轨道任务模拟器

任务动力学控制台

T+00:00:00 ACCEL×1

发射前

任务配置

配置发射场与入轨轨道要素。轨道传播使用 J2 + WGS84 模型。

发射场 01

纬度 −2.373 经度 −44.397

发射历元 02

发射的 UTC 日期/时间。决定 GMST（初始 θ⊕）、太阳在 ECI 中的位置与季节——影响日食、太阳能板受照情况以及地面轨迹的地理经度。

UTC 日期/时间

—

GMST

—°

δ☉（赤纬）

—°

β（β角）

—°

目标轨道 03

远地点高度 600 km 轨道倾角 51.6° 偏心率 0.0012

升交点赤经 Ω 0° 近地点幅角 ω 0°

真近点角 ν 0°

模拟 04

×1

×60

×600

×3600

实时轨道要素 05

a 半长轴

—km

e 偏心率

—

i 倾角

—°

Ω 升交点赤经

—°

ω 近地点幅角

—°

ν 真近点角

—°

高度

—km

速度

—km/s

周期

—min

纬度 / 经度

—

姿态 — 重力梯度 06

通过 ∇g 力矩实现被动稳定。稳定性要求 I₂ > I₁ > I₃（天底指向）。

I₁（滚转） I₂（俯仰） I₃（天底）

吊杆展开0.0 m

末端质量8 kg

— 稳定性 — 俯仰 / 滚转-偏航

初始角扰动 5°

磁力矩器 07

关闭

手动

B-dot

轴向磁偶极子 · B₀ = 31 μT（赤道表面）· τ = m × B

m_x (A·m²) m_y m_z

磁矩饱和 |m|max 100 A·m² B-dot 增益 1×10⁷

|B|

— nT

|τ_mag|

— µNm

|m|

— Am²

|ω|

— °/s

姿态控制 08

关闭

PD 天底

反作用飞轮 · τ = −Kp·q_err − Kd·ω · 目标：−z_body → 地球

Kp 0.50 N·m Kd 8.0 N·m·s τ_max 0.150 N·m

err_nadir

—°

|τ_rw|

— mNm

P_rw

— W

E_rw

— Wh

摄动 09

J₂

开普勒

J₂ = 1.08263 × 10⁻³ · μ = 398600.4418 km³/s² · R⊕ = 6378.137 km（WGS84）。在 ECI 中采用 RK4 积分，步长随 time-rate 自适应调整。

惯性视角 — ECI

地球 + 卫星 · J2000 类参考系

R— km

V— km/s

阶段 · 发射前

▸ 轨道轨迹（最近周期）

▸ 自转轴 · 太阳明暗界线

卫星姿态

欧拉角 · 四元数

天底（ẑ_轨道）

速度方向（x̂_轨道）

轨道法向（ŷ）

滚转 · φ—°

俯仰 · θ—°

偏航 · ψ—°

‖ω‖ 本体— °/s

天底指向误差—°

地面轨迹

地固系 · WGS84

墨卡托

等距圆柱

能源与光照

固定 ±Y

5 面

SADA 1-DOF

— —

面板太阳入射

面板 +Y— W

面板 −Y— W

总计— W

电池与功率（窗口 ≈ 4h 模拟）

电池电量 SoC—

发电功率 P_gerada— W

负载功率 P_carga— W

任务能量平衡

飞轮能耗 E_wheels0.00 Wh

磁力矩器能耗 E_mag0.00 Wh

指向控制总能耗0.00 Wh

成像在线率—

日食（轨道占比）—

每圈轨道成本—