org.orekit.forces.maneuvers

Class SmallManeuverAnalyticalModel

java.lang.Object

org.orekit.forces.maneuvers.SmallManeuverAnalyticalModel

All Implemented Interfaces:

AdapterPropagator.DifferentialEffect

public class SmallManeuverAnalyticalModel
extends Object
implements AdapterPropagator.DifferentialEffect

小机动的解析模型。

该模型的目的是快速计算在较早日期t₀执行的小机动对日期t₁的影响。可以获得机动的直接效应以及相对于机动参数的雅可比矩阵。

这些效应是使用两个雅可比矩阵进行解析计算的：

1. J₀：在日期t₀，开普勒或赤道元素相对于笛卡尔参数的雅可比矩阵，允许计算在机动日期t₀的轨道元素变化，
2. J_1/0：在日期t₁，开普勒或赤道元素相对于日期t₀的开普勒或赤道元素的雅可比矩阵，允许将轨道元素的变化传播到最终日期t₁。

第二个雅可比矩阵J_1/0是使用简单的开普勒模型计算的，即除了平均运动行之外，还包括一个由于半长轴变化而产生的非对角元素。

日期t₁的轨道元素变化可以添加到从状态中提取的轨道元素中，然后考虑这些变化后将其转换回适当的类型，这可能与开普勒或赤道元素不同。

请注意，此模型仅考虑开普勒效应。这意味着仅使用此类来计算低地球轨道中的倾斜机动将不会改变升交点漂移速率，尽管倾斜已经改变（当然，对于半长轴的变化也是如此）。为了考虑这种漂移，必须同时使用此类的一个实例和J2DifferentialEffect的一个实例。

Author:

Luc Maisonobe

Constructor Summary

Constructors

Constructor and Description
SmallManeuverAnalyticalModel(SpacecraftState state0, Frame frame, org.hipparchus.geometry.euclidean.threed.Vector3D dV, double isp) 在用户指定的参考系中构建机动。
SmallManeuverAnalyticalModel(SpacecraftState state0, org.hipparchus.geometry.euclidean.threed.Vector3D dV, double isp) 在航天器参考系中构建机动。

Method Summary

Modifier and Type	Method and Description
Orbit	apply(Orbit orbit1) 计算机动对轨道的影响。
SpacecraftState	apply(SpacecraftState state1) 计算机动对航天器状态的影响。
AbsoluteDate	getDate() 获取机动的日期。
org.hipparchus.geometry.euclidean.threed.Vector3D	getInertialDV() 获取机动的惯性速度增量。
Frame	getInertialFrame() 获取定义速度增量的惯性参考系。
void	getJacobian(Orbit orbit1, PositionAngleType positionAngleType, double[][] jacobian) 计算轨道相对于机动参数的雅可比矩阵。
double	updateMass(double mass) 由于机动更新航天器质量。

Methods inherited from class java.lang.Object

clone, equals, finalize, getClass, hashCode, notify, notifyAll, toString, wait, wait, wait

Constructor Detail

SmallManeuverAnalyticalModel

public SmallManeuverAnalyticalModel(SpacecraftState state0,
                                    org.hipparchus.geometry.euclidean.threed.Vector3D dV,
                                    double isp)

在航天器参考系中构建机动。

参数：

state0 - 机动日期时的状态，在执行机动之前

dV - 航天器参考系中的速度增量

isp - 发动机比冲（s）

SmallManeuverAnalyticalModel

public SmallManeuverAnalyticalModel(SpacecraftState state0,
                                    Frame frame,
                                    org.hipparchus.geometry.euclidean.threed.Vector3D dV,
                                    double isp)

在用户指定的参考系中构建机动。

参数：

state0 - 机动日期时的状态，在执行机动之前

frame - 定义速度增量的参考系

dV - 指定参考系中的速度增量

isp - 发动机比冲（s）

Method Detail

getDate

public AbsoluteDate getDate()

获取机动的日期。

返回：

机动的日期

getInertialDV

public org.hipparchus.geometry.euclidean.threed.Vector3D getInertialDV()

获取机动的惯性速度增量。

返回：

状态相关的惯性参考系中的速度增量

另请参阅：

getInertialFrame()

getInertialFrame

public Frame getInertialFrame()

获取定义速度增量的惯性参考系。

返回：

定义速度增量的惯性参考系

另请参阅：

getInertialDV()

apply

public Orbit apply(Orbit orbit1)

计算机动对轨道的影响。

参数：

orbit1 - 在t₁时的原始轨道，没有机动

返回：

如果t₁ > t₀，则考虑机动后的t₁时的轨道

另请参阅：

apply(SpacecraftState)，getJacobian(Orbit, PositionAngleType, double[][])

apply

public SpacecraftState apply(SpacecraftState state1)

计算机动对航天器状态的影响。

由以下指定：

apply 在接口 AdapterPropagator.DifferentialEffect

参数：

state1 - 在t₁时的原始航天器状态，没有机动

返回：

如果t₁ > t₀，则考虑机动后的t₁时的航天器状态

另请参阅：

apply(Orbit)，getJacobian(Orbit, PositionAngleType, double[][])

getJacobian

public void getJacobian(Orbit orbit1,
                        PositionAngleType positionAngleType,
                        double[][] jacobian)

计算轨道相对于机动参数的雅可比矩阵。

雅可比矩阵是一个6x4矩阵。元素jacobian[i][j]对应于轨道参数i相对于机动参数j的偏导数。行的顺序与Orbit.getJacobianWrtCartesian方法中使用的顺序相同。列（0, 1, 2）对应于由getInertialFrame()返回的惯性参考系中的速度增量坐标（ΔV_x，ΔV_y，ΔV_z），列3对应于机动日期t₀。

参数：

orbit1 - 在t₁时的原始轨道，没有机动

positionAngleType - 要使用的位置角类型

jacobian - 占位符6x4（或更大）矩阵，用雅可比矩阵填充，如果矩阵大于6x4，则只会修改左上角的6x4部分

另请参阅：

apply(Orbit)

updateMass

public double updateMass(double mass)

由于机动更新航天器质量。

参数：

mass - 机动前的质量

返回：

机动后的质量