火箭轨道MATLAB代码 - Rocket Trajectory
描述
本资源文件提供了一个用于多级空中发射到轨道系统的轨迹计算器的MATLAB代码。该程序实现了一个数字2D轨迹模型，适用于向轨道系统的空中发射。默认情况下，该程序模拟了轨道ATK的Pegasus XL任务，目标是将221kg的有效载荷送入741km的圆形极地轨道。
单位说明
所有输入值应为国际单位制（SI）。尽管计算是在SI单位中进行的，但由于涉及的距离较大，图表中的距离单位被转换为千米（km）而不是米（m）。
输入数据
所有输入数据都记录在电子表格 INPUT_DATA.xlsx 中。
工作表1
工作表1中的每一列代表一个时间步长。只需在列中输入相关值，就可以将轨迹计算分为任意数量的时间步长。每个时间步长的持续时间由标记为“截止时间”的行中的值确定。
每个时间步均在其自己的本地时间范围内工作。也就是说，“截止时间”和其他与时间有关的参数应该以自该时间步长开始以来经过的时间为依据，而不是以总时间为依据。
每个时间步均建模为“恒定推力和推进剂流速”步骤。如果在同一火箭级内产生的推力有很大变化，只需将其分为更多的时间步长即可。
通过在每个时间步的开始处从总质量中减去抛弃的重量，可以捕获火箭分步信息作为一个时间步。由于这个原因，用户必须分别考虑燃烧的推进剂和抛弃的结构重量。
使用说明
- 下载并安装MATLAB软件。
- 将本资源文件中的MATLAB代码导入MATLAB环境中。
- 根据需要修改
INPUT_DATA.xlsx中的输入数据。 - 运行MATLAB代码，生成火箭轨迹的模拟结果。
注意事项
- 确保所有输入数据单位为SI单位。
- 根据实际情况调整时间步长和推力参数。
- 注意区分燃烧的推进剂和抛弃的结构重量。
贡献
欢迎对本代码进行改进和优化，如果您有任何建议或发现问题，请提交Issue或Pull Request。
许可证
本项目采用MIT许可证，详情请参阅LICENSE文件。