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orbitalElements

シナリオにおける衛星の軌道要素

R2021a 以降

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    構文

    elements = orbitalElements(sat)

    説明

    elements = orbitalElements(sat) は指定された衛星sat の軌道要素を返します。

    例

    例

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    ライブ スクリプトを開く

    衛星シナリオ オブジェクトを作成します。

    sc = satelliteScenario;

    シナリオに衛星を追加します。

    tleFile = "eccentricOrbitSatellite.tle";
sat1 = satellite(sc,tleFile);

    sat1 の軌道要素を取得します。

    elements1 = orbitalElements(sat1)
    elements1 = struct with fields:
                       MeanMotion: 0.0083
                     Eccentricity: 0.7415
                      Inclination: 60.0000
    RightAscensionOfAscendingNode: 30.0000
              ArgumentOfPeriapsis: 280
                      MeanAnomaly: 289.4697
                           Period: 43200
                            Epoch: 05-May-2020 13:51:55
                            BStar: 0

    ケプラーの要素から衛星をシナリオに追加します。

    semiMajorAxis = 6878137;                               % meters
eccentricity = 0;
inclination = 20;                                      % degrees
rightAscensionOfAscendingNode = 0;                     % degrees
argumentOfPeriapsis = 0;                               % degrees
trueAnomaly = 0;                                       % degrees
sat2 = satellite(sc,semiMajorAxis,eccentricity, ...
       inclination,rightAscensionOfAscendingNode, ...
       argumentOfPeriapsis,trueAnomaly, ...
       "OrbitPropagator","two-body-keplerian", ...
       "Name","Sat2");

    sat2 の軌道要素を取得します。

    elements2 = orbitalElements(sat2)
    elements2 = struct with fields:
                    SemiMajorAxis: 6878137
                     Eccentricity: 0
                      Inclination: 20
    RightAscensionOfAscendingNode: 0
              ArgumentOfPeriapsis: 0
                      TrueAnomaly: 0
                           Period: 5.6770e+03

    入力引数

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    スカラーとして指定された衛星オブジェクト。

    出力引数

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    入力 sat の軌道要素が構造体として返されます。構造体のフィールドは、satelliteScenario オブジェクトの OrbitPropagator プロパティの値によって異なります。

    軌道要素の詳細については、Orbital Elements を参照してください。

    軌道要素は、地心天体基準座標系 (GCRF) で定義されます。

    フィールド説明
    SemiMajorAxis長半径（メートル）
    Eccentricity離心率
    Inclination傾斜角角度（度）
    RightAscensionOfAscendingNode昇交点の赤経（度）
    ArgumentOfPeriapsis近点引数（度）
    TrueAnomaly基準時刻における真近点角（度）
    Period軌道周期（秒）

    データ型: struct

    軌道要素は一般摂動平均要素を表します。

    フィールド説明
    MeanMotion一般摂動平均運動（度/秒）
    Eccentricity平均離心率
    Inclination平均傾斜角角（度）
    RightAscensionOfAscendingNode昇交点の平均赤経（度）
    ArgumentOfPeriapsis平均近点引数（度）
    MeanAnomaly基準時刻における平均平均近点角（度）
    Epochエポック
    BStar抗力項（地球半径あたり）
    Period平均軌道周期（秒）

    データ型: struct

    フィールド説明
    EphemerisStartTimeエフェメリス開始時刻
    EphemerisStopTimeエフェメリス停止時間
    PositionTimeTableポジションタイムテーブル
    VelocityTimeTable速度時刻表

    データ型: struct

    軌道要素は、SEMアルマナックファイルまたは RINEX GPSナビゲーション メッセージから取得され、地球中心地球固定 (ECEF) フレームで定義されます。

    フィールド説明
    PRN擬似ランダムノイズ数
    SatelliteHealth衛星の健康状態
    GPSWeekNumberGPS週番号、エフェメリスの時間付き。
    GPSTimeOfApplicability適用時間（秒）
    SemiMajorAxis長半径（メートル）
    Eccentricity離心率
    Inclination基準時刻における傾斜角角（度）
    GeographicLongitudeOfOrbitalPlane週毎の軌道面の昇元期の経度（度）
    RateOfRightAscension赤経の基準速度（度/秒）
    ArgumentOfPerigee近近地点引数（度）
    MeanAnomaly基準時刻における平均近点角（度）
    Period軌道周期（秒）

    データ型: struct

    軌道要素は、RINEX ガリレオ ナビゲーション メッセージから導出され、地球中心地球固定 (ECEF) フレームで定義されます。

    フィールド説明
    SatelliteID衛星システム番号
    GALWeekNumberGAL週番号
    TimeofEphemerisエフェメリスの時間（秒）
    SatelliteHealth衛星の健康状態
    SemiMajorAxis長半径（メートル）
    Eccentricity離心率
    Inclination基準時刻における傾斜角角（度）
    GeographicLongitudeOfOrbitalPlane週毎の軌道面の昇元期の経度（度）
    RateOfRightAscension赤経の基準速度（度/秒）
    ArgumentOfPerigee近近地点引数（度）
    MeanAnomaly基準時刻における平均近点角（度）
    Period軌道周期（秒）

    データ型: struct

    データ型: struct

    バージョン履歴

    R2021a で導入

    参考

    オブジェクト

    関数

    トピック