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Cenario.m
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classdef Cenario
properties (Constant)
mu = 398600.5; % constante gravitacional da Terra
rp=6371; % Raio do Planeta - km
rs = 695500; % Raio do Sol - km
end
properties ( Access = public )
TempoTotalSimulacao; % tempo total da simulação em segundos
TempoIntervaloSimulacao; % intervalo de simulação em segundos
TotalSatelites = 66; % Total de Satélites da constelação
TotalPlanos = 6; % Total de Planos orbitais
TotalSatPlanos = 11; % Total de Satélites por plano
BordaPolar = 75; % Latitude da borda polar
Zonas; % divisão da terra em zonas
Constelacao; % da constelação
Propagacao; % propagação no tempo
Eclipse; % dados dos eclipses
end
methods
%% Construtor
function obj = Cenario(Data,TempoTotalSimulacao,TempoIntervaloSimulacao)
% Constelação de satélites apartir do TLE
obj.Constelacao = obj.InfoTLE();
% divisão da terra em zonas
obj.Zonas = Zonas();
% tempo total da simulação em segundos
obj.TempoTotalSimulacao = TempoTotalSimulacao;
% intervalo de simulação em segundos
obj.TempoIntervaloSimulacao = TempoIntervaloSimulacao;
% Propagação dos satélites no Tempo
obj.Propagacao = obj.Propagar(datevec(Data));
% Dados do eclipse
obj.Eclipse = obj.DadosEclipse();
end
%% Extrai dados do ficheiro TLE
function DadosOrbitais = InfoTLE(obj)
fd = fopen('TLE.txt', 'rb');
A0 = fgetl(fd);
A1 = fgetl(fd);
A2 = fgetl(fd);
DadosOrbitais = {};
cont=1;
while ischar(A2)
% Epoca dos dados
DadosOrbitais(cont).epoca = obj.Epoca2Data(str2num(A1(19:32)));
% ecentricidade
DadosOrbitais(cont).e = str2double(A2(27:33))/ (1e7);
% inclinação
DadosOrbitais(cont).i = str2double(A2(9:16));
% direção de nó ascendente
DadosOrbitais(cont).raan = str2double(A2(18:25));
% argumento de perigeu
DadosOrbitais(cont).w = str2double(A2(35:42));
% anomalia Média
DadosOrbitais(cont).M = str2double(A2(44:51));
% movimento médio
n = str2double(A2(53:63));
DadosOrbitais(cont).n = n;
% Semieixo maior
DadosOrbitais(cont).a = (obj.mu/(n*2*pi/(24*3600))^2)^(1/3);
cont = cont + 1;
A0 = fgetl(fd);
A1 = fgetl(fd);
A2 = fgetl(fd);
end
fclose(fd);
end
%% Retorna vetor de data/hora apartir da época do TLE
function vetor_data = Epoca2Data(obj, tle_epoca )
ymd=floor(tle_epoca);
yr=fix(ymd/1000);
dofyr=mod(ymd,1000);
if (yr < 57)
year= yr+ 2000;
else
year= yr+ 1900;
end;
decidy=round((tle_epoca-ymd)*10^8)/10^8;
temp=decidy*24;
hh=fix(temp);
temp=(temp-hh)*60;
mm=fix(temp);
temp=(temp-mm)*60;
ss=floor(temp);
nd = eomday(year,1:12);
temp = cumsum(nd);
month=find(temp>=dofyr, 1 );
temp=temp(month)-dofyr;
date=nd(month)-temp;
vetor_data=[year,month,date,hh,mm,ss];
end
%% Retorna vetor de posição em ECI, apartir dos elementos orbitais
function rECI = Oe2Eci(obj,SatNum,Data)
DeltaT = etime(Data,obj.Constelacao(SatNum).epoca);
j2 = 1.0826359*10^-3; % Pertuaão J2 (Achatamento da terra)
a = obj.Constelacao(SatNum).a; % Semieixo maior
e = obj.Constelacao(SatNum).e; % Ecentricidade
i = obj.Constelacao(SatNum).i; % Inclinação
raan = obj.Constelacao(SatNum).raan; % logitude do nodo ascendente
w = obj.Constelacao(SatNum).w; % argumento de perigeu
M = obj.Constelacao(SatNum).M; % anomalia média
p = a*(1-e^2); % Parametro semi-latus rectum
T = 2*pi*sqrt(a^3/obj.mu); % Periodo em segundos
Tp = (M/360*T); % Tempo de passagem pelo perigeu
ti = Tp+DeltaT; % Tempo Inicial da simulação considerando o perigeu
j2_raan = -(3/2)*(j2)*((obj.rp/p)^2)*sqrt(obj.mu/(a^3))*cosd(i); % Pertubação da longitude do nodo ascendente
j2_w = (3/4)*(j2)*((obj.rp/p)^2)*sqrt((obj.mu/a^3))*(5*cosd(i)^2-1) ; % Pertubação do argumento de perigeu
M = mod(360*ti/T,360); % Atualização da anomalia média
E = obj.CalcKeplerEq(M,e); % Atualização da anomalia excentrica
v = mod(atan2((sind(E)*(1-e^2)^.5),(cosd(E)-e)),2*pi)*180/pi; % atualização da anomalia verdadeira
RAAN = ((raan*pi/180)+j2_raan*DeltaT)*180/pi; % atualização da longitude do nodo ascendete
w = ((w*pi/180)+j2_w*DeltaT)*180/pi; % atualização do argumento de perigeu
Quaternio = quatnormalize(angle2quat(RAAN*pi/180,i*pi/180,v*pi/180+w*pi/180,'ZXZ'));
% Calcula matriz de rotação do quaternio
Rot_m = quat2rotm(Quaternio) ; % Matrix de rotação do quaternion
% raio orbital
r = a*((1-(e*cosd(E))));
% Calculo do vetor orbital 'r' em ECI
rECI = Rot_m*[1;0;0]*r;
end
%% Retorna vetor de posição em ECEF
function [rECEF] = Eci2Ecef(obj,rECI,Data)
JD = juliandate(Data);
Tj = (JD - 2451545.0)/36525.0;
GMST = mod(280.46061837 + 360.98564736629*(JD - 2451545) + 0.000387933*Tj^2- Tj^3/38710000,360);
R3 = [cosd(GMST),sind(GMST),0;-sind(GMST),cosd(GMST),0;0,0,1];
rECEF = R3*rECI;
end
%% Retorna Anomalia Ecêntrica - E
function [E] = CalcKeplerEq(obj,M,e)
tol = 10^-8;
M = M*pi/180; % radianos
Etemp = M;
ratio = 1;
while abs(ratio) > tol
f_E = Etemp - e*sin(Etemp) - M;
f_Eprime = 1 - e*cos(Etemp);
ratio = f_E/f_Eprime;
if abs(ratio) > tol
Etemp = Etemp - ratio;
else
E = Etemp;
end
end
E = mod(E,2*pi)*180/pi; % Graus
end
%% calcula latitude e longitude a partir do vetor de posição em ECEF
function [Lat,Long] = LatLong(obj,rECEF)
r_delta = norm(rECEF(1:2));
sinA = rECEF(2)/r_delta;
cosA = rECEF(1)/r_delta;
Long = atan2(sinA,cosA);
if Long < -pi
Long = Long + 2*pi;
end
Lat = asin(rECEF(3)/norm(rECEF));
Lat = Lat*180/pi;
Long = Long*180/pi;
end
%% Calcula a distancia entre o centro de umbra e término de umbra e penumbra
function [Eu Kp] = CalcEuKp(obj,vetor_rs,Sps)
% Xu = Distância entre o Ápice do cone de umbra e o centro da terra - Km
Xu = (obj.rp*2*Sps)/(obj.rs*2-obj.rp*2);
AlphaU = asin((2*obj.rp)/(2*Xu)); %ângulo de Umbra
Eu = (Xu-norm(vetor_rs))*tan(AlphaU);
%Xp = Distância entre o Ápice do cone de peumbra e o centro da terra - Km
Xp = (2*obj.rp*Sps)/(2*obj.rs+2*obj.rp);
AlphaP = asin((2*obj.rp)/(2*Xp)); %ângulo de penumbra
Kp = (Xp+norm(vetor_rs))*tan(AlphaP);
end
%% calcula ocorrência de eclipse
function [EclipseStatus] = CalcEclipse(obj,Data,R)
JD = juliandate(Data);
%Julian centuries from 2000
T = (JD - 2451545.0)/36525.0;
%geometric mean longitude of the sun
L0 = mod(280.46645 + 36000.76983*T + 0.0003032*T^2,360);
%mean anomaly of the sun
M = mod(357.52910 + 35999.05030*T - 0.0001559*T^2 - 0.00000048*T^3,360);
%eccentricity of the earth's orbit
e = mod(0.016708617 - 0.000042037*T - 0.0000001236*T^2,360);
%The equation of center for the sun, relative to its mean anomaly
C = mod((1.914600-0.004817*T-0.000014*T^2)*sind(M)+(0.019993-0.000101*T)*sind(2*M)+0.000290*sind(3*M),360);
%ecliptic longitude (lambda) of the sun
Ls = mod((L0 + C),360)*pi/180;
%true anomaly of the sun
f=mod(M+C,360);
%earth-sun distance
RS = ((1.000001018*(1 - e^2))/(1 + e*cosd(f)))*149597870.70;
%Obliquity of the ecliptic
Ep = mod(23 + 26/60 + 21.448/3600 - 46.8150/3600*T - (0.00059/3600)*T^2+ (0.001813/3600)*T^3,360)*pi/180;
%Vetor UNITARIO sol
vetor_solar = [cos(Ls),sin(Ls)*cos(Ep),sin(Ls)*sin(Ep)];
vetor_rs = dot(R,vetor_solar)*vetor_solar;
vetor_projecao = R'-vetor_rs;
[Eu Kp] = obj.CalcEuKp(vetor_rs,RS);
% Eclipse status : 0 - sem eclipse, 1 = penumbra, 2 Umbra
if(dot(R,vetor_solar) < 0);
NORM = norm(vetor_projecao);
if(NORM > Kp)
EclipseStatus = 0;
end
if(Eu<NORM && NORM <Kp)
EclipseStatus = 1; % Penumbra
end
if(NORM < Eu)
EclipseStatus = 1; % Umbra
end
else
EclipseStatus = 0;
end
end
%% propagação dos satélites no tempo
function Propagacao = Propagar(obj,Data,Interacoes)
if nargin == 2
Interacoes = ceil(obj.TempoTotalSimulacao/obj.TempoIntervaloSimulacao) ;
end
LoopId = 1;
while LoopId <= Interacoes
fprintf('Cenário - Interação %d de %d\n',LoopId,Interacoes);
Propagacao(LoopId).Data = Data;
Satelites = [];
for SatNum=1:obj.TotalSatelites
rECI = obj.Oe2Eci(SatNum,Data);
Satelites(SatNum).rECI = rECI;
%## vetor de posição em ECEF
rECEF = obj.Eci2Ecef(rECI,Data);
%## determina a latitude e longitude
[Lat,Long] = obj.LatLong(rECEF);
Satelites(SatNum).Latitude = Lat;
Satelites(SatNum).Longitude = Long;
%## Ocorrência de Eclipse
EclipseStatus = obj.CalcEclipse(Data,rECI);
% Situação do eclipse: 1 - em eclipse, 0 - Sol
Satelites(SatNum).EclipseStatus = EclipseStatus;
% Tempo de Exposição em Eclipse
TempoEclipseIntervalo = 0;
if EclipseStatus ~= 0 % Satélite inicia em eclipse
% verifica tempo que permanecerá em eclipse no intervalo
for i=1:obj.TempoIntervaloSimulacao
%incremento de data
DataIntervalo = datevec(addtodate(datenum(Data), i, 'second'));
% calcula o raio orbital na nova data
R = obj.Oe2Eci(SatNum,DataIntervalo);
% calcula status
Eclipse = obj.CalcEclipse(DataIntervalo,R);
if Eclipse ~= EclipseStatus % houve mudança
TempoEclipseIntervalo = TempoEclipseIntervalo+1;
break
else
TempoEclipseIntervalo = TempoEclipseIntervalo+1;
end
end
else % Satélite inicia no sol
% verifica tempo que permanecerá no sol no intervalo
for i=1:obj.TempoIntervaloSimulacao
%incremento de data
DataIntervalo = datevec(addtodate(datenum(Data), i, 'second'));
% calcula o raio orbital na nova data
R = obj.Oe2Eci(SatNum,DataIntervalo);
% calcula status
Eclipse = obj.CalcEclipse(DataIntervalo,R);
if Eclipse ~= EclipseStatus % houve mudança
TempoEclipseIntervalo = obj.TempoIntervaloSimulacao-i;
Satelites(SatNum).EclipseStatus = Eclipse;
break
end
end
end
Satelites(SatNum).EclipseTempoIntervalo = TempoEclipseIntervalo;
if LoopId == 1 % condições iniciais
Satelites(SatNum).EclipseTempoTotal = TempoEclipseIntervalo;
else
if(Satelites(SatNum).EclipseStatus ~=0) % Em Eclipse
%Acumula o tempo de eclipse da iteracao
%anterior com o tempo atual
Satelites(SatNum).EclipseTempoTotal = Propagacao(LoopId-1).Satelites(SatNum).EclipseTempoTotal+TempoEclipseIntervalo;
%fprintf(" SatNum %d Satelites(SatNum).EclipseTempoTotal %d \n", SatNum, Satelites(SatNum).EclipseTempoTotal);
else
%Atualiza o tempo de eclipse para ser acumulado
Satelites(SatNum).EclipseTempoTotal = Propagacao(LoopId-1).Satelites(SatNum).EclipseTempoTotal; % Estava em zero(0);
end
end
end
Propagacao(LoopId).Satelites = Satelites;
% Enlaces ativos
q = obj.TotalSatPlanos; % numero de satelites por plano
Adj = zeros(obj.TotalSatelites); % alocação matriz de adjacencia
for k=1:obj.TotalPlanos %varre os planos
for j=1:q %varre os satelites do plano
SatNum = (k*q)-(q-j); %sequencia de numeração do satélite 1... t
satAnt = SatNum-1; % satelite anterior da orbita
satPost = SatNum+1; % satelite posterior da orbita
planAnt = SatNum-q; % satelite do plano anteiror
planPost = SatNum+q; % satelite do plano posterior
%%%%% Adicionar Link para o GSO - Satpelite GeoEstacionário %%%%%%
%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
if(j==1) satAnt = k*q; end % primeiro satelite anterior da orbita
if(j==q) satPost = k*q-(q-1); end % último satelite posterior da orbita
if(k==1) planAnt = ((obj.TotalPlanos-1)*q)+j; end % primeiro satelite da orbita anterior
if(k == obj.TotalPlanos) planPost = j; end % ultimo satelite da orbita anterior
% ---- ISL do mesmo plano - Custo fixo
La = sqrt(2)*norm(Satelites(SatNum).rECI)*sqrt(1-cosd(360/q)); % Custo do link
Adj(SatNum,satAnt) = La; % Satelite anterior da mesma órbita
Adj(SatNum,satPost) = La; %Satelite posterior da mesma órbita
if abs(Satelites(SatNum).Latitude) < obj.BordaPolar % se o satélite está em "Simulacao.BordaPolar", não possui ISL Intra-plano
Le = sqrt(2)*norm(Satelites(SatNum).rECI)*sqrt(1-cosd(360/(2*obj.TotalPlanos)))*cosd(Satelites(SatNum).Latitude); % Custo ISL inter plano
if abs(Satelites(planAnt).Latitude) < obj.BordaPolar % latitude do sat anterior
if(k>1) % seam
Adj(SatNum,planAnt) = Le; % Satelite da órbita anterior
end
end
if abs(Satelites(planPost).Latitude) < obj.BordaPolar % latitude do sat posterior
if(k<obj.TotalPlanos) %seam
Adj(SatNum,planPost) = Le; % Satelite da órbita posterior
end
end
end
end
end
Propagacao(LoopId).Enlaces = Adj;
% SATÉLITES DAS RESPECTIVAS ZONAS E HORÁRIO LOCAL
tam = size(obj.Zonas.LatLong);
Sats = zeros(tam);
Horas = zeros(tam);
SatLatLong = [[Propagacao(LoopId).Satelites.Latitude]', [Propagacao(LoopId).Satelites.Longitude]'];
diff = (360/tam(2))/2; % diferença de graus para considerar meridianos
for i=1: tam(1)
for j=1:tam(2)
% calcula o satélite mais próximo
latlon=obj.Zonas.LatLong(i,j);
[k, dist] = dsearchn([latlon{1}(1),latlon{1}(2)],SatLatLong);
[dist, SatNum] = min(dist);
Sats(i,j) = SatNum;
lon = latlon{1}(2); %longitude
t = datenum(Data);
zd = timezone(lon+diff,'degrees');
t = addtodate(t, -zd, 'hour');
hora = hour(t);
if hora ==0
hora = 24;
end
Horas(i,j) = hora;
end
end
Propagacao(LoopId).Zonas.Satelites = Sats; % cobertura dos satélites por zona
% Fluxo da demanda de acordo com o perfil da hora 500TB/dia
% No codigo orignal, não explica o valor de 500000000000000. Pesquisamos esse valor, que é 500TB por dia = 5x10^14 Bytes por dia.
% O tamanho médio de um pacote enviado é de 210 bytes (Hussein, 2014).
[ti,tj] = size(obj.Zonas.MatrizTrafego);
Fk = zeros(max(obj.Zonas.Continentes(:))); % fluxo dos continentes
Tij = zeros(ti,tj);
for i=1:ti
for j=1:tj
Tij(i,j) = (obj.Zonas.MatrizTrafego(i,j)/...
sum(obj.Zonas.MatrizTrafego(:)))*(500000000000000/3600)...
*((obj.Zonas.AtividadeHora(Horas(obj.Zonas.ZonaId(i))))/100);
%continente de origem
CkOrg = obj.Zonas.Continentes(obj.Zonas.ZonaId(i));
%continente de destino
CkDst = obj.Zonas.Continentes(obj.Zonas.ZonaId(j));
Fk(CkOrg,CkDst) = Fk(CkOrg,CkDst)+Tij(i,j);
end
end
%Fluxo entre continentes
tk = max(obj.Zonas.Continentes(:));
for k=1:tk
Propagacao(LoopId).Zonas.Fluxo(k,:) = Fk(k,:)/sum(Fk(k,:));
end
% atualiza Data/hora da simulação em função do intervalo da simulação
Data = datevec(addtodate(datenum(Data), obj.TempoIntervaloSimulacao, 'second'));
% incrementa controle de loop
LoopId = LoopId+1;
end
%% Calcular Eclise total;
end
function Eclipse = DadosEclipse(obj)
tam = size(obj.Propagacao,2); %% É o Número de Cenários (Adicionado por Renata Mota)
Saida=zeros(obj.TotalSatelites,1);
Entrada=zeros(obj.TotalSatelites,1);
Tempo=zeros(obj.TotalSatelites,1);
for s=1:obj.TotalSatelites
ciclo = 1; % Representa a Revolução (voltas ao redor da Terra) (Adicionado por Renata Mota)
for i=2:tam
% fim do eclipse
% Acumula os tempos em eclipse (Adicionado por Renata Mota)
if(obj.Propagacao(i).Satelites(s).EclipseStatus == 0 && obj.Propagacao(i-1).Satelites(s).EclipseStatus ~=0)
Saida(s,ciclo) = i-1;
EclipseTempo = obj.Propagacao(i-1).Satelites(s).EclipseTempoTotal ;
Entrada(s,ciclo) = Saida(s,ciclo)-round(EclipseTempo/obj.TempoIntervaloSimulacao);
Tempo(s,ciclo) = ceil(EclipseTempo/60);
ciclo = ciclo+1;
end
end
end
Eclipse.Entrada = Entrada;
Eclipse.Saida = Saida;
Eclipse.Tempo = Tempo;
Eclipse.TempoMaximo = max([Tempo]')';
end
end
end