基于Matlab的卫星轨道设计库.zip

# 轨道设计工具包 #该库使用Matlab的编写，面向对象编程，一共有X个库 ## 0.单位制 该工具包使用国际制单位。为了设计者直观理解，角度用deg，deg转rad全部封装进了库里，不需要设计者考虑。 ## 1.天文常数 例如调用光速：`constants.AstroConstants.c` ## 2.时间系统 时间系统对象的初始化输入为UTC(协调世界时间)和地理经度。时间数据类型为datetime或double（秒）。 UTC可以是数组，地理经度目前要求是标量。 ``` UTC = datetime(2019,11,27,21,10,10); lambda = 24.583; timesystem = timeSystem.TimeSystem(UTC,lambda) ``` ``` timesystem = TimeSystem with properties: UTC: 2019-11-27 21:10:10 lambdaG: 24.5830 lambda: 24.5830 TAI: 2019-11-27 21:10:11 TT: 2019-12-30 01:35:08 TDT: 2019-12-30 01:35:08 ET: 2019-12-30 01:35:08 UT1: 2019-11-27 21:10:10 Smean: 6.2995e+08 S: 6.2995e+08 smean: 6.2995e+08 s: 6.2995e+08 ``` ## 3.轨道确定 ### 3.1测站数据预处理 根据 - 测站纬度、真太阳时、海拔（或高程） - 航天器方位角、高低角、距离、方位角变化率、高低角变化率和距离变化率 算出 - 测站位置（在地心惯性系下） - 航天器方向余弦（测站地平坐标系下） - 航天器位置（在地心惯性系下） - 航天器速度（在地心惯性系下） 注意，纬度和海拔数据必须是标量，其余可以是数组 ``` preprocessing = orbitDefine.Preprocessing(latitude,timesystem.s/3600*15,altitude,azimuth,elevation,distance,Dazimuth,Delevation,Ddistance) preprocessing = Preprocessing with properties: Glatitude: 0.1024 s: [30×1 double] altitude: 0 azimuth: [30×1 double] elevation: [30×1 double] distance: [30×1 double] Dazimuth: [30×1 double] Delevation: [30×1 double] Ddistance: [30×1 double] stationPos: [30×3 double] spacecraftDir: [30×3 double] spacecraftPos: [30×3 double] spacecraftVel: [30×3 double] ``` ### 3.2根据单组位置和速度定轨 ``` orbitDefine.usingSinglePosVel(r0,v0,UTC(1)) ans = usingSinglePosVel with properties: a: 9.2000e+06 e_: [3×1 double] e: 0.1200 Omega: 126.0000 omega: 36.9999 i: 96.5000 tao: 2019-11-27 18:28:09 f0: 51.1051 E0: 7.0366 M0: 6.9545 h: [3×1 double] p: 9.0675e+06 ``` ### 3.3根据航天器方向定轨之拉普拉斯方法 输入地心惯性坐标系下测站位置和航天器方向，以及当地真恒星时和初始时刻的UTC，求得轨道要素。 ``` orbit_L = orbitDefine.LaplaceMethod(preprocessing.stationPos,preprocessing.spacecraftDir,timesystem.s) ``` ``` orbit_L = LaplaceMethod with properties: r0: [3×1 double] v0: [3×1 double] ``` ``` orbitDefine.usingSinglePosVel(orbit_L.r0,orbit_L.v0,timesystem.UTC(1)) ``` ``` orbit_L = LaplaceMethod with properties: r0: [3×1 double] v0: [3×1 double] a: 8.2619e+06 e: 0.0456 Omega: 60.2791 omega: 129.6670 i: 54.9207 tao: 2019-11-27 19:53:45 f0: 217.5681 E0: 219.1920 M0: 220.8440 ``` ### 3.4根据航天器方向定轨之高斯方法 ### 3.5根据多组位置定轨 输入地心惯性坐标系下航天器位置，以及初始时刻的UTC，求得轨道要素。 ``` orbit=orbitDefine.usingMultiPos(preprocessing.spacecraftPos,UTC) orbit = usingMultiPos with properties: a: 8.2099e+06 e: 0.0491 Omega: 60.2193 omega: 134.1086 i: 54.9040 tao: 2019-11-27 19:56:00 f0: 213.2022 E0: 214.7746 M0: 216.3779 p: 8.1901e+06 ```