Транспортное средство CubeSat модели
Aerospace Blockset / Космический аппарат / Транспортные средства CubeSat
Транспортные средства моделей CubeSat блока CubeSat Vehicle, чтобы предоставить возможность планирования/быстрого прототипирования миссии высокого уровня быстро моделировать и распространять спутниковые орбиты, один спутник за один раз. (Чтобы распространить несколько спутников одновременно, смотрите блок Orbit Propagator.) Чтобы вместить рабочие процессы планирования созвездия, можно также использовать эти блоки многократно в модели. Укажите эту информацию для транспортного средства:
Начальное орбитальное состояние
Управление ориентацией (обращение) режим
Библиотека содержит три версии блока CubeSat Vehicle, предварительно сконфигурированного для этих общих режимов управления ориентацией:
Заземлите (Низшая точка) Обращение — Первичные точки вектора выравнивания к центру Земли
Отслеживание Sun — Первичный вектор выравнивания указывает на Sun
Пользовательское Обращение — Пользовательские векторы выравнивания и ограничения
AECEF (m/s2) — Ускорения транспортного средстваУскорения силы тяжести транспортного средства (включая силу тяжести) используемый для распространения орбиты в виде вектора из размера 3, в m/s2.
Типы данных: single | double
1st AlignmentBody — Первичный вектор выравниванияПервичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным ограничительным вектором.
Типы данных: double
1st ConstraintECI — Первичный ограничительный векторПервичное ограничительное определение вектора направления, в котором можно выровнять первичный вектор выравнивания.
Этот порт не доступен, когда Pointing mode установлен в Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking, которые подразумевали первичные ограничительные векторы.
Типы данных: double
1st AlignmentBody — Первичный вектор выравниванияПервичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным ограничительным вектором.
Типы данных: double
1st ConstraintECI — Первичный ограничительный векторПервичное ограничительное определение вектора направления, в котором можно выровнять первичный вектор выравнивания.
Направление зависит от Constraint coordinate system.
Этот порт не доступен, когда Pointing mode установлен в Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking, которые подразумевали первичные ограничительные векторы.
Типы данных: double
2nd AlignmentBody — Вторичный вектор выравниванияВторичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться со вторичным ограничительным вектором.
Типы данных: double
2nd ConstraintECI — Вторичный ограничительный векторВторичное ограничительное определение вектора направления, в котором можно выровнять вторичный вектор выравнивания.
Направление зависит от Constraint coordinate system.
Типы данных: double
XECEF — Позиция CubeSatСосредоточенные землей зафиксированные Землей компоненты позиции CubeSat в виде массива 3 на 1.
Типы данных: double
VECEF — Скоростные компонентыСосредоточенные землей зафиксированные Землей скоростные компоненты в виде массива 3 на 1.
Типы данных: double
qECI2Body — Вращение кватернионаВращение кватерниона от сосредоточенной Землей инерционной системы координат до Системы координат тела.
Типы данных: double
qECEF2Body — Массив кватернионаВращение кватерниона от сосредоточенной Землей зафиксированной Землей системы координат до Системы координат тела.
Типы данных: double
Start date [Julian date] — Начальная дата начала симуляцииНачальная дата начала симуляции. Блок задает начальные условия с помощью этой даты.
Совет
Чтобы вычислить дату Джулиана, используйте juliandate функция.
Параметры блоков:
sim_t0 |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: Juliandate |
Значение по умолчанию:
'2458488' |
Input method — Начальное транспортное средствоKeplerian Orbital Elements (значение по умолчанию) | ECI Position and Velocity | ECEF Position and Velocity | Geodetic LatLonAlt and Velocity in NEDНачальный метод ввода положения и скорости транспортного средства.
Выбор Keplerian Orbital Elements метод ввода включает эти параметры:
Epoch of ECI frame [Julian date]
Semi-major axis [m]
Eccentricity
Inclination [deg]
Right ascension of the ascending node [deg]
Argument of periapsis [deg]
True anomaly [deg]
True longitude [deg] (circular equatorial)
Argument of latitude [deg] (circular inclined)
Longitude of periapsis [deg] (elliptical equatorial)
Выбор ECI Position and Velocity метод ввода включает эти параметры:
Epoch of ECI frame [Julian date]
ECI position vector [m]
ECI velocity vector [m/s]
Выбор ECEF Position and Velocity метод ввода включает эти параметры:
ECEF position vector [m]
ECEF velocity vector [m/s]
Выбор Geodetic LatLonAlt and Velocity in NED метод ввода включает эти параметры:
Geodetic latitude, longitude, altitude [deg, deg, m]
NED velocity vector [m/s]
Параметры блоков:
method |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Keplerian Orbital Elements' | 'ECI Postion and Velocit' | 'ECEF Postion and Velocity' | 'Geodetic LatLonAlt and Velocity in NED' |
Значение по умолчанию:
'Keplerian Orbital Elements' |
Epoch of ECI frame [Julian date] — Эпоха системы координат ECIЭпоха ECI структурирует в виде даты Джулиана.
Совет
Чтобы вычислить дату Джулиана конкретной даты, используйте juliandate функция.
Параметры блоков:
epoch |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: Юлианский формат даты |
Значение по умолчанию:
'2451545' |
Semi-major axis [m] — CubeSat полуглавная осьCubeSat полуглавная ось (половина самого длинного диаметра орбиты), заданный в m.
Параметры блоков:
a |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'6878137' |
Eccentricity — Орбитальный эксцентриситетОтклонение орбиты CubeSat от A Perfect Circle.
Параметры блоков:
ecc |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Inclination [deg] — Угол наклона CubeSat орбитальная плоскостьУгол наклона CubeSat орбитальная плоскость, заданная между 0 и 180 градусов.
Параметры блоков:
incl |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Right ascension of the ascending node [deg] — Угловое расстояние в экваториальной плоскостиУгловое расстояние в экваториальной плоскости от x - ось к местоположению возрастающего узла (указывают, в котором спутник пересекает экватор с юга на север), заданный между 0 и 360 градусов.
Параметры блоков:
omega |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Argument of periapsis [deg] — Угол от тела CubeSat, возрастающего узел к периапсидеУгол от тела CubeSat, возрастающего узел к периапсиде (самая близкая точка орбиты, чтобы Заземлить), заданный между 0 и 360 градусов.
Параметры блоков:
argp |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
True anomaly [deg] — Угол между периапсидой и текущим положением CubeSatУгол между периапсидой (самая близкая точка орбиты, чтобы Заземлить) и текущее положение CubeSat, заданного между 0 и 360 градусов.
Параметры блоков:
nu |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
True longitude [deg] (circular equatorial) — Угол между x - ось периапсиды и положением вектора CubeSatУгол между x - ось периапсиды и положением вектора CubeSat, заданного между 0 и 360 градусов.
Параметры блоков:
truelon |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Argument of latitude [deg] (circular inclined) — Угол между возрастающим узлом и спутниковым радиус-векторомУгол между возрастающим узлом и спутниковым радиус-вектором, заданным между 0 и 360 градусов.
Параметры блоков:
arglat |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
Longitude of periapsis [deg] (elliptical equatorial) — Угол между x - ось периапсиды и вектором эксцентриситетаУгол между x - ось периапсиды и вектором эксцентриситета, заданным между 0 и 360 градусов.
Параметры блоков:
lonper |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'0' |
ECI position vector [m] — Декартов радиус-векторДекартов радиус-вектор спутника в ECI координирует систему координат в Start Date.
Параметры блоков:
r_eci |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECI velocity vector [m/s] — Декартов вектор скоростиДекартов вектор скорости спутника в ECI координирует систему координат в Start Date.
Параметры блоков:
v_eci |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECEF position vector [m] — Декартов радиус-векторДекартов радиус-вектор спутника в ECEF координирует систему координат в Start Date.
Параметры блоков:
r_ecef |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
ECEF velocity vector [m/s] — Декартов вектор скоростиДекартов вектор скорости спутника в ECEF координирует систему координат в Start Date.
Параметры блоков:
v_ecef |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
Geodetic latitude, longitude, altitude [deg, deg, m] — Геодезическая широта и долгота и высотаГеодезическая широта и долгота, в градусе и высоте выше эллипсоида WGS84, в m.
Параметры блоков:
lla |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
NED velocity vector [m/s] — Скорость телаСкорость тела относительно Сосредоточенного землей зафиксированного землей (ECEF), описанного на северо-востоке вниз (NED), координирует систему координат в виде вектора в m/s.
Параметры блоков:
v_ned |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
Initial Euler angles (roll, pitch, yaw) [deg] — Начальные Эйлеровы углы поворотаНачальные Эйлеровы углы поворота (крен, тангаж, рыскание) между Телом и NED координируют системы координат, заданные в градусах.
Параметры блоков:
euler |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
Initial body angular rates [deg/s] — Начальные угловые уровниНачальные угловые уровни относительно системы координат NED, описанной в Системе координат тела в виде вектора.
Параметры блоков:
pqr |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'[0 0 0]' |
Pointing mode — Режим обращения транспортного средства CubeSatEarth (Nadir) Pointing (значение по умолчанию) | Sun Tracking | Custom Pointing | Standby (Off)Режим обращения транспортного средства CubeSat в виде Earth (Nadir) Pointing, Sun Tracking, или Custom Pointing. Транспортное средство CubeSat использует указывающий режим для точного управления ориентацией. Ни для какого управления ориентацией выберите Standby (Off).
Параметры блоков:
pointingMode |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Earth (Nadir) Pointing' | 'Sun Tracking' | 'Custom Pointing' | 'Standby (Off)' |
Значение по умолчанию:
'Earth (Nadir) Pointing' |
Primary alignment vector (Body wrt BCM) — Первичный вектор выравниванияDialog (значение по умолчанию) | Input portПервичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным ограничительным вектором.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете первичный вектор выравнивания. Значением по умолчанию является [0 0 1].
Выбор Input port включает 1st Входной порт AlignmentBody, в котором вы задаете первичный вектор выравнивания.
Параметры блоков:
firstAlign |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[0 0 1]' |
Параметры блоков:
firstAlignExt |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Secondary alignment vector (Body wrt BCM) — Вторичный вектор выравниванияDialog (значение по умолчанию) | Input portВторичный вектор выравнивания, в Системе координат тела, чтобы выровняться со вторичным ограничительным вектором.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете вторичный вектор выравнивания. Значением по умолчанию является [0 1 0].
Выбор Input port включает 2nd Входной порт AlignmentBody, в котором вы задаете вторичный вектор выравнивания.
Параметры блоков:
secondAlign |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[0 1 0]' |
Параметры блоков:
secondAlignExt |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Constraint coordinate system — Ограничительная система координатECI Axes (значение по умолчанию) | ECEF Axes | NED Axes | Body-Fixed AxesОграничительная система координат в виде ECI Axes, ECEF Axes, NED Axes, или Body-Fixed Axes.
Параметры блоков:
constraintCoord |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'ECI Axes' | 'ECEF Axes' | 'NED Axes' | 'Body-Fixed Axes' |
Значение по умолчанию:
'ECI Axes' |
Primary constraint vector (wrt BCM) — Первичный ограничительный векторDialog (значение по умолчанию) | Input portПервичный ограничительный вектор, в Системе координат тела, чтобы выровняться с первичным вектором выравнивания.
Этот параметр отключен, когда Pointing mode является Earth (Nadir) Pointing или Sun Tracking.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете первичный ограничительный вектор. Значением по умолчанию является [1 0 0].
Выбор Input port включает 1st входной порт constraintBody, в котором вы задаете первичный ограничительный вектор.
Параметры блоков:
firstRef |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[1 0 0]' |
Параметры блоков:
firstRefExt |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Secondary constraint vector (wrt BCM) — Вторичный ограничительный векторDialog (значение по умолчанию) | Input portВторичный ограничительный вектор, в Системе координат тела, чтобы выровняться со вторичным вектором выравнивания.
Выбор Dialog включает текстовое поле, в котором вы задаете вторичный ограничительный вектор. Значением по умолчанию является [0 0 1].
Выбор Input port включает 2nd входной порт constraintBody, в котором вы задаете вторичный ограничительный вектор.
Параметры блоков:
secondRef |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[0 0 1]' |
Параметры блоков:
secondRefExt |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Input port' | 'Dialog' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Analysis run time source — Источник времени выполнения для аналитического live скрипта миссииDialog (значение по умолчанию) | Model Stop TimeИсточник времени выполнения для аналитического live скрипта миссии в виде:
Dialog — Заданный в параметре Run time.
Model Stop Time — Заданный в параметре конфигурации модели Stop Time.
Параметры блоков:
missionRTSource |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'Dialog' | 'Model StopTime' |
Значение по умолчанию:
'Dialog' |
Run time [sec] — Время выполнения для аналитического live скрипта миссииВремя выполнения для аналитического live скрипта миссии в виде скаляра.
Параметры блоков:
missionRT |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: скаляр |
Значение по умолчанию:
'6*60*60' |
Ground station geodetic latitude, longitude [deg, deg] — Местоположение наземной станцииМестоположение наземной станции в виде вектора, в геодезической широте и долготе в градусе, градусе.
Параметры блоков:
missionGS |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: вектор |
Значение по умолчанию:
'[42, -71]' |
Run TOI analysis — Включите время анализа миссии интересаУстановите этот флажок, чтобы включить время анализа интереса в миссии analysis.live скрипт
Параметры блоков:
missionTOICheck |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'on' | 'off' |
Значение по умолчанию:
'on' |
Time of interest [Julian date] — Представляющее интерес время для аналитического live скрипта миссии[] (значение по умолчанию) | дата ДжулианаВремя анализа миссии интереса в виде даты Джулиана. Чтобы использовать дату начала симуляции, введите пустой массив ([]).
Совет
Чтобы вычислить дату Джулиана, используйте juliandate функция.
Параметры блоков:
missionTOI |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: Juliandate |
Значение по умолчанию:
'[]' |
Camera field-of-view (FOV) half angle (deg) — Половина угла поля зрения[] | скалярПоловина угла поля зрения для низшей точки на-резком камера. Чтобы исключить из анализа, введите пустой массив ([]).
Параметры блоков:
missionEta |
| Ввод: символьный вектор |
Значения:
'[]' | скаляр |
Значение по умолчанию:
'55' |
Live script file name — Имя файла для аналитического отчета live скрипта миссииИмя файла для аналитического отчета live скрипта миссии, сгенерированного как live скрипт. Создать аналитический отчет миссии по умолчанию с форматом CubeSatMissionReport_currentdate.mlx, оставьте незаполненный параметр. Чтобы создать live скрипт аналитического отчета миссии, нажмите кнопку Create Live Script Report.
Чтобы создать live скрипт с заданным именем файла, нажмите кнопку Create Live Script Report. Если этот параметр является пробелом, блок создает live скрипт с именем файла по умолчанию.
Параметры блоков:
missionName |
| Ввод: символьный вектор |
| Значения: пустая запись | имя файла |
| Значение по умолчанию: пустая запись |
Create Live Script Report — Анализируйте миссию и создайте отчет live скриптаЧтобы анализировать миссию и создать отчет в формате live скрипта, нажмите эту кнопку. Создать аналитический отчет миссии по умолчанию с форматом CubeSatMissionReport_currentdate.mlx, оставьте незаполненный параметр. Чтобы создать live скрипт аналитического отчета миссии, нажмите кнопку Create Live Script Report.
Чтобы создать live скрипт с именем файла, заданным в Live script file name, нажмите кнопку Create Live Script Report. Если Live script file name является пробелом, блок создает live скрипт с именем файла по умолчанию.
Поведение изменяется в R2021a
CubeSat Vehicle теперь распространяет в системе координат координаты ECI с помощью Наземных данных о параметрах ориентации из aeroiersdata.mat файл. Результаты отличаются от предыдущих релизов, но более точны, чем с предыдущими версиями блока.
[1] Wertz, Джеймс Р, Дэвид Ф. Эверетт и Джеффри Дж. Пушелл. Разработка космической миссии: новый Smad. Хоуторн, CA: нажатие микромира, 2011. Печать.
Attitude Profile | Orbit Propagator | ecef2eci | eci2ecef | ijk2keplerian | juliandate | keplerian2ijk | siderealTime
1. Если смысл перевода понятен, то лучше оставьте как есть и не придирайтесь к словам, синонимам и тому подобному. О вкусах не спорим.
2. Не дополняйте перевод комментариями “от себя”. В исправлении не должно появляться дополнительных смыслов и комментариев, отсутствующих в оригинале. Такие правки не получится интегрировать в алгоритме автоматического перевода.
3. Сохраняйте структуру оригинального текста - например, не разбивайте одно предложение на два.
4. Не имеет смысла однотипное исправление перевода какого-то термина во всех предложениях. Исправляйте только в одном месте. Когда Вашу правку одобрят, это исправление будет алгоритмически распространено и на другие части документации.
5. По иным вопросам, например если надо исправить заблокированное для перевода слово, обратитесь к редакторам через форму технической поддержки.