Spacecraft Dynamics

Динамика модели одного или нескольких космических аппаратов

Библиотека:
Aerospace Blockset / Космический аппарат / Относящаяся к космическому кораблю Динамика

Описание

Модели блока Spacecraft Dynamics поступательная и вращательная динамика космического аппарата с помощью численного интегрирования. Это вычисляет положение, скорость, отношение и скорость вращения одного или нескольких космических аппаратов в зависимости от времени. Для самых точных результатов используйте переменный решатель шага с низкими настройками допуска (меньше, чем 1e-8). Чтобы обменять точность на скорость, используйте большие допуски, в зависимости от своих требований миссии.

Можно задать начальные орбитальные состояния как

Набор орбитальных элементов.
Положение и векторы состояния скорости.

Чтобы распространить орбитальные состояния, блок использует модель силы тяжести, выбранную для текущего центрального тела. Это также включает внешние ускорения и силы, которые вы предоставляете как входные параметры блоку. Чтобы задать начальные состояния отношения, используйте кватернионы, матрицы направляющих косинусов (DCMs) или Углы Эйлера.

Чтобы распространить состояния отношения, блок использует моменты, обеспеченные в качестве входных параметров с блоком и массовыми свойствами, заданными на блоке.

Aerospace Blockset™ использует кватернионы, которые заданы с помощью скалярного первого соглашения.

Блок Spacecraft Dynamics поддерживает скалярное и векторное расширение. Параметры блоков и размерности входного порта определяют количество выходных сигналов и количество космического аппарата. После скалярного и векторного расширения, всех параметров в Orbit, Mass, и вкладках Attitude и всех входных портах за исключением φθψ (Лунные углы колебания) и αδW (правильный подъем, наклон и угол поворота) входные порты заданы для каждого космического аппарата.

Размер обеспеченных начальных условий определяет количество смоделированного космического аппарата. Если вы предоставляете больше чем одно значение для параметра в Orbit, Attitude или вкладках Mass, блок выводит созвездие спутников. Любой параметр с одним введенным значением расширен и применен все спутники в созвездии. Например, если вы вводите одно значение для всех параметров на блоке кроме True anomaly, который содержит шесть значений, блок создает созвездие шести спутников, различная истинная аномалия только.

Блок применяет то же поведение расширения к входным портам блока. Все входные порты поддерживают расширение кроме Moon libration angles (когда Central body является Moon) и Spin axis right ascension (RA) at J2000, Spin axis declination (Dec) at J2000 и Initial rotation angle at J2000 (когда Central body является Custom). Все другие порты принимают или одно значение, расширенное до всего космического аппарата, смоделированного, или отдельные значения применились к каждому космическому аппарату.

Для получения дополнительной информации о системах координат и вращательной и поступательной динамике использование блока Spacecraft Dynamics, см. Алгоритмы.

Порты

Входной параметр

развернуть все

`_Fb` — Приложенные силы
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Сила применилась к относящемуся к космическому кораблю центру массы в системе координат тела в виде вектора с 3 элементами или numSat-by-3 массив на шаге текущего времени. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите флажок Input body forces.

Типы данных: double

`_Mb` — Прикладные моменты
Вектор с 3 элементами | m-by-3 массив

Момент применился к космическому аппарату с уважением массы в системе координат тела в виде вектора с 3 элементами или numSat-by-3 массив на шаге текущего времени. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите флажок Input body moments.

Типы данных: double

`A` — Внешнее ускорение
Вектор с 3 элементами | m-by-3 массив

Внешнее ускорение, чтобы примениться к космическому аппарату относительно ICRF или фиксированной системы координат в текущий такт в виде вектора с 3 элементами или m-by-3 массив.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите флажок Input external accelerations.

Чтобы задать ускоряющую систему координат координаты, установите параметр External acceleration coordinate frame.

Типы данных: double

φθψ

— Лунные углы колебания
Вектор с 3 элементами

Лунные углы колебания для преобразования между ICRF и Лунно-центральной фиксированной системой координат с помощью Лунно-центральной системы Основной оси (PA) в виде вектора с 3 элементами. Чтобы получить эти значения, используйте блок Moon Libration.

Примечание

Фиксированная система координат, используемая этим блоком, когда Central body установлен в Moon Средняя ось Земли/полюса (ME) система. Для получения дополнительной информации см. Алгоритмы.

Зависимости

Включить этот порт:

Установите Central body на Moon.
Установите флажок Input Moon libration angles.

Типы данных: double

`αδW` — Правильный подъем, наклон и угол поворота
Вектор с 3 элементами

Центральная ось вращения тела мгновенный правильный подъем, наклон и угол поворота в виде вектора с 3 элементами. Этот порт доступен только для пользовательских центральных тел.

Зависимости

Включить этот порт:

Установите Central body на Custom.
Установите Central body spin axis source на Port.

Типы данных: double

`m` — Относящаяся к космическому кораблю масса
скаляр | 1D массив размера numSat

Относящаяся к космическому кораблю масса в текущий такт. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите Mass type на Custom Variable.

Типы данных: double

`dm/dt` — Скорость изменения массы
скаляр | 1D массив размера numSat

Скорость изменения массы (положительный, если аккумулируется, отрицательный, если удалено) в текущий такт в виде скаляра или 1D массив размера numSat. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите Mass type на Simple Variable.

Типы данных: double

`I` — Относящийся к космическому кораблю тензор инерции
Массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Относящийся к космическому кораблю тензор инерции в виде массива 3х3 или 3 3 numSat массивом в текущий такт. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите Mass type на Custom Variable.

Типы данных: double

`dI/dt` — Скорость изменения матрицы тензора инерции
Массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Скорость изменения матрицы тензора инерции в виде массива 3х3 или 3 3 numSat массивом на шаге текущего времени. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите Mass type на Custom Variable.

Типы данных: double

`_Vre` — Относительная скорость
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Относительная скорость, при которой масса аккумулируется к или удаляется от тела в зафиксированных телом осях в виде вектора с 3 элементами или numSat-by-3 массив. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Включить этот порт:

Установите Mass type на Custom Variable или Simple Variable.
Установите флажок Include mass flow relative velocity.

Типы данных: double

Вывод

развернуть все

`X` — Положение космического аппарата
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Положение космического аппарата относительно ICRF или выходного порта фиксированной системы координат координирует систему координат, возвращенную как вектор с 3 элементами или numSat-by-3 массив на шаге текущего времени. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы изменить выходную систему координат координаты для этого порта, установите параметр State vector output coordinate frame.
Размер начальных условий, обеспеченных в Mass, Orbit или вкладке Attitude, управляет размерностью порта.

Типы данных: double

`V` — Скорость
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Скорость космического аппарата относительно ICRF или выходного порта фиксированной системы координат координирует систему координат, возвращенную как вектор с 3 элементами или numSat-by-3 массив на шаге текущего времени. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы изменить выходную систему координат координаты для этого порта, установите параметр State vector output coordinate frame.
Размер начальных условий, обеспеченных в Mass, Orbit или вкладке Attitude, управляет размерностью порта.

Типы данных: double

`A` — Общее инерционное ускорение
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Общее инерционное ускорение космического аппарата относительно ICRF, возвращенного как вектор с 3 элементами или numSat-by-3 массив в текущий такт. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите флажок Output total inertial acceleration
Размер начальных условий, обеспеченных во вкладке Orbit, управляет размерностью порта.

Типы данных: double

`_qbody2icrf` — Относящийся к космическому кораблю кватернион отношения
Кватернион с 4 элементами | numSat-by-4 массив

Относящийся к космическому кораблю кватернион отношения, возвращенный как (скаляр сначала) вращение кватерниона от связанной оси до системы координат выходного порта, как кватернион с 4 элементами или numSat-by-4 массив (скаляр сначала) на шаге текущего времени. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Координатный формат системы координат и отношения этого порта зависит от этих настроек:

Чтобы задать систему координат координаты ссылки отношения, установите параметр Attitude reference coordinate frame.
Установите Attitude representation на Quaternion.

Типы данных: double

`DCM` — Относящаяся к космическому кораблю матрица направляющего косинуса отношения
Массив 3х3 | numSat - массивом 3х3

Относящаяся к космическому кораблю матрица направляющего косинуса (DCM) отношения, возвращенная как a3-3 массив или numSat - массивом 3х3. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Координатный формат системы координат и отношения этого порта зависит от этих настроек:

Чтобы задать систему координат координаты ссылки отношения, установите параметр Attitude reference coordinate frame.
Установите Attitude representation на DCM.

Типы данных: double

`R1,R2,R3` — Относящиеся к космическому кораблю Углы Эйлера отношения
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Относящиеся к космическому кораблю Углы Эйлера отношения, возвращенные как вектор с 3 элементами или numSat-by-3 массив. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Координатная система координат и формат отношения этого порта зависят от этих настроек:

Чтобы задать систему координат координаты ссылки отношения, установите параметр Attitude reference coordinate frame.
Установите Attitude representation на Euler angles.

Типы данных: double

— Угловой уровень космического аппарата
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Угловой уровень космического аппарата относительно ссылки отношения координирует систему координат, возвращенную как вектор с 3 элементами или numSat-by-3 массив, описанный как связанная ось угловые уровни PQR. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Система координат координаты ссылки отношения зависит от параметра Attitude reference coordinate frame.

Типы данных: double

`dω/dt` — Тело угловое ускорение
Массив с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Тело угловое ускорение относительно системы координат ICRF, возвращенной как массив с 3 элементами или numSat-by-3 массив. numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите флажок Output total inertial angular acceleration.

Система координат координаты ссылки отношения зависит от параметра Attitude reference coordinate frame.

Типы данных: double

`_qicrf2ff` — Преобразование системы координат
Массив с 4 элементами

Преобразование системы координат между ICRF и системой координат фиксированной системы координат в текущий такт, возвращенный как массив с 4 элементами.

Зависимости

Чтобы включить этот порт, установите флажок Output quaternion (ICRF to Fixed-frame).

Типы данных: double

`_tutc` — Время на шаге текущего времени
скаляр | массив с 6 элементами

Время на шаге текущего времени, возвращенном как a:

скаляр — Если вы задаете параметр Start data/time как дату Джулиана.
Массив с 6 элементами — Если вы задаете параметр Start data/time как Грегорианскую дату с шестью элементами (год, месяц, день, часы, минуты, секунды).

Это значение равняется значению параметров Start date/time плюс прошедшее время симуляции.

Зависимости

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

Типы данных: double

`Fuel Status` — Состояние Fuel
скаляр | numSat - массив элемента

Состояние топливного бака в текущий такт, возвращенный как скаляр или numSat - массив элемента, возвратилось как:

1 — Бак полон.
0 — Бак не полон или пуст.
-1 — Бак пуст.

numSat является количеством космического аппарата.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите флажок Output fuel tank status.

Типы данных: double

Параметры

развернуть все

Основной

`Input body forces` — Опция, чтобы включить внешние силы
на (значении по умолчанию) | прочь

Чтобы позволить внешним силам быть включенными в интегрирование относящихся к космическому кораблю уравнений движения в системе координат тела, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Программируемое использование

Параметры блоков: forcesin

Ввод: символьный вектор

Значения: 'off' | 'on'

Значение по умолчанию: 'off'

`Input body moments` — Опция, чтобы включить внешние моменты
на (значении по умолчанию) | прочь

Чтобы позволить внешним моментам быть включенными в интегрирование относящихся к космическому кораблю уравнений движения в системе координат тела, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Программируемое использование

Параметры блоков: momentsIn

Ввод: символьный вектор

Значения: 'off' | 'on'

Значение по умолчанию: 'off'

`Input external accelerations` — Опция, чтобы ввести дополнительные ускорения силы
от (значения по умолчанию) | на

Чтобы позволить дополнительным внешним ускорениям быть включенными в интегрирование относящихся к космическому кораблю уравнений движения, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Программируемое использование

Параметры блоков: accelIn

Ввод: символьный вектор

Значения: 'off' | 'on'

Значение по умолчанию: 'off'

`External acceleration coordinate frame` — Структурируйте для ускоряющего входного порта
`ICRF` (значение по умолчанию) | `Fixed-frame`

Структурируйте для ускоряющего входного порта A в виде ICRF или Fixed-frame.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите флажок Input external accelerations.

Программируемое использование

Параметры блоков: accelFrame

Ввод: символьный вектор

Значения: 'ICRF' | 'Fixed-frame'

Значение по умолчанию: 'ICRF'

`State vector output coordinate frame` — Положение и скорость утверждают систему координат координаты выходного порта
`ICRF` (значение по умолчанию) | `Fixed-frame`

Положение и скорость утверждают настройку системы координат координаты выходного порта в виде ICRF или Fixed-frame.

Программируемое использование

Параметры блоков: outportFrame

Ввод: символьный вектор

Значения: 'ICRF' | 'Fixed-frame'

Значение по умолчанию: 'ICRF'

Типы данных: string

`Output total inertial acceleration` — Опция, чтобы включить общий ускоряющий порт
от (значения по умолчанию) | на

Включите общему ускорению выход, вычисленный блоком относительно ICRF или системы координат координаты выходного порта фиксированной системы координат. Это ускорение включает все внешние ускорения, силы и внутренние экологические ускорения, которые действуют на космический аппарат.

Примечание

Не используйте этот порт в качестве части цикла симуляции (другими словами, не подавайте этот выход назад в блок).

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы изменить выходную систему координат координаты для этого порта, установите параметр State vector output coordinate frame.

Программируемое использование

Параметры блоков: AccelOut

Ввод: символьный вектор

Значения: 'on' | 'off'

Значение по умолчанию: 'off'

Типы данных: string

`Start date/time (UTC Julian date)` — Начальное время начала для симуляции
`juliandate (2020, 1, 1, 12, 0, 0)` (значение по умолчанию) | допустимый скаляр дата Джулиана | допустимая Грегорианская дата включая год, месяц, день, часы, минуты, секунды как 1D или массив с 6 элементами для Грегорианских дат

Начальная дата начала и время симуляции в виде Юлианской или Грегорианской даты. Блок задает начальные условия с помощью этого значения.

Совет

Чтобы вычислить дату Джулиана, используйте juliandate функция.

Настраиваемый: да

Зависимости

Форматом данных для этого параметра управляет параметр Time format.

Программируемое использование

Параметры блоков: startDate

Ввод: символьный вектор

Values: 'juliandate(2020, 1, 1, 12, 0, 0)' | допустимый скаляр дата Джулиана | допустимая Грегорианская дата включая год, месяц, день, часы, минуты, секунды как 1D или массив с 6 элементами

Значение по умолчанию: 'juliandate(2020, 1, 1, 12, 0, 0)'

`Output current date/time (UTC Julian date)` — Опция, чтобы добавить выходной порт _tutc
на (значении по умолчанию) | прочь

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

Зависимости

Форматом данных для этого параметра управляет параметр Time format.

Программируемое использование

Параметры блоков: dateOut

Ввод: символьный вектор

Значения: 'off' | 'on'

Значение по умолчанию: 'off'

`Action for out-of-range input` — Из области значений блокируйте поведение
`Warning` (значение по умолчанию) | `Error` | `None`

Из области значений блокируйте действие поведения. Задайте одну из этих опций.

Действие	Описание
`None`	Никакое действие.
`Warning`	Предупреждение отображений в MATLAB^® Командное окно. Симуляция модели продолжается.
`Error` (значение по умолчанию)	MATLAB возвращает исключение. Остановки симуляции модели.

Программируемое использование

Параметры блоков: action

Ввод: символьный вектор

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

Значение по умолчанию: 'Warning'

Масса

`Mass type` — Относящийся к космическому кораблю тип массы
`Fixed` (значение по умолчанию) | `Simple Variable` | `Custom Variable`

Относящийся к космическому кораблю тип массы в виде:

Fixed — Масса и инерция являются постоянными в течение симуляции.
Simple Variable — Масса и инерция варьируются линейно в зависимости от массового уровня.
Custom Variable — Мгновенная масса, инерция и уровень инерции являются входными параметрами с блоком.

Программируемое использование

Параметры блоков: massType

Ввод: символьный вектор

Значения: 'Fixed' | 'Simple Variable' | 'Custom Variable'

Значение по умолчанию: 'Fixed'

Типы данных: double

`Mass` — Начальная масса космического аппарата твердого тела
4.0 (значение по умолчанию) | скаляр | вектор из размера numSat

Начальная масса космического аппарата твердого тела в виде скаляра или вектора из размера numSat. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите параметр Mass type или на Fixed или на Simple variable.

Программируемое использование

Параметры блоков: mass

Ввод: символьный вектор

Значения: скаляр | вектор из размера numSat

Значение по умолчанию: '4.0'

`Empty mass` — Космический аппарат пустая масса
3.5 (значение по умолчанию) | скаляр | вектор из размера numSat

Космический аппарат пустая (сухая) масса в виде скаляра или вектора из размера numSat. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Mass type на Simple variable.

Программируемое использование

Параметры блоков: emptyMass

Ввод: символьный вектор

Значения: 1D массив размера numSat | 1D массив размера numSat

Значение по умолчанию: '3.5'

Типы данных: double

`Full mass` — Космический аппарат полная масса
4.0 (значение по умолчанию) | скаляр | вектор из размера numSat

Космический аппарат полная (влажная) масса в виде скаляра или вектора из размера numSat. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Mass type на Simple variable.

Программируемое использование

Параметры блоков: fullMass

Ввод: символьный вектор

Значения: скаляр | вектор из размера numSat

Значение по умолчанию: '4.0'

Типы данных: double

`Inertia tensor` — Матрица тензора инерции
[0.2273, 0, 0; 0 0.2273 0; 0 0 .0040] (значение по умолчанию) | массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Начальная матрица тензора инерции космического аппарата, заданного, как массив 3х3 для одного космического аппарата или 3 3 numSat массивом для нескольких космических аппаратов.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Mass type на Fixed.

Программируемое использование

Параметры блоков: inertia

Ввод: символьный вектор

Значения: '[0.2273, 0, 0; 0 0.2273 0; 0 0 .0040]' | Массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Значение по умолчанию: '[0.2273, 0, 0; 0 0.2273 0; 0 0 .0040]'

`Empty inertia tensor` — Пустая матрица тензора инерции
[0.1989, 0, 0; 0 0.1989 0; 0 0 .0035] (значение по умолчанию) | массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Пустая (сухая) матрица тензора инерции в виде массива 3х3 для одного космического аппарата или 3 3 numSat массивом для нескольких космических аппаратов.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Mass type на Simple variable.

Программируемое использование

Параметры блоков: emptyInertia

Ввод: символьный вектор

Значения: массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Значение по умолчанию: [0.1989, 0, 0; 0 0.1989 0; 0 0 .0035]

`Full inertia tensor` — Полная матрица тензора инерции
[0.2273, 0, 0; 0, 0.2273, 0; 0, 0, .0040] (значение по умолчанию) | массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Полная (влажная) матрица тензора инерции в виде массива 3х3 для одного космического аппарата или 3 3 numSat массивом для нескольких космических аппаратов.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Mass type на Simple variable.

Программируемое использование

Параметры блоков: fullInertia

Ввод: символьный вектор

Значения: массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Значение по умолчанию: [0.2273, 0, 0; 0, 0.2273, 0; 0, 0, .0040]

`Include mass flow relative velocity` — Опция, чтобы включить массовую скорость потока
от (значения по умолчанию) | на

Чтобы включить массовую скорость потока с блоком, установите этот флажок. Массовая скорость потока является относительной скоростью в системе координат тела, в которой масса аккумулируется или удаляется. Чтобы отключить массовую скорость потока с блоком, снимите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Mass type на Simple variable или Custom variable.

Программируемое использование

Параметры блоков: useMassFlowRelativeVelocity

Ввод: символьный вектор

Значения: 'on' | 'off'

Значение по умолчанию: 'off'

Типы данных: double

`Limit mass flow when mass is empty or full` — Опция, чтобы ограничить массовый поток
от (значения по умолчанию) | на

Чтобы ограничить массовый поток, когда относящаяся к космическому кораблю масса будет полна или пуста, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Mass type на Simple variable.

Программируемое использование

Параметры блоков: limitMassFlow

Ввод: символьный вектор

Значения: 'on' | 'off'

Значение по умолчанию: 'off'

Типы данных: double

`Output fuel tank status` — Опция, чтобы включить состояние топливного бака
на (значении по умолчанию) | прочь

Чтобы включить состояние топливного бака, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Mass type на Simple variable.

Программируемое использование

Параметры блоков: outputFuelStatus

Ввод: символьный вектор

Значения: 'on' | 'off'

Значение по умолчанию: 'on'

Типы данных: double

Орбита

Задайте начальные состояния космического аппарата.

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

Метод ввода для начальных состояний орбиты в виде Orbital elements, ICRF state vector, или Fixed-frame state vector.

Программируемое использование

Параметры блоков stateFormatNum когда propagator установлен в High precision (numerical)

Ввод: символьный вектор

Значения: 'Orbital elements' | 'Orbital elements' | 'ICRF state vector' | 'Fixed-frame state' когда propagator установлен в 'High precision (numerical)'

Значение по умолчанию: 'Orbital elements'

`Orbit type` — Классификация орбит
`Keplerian` (значение по умолчанию) | `Elliptical equatorial` | `Circular` | `Circular equatorial`

Классификация орбит в виде:

Keplerian — Эллиптические, параболические, и гиперболические орбиты модели с помощью шести стандартных Кеплеровских орбитальных элементов.
Elliptical equatorial — Полностью задайте экваториальную орбиту, где наклон является 0 или 180 градусами, и правильный подъем возрастающего узла не определен.
Circular — Задайте круговую орбиту, где эксцентриситет 0, и аргумент периапсиды не определен. Чтобы полностью задать круговую орбиту, выберите Circular equatorial.
Circular equatorial — Полностью задайте круговую орбиту, где эксцентриситет 0, и аргумент периапсиды не определен.

Зависимости

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

Программируемое использование

Параметры блоков: orbitType

Ввод: символьный вектор

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

Значение по умолчанию: 'Keplerian'

`Semi-major axis` — Половина главной оси эллипса
6 786 000 (значений по умолчанию) | скаляр | 1D массив размера numSat

Половина эллипса главная ось в виде 1D массив размера numSat. numSat является количеством космического аппарата.

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

Настраиваемый: да

Зависимости

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

Программируемое использование

Параметры блоков: semiMajorAxis

Ввод: символьный вектор

Значения: скаляр | 1D массив размера numSat

Значение по умолчанию: '6786000'

`Eccentricity` — Отклонение орбиты
0,01 (значения по умолчанию) | скаляр | значение между `0` и `1`, или больше, чем `1` поскольку Кеплеровская орбита вводит | 1D массив размера numSat

Отклонение орбиты от A Perfect Circle в виде скаляра или 1D массив размера numSat. numSat является количеством космического аппарата.

Если тип Orbit установлен в Keplerian, это значение может быть:

1 для параболической орбиты
Больше, чем 1 для гиперболической орбиты

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

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

Программируемое использование

Параметры блоков: eccentricity

Ввод: символьный вектор

Значения: 0.01 | скаляр | значение между 0 и 1, или больше, чем 1 поскольку Кеплеровская орбита вводит | 1D массив размера numSat

Значение по умолчанию: '0.01'

`Inclination` — Угол наклона орбитальной плоскости
50 (значений по умолчанию) | скаляр | 1D массив размера numSat | степени между 0 и 180 | радианы между 0 и пи

Вертикальный наклон эллипса относительно базовой плоскости, измеренной в возрастающем узле в виде скаляра или 1D массив размера numSat, в заданных модулях. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Initial state format на Orbital elements
Установите Orbit type на Keplerian или Circular inclined

Программируемое использование

Параметры блоков: inclination

Ввод: символьный вектор

Значения: 50 | скаляр | 1D массив размера numSat | степени между 0 и 180 | радианы между 0 и пи

Значение по умолчанию: '50'

`RAAN` — Угловое расстояние в экваториальной плоскости
95 (значений по умолчанию) | скалярное значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat

Правильный подъем возрастающего узла (RAAN) в виде значения между 0 и 360В виде скаляра или 1D массив размера numSat, в заданных модулях. numSat является количеством космического аппарата. RAAN является угловым расстоянием вдоль базовой плоскости от Международной астрономической системы координат (ICRF) x - ось к местоположению возрастающего узла — точка, в которой космический аппарат пересекает базовую плоскость с юга на север.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

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

Программируемое использование

Параметры блоков: raan

Ввод: символьный вектор

Значения: '95' | скалярное значение между 0 и 360 | 1D массив размера numSat

Значение по умолчанию: '95'

`Argument of periapsis` — Угол от космического аппарата, возрастающего узел к периапсиде
93 (значения по умолчанию) | значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat

Угол от космического аппарата, возрастающего узел к периапсиде (самая близкая точка орбиты к центральному телу) в виде 1D массив размера numSat, в заданных модулях. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Initial state format на Orbital elements
Установите Orbit type на Keplerian

Программируемое использование

Параметры блоков: argPeriapsis

Ввод: символьный вектор

Значения: 93 | скалярное значение между 0 и 360 | 1D массив размера numSat

Значение по умолчанию: '93'

`True anomaly` — Угол между периапсидой и исходным положением космического аппарата
203 (значения по умолчанию) | скалярное значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat

Угол между периапсидой (самая близкая точка орбиты к центральному телу) и исходным положением космического аппарата вдоль его орбиты в Start date/time в виде скаляра или 1D массив размера numSat, в заданных модулях. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

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

Программируемое использование

Параметры блоков: trueAnomaly

Ввод: символьный вектор

Значения: '203' | скалярное значение между 0 и 360 | 1D массив размера numSat

Значение по умолчанию: '203'

`Argument of latitude` — Угол между возрастающим узлом и исходным положением космического аппарата
200 (значений по умолчанию) | скаляр | значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat

Угол между возрастающим узлом и исходным положением космического аппарата вдоль его орбиты в Start date/time в виде скалярного или вектора с 3 элементами или 1D массив размера numSat, в заданных модулях. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Initial state format на Orbital elements.
Установите Orbit Type на Circular inclined.

Программируемое использование

Параметры блоков: argLat

Ввод: символьный вектор

Значения: '200' | скалярное значение между 0 и 360 | 1D массив размера numSat

Значение по умолчанию: '200'

`Longitude of periapsis` — Угол между x ICRF - ось и вектором эксцентриситета
100 (значений по умолчанию) | скаляр | значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat

Угол между x ICRF - ось и вектором эксцентриситета в виде скалярного или вектора с 3 элементами или 1D массив размера numSat, в заданных модулях. numSat является количеством космического аппарата

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Initial state format на Orbital elements.
Установите Orbit type на Elliptical equatorial.

Программируемое использование

Параметры блоков: lonPeriapsis

Ввод: символьный вектор

Значения: 100 | скалярное значение между 0 и 360 | 1D массив размера numSat

Значение по умолчанию: '100'

`True longitude` — Угол между x ICRF - ось и исходным положением космического аппарата
150 (значений по умолчанию) | скаляр | значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat | numSat-by-3 вектор

Угол между x ICRF - ось и исходным положением космического аппарата вдоль его орбиты в Start date/time в виде скаляра или 1D массив размера numSat или numSat-by-3 вектор, в заданных модулях. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Initial state format на Orbital elements.
Установите Orbit type на Circular equatorial.

Программируемое использование

Параметры блоков: trueLon

Ввод: символьный вектор

Значения: '150' | скалярное значение между 0 и 360 | 1D массив размера numSat | numSat-by-3 вектор

Значение по умолчанию: '150'

`ICRF position` — Декартов радиус-вектор космического аппарата
[3649700.0 3308200.0 -4676600.0] (значение по умолчанию) | вектор с 3 элементами | | numSat-by-3 массив

Декартов радиус-вектор космического аппарата в системе координат ICRF в Start date/time в виде вектора с 3 элементами для одного космического аппарата или numSat-by-3 массив для нескольких космических аппаратов. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format на ICRF state vector.

Программируемое использование

Параметры блоков: inertialPosition

Ввод: символьный вектор

Значения: [3649700.0 3308200.0 -4676600.0] | Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Значение по умолчанию: '[3649700.0 3308200.0 -4676600.0]'

`ICRF velocity` — Декартов вектор скорости космического аппарата
[-2750.8 6666.4 2573.4] (значение по умолчанию) | вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Декартов вектор скорости космического аппарата в системе координат ICRF в Start date/time в виде вектора с 3 элементами для одного космического аппарата или numSat-by-3 массив для нескольких космических аппаратов. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format на ICRF state vector.

Программируемое использование

Параметры блоков: inertialVelocity

Ввод: символьный вектор

Значения: [-2750.8 6666.4 2573.4] | Вектор с 3 элементами | 2D массив размера numSat-by-3 массив

Значение по умолчанию: '[-2750.8 6666.4 2573.4]'

`Fixed-frame position` — Радиус-вектор космического аппарата
[-4142689.0 - 2676864.7 - 4669861.6] (значение по умолчанию) | вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Декартов радиус-вектор космического аппарата в системе координат фиксированной системы координат в Start date/time в виде вектора с 3 элементами для одного космического аппарата или numSat-by-3 массив для нескольких космических аппаратов. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format на Fixed-frame state vector.

Программируемое использование

Параметры блоков: fixedPosition

Ввод: символьный вектор

Значения: '[-4142689.0 -2676864.7 -4669861.6]' | Вектор с 3 элементами для одного космического аппарата | numSat-by-3 массив

Значение по умолчанию: '[-2750.8 6666.4 2573.4]'

`Fixed-frame velocity` — Вектор скорости космического аппарата
[1452.7 - 6720.7 2568.1] (значение по умолчанию) | вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Декартов вектор скорости космического аппарата в системе координат фиксированной системы координат в Start date/time в виде вектора с 3 элементами для одного космического аппарата или numSat-by-3 массив для нескольких космических аппаратов. numSat является количеством космического аппарата.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Initial state format на Fixed-frame state vector.

Программируемое использование

Параметры блоков: fixedVelocity

Ввод: символьный вектор

Значения: '[1452.7 -6720.7 2568.1]' | Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Значение по умолчанию: '[1452.7 -6720.7 2568.1]'

Отношение

`Attitude reference coordinate frame` — Отношение и угловой уровень координируют систему координат
`ICRF` (значение по умолчанию) | `Fixed-frame` | `NED` | `LVLH`

Отношение и угловой уровень координируют систему координат относительно отношения и угловых начальных условий уровня в виде:

ICRF
Fixed-frame
NED
LVLH

Программируемое использование

Параметры блоков: attitudeFrame

Ввод: символьный вектор

Значения: 'ICRF' | 'Fixed-frame' | 'NED' | 'LVLH'

Значение по умолчанию: 'ICRF'

Типы данных: string

`Attitude representation` — Формат ориентации
`Quaternion` (значение по умолчанию) | `DCM` | `Euler angles`

Формат ориентации для относящегося к космическому кораблю отношения (начальное условие и выходной порт) в виде Quaternion, DCM, или Euler angles.

Программируемое использование

Параметры блоков: attitudeFrame

Ввод: символьный вектор

Значения: 'Quaternion' | 'DCM' | 'Euler angles'

Значение по умолчанию: 'Quaternion'

Типы данных: double

`Initial body attitude` — Относящееся к космическому кораблю отношение начальной буквы
[1, 0, 0, 0] (значение по умолчанию) | вектор с 4 элементами | numSat-by-4 массив | массив 3х3 | numSat - массивом 3х3

Относящееся к космическому кораблю отношение начальной буквы (ориентация) космического аппарата, обеспеченного или как кватернион, DCM или как Угол Эйлера, установлено относительно Attitude representation.

Настраиваемый: да

Зависимости

Это название параметра и изменения формата значения в зависимости от параметра Attitude representation.

'ParameterName'	Установка представления отношения	Формат значения
Initial quaternion	`Quaternion`	Вектор с 4 элементами numSat-by-4 массив
Initial DCM	`DCM`	Массив 3х3 numSat - массивом 3х3
Initial Euler angles	`Euler angles`	Вектор с 3 элементами numSat-by-3 массив

Программируемое использование

Параметры блоков: attitude

Ввод: символьный вектор

Значение по умолчанию: '[1, 0, 0, 0]'

Типы данных: double

`Angle rotation order` — Угловой порядок вращения
`ZYX` (значение по умолчанию) | `ZYX` | `ZYZ` | `ZXY` | `ZXZ` | `YXZ` | `YXY` | `YZX` | `YZY` | `XYZ` | `XYX` | `XZY` | `XZX`

Последовательность угла поворота для представления отношения Угла Эйлера.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Attitude representation на Euler angles.

Программируемое использование

Параметры блоков: rotationOrder

Ввод: символьный вектор

Значения: 'ZYX' | 'ZYZ' |'ZXY' | 'ZXZ' | 'YXZ' | 'YXY' | 'YZX' | 'YZY' | 'XYZ' | 'XYX' | 'XZY' | 'XZX'

Значение по умолчанию: 'ZYX'

Типы данных: double

`Initial body angular rates PQR` — Начальная буква зафиксированные телом угловые уровни
[0, 0, 0] (значение по умолчанию) | вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Начальная буква зафиксированные телом угловые уровни (PQR) относительно Attitude reference coordinate frame.

Настраиваемый: да

Программируемое использование

Параметры блоков: attitudeRate

Ввод: символьный вектор

Значения: | вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Значение по умолчанию: [0, 0, 0]

Типы данных: double

`Output total inertial angular acceleration` — Опция, чтобы включить общее ускорение транспортного средства
от (значения по умолчанию) | на

Включите выходное общее ускорение транспортного средства, вычисленное блоком относительно системы координат координаты ссылки отношения ICRF. Это ускорение включает все моменты, которые действуют на космический аппарат.

Настраиваемый: да

Программируемое использование

Параметры блоков: angAccelOut

Ввод: символьный вектор

Значения: 'on' | 'off'

Значение по умолчанию: 'off'

Типы данных: string

`Include gravity gradient torque` — Опция, чтобы включить крутящий момент градиента силы тяжести
на (значении по умолчанию) | прочь

Установите этот флажок, чтобы включить использование крутящего момента градиента силы тяжести в блоке вращательные уравнения динамики. В противном случае снимите этот флажок.

Настраиваемый: да

Программируемое использование

Параметры блоков: angAccelOut

Ввод: символьный вектор

Значения: 'on' | 'off'

Значение по умолчанию: 'on'

Типы данных: double

Центральное тело

`Central body` — Небесное тело, вокруг который относящиеся к космическому кораблю орбиты
`Earth` (значение по умолчанию) | `Moon` | `Mercury` | `Venus` | `Mars` | `Jupiter` | `Saturn` | `Uranus` | `Neptune` | `Custom`

Небесное тело в виде Earth, Moon, Mercury, Venus, Mars, Jupiter, Saturn, Uranus, Neptune, или Custom, вокруг которого космический аппарат задан в орбитах вкладки Orbit.

Программируемое использование

Параметры блоков: centralBody

Ввод: символьный вектор

Значение по умолчанию: 'Earth'

`Gravitational potential model` — Модель Gravity для центрального тела
`Spherical harmonics` когда набор Central body к `Earth`, `Moon`, `Mars`, или `Custom`, `Oblate ellipsoid` когда набор Central body к `Mercury`, `Venus`, `Jupiter`, `Saturn`, `Uranus`, или `Neptune` (значение по умолчанию) | `Point-mass` | `Oblate ellipsoid (J2)`

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

Зависимости

Доступные параметры основаны на настройках Central body.

Земля, луна, Марс, или пользовательский	Меркурий, Венера, Юпитер, Сатурн, Уран или Нептун
`Spherical harmonics`	`Oblate ellipsoid (J2)`
`Point-mass`	`Point-mass`
`Oblate ellipsoid (J2)`	—

Программируемое использование

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

Ввод: символьный вектор

Значения: 'Spherical harmonics' | 'Point-mass' | 'Oblate ellipsoid (J2)' когда centralBody установите на 'Earth', 'Moon', 'Mars', или 'Custom'; 'Point-mass' | 'Oblate ellipsoid (J2)' когда centralBody установите на Mercury, Venus, Jupiter, Saturn, Uranus, или Neptune

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

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

Сферическая гармоническая гравитационная потенциальная модель, заданная согласно заданному Central body.

Зависимости

Доступные параметры основаны на настройках Central body:

Центральное тело	Сферическая гармоническая опция модели
Земля	EGM2008, EGM96 или EIGEN-GL04C
Луна	LP-100K или LP-165P
Марс	GMM2B

Программируемое использование

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

Ввод: символьный вектор

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

Значение по умолчанию: 'Spherical harmonics'

`Rotational rate` — Вращательный уровень
4.06124975e-3 (значение по умолчанию) | скаляр

Вращательный уровень пользовательского центрального тела в виде скаляра.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Central body на Custom.

Программируемое использование

Параметры блоков: 'customOmega'

Ввод: символьный вектор

Значения: '4.06124975e-3' | скаляр

Значение по умолчанию: '4.06124975e-3'

Типы данных: double

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

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

Этот файл должен содержать эти переменные:

Переменная	Описание
Re	Скаляр планеты экваториальный радиус в метрах (м).
GM	Скаляр планетарного гравитационного параметра в метрах, возведенных в куб в секунду, придал квадратную форму (m³S²) .
degree	Скаляр максимальной степени.
C	(degree +1) (degree +1) матрица, содержащая, нормировала сферическую гармоническую содействующую матрицу, C.
S	(degree +1) (degree +1) матрица, содержащая, нормировала сферическую гармоническую содействующую матрицу, S.

Зависимости

Включить этот параметр:

SetCentral body к Custom.
Установите Gravitational potential model to Spherical harmonics.

Программируемое использование

Параметры блоков: shFile

Ввод: символьный вектор

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

Значение по умолчанию: 'aerogmm2b.mat'

`Degree` — Степень гармонической модели
120 (значение по умолчанию) | скаляр | максимум 2 159

Степень гармонической модели в виде скаляра.

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

Включить этот параметр:

Установите Central body на Earth, Moon, Mars, или Custom.
Установите Gravitational potential model на Spherical harmonics.

Программируемое использование

Параметры блоков: shDegree

Ввод: символьный вектор

Значения: '80' | скаляр

Значение по умолчанию: '80'

`Use Earth orientation parameters (EOPs)` — Опция, чтобы использовать Наземные параметры ориентации
на (значении по умолчанию) | прочь

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

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Central body на Earth.

Программируемое использование

Параметры блоков: useEOPs

Ввод: символьный вектор

Значения: 'on' | 'off'

Значение по умолчанию: 'on'

`IERS EOP data file` — Заземлите данные об ориентации
`aeroiersdata.mat` (значение по умолчанию) | MAT-файл

Пользовательский список Наземных данных об ориентации, заданных в MAT-файле.

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите флажок Use Earth orientation parameters (EOPs).
Установите Central body на Earth.

Программируемое использование

Параметры блоков: eopFile

Ввод: символьный вектор

Значения: 'aeroiersdata.mat' | MAT-file

Значение по умолчанию: 'aeroiersdata.mat'

`Input Moon libration angles` — Лунный уровень Угла Эйлера колебания
от (значения по умолчанию) | на

Чтобы задать Эйлеровы углы колебания (φ θ ψ) для Лунной ориентации, установите этот флажок.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Central body на Moon.

Программируемое использование

Параметры блоков: useMoonLib

Ввод: символьный вектор

Значения: 'off' | 'on'

Значение по умолчанию: 'off'

`Output quaternion (ICRF to Fixed-frame)` — Опция, чтобы добавить выходной порт кватерниона преобразования
от (значения по умолчанию) | на

Чтобы добавить выходной порт кватерниона преобразования для преобразования кватерниона от ICRF до системы координат фиксированной системы координат, установите этот флажок. В противном случае снимите этот флажок.

Программируемое использование

Параметры блоков: outputTransform

Ввод: символьный вектор

Значения: 'off' | 'on'

Значение по умолчанию: 'off'

`Central body spin axis source` — Центральный источник вращения тела
`Port` (значение по умолчанию) | `Dialog`

Центральный источник оси вращения тела в виде Port или Dialog. Блок использует ось вращения, чтобы вычислить преобразование от ICRF до системы координат фиксированной системы координат для пользовательского центрального тела.

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Central body на Custom.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbPoleSrc

Ввод: символьный вектор

Значения: 'Port' | 'Dialog'

Значение по умолчанию: 'Port'

`Spin axis right ascension (RA) at J2000` — Правильный подъем центральной оси вращения тела в J2000
317.68143 (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Правильный подъем центральной оси вращения тела в J2000 (2451545.0 JD, 2000 1 января 12:00:00 TT) в виде двойного скаляра.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Central body на Custom.
Установите Central body spin axis source на Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbRA

Ввод: символьный вектор

Значения: '317.68143' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '317.68143'

`Spin axis RA rate (deg/century)` — Правильный уровень подъема центральной оси вращения тела
-0.1061 (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Правильный уровень подъема центральной оси вращения тела в виде двойного скаляра, в заданных угловых модулях/век.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Central body на Custom.
Установите Central body spin axis source на Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbRARate

Ввод: символьный вектор

Значения: '-0.1061' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '-0.1061'

`Spin axis declination (Dec) at J2000` — Наклон центральной оси вращения тела в J2000
52.88650 (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Наклон центральной оси вращения тела в J2000 (2451545.0 JD, 2000 1 января 12:00:00 TT) в виде двойного скаляра.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Central body на Custom.
Установите Central body spin axis source на Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbDec

Ввод: символьный вектор

Значения: '52.88650' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '52.88650'

`Spin axis Dec rate (deg/century)` — Уровень наклона центральной оси вращения тела
-0.0609 (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Уровень наклона центральной оси вращения тела в виде двойного скаляра, в заданных угловых модулях/век.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Central body на Custom.
Установите Central body spin axis source на Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbDecRate

Ввод: символьный вектор

Значения: '-0.0609' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '-0.0609'

`Initial rotation angle at J2000` — Угол поворота центрального тела x - ось
176.630 (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Угол поворота центральной оси X тела относительно x ICRF - ось в J2000 (2451545.0 JD, 2000 1 января 12:00:00 TT) в виде двойного скаляра, в заданных угловых модулях.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Central body на Custom.
Установите Central body spin axis source на Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbRotAngle

Ввод: символьный вектор

Значения: '176.630' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '176.630'

`Rotation rate (deg/day)` — Уровень вращения центрального тела x - ось
350.89198226 (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Уровень вращения центральной оси X тела относительно x ICRF - ось (2451545.0 JD, 2000 1 января 12:00:00 UTC) в виде двойного скаляра, в угловых модулях/день.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Central body на Custom.
Установите Central body spin axis source на Dialog.

Программируемое использование

Параметры блоков: cbRotRate

Ввод: символьный вектор

Значения: '350.89198226' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '350.89198226'

`Equatorial radius` — Экваториальный радиус
3396200 (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Экваториальный радиус для пользовательского центрального тела в виде двойного скаляра.

Настраиваемый: да

Зависимости

Чтобы включить этот параметр, установите Gravitational potential model на Point-mass или Oblate ellipsoid (J2).

Программируемое использование

Параметры блоков: customR

Ввод: символьный вектор

Значения: '3396200' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '3396200'

`Flattening` — Выравнивание отношения
0.00589 (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Выравнивание отношения для пользовательского центрального тела в виде двойного скаляра.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Central body на Custom.
Установите Gravitational potential model на Point-mass или Oblate ellipsoid (J2).

Программируемое использование

Параметры блоков: customF

Ввод: символьный вектор

Значения: '0.00589' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '0.00589'

`Gravitational parameter` — Гравитационный параметр
`4.305e13` (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Гравитационный параметр для пользовательского центрального тела в виде двойного скаляра.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Central body на Custom.
Установите Gravitational potential model на Point-mass или Oblate ellipsoid (J2).

Программируемое использование

Параметры блоков: customMu

Ввод: символьный вектор

Значения: '4.305e13' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '4.305e13'

`Second degree zonal harmonic (J2)` — Старший значащий или самый большой сферический гармонический термин
`1.0826269e-03` (значение по умолчанию) | удваивает скаляр

Старший значащий или самый большой сферический гармонический термин, который составляет сплющенность небесного тела в виде двойного скаляра.

Настраиваемый: да

Зависимости

Включить этот параметр:

Установите Central body на Custom.
Установите Gravitational potential model на Oblate ellipsoid (J2).

Программируемое использование

Параметры блоков: customJ2

Ввод: символьный вектор

Значения: '1.0826269e-03' | двойной скаляр

Значение по умолчанию: '1.0826269e-03'

Модули

`Units` — Параметр и блоки портов
`Metric (m/s)` (значение по умолчанию) | `Metric (km/s)` | `Metric (km/h)` | `English (ft/s)` | `English (kts)`

Параметр и блоки портов в виде показанного здесь.

Модули	Силы	Момент	Масса	Инерция	Единицы расстояния	Скоростные единицы	Ускоряющие модули
`Metric (m/s)`	Ньютон	Ньютон-метр	Килограммы	Килограмм m²	метры	метры/секунда	метры/секунда²
`Metric (km/s)`	Ньютон	Ньютон-метр	Килограммы	Килограмм m²	километры	километры/секунда	километры/секунда²
`Metric (km/h)`	Ньютон	Ньютон-метр	Килограммы	Килограмм m²	километры	километры/час	километры/час²
`English (ft/s)`	Сила фунта	Футо-фунт	Краткие заголовки	Отложите ft²	футы	ноги/секунда	ноги/секунда²
`English (kts)`	Сила фунта	Футо-фунт	Краткие заголовки	Отложите ft²	морская миля	узлы	узлы/секунда

Программируемое использование

Параметры блоков: units

Ввод: символьный вектор

Значения: 'Metric (m/s)' | 'Metric (km/s)' | 'Metric (km/h)' | 'English (ft/s)' | 'English (kts)'

Значение по умолчанию: 'Metric (m/s)'

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

Параметр и блоки портов для углов в виде Degrees или Radians.

Программируемое использование

Параметры блоков: angleUnits

Ввод: символьный вектор

Значения: 'Degrees' | 'Radians'

Значение по умолчанию: 'Degrees'

`Time format` — Формат времени для даты начала и время выводится
`Julian date` (значение по умолчанию) | `Gregorian`

Формат времени для Start date/time (UTC Julian date) и выходного порта _tutc в виде Julian date или Gregorian.

Программируемое использование

Параметры блоков: timeFormat

Ввод: символьный вектор

Значения: 'Julian date' | 'Gregorian'

Значение по умолчанию: 'Julian date'

Примеры модели

Getting Started with the Spacecraft Dynamics Block

Начало работы с относящимся к космическому кораблю блоком динамики

Модель шесть движущих сил твердого тела степени свободы космического аппарата или созвездие космического аппарата с блоком Spacecraft Dynamics из Aerospace Blockset.

Скрипт Open Live Script

Алгоритмы

развернуть все

Системы координат

Кладка блоков Spacecraft Dynamics в ICRF и системах координат фиксированной системы координат.

ICRF — Международная Астрономическая Система координат. Эта система координат может быть обработана как равная системе координат ECI, понятой в J2000 (1 января 2000 12:00:00 TT). Для получения дополнительной информации см. Координаты ECI.
Фиксированная система координат — Фиксированная система координат является общим обозначением для системы координат, которая фиксируется к центральному телу. Оси системы вращаются с центральным телом и не фиксируются в инерциальном пространстве. Если флажок Use Earth orientation parameters (EOPs) не устанавливается, блок все еще использует сокращение IAU2000/2005, но с Наземным набором параметров ориентации к 0.
- Когда Central Body является Earth и флажок Use Earth orientation parameters (EOPs) устанавливается, система координат фиксированной системы координат для Луны является Средней системой координат оси Земли/полюса (ME). Эта система координат понята двумя преобразованиями. Во-первых, значения в системе координат ICRF преобразовываются в Основную Систему координат (усилитель мощности (УМ)), который является осью, заданной углами колебания, предоставленными как входные параметры блоку (для получения дополнительной информации, смотрите Moon Libration). Состояния затем преобразовываются в систему ME с помощью фиксированного вращения из "Отчета Рабочей группы IAU/IAG на картографических координатах и вращательных элементах: 2006" [7].
- Когда Central Body является Moon и флажок Input Moon libration angles устанавливается, система координат фиксированной системы координат для Луны является системой координат, заданной углами колебания, предоставленными как входные параметры блоку (для получения дополнительной информации, смотрите Moon Libration).
- Когда Central Body является Custom, система координат фиксированной системы координат задана полюсами вращения, и нулевой меридиан, заданный блоком, ввел α, δ, W, или свойства оси вращения. Во всех других случаях фиксированная система координат для каждого центрального тела задана направлениями полюсов вращения и нулевых меридианов, заданных в "Отчете Рабочей группы IAU/IAG на картографических координатах и вращательных элементах: 2006" [7].

Поступательная динамика

Блок Spacecraft Dynamics использует Simulink^® решатель, чтобы решить поступательные и вращательные уравнения движения одного или нескольких космических аппаратов. Блоком поступательная динамика управляют эти уравнения:

$\vec{a_{i c r f}} = {\overset{⇀}{a}}_{c e n t r a l b o d y g r a v i t y} + b o d y 2 i n e r t i a l (\frac{{\overset{⇀}{F}}_{b}}{m}) \vec{a_{a p p l i e d}}$

$\vec{a_{i c r f}} \underset{объединяться}{\Rightarrow} \vec{r_{i c r f}}, \vec{v_{i c r f}}$

где:

${\vec{a}}_{a p p l i e d}$ пользовательские ускоряющие компоненты от A (примененное ускорение) порт.
${\vec{F}}_{b}$ входные компоненты массовой силы.
m является относящейся к космическому кораблю массой.

Метод для вычисления центрального ускорения тела зависит от текущей установки для параметра Gravitational potential model. Для моделей силы тяжести, которые включают несферические ускоряющие термины, блок вычисляет несферическую силу тяжести в скоординированной системе фиксированной системы координат (например, ITRF, в случае Земли). Однако блок всегда выполняет численное интегрирование в инерционной системе координат ICRF. Поэтому в каждый такт, блок:

Преобразовывает состояния положения и скорости в фиксированную систему координат.
Вычисляет несферическую силу тяжести в фиксированной системе координат.
Преобразовывает получившееся ускорение в инерционную систему координат.
Суммирует получившееся ускорение с другими ускоряющими терминами.
Интегрирует суммированные ускоряющие термины.

Масса точки

Эта опция обрабатывает центральное тело как массу точки, только включая эффекты сферической силы тяжести с помощью закона Ньютона универсальной гравитации.

${\vec{a}}_{centralBodyGravity} = - \frac{μ}{r^{2}} \frac{\vec{r_{i c r f}}}{r}$

где μ является стандартным параметром гравитации центрального тела.

Посвятивший себя монашеской жизни эллипсоид

В дополнение к сферической силе тяжести эта опция включает эффекты беспокойства зонального гармонического коэффициента силы тяжести второй степени J ₂, составляя сплющенность центрального тела. J ₂ счета на подавляющее большинство центральных тел гравитационное отклонение от совершенной сферы.

${\vec{a}}_{centralBodyGravity} = - \frac{μ}{r^{2}} \frac{\vec{r_{i c r f}}}{r} + f i x e d 2 i n e r t i a l ({\vec{a}}_{n o n s p h e r i c a l}),$

где:

$\begin{array}{l} {\vec{a}}_{n o n s p h e r i c a l} = {[\frac{1}{r} \frac{\partial}{\partial r} U - \frac{r_{f f_{k}}}{r^{2} \sqrt{r_{f f_{i}}^{2}} + r_{f f_{j}}^{2}} \frac{\partial}{\partial ϕ} U] r_{f f_{i}}} i \\ + {[\frac{1}{r} \frac{\partial}{\partial r} U + \frac{r_{f f_{k}}}{r^{2} \sqrt{r_{f f_{i}}^{2}} + r_{f f_{j}}^{2}} \frac{\partial}{\partial ϕ} U] r_{f f_{j}}} j \\ + {\frac{1}{r} (\frac{\partial}{\partial r} U) r_{k} + \sqrt{\frac{r_{f f_{i}}^{2} + r_{f f_{j}}^{2}}{^{r^{2}}}} \frac{\partial}{\partial ϕ} U} k \end{array}$

учитывая частные производные в сферических координатах:

$\frac{\partial}{\partial r} U = \frac{3 μ}{r^{2}} {(\frac{R_{c b}}{r})}^{2} P_{2, 0} [\sin (ϕ)] J_{2}$

$\frac{\partial}{\partial ϕ} U = - \frac{u}{r} {(\frac{R_{c b}}{r})}^{2} P_{2, 1} [\sin (ϕ)] J_{2}$

где:

ϕ и λ являются спутниковой геоцентрической широтой и долготой.
P _2,0 и P _2,1 связанных Функции Лежандра.
μ является стандартным параметром гравитации центрального тела.
R _cb является центральным телом экваториальный радиус.

Преобразование fixed2inertial преобразует положение фиксированной системы координат, скорость и ускорение в систему координат ICRF с источником в центре центрального тела, составляя центробежное и кориолисово ускорение. Для получения дополнительной информации о фиксированных и intertial системах координат, используемых для каждого центрального тела, смотрите Системы координат.

Сферические гармоники

Эта опция добавляет увеличенную точность включением эффектов возмущения высшего порядка, составляющих зональные, секторные, и тессеральные гармоники. Для ссылки нулевой порядок второй степени зональный гармонический J ₂ является-C2,0. Модель Spherical Harmonics составляет гармоники до макс. степени l =lmax, который варьируется центральным телом и геопотенциальной моделью.

${\vec{a}}_{centralBodyGravity} = - \frac{μ}{r^{2}} \frac{\vec{r_{i c r f}}}{r} + f i x e d 2 i n e r t i a l ({\vec{a}}_{n o n s p h e r i c a l}),$

где

учитывая частные производные

$\frac{\partial}{\partial r} U = - \frac{u}{r^{2}} {\sum_{l = 2}^{l_{\max}} \sum_{m = 0}^{l} (\frac{R_{c b}}{r})}^{l} (l + 1) P_{l, m} [\sin (ϕ)] {C_{l, m} \cos (m λ) + S_{l, m} \sin (m λ)}$

$\frac{\partial}{\partial ϕ} U = \frac{u}{r} {\sum_{l = 2}^{l_{\max}} \sum_{m = 0}^{l} (\frac{R_{c b}}{r})}^{l} {P_{l, m + 1} [\sin (ϕ)] - (m) \tan (ϕ) P_{l, m} [\sin (ϕ)]} {C_{l, m} \cos (m λ) + S_{l, m} \sin (m λ)}$

$\frac{\partial}{\partial λ} U = \frac{u}{r} {\sum_{l = 2}^{l_{\max}} \sum_{m = 0}^{l} (\frac{R_{c b}}{r})}^{l} (m) P_{l, m} [\sin (ϕ)] {S_{l, m} \cos (m λ) - C_{l, m} \sin (m λ)},$

где:

ϕ и λ являются спутниковой геоцентрической широтой и долготой.
P _{l, m} являются сопоставленные Функции Лежандра.
μ является стандартным параметром гравитации центрального тела.
R _cb является центральным телом экваториальный радиус.
C _{l, m} и S _{l, m} является ненормированными гармоническими коэффициентами.

Вращательная динамика

Вращательными движущими силами управляют:

${\dot{\vec{ω}}}_{b_{i c r f}} = [\vec{M_{b}} - {\vec{ω}}_{b_{i c r f}} \times (I_{m o m} {\vec{ω}}_{b_{i c r f}}) - {\dot{I}}_{m o m} {\vec{ω}}_{b_{i c r f}}] inv (I_{m o m})$

${\dot{\vec{ω}}}_{b_{i c r f}} \underset{объединяться}{\Rightarrow} {\vec{q}}_{b_{i c r f}}, {\vec{ω}}_{b_{i c r f}},$

где:

${\vec{M}}_{b}$ компоненты момента тела.

$I_{m o m}$ относящаяся к космическому кораблю матрица тензора инерции.

Когда Mass type является Fixed, ${\dot{I}}_{m o m}$ равняется 0.

Когда Mass type является Simple Variable, это уравнение оценивает скорость изменения тензора инерции:

${\dot{I}}_{m o m} = \frac{I_{f u l l} - I_{e m p t y}}{m_{f u l l} - m_{e m p t y}} \dot{m}$

Это уравнение дает скорость изменения вектора кватерниона:

$[\begin{matrix} {\dot{q}}_{0} \\ {\dot{q}}_{1} \\ {\dot{q}}_{2} \\ {\dot{q}}_{3} \end{matrix}] = [\begin{matrix} 0 & ω_{b} (1) & ω_{b} (2) & ω_{b} (3) \\ - ω_{b} (1) & 0 & - ω_{b} (3) & ω_{b} (2) \\ - ω_{b} (2) & ω_{b} (3) & 0 & - ω_{b} (1) \\ - ω_{b} (3) & - ω_{b} (2) & ω_{b} (1) & 0 \end{matrix}] [\begin{matrix} q_{0} \\ q_{1} \\ q_{2} \\ q_{3} \end{matrix}]$

Ссылки

[1] Vallado, Дэвид. Основные принципы Астродинамики и Приложений. 4-й редактор Хоуторн, CA: Нажатие Микромира, 2013.

[2] Vepa, Раньян. Динамика и управление автономных космических кораблей и робототехники. Нью-Йорк: Издательство Кембриджского университета, 2019.

[3] Стивенс, Франк Л. и Брайан Л. Стивенс. Управление самолетом и Симуляция. 2-й редактор Хобокен, NJ: John Wiley & Sons, 2003.

[4] Готтлиб, R. G. Быстрая сила тяжести, сила тяжести Partials, нормированная сила тяжести, крутящий момент градиента силы тяжести и магнитное поле: деривация, код и данные. Отчет 188243 подрядчика НАСА. Хьюстон: НАСА, февраль 1993.

[5] Konopliv, A. S. С. В. Асмэр, Э. Каррэнза, В. Л. Сджоджен, Д. Н. Юань. "Недавние Модели Силы тяжести в результате Лунной Миссии Разведчика". Икар 150, № 1 (2001): 1–18.

[6] Lemoine, F. G. и др. "Улучшенное Решение Поля Силы тяжести Марса (GMM-2B) от Глобального Инспектора Марса". Журнал Геофизического Исследования 106, № E10 (2001): 23359–23376.

[7] Зайделманн, П. Кеннет и др. "Отчет Рабочей группы IAU/IAG на Картографических Координатах и Вращательных Элементах: 2006". Астрономический Механик Дин Астр 98 (20017): 155–180 (2007).

[8] Чернильница, E. M. "JPL Планетарный и Лунный Ephemerides". DE405/LE405. Межстанционный меморандум. JPL IOM 312. F-98-048. 26 августа 1998.

Расширенные возможности

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

Введенный в R2021b

Документация

Spacecraft Dynamics

Описание

Порты

Входной параметр

Fb — Приложенные силы Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Зависимости

Mb — Прикладные моменты Вектор с 3 элементами | m-by-3 массив

Зависимости

A — Внешнее ускорение Вектор с 3 элементами | m-by-3 массив

Зависимости

— Лунные углы колебания Вектор с 3 элементами

Зависимости

αδW — Правильный подъем, наклон и угол поворота Вектор с 3 элементами

Зависимости

m — Относящаяся к космическому кораблю масса скаляр | 1D массив размера numSat

Зависимости

dm/dt — Скорость изменения массы скаляр | 1D массив размера numSat

Зависимости

I — Относящийся к космическому кораблю тензор инерции Массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Зависимости

dI/dt — Скорость изменения матрицы тензора инерции Массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

Зависимости

Vre — Относительная скорость Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Зависимости

Вывод

X — Положение космического аппарата Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Зависимости

V — Скорость Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Зависимости

A — Общее инерционное ускорение Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Зависимости

qbody2icrf — Относящийся к космическому кораблю кватернион отношения Кватернион с 4 элементами | numSat-by-4 массив

Зависимости

DCM — Относящаяся к космическому кораблю матрица направляющего косинуса отношения Массив 3х3 | numSat - массивом 3х3

Зависимости

R1,R2,R3 — Относящиеся к космическому кораблю Углы Эйлера отношения Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Зависимости

— Угловой уровень космического аппарата Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Зависимости

dω/dt — Тело угловое ускорение Массив с 3 элементами | numSat-by-3 массив

Зависимости

qicrf2ff — Преобразование системы координат Массив с 4 элементами

Зависимости

tutc — Время на шаге текущего времени скаляр | массив с 6 элементами

Зависимости

Fuel Status — Состояние Fuel скаляр | numSat - массив элемента

Зависимости

Параметры

Основной

Input body forces — Опция, чтобы включить внешние силы на (значении по умолчанию) | прочь

Программируемое использование

Input body moments — Опция, чтобы включить внешние моменты на (значении по умолчанию) | прочь

Программируемое использование

Input external accelerations — Опция, чтобы ввести дополнительные ускорения силы от (значения по умолчанию) | на

Программируемое использование

External acceleration coordinate frame — Структурируйте для ускоряющего входного порта ICRF (значение по умолчанию) | Fixed-frame

Зависимости

Программируемое использование

State vector output coordinate frame — Положение и скорость утверждают систему координат координаты выходного порта ICRF (значение по умолчанию) | Fixed-frame

Программируемое использование

Output total inertial acceleration — Опция, чтобы включить общий ускоряющий порт от (значения по умолчанию) | на

Зависимости

Программируемое использование

Зависимости

Программируемое использование

Output current date/time (UTC Julian date) — Опция, чтобы добавить выходной порт tutc на (значении по умолчанию) | прочь

Зависимости

Программируемое использование

Action for out-of-range input — Из области значений блокируйте поведение Warning (значение по умолчанию) | Error | None

Программируемое использование

Масса

Mass type — Относящийся к космическому кораблю тип массы Fixed (значение по умолчанию) | Simple Variable | Custom Variable

Программируемое использование

Mass — Начальная масса космического аппарата твердого тела 4.0 (значение по умолчанию) | скаляр | вектор из размера numSat

Зависимости

Программируемое использование

Empty mass — Космический аппарат пустая масса3.5 (значение по умолчанию) | скаляр | вектор из размера numSat

Зависимости

Программируемое использование

`_Fb` — Приложенные силы
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`_Mb` — Прикладные моменты
Вектор с 3 элементами | m-by-3 массив

`A` — Внешнее ускорение
Вектор с 3 элементами | m-by-3 массив

— Лунные углы колебания
Вектор с 3 элементами

`αδW` — Правильный подъем, наклон и угол поворота
Вектор с 3 элементами

`m` — Относящаяся к космическому кораблю масса
скаляр | 1D массив размера numSat

`dm/dt` — Скорость изменения массы
скаляр | 1D массив размера numSat

`I` — Относящийся к космическому кораблю тензор инерции
Массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

`dI/dt` — Скорость изменения матрицы тензора инерции
Массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

`_Vre` — Относительная скорость
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`X` — Положение космического аппарата
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`V` — Скорость
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`A` — Общее инерционное ускорение
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`_qbody2icrf` — Относящийся к космическому кораблю кватернион отношения
Кватернион с 4 элементами | numSat-by-4 массив

`DCM` — Относящаяся к космическому кораблю матрица направляющего косинуса отношения
Массив 3х3 | numSat - массивом 3х3

`R1,R2,R3` — Относящиеся к космическому кораблю Углы Эйлера отношения
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

— Угловой уровень космического аппарата
Вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`dω/dt` — Тело угловое ускорение
Массив с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`_qicrf2ff` — Преобразование системы координат
Массив с 4 элементами

`_tutc` — Время на шаге текущего времени
скаляр | массив с 6 элементами

`Fuel Status` — Состояние Fuel
скаляр | numSat - массив элемента

`Input body forces` — Опция, чтобы включить внешние силы
на (значении по умолчанию) | прочь

`Input body moments` — Опция, чтобы включить внешние моменты
на (значении по умолчанию) | прочь

`Input external accelerations` — Опция, чтобы ввести дополнительные ускорения силы
от (значения по умолчанию) | на

`External acceleration coordinate frame` — Структурируйте для ускоряющего входного порта
`ICRF` (значение по умолчанию) | `Fixed-frame`

`State vector output coordinate frame` — Положение и скорость утверждают систему координат координаты выходного порта
`ICRF` (значение по умолчанию) | `Fixed-frame`

`Output total inertial acceleration` — Опция, чтобы включить общий ускоряющий порт
от (значения по умолчанию) | на

`Output current date/time (UTC Julian date)` — Опция, чтобы добавить выходной порт _tutc
на (значении по умолчанию) | прочь

`Action for out-of-range input` — Из области значений блокируйте поведение
`Warning` (значение по умолчанию) | `Error` | `None`

`Mass type` — Относящийся к космическому кораблю тип массы
`Fixed` (значение по умолчанию) | `Simple Variable` | `Custom Variable`

`Mass` — Начальная масса космического аппарата твердого тела
4.0 (значение по умолчанию) | скаляр | вектор из размера numSat

`Empty mass` — Космический аппарат пустая масса
3.5 (значение по умолчанию) | скаляр | вектор из размера numSat

`Full mass` — Космический аппарат полная масса
4.0 (значение по умолчанию) | скаляр | вектор из размера numSat

`Inertia tensor` — Матрица тензора инерции
[0.2273, 0, 0; 0 0.2273 0; 0 0 .0040] (значение по умолчанию) | массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

`Empty inertia tensor` — Пустая матрица тензора инерции
[0.1989, 0, 0; 0 0.1989 0; 0 0 .0035] (значение по умолчанию) | массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

`Full inertia tensor` — Полная матрица тензора инерции
[0.2273, 0, 0; 0, 0.2273, 0; 0, 0, .0040] (значение по умолчанию) | массив 3х3 | 3 3 numSat массивом

`Include mass flow relative velocity` — Опция, чтобы включить массовую скорость потока
от (значения по умолчанию) | на

`Limit mass flow when mass is empty or full` — Опция, чтобы ограничить массовый поток
от (значения по умолчанию) | на

`Output fuel tank status` — Опция, чтобы включить состояние топливного бака
на (значении по умолчанию) | прочь

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

`Orbit type` — Классификация орбит
`Keplerian` (значение по умолчанию) | `Elliptical equatorial` | `Circular` | `Circular equatorial`

`Semi-major axis` — Половина главной оси эллипса
6 786 000 (значений по умолчанию) | скаляр | 1D массив размера numSat

`Eccentricity` — Отклонение орбиты
0,01 (значения по умолчанию) | скаляр | значение между `0` и `1`, или больше, чем `1` поскольку Кеплеровская орбита вводит | 1D массив размера numSat

`Inclination` — Угол наклона орбитальной плоскости
50 (значений по умолчанию) | скаляр | 1D массив размера numSat | степени между 0 и 180 | радианы между 0 и пи

`RAAN` — Угловое расстояние в экваториальной плоскости
95 (значений по умолчанию) | скалярное значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat

`Argument of periapsis` — Угол от космического аппарата, возрастающего узел к периапсиде
93 (значения по умолчанию) | значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat

`True anomaly` — Угол между периапсидой и исходным положением космического аппарата
203 (значения по умолчанию) | скалярное значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat

`Longitude of periapsis` — Угол между x ICRF - ось и вектором эксцентриситета
100 (значений по умолчанию) | скаляр | значение между `0` и `360` | 1D массив размера numSat

`ICRF position` — Декартов радиус-вектор космического аппарата
[3649700.0 3308200.0 -4676600.0] (значение по умолчанию) | вектор с 3 элементами | | numSat-by-3 массив

`ICRF velocity` — Декартов вектор скорости космического аппарата
[-2750.8 6666.4 2573.4] (значение по умолчанию) | вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`Fixed-frame position` — Радиус-вектор космического аппарата
[-4142689.0 - 2676864.7 - 4669861.6] (значение по умолчанию) | вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`Fixed-frame velocity` — Вектор скорости космического аппарата
[1452.7 - 6720.7 2568.1] (значение по умолчанию) | вектор с 3 элементами | numSat-by-3 массив

`Attitude reference coordinate frame` — Отношение и угловой уровень координируют систему координат
`ICRF` (значение по умолчанию) | `Fixed-frame` | `NED` | `LVLH`