基于STK的航天器轨道仿真与设计.pdf

基于 STK 的航天器轨道仿真与设计 课程设计报告 班 级 341511 班 组 长 王楷 组 员 邹希 赵俊杰 聂秋华 日 期 2007 年 12 月 20 日 目录目录 一 介绍STK的应用背景和主要功能一 介绍STK的应用背景和主要功能 1 1 1 STK 应用背景 1 2 STK 主要功能 1 二 嫦娥奔月的设计过程 二 嫦娥奔月的设计过程 2 2 1 各国的探月计划 2 2 设计要求 4 3 设计思路 5 4 设计中使用的参数 5 5 地球停泊轨道分析与设计 5 6 地月转移轨道分析与设计 5 三 基于STK模型描述语言的航天器三维造型及动画制作三 基于STK模型描述语言的航天器三维造型及动画制作 13 13 1 STK VO 模块简介 13 2 STK VO 设计要求 13 3 STK VO 设计模型选择 13 4 中巴地球资源卫星简介 14 5 中巴地球资源卫星模型设计 14 6 动画制作 16 四 收获与体会 四 收获与体会 17 17 五 参考文献 五 参考文献 17 17 六 成员分工 六 成员分工 17 17 1 一 一 介绍 介绍 STK STK 的应用背景和主要功能的应用背景和主要功能 1 STK 应用背景应用背景 STK 软件的全称是 Satellite Tool Kit 卫星仿真工具包 是由美国 AGI 公司开发 并在航天工业领先的商业化分析软件 STK 可以快速方便地分析复杂的陆 海 空 天任务 并提供易于理解的图表和文本形式的分析结果 用于确定最佳解决方案 它 支持航天任务周期的全过程 包括概念 需求 设计 制造 测试 发射 运行 和 应用等 STK 已经广泛地应用于以下场合 计划 设计和分析复杂的航天系统 实时空间操作任务 三维场景的态势分析和决策支持 目前有超过 450 家大型公司 政府机构 研究和教育组织正在使用 STK 软件 世 界范围内的用户超过 3 万人 STK 在很多商业 政府 军事任务中发挥着重要作用 其精确的分析结果获得实际验证 逼真的场景仿真获得了众多专家认可 其应用领域 也在不断扩大 涵盖了空间航天器设计和操作 通信 导航 遥感 战略和战术防御 科学研究等领域 成为业界最有影响力的航天软件之一 2 STK 主要功能主要功能 STK 是一种先进的商业现货 COST 分析和可视化工具 它可以支援航天 防 御和情报任务 利用 STK 可以快速方便地分析复杂的陆 海 空 天任务 获得易 于理解的图表和文本形式的分析结果以确定最佳解决方案 STK 提供分析引擎用于计算数据 并可显示多种形式的二维地图 显示卫星和其 他对象如运载火箭 导弹 飞机 地面车辆 目标等 STK 还有三维可视化模块 为 STK 和其他附加模块提供领先的三维显示环境 STK 基本模块的核心能力是生成位置 和姿态数据 可见性及遥控器覆盖分析 STK 专业版扩展了 STK 的基本分析能力 包括附加的轨道预报算法 姿态定义 坐标类型和坐标系统 遥感器类型 高级的约 束条件定义 以及卫星 城市 地面站和恒星数据库 对于特定的分析任务 STK 提 供了附加模块 可以解决通信分析 雷达分析 覆盖分析 轨道机动 精确定轨 实 时操作等问题 STK 基本版的主要功能如下 分析能力 用户通过使用 STK 可以快速而准确地计算卫星的位置和姿态 2 评估航天器与太空 陆地 海洋 和天空中的目标之间的相互关系 计算卫 星传感器的覆盖区域 计算轨道和弹道 STK 提供了多种分析和数值方法的模型 二体运动 J2 J4 SGP4 导入星历数据 在各种坐标系类型和系统中计算卫星位置数据 卫星数据库 STK 在网站上提供了一个由最新的 NORAD 2 行数据组成的卫 星数据库 该数据中有超过了 10000 个物体的 在轨工作的 不工作卫星以 及轨道碎片 轨道参数 可见性分析 STK 可以计算在场景中任何类型的车辆 设施 目标和传感器 对于其他对象 包括行星和恒星 的访问时间 为了简化可视线 这些可视 区还可以被一些几何约束条件诸如传感器视场 地面或者空间的最小仰角 方位角和距离等限制 传感器分析 传感器的视场可以加入到地基和空基的 STK 对象中 这样在可 视条件计算中有了更高的真实度 姿态分析 STK 生成标准的姿态剖面以及外部姿态四元组文件 提供了分析 姿态运动和对不同的 STK 计算出的参数影响的方法 可视化结果 STK 允许在多种二维地图显示中察看所有与时间相关的信息 多种不同类型的地图可以同时显示 提供详尽的数据报告 STK 的特性之一就是提供一组标准的报告和图表来概 述关键信息 所有的报告都可以以工业标准格式导出到流行的电子表格工具 中 接口定制 STK 的 PC 用户可以利用 STK 所采用的 Microsoft Component Object Model COM 来方便地与其他支持 COM 操作的应用程序集成 例 如 Microsoft Office 另外 STK 的用户界面还可以被用户定义的 HTML 页面 应用所定制 多种操作系统平台可选 STK 有多种版本 可以运行在 Windows 2000 Windows NT Windows XP LINUX 和大多数主要的包括 SGI Sun IBM 的 UNIX 平台 二 二 嫦娥奔月的设计过程嫦娥奔月的设计过程 1 各国的探月计划 各国的探月计划 美国是最早的月球开拓者 1961 年 5 月 25 日美国启动了 阿波罗登月计划 八 3 年后的 1969 年 7 月 美国航天员阿姆斯特朗乘 阿波罗 11 号 登上了月球 实现了 人类的登月梦想 1972 年后 因探月活动耗资巨大 探月工程曾一度放缓 2004 年 1 月 14 日美国总统布什正式宣布了美国新的探月计划 第一阶段 计划于 2007 年通过 一颗环月人造卫星向月球发射数枚采用 地堡克星 科技的穿透导弹来穿透月球数米 深的岩石地底 导弹内部高能炸药将会换成高科技仪器 当导弹深入月球极地地底后 仪器将马上进入工作状态 寻找月球冰存在的直接证据 以利人类在不久的将来在月 球上建立一个适合生存发展的基地 第二阶段 计划在 2010 年前完成国际空间站的 建设工作 2008 年前先完成开发与测试 乘员探索飞行器 CEV 2014 年前投入首次 载人飞行 用新一代的太空飞船取代航天飞机 第三阶段 首先于 2008 年前将无人驾 驶探测器送往月球 2015 年到 2020 年美国航天员重返月球并建立月球基地 2003年12月 中国 嫦娥工程 探月计划正式启动 这意味着我国向深空探测迈 出了重要一步 将成为中国航天事业继人造卫星 载人航天之后的第3个里程碑 嫦 娥工程 分为环绕 降落 返回3个阶段实施 可以分别用 绕 落 回 三个字来概 括这三个阶段 绕 指的是在2007年发射一颗重约2吨的月球卫星 绕月工作一年 获取一些科学数据 包括拍摄月球表面的三维图像 分析月球表面元素的资源含量和 分布 探测月球表面土壤厚度以及监测地月空间环境 落 是指在2010年之前实现 月球软着陆 先发射一个月球车在月球表面巡视勘测 这个月球车相当于一个月球机 器人 而 回 主要是指2020年之前采集月球表面的一些样本返回地球 其中 绕 月卫星 嫦娥一号 已于2007年10月24日成功发射 目前已经到达绕月轨道开始月球 勘测工作 月球 嫦娥工程 之后的目标是建立月球基地 其最终目的是保持地球生 态系统的可持续发展 1959 年 9 月 12 日 苏联发射探测器 月球 2 号 首次抵达月球 苏联解体后 俄罗斯继承了其航天衣钵 但由于资金缺乏 俄罗斯政府叫停了许多发展计划 但苏 联太空探测及研究领域的发展计划却成为俄罗斯政府重点发展的项目 2005 年 7 月 14 日 俄罗斯政府已完全批准了俄罗斯 2006 年至 2015 年航天计划 根据该计划 俄罗 斯拟于 2010 年建造月球基地 2015 年向火星发射载人飞船 这个时间比美国预期的 时间提前了整整 15 年 计划预算为 3050 亿卢布 欧空局于2003年9月28日将 SMART 1月球探测器从法属圭亚那库鲁航天中心发射 升空 踏上了奔月航程 经过13个月的飞行后 终于进入环绕月球轨道 开始向地球 传送月球表面各种观测数据 从而揭开了欧洲探月计划的序幕 这是世界上第一个联 合使用太阳能推进系统和月球引力的空间探测器 其中安装了一部分辨率为40米的光 学照相机 一架红外分光仪和一架X射线分光仪用于探测月球 欧空局已决定2008年前 再发射一个月球探测器 随后在2009年或2010年实现月球表面着陆 并计划在2020年 实现载人登月 同时完成月球基地的建设 让登月航天员入住基地 日本是第三个发射月球探测器的国家 1990 年 1 月 日本率先打破了美俄垄断 成功发射了 飞天号 月球探测器 该探测器重 182 千克 用于地 月轨道环境探测 4 1993 年 飞天号 撞上月球 结束工作 1996 年 日本提出建造永久性月球基地的 计划 预计投资 260 多亿美元 30 年内建成月球基地 包括居住 氧和能源生产厂以 及月球天文台等 并计划在 2005 年将漫游车送上月球 2003 年由于接连发射卫星失 败 日本当局曾正式表明 十年内不会进行载人太空计划 这等于是宣布放弃送人上 太空的计划 在美国新探月计划的带动下 目前日本正在启动新的探月计划 发射 Selene A 卫星和 Selene B 卫星 其重点是研究月球构造和演变过程 同时为 日本自己资源贫乏寻找出路 其中 Selene B 卫星 或称 月亮女神 已于 2007 年成功发射 Selene A 卫星 或称 月球八号 预计将于 2009 年发射 此后日本 宇航局 JAXA 又提出在比月球更远的 宇宙深处 建造观测宇宙和探测行星的 深 宇宙港 的中期报告 内容涉及数十年后日本宇宙开发的长期目标 即在月球表面建 立无人宇宙基地 并在比月球更远的地方建立 深宇宙港 印度总理瓦杰帕伊在2003年8 月15日宣布了印度首次探月计划Chandrayaan l 计划 2007 年到 2008 年用 北极星 运载火箭发射一个轨道探测器 即无人登月飞船一 号 它将携带 X 射线与伽马射线分光仪 以探测月球的组成并绘制一张分辨率为 5 米的数字月面高度图 探测月球矿藏资源 它是绕月卫星 将在月球表面上空 100 千 米处对月球进行研究 如果首次探月计划成功 继后再发射登月机器人 计划在 2015 年让印度航天员登上月球 2 设计要求 设计要求 本设计近似模拟2007年10月24日我国发射的首颗探月卫星 嫦娥一号在地球 停泊轨道 地月转移轨道和月球轨道三个阶段的轨道运行情况 并根据课程的设计要 求做出如下假设 1 卫星的地球停泊轨道为一个轨道高度为 150 km 倾角为 0 deg 的近地圆 形轨道 在轨道上变轨发动机一次点火进入地月转移轨道 2 地月转移轨道从变轨发动机点火时刻起到进入月球影响球边界处应始终 保持在地球赤道平面内 3 卫星在月球轨道上通过变轨发动机一次点火制动后实现月球捕获 成为 绕月卫星 对该绕越卫星的轨道要素无要求 4 以上两次变轨发动机点火均为脉冲变轨 5 本模拟应在 STK 软件的 Astrogator 中实现 模拟中应添加各种摄动因素 的影响 6 卫星运行时间应与嫦娥一号的运行时间大致重合 即时间在 2007 年 10 月末至 11 月初之间 5 3 设计思路设计思路 使用圆锥曲线拼接的方法对该轨道进行理论上的分析与设计 在月球影响球之外 近似成为卫星与地球之间的限制性二体问题来研究而不考虑其它的摄动影响 在月球 影响球之内近似成卫星与月球之间的限制性二体问题来研究而不考虑其它的摄动影 响 应用得出的理论设计参数在 STK 软件的 Astrogator 中进行包含各种摄动因素影响 的仿真 并运用软件提供的 report 功能 对仿真结果进行分析和调整 从而找到真实 条件下的设计轨道和相关的轨道参数 4 设计中使用的参数设计中使用的参数 地球引力常数 32 398600 436 km s E 月球引力常数 32 4902 73 km s M 地球半径 E R6378 137 km 月球半径 M R1738 km 月球影响球半径 S R66300 km 5 地球停泊轨道分析与设计地球停泊轨道分析与设计 根据设计要求知卫星的地球停泊轨道为一个轨道高度为 150 km 倾角为 0 deg 的 近地圆形轨道 其轨道倾角 轨道半径和轨道周期分别为 E EE 3 3 E E E E E E i0 deg aRh6378 137 1506528 137 km a 6528 137 T225249 221 s 398600 436 398600 436 7 814015254 km a6528 137 6 地月转移轨道分析与设计地月转移轨道分析与设计 根据设计要求 卫星在奔月过程中其地月转移轨道始终在地球的赤道平面内 而 6 月球则在白道面内运动 所以若实现卫星被月球捕获 通常每个月只有两次机会 分 别位于月球在地球赤道平面内的升交点或降交点附近 以下是 STK 软件自带的月球星历可查得在 2007 年 10 月至 11 月间月球在地球赤 道平面内的升交点和降交点的位置与通过该点时刻 由于嫦娥一号发射的日期为 2007 年 10 月 24 日 所以近期内可以利用的只有 2007 年 11 月 5 日 15 时 35 分的降交点 利用 STK 软件的 report 功能可以获得月球在 2007 年11月5日15时35分左右相对于J2000惯性坐标系下的位置与速度 Relative J2000 ECI Position Velocity 时间 UTCG x km y km z km vx km se c vy km se c vz km se c 15 35 46 00 400040 8374 69 32090 1342 73 0 63029 1 0 102476 0 857586 0 460612 15 35 47 00 400040 9399 43 32089 2766 92 0 16968 2 0 102474 0 857586 0 460612 15 35 48 00 400041 0424 19 32088 4190 76 0 2909 46 0 102471 0 857586 0 460612 由上表可知在 2007 年 11 月 5 日 15 时 35 分 47 00 秒月球在 J2000 惯性坐标系下 z 方向上的绝对值最小 约为 0 169682km 该数值相对于地月间平均距离 388440km 升交点 23 OCT 2007 18 55 降交点 5 NOV 2007 15 35 7 可以忽略不计 故取该时刻作为月球通过降交点的时刻 其在 J2000 惯性坐标系下的 位置与速度近似为月球通过降交点时的位置与速度 所以月球降交点距地心得距离和 与 x 轴的夹角分别为 222222 EM Rxyz 400040 939943 32089 276692 0 169682 401325 8966 km x 400040 939943 90arctan 90arctan 175 414 deg y32089 276692 利用以上数据可以做出地月转移的初步设计 在初步设计中 可将该模型进一步简化 为限制性二体问题 即认为卫星在地球引力场内运动 略去其它摄动力对卫星运动影 响 包括月球影响 设计中地月转移轨道选用最小能量轨道 既椭圆形转移轨道 并 将月球的降交点作为转移轨道的远地点 A 近地点 P 选为地球停泊轨道上与远地点 A 相差 180 度相角的一点 卫星经一次沿速度方向脉冲变轨后由地球停泊轨道进入地月 转移的椭圆形轨道 具体位置如下图所示 易知卫星在近地点半径和远地点半径分别为 PE AEM Ra6528 137 km RR401325 8966 km 卫星在近地点点火后的速度为 Y X A P O 其中 XOP 175 414deg 8 EA P APP 2R 2 398600 436 401325 8966 RRR401325 8966 6528 1376528 137 10 96189061 km s 所以卫星在近地点点火时的速度增量为 PPE 10 96189061 7 8140152543 147875356 km s 卫星在远地点的速度为 EP A APA 2R 2 398600 436 6528 137 RRR401325 89666528 137401325 8966 0 178310755 km s 地月转移轨道运行的时间为 3 AP 3 2 AP E E 3 2 RR RR 11 2 tT2 222 401325 89666528 137 2 398600 436 458240 1486 s5 day 7 hour 17 min 20 1486 sec 考虑到月球将于 2007 年 11 月 5 日 15 时 35 分 47 00 秒到达远地点 即降交点 所以卫星在近地点点火变轨的时刻应提前 5 天 7 小时 17 分 20 1486 秒 于 2007 年 10 月 31 日 8 时 18 分 26 8514 秒在近地点进行变轨 由于远地点 即月球的降交点 在惯性空间是固定的 而且地月转移轨道也是在 惯性空间中也是固定的 所以可以确定出卫星在近地点处点火时其在惯性空间中的位 置 由前文可知 近地点位于距地心半径为 6528 137km 的圆形轨道上 且该轨道位 于赤道平面内 所以只需确定近地点与惯性坐标系中的方位角 由上文的分析可知 地月转移轨道位于该惯性空间的坐标系得 XOY 平面内 与 X 轴的夹角为 P 180XOP180 175 414255 414 deg 为使卫星月球同时到达远地点 即月球的降交点 卫星应于 2007 年 10 月 31 日 9 8 时 18 分 26 8514 秒在地球停泊轨道上与惯性空间中的 X 轴夹角为 255 414deg的近地 点进行沿速度方向的脉冲变轨 其速度增量为 3 147875356km s 预计卫星将于 2007 年 11 月 5 日 15 时 35 分 47 00 秒同月球在远地点 即月球的降交点 相遇 将以上的设计参数在 STK 软件的 Astrogator 中进行包含各种摄动因素影响的仿 真 可以获得在地月转移过程中卫星相对于 J2000 惯性坐标系下的位置 时间 UTCG x km y km z km 31 Oct 2007 15 35 47 00 81477 949631 49086 298910 1 188998 1 Nov 2007 15 35 47 00 223467 921420 67333 177235 67 450782 2 Nov 2007 15 35 47 00 304245 884675 64954 526048 318 744033 3 Nov 2007 15 35 47 00 353678 244949 56235 461206 954 373081 4 Nov 2007 15 35 47 00 379600 917412 45327 271985 2604 757408 5 Nov 2007 15 35 47 00 396483 926186 44515 610370 8815 318124 该数据表明 以二体假设为条件进行的地月转移轨道的设计 其轨道平面应始终处于 XOY 平面 赤道平面 内 但从实际的仿真中可以看到 Z 轴的数值随时间的积累而 逐渐增大 在理论上的相遇时刻 即 2007 年 11 月 5 日 15 时 35 分 47 秒 卫星已经脱 离赤道平面约 8815km 从 STK 软件中的 3D Graphics 中也可以看到 地月转移轨道自 初始时刻起在绝大部分时间内是在按照预先设计椭圆形轨道运行 但是在轨道末段发 生了改变 完全偏离了预期的位移与速度 理论相遇时刻 2007 年 11 月 5 日 15 时 35 分 47 秒 卫星的真 实位置 10 地月转移轨道在末段出现上述偏离情况的原因 主要是因为在末段时卫星距离月 球已经极短 月球的引力作用已经不能再用摄动理论来描述 其对卫星的影响成为主 要影响 将影响卫星在该段的运行轨迹 所以在该段可以认为是地球与月球之间的限 制性二体问题 在地月转移轨道的末段以月球为中心天体时 卫星相对于月球的轨迹如上图所示 为标准的双曲线形 而月球位于双曲线的一个交点上 这种现象产生的原因主要是卫 星在远地点的速度为 0 178km s 理论值 而月球的运行速度平均约为 1 018km s 两 者的相对速度的最小值为约为 0 84km s 而月球影响球处的逃逸速度为 M S 2 24902 73 0 385 km s R66300 月球逃逸 前者是后者的两倍多 所以该轨道表现为逃逸的双曲线轨道 7 月球轨道分析与设计月球轨道分析与设计 由于对该绕越卫星的轨道要素无要求 所以在地月转移轨道的末段 只需近地点 点火制动便可以被月球捕获成为绕月卫星 在STK软件的Astrogator中选中Propagate 将其 Stopping Conditions 选为 Periapsis Central Body 选为 Moon 应用后利用 Summary 的工具按钮可以得到卫星的近月点位置 速度以及近月点时刻 本设计的近月点时刻 为 2007 年 11 月 5 日 12 时 21 分 58 30 秒 在月球中心惯性坐标系下的卫星的速度为 11 沿 X 方向为 0 3804592734629161km s 沿 Y 轴方向为 1 2059307032687778km s 沿 Z 方向为 0 0975290898092609km s 近月点的大致位置如下图所示 由于在月球中心惯性坐标系下沿 Y 轴方向速度较大 所以在 Y 轴方向进行减速 减小值在 0 47km s 0 93km s 之间均可以被月球捕获成为月球卫星并得到较为稳定的 运行轨道 当沿 Y 轴减小 0 6km s 时 卫星完成捕获的后在月球中心惯性坐标系下和 地球中心惯性坐标系下的轨道分别如下 近月点 12 13 三 三 基于基于 STK 模型描述语言的航天器三维造型及动画制 模型描述语言的航天器三维造型及动画制 作作 1 STK VO 模块简介模块简介 STK模型描述语言是由AGI公司开发的三维模型描述语言 用于在STK VO模块内进 行航天器建模 STK模型描述语言是一种解释型语言 STK Modeler模块或STK VO模块 对其进行解释执行 使之以图形的形式呈现给用户 STK模型描述文件是用STK模型描述语言编写的模型的文本化表示 它以ASCII文本 的形式存储在文件中 STK模型描述文件由若干个逻辑上独立的组件 Component 组成 组件作为STK模型 描述文件的基本数据单元 描述了模型的某个特定部分 组件可以包括一个或多个图 元 Primitive 也可以包括一系列参数 Parameter 变换 Transform 和动作 Articulation 定义 图元按照其功能可以分为几何图元和引用图元 几何图元定义 组件的几何构型 引用图元确定组件之间的层次关系 参数定义图元的视觉属性 在 大多数实例中 参数值会被所有的子组件 子图元继承 直到该参数被赋予其他的值 变换定义了平移 缩放 旋转等方式 可以确定图元 组件的空间分布 彼此的相对位 置关系和视点特性 动作定义模型的动态特征 不能被继承 STK模型描述文件还定义了两个层次细节 这主要是基于系统性能和观察效果的考 虑 对观察者而言 观察距离不同 视觉效果肯定不同 对系统而言 采用统一的层 次细节绘制模型 势必降低系统的性能 就存储形式而言 整个模型描述文件使用链式顺序存储结构 即所有信息以组件 为单位 按照定义顺序 依次存储 模型文件中组件的定义具有无序性 就组织结构而言 整个模型描述文件可以看作分层的树状结构 每个模型描述文 件有且仅有一个组件作为其根组件 用关键字Root加以标识 该组件充当树状结构 的根节点 引用图元或者其他被引用的组件作为树状结构的分支节点 几何图元作为 树状结构的叶节点 2 STK VO 设计要求设计要求 利用 STK VO 模型描述语言建立一个简单的航天器三维模型 要求 1 航天器的结构包括卫星本体 天线和太阳帆板 2 为天线和太阳帆板定义关节动作 3 航天器具有旋转 缩放 平移等构型变换方式 4 利用视频制做工具 记录一个简单的航天器动作 并且添加字幕 3 STK VO 设计模型选择设计模型选择 本航天器三维模型以 1999 年发射的中巴地球资源卫星为蓝本 对局部细节作了适 14 当地简化 4 中巴地球资源卫星简介中巴地球资源卫星简介 中巴地球资源卫星 简称 CBERS 是我国第一代传输型地球资源卫星 1988 年中国 和巴西两国政府联合签定议定书 决定在资源一号卫星的基础上 由中巴双方共同投 资 联合研制中巴地球资源卫星 简称 CBERS 中巴地球资源卫星主要用来监测国土资源变化 估计森林蓄积量 农作物长势 快速查清洪涝 地震的估计损失 提出对策 对沿海经济开发 滩涂利用 水产养殖 环境污染等提供动态情报 同时勘探地下资源 使之合理开发 使用等 资源一号卫 星重 1450 公斤 寿命两年 运行轨道为太阳同步轨道 轨道高 778 公里 倾角 98 5 度 轨道周期 100 26 分钟 回归周期 26 天 降交点地方时 11 20 卫星为长方体 单 翼太阳帆板 卫星采用三轴稳定的姿控方式和 S 波段及超短波测控体制 中巴地球资源卫星卫星已于 1999 年 10 月 14 日用长征四号乙运载火箭发射成功 5 中巴地球资源卫星模型设计中巴地球资源卫星模型设计 经分析中巴地球资源卫星的部分图片建立模型的组织结构图如下 15 使用 STK 模型描述语言对上述组织结构图进行描述并 以 ASCII 文本的形式存储 在文件中 文件后缀名必须为 mdl 编写完成的模型描述文件可用 STK Modeler 模块 进行可视化查看 点击 开始菜单 STK Modeler 可启动 STK Modeler 模块 模型在 STK Modeler 模块中显示如下 CBERS refer refer refer MainBody tianxian SolarPanelx refer tianxian refer refer taiyangfanban3x zhijia refer refer taiyangfanban1x dianchipian taiyangfanban2x refer ZhuKe zhijiaQiuTi liangan dianchipianZhuTi1 zhijiaZhuTi1 zhijiaZhuTi2 zhijiaZhuTi3 XuanZhuanMian ZhuTi1 DuoBianXingUp ZhuTi2 ZhuTi3 DuoBianXingUp dianchipianZhuTi2 16 卫星活动关节定义如下 Transformation 活动单元 动作 Articulations Name Value Minimum Maximum 天线 伸出 tianxian xtrans 8 0 8 0 0 0 Taiyangfanban1x Armx1 0 0 180 0 0 0 Taiyangfanban2x Armx2 0 0 0 0 180 0 Taiyangfanban3x Armx3 0 0 170 0 0 0 太阳帆板 展开 SolarPanelx Armx 0 0 0 0 80 0 太阳帆板 翻转 SolarPanelx Army 0 0 360 0 360 0 缩放 China Brazil size 1 0 0 0 1 0 滚转 China Brazil roll 0 0 360