset{⇀}{a}}_{c e n t r a l b o d y g r a v i t y} = - \frac{μ}{r^{2}} \frac{\vec{r_{icrf}}}{r} + f i x e d 2 i n e r t i a l ({\overset{⇀}{a}}_{n o n s p h e r i c a l}),$
где:
$\begin{array}{l} {\overset{⇀}{a}}_{n o n s p h e r i c a l} = \\ {[\frac{1}{r} \frac{\partial}{\partial r} U - \frac{r_{ff}_{_{k}}}{r^{2} \sqrt{r_{ff} {_{_{i}}}^{2} + r_{ff} {_{_{j}}}^{2}}} \frac{\partial}{\partial ϕ} U] r_{ff}_{_{i}} - [\frac{1}{r_{ff} {_{_{i}}}^{2} + r_{ff} {_{_{j}}}^{2}} \frac{\partial}{\partial λ} U] r_{ff}_{_{j}}} i \\ + {[\frac{1}{r} \frac{\partial}{\partial r} U + \frac{r_{ff}_{_{k}}}{r^{2} \sqrt{r_{ff} {_{_{i}}}^{2} + r_{ff} {_{_{j}}}^{2}}} \frac{\partial}{\partial ϕ} U] r_{ff}_{_{j}} + [\frac{1}{r_{ff} {_{_{i}}}^{2} + r_{ff} {_{_{j}}}^{2}} \frac{\partial}{\partial λ} U] r_{ff}_{_{i}}} j \\ + {\frac{1}{r} (\frac{\partial}{\partial r} U) r_{ff}_{_{k}} + \frac{\sqrt{r_{ff} {_{_{i}}}^{2} + r_{ff} {_{_{j}}}^{2}}}{r^{2}} \frac{\partial}{\partial ϕ} U} k, \end{array}$
учитывая следующие частные производные в сферических координатах:
$\begin{array}{l} \frac{\partial}{\partial r} U = - \frac{μ}{r^{2}} {\sum^{}}_{l = 2}^{l_{\max}} {\sum^{}}_{m = 0}^{l} (^{\frac{R_{cb}}{r}) l} (l + 1) P_{l, m} [\sin (ϕ)] {C_{l, m} \cos (m λ) + S_{l, m} \sin (m λ)} \\ \frac{\partial}{\partial ϕ} U = \frac{μ}{r} {\sum^{}}_{l = 2}^{l_{\max}} {\sum^{}}_{m = 0}^{l} (^{\frac{R_{cb}}{r}) l} {P_{l, m + 1} [\sin (ϕ)] - (m) \tan (ϕ) P_{l, m} [\sin (ϕ)]} {C_{l, m} \cos (m λ) + S_{l, m} \sin (m λ)} \\ \frac{\partial}{\partial λ} U = \frac{μ}{r} {\sum^{}}_{l = 2}^{l_{\max}} {\sum^{}}_{m = 0}^{l} (^{\frac{R_{cb}}{r}) l} (m) P_{l, m} [\sin (ϕ)] {S_{l, m} \cos (m λ) - C_{l, m} \sin (m λ)}, \end{array}$
где:
- ϕ и λ - Спутниковая геоцентрическая широта и долгота.
- P _l, m - функции Associated Legendre.
- μ - Стандартный параметр тяготения центрального тела.
- R _cb - экваториальный радиус центрального тела.
- C _l, m и _Sl, m - ненормализованные гармонические коэффициенты.
Преобразование fixed2inertial преобразует положение, скорость и ускорение фиксированного кадра в систему координат ICRF с источником в центре центрального тела с учетом центробежного и кориолисового ускорения. Для получения дополнительной информации о фиксированных и промежуточных системах координат, используемых для каждого центрального тела, см. «Системы координат».

Ссылки

[1] Валладо, Дэвид. Основы астродинамики и применения, 4 эд. Хоторн, CA: Microcosm Press, 2013.

[2] Gottlieb, R. G., «Fast Gravity, Gravity Partials, Normalized Gravity, Gradient Torque and Magnetic Field: Derivation, Code and Data», Технический отчет НАСА.

[3] Konopliv, A. S., S. W. Asmar, E. Carranza, W. L. Sjogen, D. N. Yuan., «Недавние гравитационные модели в результате миссии лунного изыскателя, Icarus», Vol. 150, no. 1,

[4] Lemoine, F. G., D. E. Smith, D.D. Роулендс, М. Т. Цубер, Г. А. Нойман, 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] Seidelmann, P.K., Archinal, B.A., A 'hearn, M.F. et al. Доклад Рабочей группы МАС/МАГ по картографическим координатам и элементам ротации: 2006 год. Небесный Mech Dyn Astr 98, 155-180 (2007).

Расширенные возможности

Генерация кода C/C + +
Сгенерируйте код C и C++ с помощью Coder™ Simulink ®

См. также

Attitude Profile | CubeSat Vehicle | Moon Libration

Темы

Модель и моделирование CubeSats

Введенный в R2020b

Документация

Orbit Propagator

Описание

Порты

Вход

Aicrf - Приложенное ускорение 3-элементный вектор | m массива -3

Зависимости

φθψ - Углы библиотекы Луны 3-элементный вектор

Зависимости

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

Зависимости

Выход

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

Vicrf - Скорость 3-элементный вектор | m массивом -by-3, где m - количество массивов космических аппаратов

qicrf2ff - Преобразование 4-элементный вектор (сначала скаляр)

Зависимости

tutc - Время в текущем временном шаге скаляр | вектор с 6 элементами

Зависимости

Параметры

Главный

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

Программное использование

Input external accelerations - Входные дополнительные ускорения off (по умолчанию) | on

Зависимости

Программное использование

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

Зависимости

Программное использование

State output coordinate frame - Координатная система координат порта ICRF (по умолчанию) | фиксированный кадр

Зависимости

Программное использование

Программное использование

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

Программное использование

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

Программное использование

Орбита

Initial state format - Входной метод для начальных 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 (по умолчанию) | 1-D массив размера m, количество космических аппаратов

Зависимости

Программное использование

Eccentricity - Отклонение орбиты 0,01 (по умолчанию) | скалярный | 1-D массив размера 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 размера m количества 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

Центральное Тело

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 - Гармонический коэффициент MAT-файл aerogmm2b.mat (по умолчанию) | гармонический коэффициент MAT-файл

`_Aicrf` - Приложенное ускорение
3-элементный вектор | m массива -3

`φθψ` - Углы библиотекы Луны
3-элементный вектор

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

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

`_Vicrf` - Скорость
3-элементный вектор | m массивом -by-3, где m - количество массивов космических аппаратов

`_qicrf2ff` - Преобразование
4-элементный вектор (сначала скаляр)

`_tutc` - Время в текущем временном шаге
скаляр | вектор с 6 элементами

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

`Input external accelerations` - Входные дополнительные ускорения
off (по умолчанию) | on

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

`State output coordinate frame` - Координатная система координат порта
ICRF (по умолчанию) | фиксированный кадр

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

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

`Initial state format` - Входной метод для начальных 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 (по умолчанию) | 1-D массив размера m, количество космических аппаратов

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

`RAAN (deg)` - Угловое расстояние в экваториальной плоскости
95 (по умолчанию) | скалярное значение между `0` и `360` | 1-D массив размера m количества 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` - Гармонический коэффициент MAT-файл
`aerogmm2b.mat` (по умолчанию) | гармонический коэффициент MAT-файл

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

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

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

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

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

`Central body spin axis source` - Источник спина центрального тела
`Port` (по умолчанию) | `Dialog`

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

`Spin axis RA rate (deg/century)` - Скорость восхождения вправо 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 центрального тела x оси
`176.630` (по умолчанию) | двойной скаляр

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

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

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

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

`Second degree zonal harmonic (J2)` - Самый значительный или самый большой сферический гармонический термин
`1.0826269e-03` (по умолчанию) | двойной скаляр

`Units` - Параметрические и портовые модули
`Metric (m/s)` (по умолчанию) | `Metric (km/s)` | `Metric (km/h)` | `English (ft/s)` | `English (kts)`

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

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