Aerospace Toolbox обеспечивает способность смоделировать и визуализировать спутники в орбите, вычислить доступ с наземными станциями, визуализировать и анализировать линии связи с помощью satelliteScenario объект. Эта тема предоставляет обзор технических терминов, с которыми часто сталкиваются в визуализации сценария.
Геодезическая система использует координаты (lat, lon, h), чтобы представлять положение относительно опорного эллипсоида. Все геодезические координаты в спутниковом сценарии используют эллипсоид WGS84 в качестве опорного эллипсоида. Координатный источник WGS 84 предназначается, чтобы быть расположенным в центре Земли массы.
lat, широта, происходит на экватор. А именно, широта точки является углом, который нормальное к эллипсоиду в той точке делает с экваториальной плоскостью, которая содержит центр и экватор эллипсоида. Угол широты - в области значений [-90 °, 90 °]. Положительные широты соответствуют северным и отрицательным широтам, соответствуют югу.
lon, долгота, происходит в нулевом меридиане. А именно, долгота точки является углом, который плоскость, содержащая центр эллипсоида и меридиан, содержащий ту точку, делает с плоскостью, содержащей центр эллипсоида и нулевой меридиан. Положительные долготы измеряются в направлении против часовой стрелки от точки наблюдения над Северным полюсом. Как правило, долгота - в области значений [-180 °, 180 °] или [0 °, 360 °].
h, эллипсоидальная высота, измеряется вдоль нормального из опорного сфероида.
Система Сосредоточенного землей зафиксированного землей (ECEF) использует Декартовы координаты (X, Y, Z), чтобы представлять положение относительно центра опорного эллипсоида. Расстояние между центром эллипсоида и центром Земли зависит от опорного эллипсоида.
Положительная Ось X пересекает поверхность эллипсоида в широте на 0 ° и долготе на 0 °, где экватор соответствует нулевому меридиану.
Положительная Ось Y пересекает поверхность эллипсоида в широте на 0 ° и долготе на 90 °.
Положительная ось Z пересекает поверхность эллипсоида в широте на 90 ° и долготе на 0 °, Северном полюсе.
[1]
Чтобы описать точку в пространстве, вам нужна система отсчета, которая не вращается относительно звезд. Geocentric Celestial Reference Frame (GCRF), с источником в центральных и ортогональных векторах Земли I, J, и K, используется в качестве системы отсчета при добавлении satellite объекты к satelliteScenario. Основная плоскость является мной, J плоскость, которая практически выровнена с экватором с маленьким смещением, и K выравнивается тесно с Северным полюсом. Можно описать местоположение спутника с помощью радиус-вектора и вектора скорости в геоцентрическо-экваториальной системе координат.
При обращении к положению спутников, скорости, ускорению, ориентации и скорости вращения, должна всегда упоминаться система координат, в которой они описываются. Глобальные системы, такие как GCRF и геодезические системы описывают положение объекта с помощью триплета координат. Локальные системы, такие как NED и системы AER требуют двух триплетов координат: один триплет описывает местоположение источника, и другой триплет описывает местоположение объекта относительно источника.
Северо-восток вниз (NED) система использует Декартовы координаты (xСевер, yВосток, zВниз), чтобы представлять положение относительно локального источника. Локальный источник описан геодезическими координатами (lat0, lon0, h0). Как правило, локальный источник системы NED выше поверхности Земли.
Положительная ось xСевера указывает север вдоль меридиана долготы, содержащей lon0.
Положительная ось yВостока указывает восток вдоль параллели, содержащей lat0.
Положительная ось zВниз указывает вниз по нормали к эллипсоиду.
Система координат NED обычно используется, чтобы задать местоположение относительно движущегося спутника. Обратите внимание на то, что координаты не фиксируются к системе координат спутника.
Три линии пробегают спутник и пересекаются под прямым углом в центре спутника массы. Эти оси перемещаются со спутником и вращаются относительно Земли наряду с ремеслом.
Вращение вокруг оси вперед-назад называется roll.
Вращение вокруг оси от одной стороны к другой называется pitch.
Вращение вокруг вертикальной оси называется yaw.
Рыскание, тангаж и крен спутников следуют соглашению ISO. Эти углы имеют положительные направления по часовой стрелке при взгляде в положительном направлении осей. Если в противном случае не задано, Aerospace Toolbox по умолчанию использует порядок вращения крена тангажа рыскания для этих углов.
Система области значений вертикального изменения азимута (AER) использует сферические координаты (азимут, элевация, область значений), чтобы представлять положение относительно локального источника. Локальный источник описан геодезическими координатами (lat0, lon0, h0). Азимут, вертикальное изменение и наклонная область значений зависят от локальной Декартовой системы, например, системы NED.
азимут, азимут, по часовой стрелке угол в плоскости xEast-yNorth от положительной yNorth-оси до проекции объекта в плоскость.
элевация, вертикальное изменение, является углом от плоскости xEast-yNorth до объекта.
расположитесь, наклонная область значений, Евклидово расстояние между объектом и локальным источником.
Орбитальными элементами являются параметры, требуемые однозначно определять определенную орбиту. Требуется по крайней мере шесть параметров, чтобы исключительно задать орбиту и положение спутника в орбите. Три из параметров описывают то, на что орбитальная плоскость похожа и положение спутника в эллипсе, и другие три параметра описывают, как та плоскость ориентирована в астрономической инерционной системе координат и где спутник находится в той плоскости. Эти шесть параметров называются Кеплеровскими элементами или орбитальными элементами.
В этой схеме (желтый) orbital plane пересекает (серый) reference plane. Для Вращающихся вокруг земли спутников базовая плоскость обычно является плоскостью I-J Геоцентрической астрономической системы координат (GCRF).
Два элемента задают форму и размер эллипса:
Эксцентриситет (e) — Форма эллипса, описывая, как удлинение это сравнивается с кругом.
Полуглавная ось (a) — Сумма periapsis и расстояний apoapsis, разделенных на два. Периапсида является точкой, в которой орбитальный объект является самым близким к центру массы тела, вокруг которого это вращается. Апоапсида является точкой, в которой орбитальный объект дальше всего вдали от центра массы тела, вокруг которого это вращается. Для классических орбит 2D тела полуглавная ось является расстоянием между центрами тел.
Следующие два элемента задают ориентацию орбитальной плоскости, в которую встраивается эллипс:
Наклон (i) — Вертикальный наклон эллипса относительно базовой плоскости, измеренной в ascending node (куда орбита передает вверх через базовую плоскость, зеленый угол i в схеме). Угол наклона измеряется перпендикуляр к линии пересечения между орбитальной плоскостью и базовой плоскостью. Любые три точки на эллипсе зададут эллипс орбитальная плоскость.
Начиная с экваториальной орбиты орбитальная плоскость может быть наклонена. Угол, наклоненный от экватора, упоминается как наклонный угол, i. Поскольку центр земли должен всегда быть в орбитальной плоскости, точка в орбите, куда спутник передает экватор, продвигающийся, упоминается как возрастающий узел, и точкой, куда спутник передает экватор пути вниз, является descending node. Чертить линию через эти две точки на экваторе - то, что задает линию узлов.
Правильный подъем возрастающего узла (Ω) — Горизонтальная ориентация возрастающего узла эллипса (куда орбита передает вверх через базовую плоскость) относительно I осей системы координат.
Вращение правильного подъема возрастающего узла (RAAN) может быть любым номером между 0 и 360 °.
Остающиеся два элемента следующие:
Аргумент периапсиды (ω) — Ориентация эллипса в орбитальной плоскости, как угол, измеренный от возрастающего узла до периапсиды.
Истинная Аномалия (v) — Положение орбитального тела вдоль эллипса в определенное время. Положение спутников на пути измеряется против часовой стрелки от периапсиды и называется истинной аномалией, ν.
Aerospace Toolbox принимает файлы Two Line Element (TLE) как входные параметры к satellite. Чтобы загрузить файлы TLE, посетите веб-сайт дорожки Пробела.
Набор 2D линейного элемента является форматом данных, кодирующим список орбитальных элементов Наземного объекта перемещений по кругу для данного момента времени, эпоха. Орбитальные параметры элементов могут быть закодированы как текст во многих форматах. Наиболее распространенным из них является формат "2D линейных элементов" НАСА/NORAD. Как обычно используется сегодня, каждый спутник получает три линии – одна линия, содержащая имя спутника, сопровождаемое стандартными двумя линиями элементов.
Данные для каждого спутника состоят из трех линий.
Satellite 1 1 25544U 98067A 04236.56031392 .00020137 00000-0 16538-3 0 9993 2 25544 51.6335 344.7760 0007976 126.2523 325.9359 15.70406856328906
Линия 1 является спутниковым именем с одиннадцатью символами.
Линия 2 и 3 является стандартным форматом набора 2D Линейного элемента, идентичным используемому NORAD и НАСА.
| Столбец | Описание | Пример |
|---|---|---|
| 1 | Номер строки | 1 |
| 3 — 7 | Номер спутника | 25544 |
| 8 | Классификация Elset | U |
| 10 — 17 | Международное обозначение | 98067A |
| 19 — 32 | Набор элементов эпохи (UTC) | 04236.56031392 |
| 34 — 43 | Первая производная Среднего Движения относительно времени | .00020137 |
| 45 — 52 | Вторая производная Среднего Движения относительно Времени (принятая десятичная точка) | 00000-0 |
| 54 — 61 | BSTAR Коэффициент торможения. | 16538-3 |
| 63 | Тип набора элемента | 0 |
| 65 — 68 | Номер элемента | 999 |
| 69 | Контрольная сумма (по модулю 10) | 3 |
| Столбец | Описание | Примеры |
|---|---|---|
| 1 | Номер строки данных об элементе | 2 |
| 3 — 7 | Номер спутника | 25544 |
| 9 — 16 | Наклон [градусы] | 51.6335 |
| 18 — 25 | Долгота восходящего узла [градусы] | 344.7760 |
| 27 — 33 | Эксцентриситет (число начинается с десятичного разделителя) | 0007976 |
| 35 — 42 | Аргумент перигея [градусы] | 126.2523 |
| 44 — 51 | Средняя аномалия [градусы] | 325.9359 |
| 53 — 63 | Частота обращения [Виток в день] | 15.70406856 |
| 64 — 68 | Номер витка на момент эпохи [обороты] | 32890 |
| 69 | Контрольная сумма (по модулю 10) | 6 |
В зависимости от приложения и объектной орбиты, данные, выведенные из TLE, более старых, чем 30 дней, могут стать ненадежными. Орбитальные положения могут быть вычислены от ТЕЛЕФОНОВ до SGP4 и алгоритмов SDP4.
[1] “HSF - Орбитальные Элементы”. Полученный доступ 30 ноября 2020. https://spaceflight.nasa.gov/realdata/elements/graphs.html.
[2] “CelesTrak: ‘Часто задаваемые вопросы: Формат Набора 2D линейного элемента”, 26 марта 2016. https://web.archive.org/web/20160326061740/http://celestrak.com/columns/v04n03/.
[1] Выравнивание контуров и меток области является представлением функции, обеспеченной по условию поставщики, и не подразумевает подтверждение MathWorks®.
