2021-08-22 13:32:47 索炜达电子 1585
项目编号：B346
文件大小：1.3M
源码说明：带中文注释
开发环境：Matlab2016
简要概述
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
设计报告：
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
结果与分析
最终，当轨道面数量为8，也就是一共有八颗卫星时，符合设计要求。轨道空间配置如图4所示，星下点轨迹如图5所示，覆盖时间图像如图6所示。八个轨道的参数如表1所示。
目录│文件列表:
└ orbit_design_toolkit
└ orbit_design_toolkit
│ coverage_time.dat
│ data.xlsx
│ homework1.mlx
│ homework2.mlx
│ 大作业报告.docx
├ +constants
│ └ @AstroConstants
│ └ AstroConstants.m
├ +coordinateTransformation
│ │ inertial2orbit.m
│ │ station2inertial.m
│ └ @Inertial2Orbit
│ └ Inertial2Orbit.m
├ +Equations
│ └ KeplerEquation.m
├ +orbitDefine
│ ├ @GaussianMethod
│ │ └ GaussianMethod.m
│ ├ @LaplaceMethod
│ │ └ LaplaceMethod.m
│ ├ @preprocessing
│ │ └ preprocessing.m
│ ├ @usingMultiPos
│ │ └ usingMultiPos.m
│ ├ @usingMultiPos_contrast
│ │ └ usingMultiPos_contrast.m
│ └ @usingSinglePosVel
│ └ usingSinglePosVel.m
├ +timeSystem
│ └ @TimeSystem
│ └ TimeSystem.m
└ +universalVariables
└ fcn_U.m
