EcksteinHechlerPropagator (OREKIT 12.0.1 API)

java.lang.Object
- org.orekit.propagation.AbstractPropagator
- - org.orekit.propagation.analytical.AbstractAnalyticalPropagator
  - - org.orekit.propagation.analytical.EcksteinHechlerPropagator

All Implemented Interfaces:

Propagator, PVCoordinatesProvider
```
public class EcksteinHechlerPropagator
extends AbstractAnalyticalPropagator
```
该类使用分析的Eckstein-Hechler模型传播SpacecraftState。
Eckstein-Hechler模型适用于近似圆形轨道（e < 0.1，在0.005和0.1之间精度较差），倾角既非赤道（直接或逆行）也非临界（直接或逆行）。

请注意，在版本7.0之前，生成的轨道存在严重不一致性，这在Orekit的版本7.0中已经修复，但有一个明显的副作用。问题在于，如果Eckstein-Hechler模型生成的圆形参数用于构建被视为瞬时的轨道，那么从这个轨道推导出的速度与位置演变是不一致的！原因在于该模型包含非开普勒效应，但没有包含相应的圆形/笛卡尔转换。因此，所有涉及速度的后续计算都是错误的。这包括偏航补偿和多普勒效应等姿态模式。由于这种影响被认为是足够严重的，准确的速度被认为是重要的，传播器现在生成的是以特殊方式构建的笛卡尔轨道，以确保整个传播过程中的一致性。一个副作用是，如果用户从这些传播的笛卡尔轨道重新构建圆形参数，那么圆形参数通常不会与初始轨道匹配（半长轴的差异可能超过120米）。但位置会匹配到亚微米级别，并且这个位置将与之前版本生成的位置完全相同（换句话说，模型的内部没有改变，只是输出参数已经改变）。初始化的正确性已经得到评估，并且良好，因为它允许后续轨道保持接近数值参考轨道。

如果用户需要更明确的Eckstein-Hechler传播器初始化，他们应该考虑使用传播器转换器来使用完整样本而不仅仅是单个初始轨道来初始化他们的Eckstein-Hechler传播器。

Author:

Guylaine Prat

See Also:

Orbit

Field Summary
- Fields inherited from interface org.orekit.propagation.Propagator
  DEFAULT_MASS

Constructor Summary

Constructors
Constructor and Description
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, double referenceRadius, double mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60)` 从轨道、姿态提供者和势建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, double mass, double referenceRadius, double mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60)` 从轨道、姿态提供者、质量和势建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, double mass, double referenceRadius, double mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60, PropagationType initialType)` 从轨道、姿态提供者、质量和势建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, double mass, double referenceRadius, double mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60, PropagationType initialType, double epsilon, int maxIterations)` 从轨道、姿态提供者、质量和势建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, double mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)` 从轨道、姿态提供者、质量和势提供者建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, double mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, PropagationType initialType)` 从轨道、姿态提供者、质量和势提供者建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, AttitudeProvider attitude, double mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics)` 私有辅助构造函数。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, AttitudeProvider attitude, double mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics, PropagationType initialType)` 私有辅助构造函数。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)` 从轨道、姿态提供者和势提供者建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, double referenceRadius, double mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60)` 从轨道和势建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, double mass, double referenceRadius, double mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60)` 从轨道、质量和势建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, double mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)` 从轨道、质量和势提供者建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)` 从轨道和势提供者建立传播器。
`EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, PropagationType initialType)` 从轨道和势提供者建立传播器。

Method Summary

All Methods Static Methods Instance Methods Concrete Methods
Modifier and Type	Method and Description
`static CircularOrbit`	`computeMeanOrbit(Orbit osculating, double referenceRadius, double mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60, double epsilon, int maxIterations)` 从瞬时到平均轨道的转换。
`static CircularOrbit`	`computeMeanOrbit(Orbit osculating, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics)` 从瞬时到平均轨道的转换。
`static CircularOrbit`	`computeMeanOrbit(Orbit osculating, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics, double epsilon, int maxIterations)` 从瞬时到平均轨道的转换。
`protected AbstractMatricesHarvester`	`createHarvester(String stmName, org.hipparchus.linear.RealMatrix initialStm, DoubleArrayDictionary initialJacobianColumns)` 创建适用于传播器的收割机。
`double[]`	`getCk0()` 获取未归一化的轴对称系数。
`protected double`	`getMass(AbsoluteDate date)` 获取质量。
`double`	`getMu()` 获取中心引力系数μ。
`double`	`getReferenceRadius()` 获取中心天体引力模型的参考半径。
`CartesianOrbit`	`propagateOrbit(AbsoluteDate date)` 将轨道外推到特定目标日期。
`void`	`resetInitialState(SpacecraftState state)` 重置传播器的初始状态。
`void`	`resetInitialState(SpacecraftState state, PropagationType stateType)` 重置传播器的初始状态。
`void`	`resetInitialState(SpacecraftState state, PropagationType stateType, double epsilon, int maxIterations)` 重置传播器的初始状态。
`protected void`	`resetIntermediateState(SpacecraftState state, boolean forward)` 重置中间状态。
`protected void`	`resetIntermediateState(SpacecraftState state, boolean forward, double epsilon, int maxIterations)` 重置中间状态。

Methods inherited from class org.orekit.propagation.analytical.AbstractAnalyticalPropagator
acceptStep, addEventDetector, basicPropagate, clearEventsDetectors, getEphemerisGenerator, getEventsDetectors, getJacobiansColumnsNames, getPvProvider, propagate

Methods inherited from class java.lang.Object
clone, equals, finalize, getClass, hashCode, notify, notifyAll, toString, wait, wait, wait

Methods inherited from interface org.orekit.propagation.Propagator
clearStepHandlers, getDefaultLaw, setStepHandler, setStepHandler

Methods inherited from interface org.orekit.utils.PVCoordinatesProvider
getPosition

- Constructor Detail
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)
```
    从轨道和势提供者建立传播器。
    质量和姿态提供者设置为未指定的非空任意值。
    
    使用此构造函数，将考虑初始瞬时轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    provider - 未归一化的轴对称系数
    
    另请参见：
    
    EcksteinHechlerPropagator(Orbit, AttitudeProvider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider), EcksteinHechlerPropagator(Orbit, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider, PropagationType)
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 AttitudeProvider attitude,
                                 double mass,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics)
```
    私有辅助构造函数。
    使用此构造函数，将考虑初始瞬时轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitude - 姿态提供者
    
    mass - 航天器质量
    
    provider - 未归一化的轴对称系数
    
    harmonics - provider.onDate(initialOrbit.getDate())
    
    另请参见：
    
    EcksteinHechlerPropagator(Orbit, AttitudeProvider, double, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics, PropagationType)
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 double referenceRadius,
                                 double mu,
                                 double c20,
                                 double c30,
                                 double c40,
                                 double c50,
                                 double c60)
```
    从轨道和势建立传播器。
    质量和姿态提供者设置为未指定的非空任意值。
    
    C_n,0系数是未归一化的轴对称系数，它们与标准化系数C_n,0和J_n之间的关系如下：
    
    C_n,0 = [(2-δ_0,m)(2n+1)(n-m)!/(n+m)!]^½ C_n,0
    
    C_n,0 = -J_n
    
    使用此构造函数，将考虑初始瞬时轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    referenceRadius - 地球势模型的参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（m³/s²）
    
    c20 - 未归一化的轴对称系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 未归一化的轴对称系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 未归一化的轴对称系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 未归一化的轴对称系数（地球约为+2.28e-7）
    
    c60 - 未归一化的轴对称系数（地球约为-5.41e-7）
    
    另请参见：
    
    Constants, EcksteinHechlerPropagator(Orbit, AttitudeProvider, double, double, double, double, double, double, double, double)
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 double mass,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)
```
    从轨道、质量和势提供者建立传播器。
    姿态定律设置为未指定的非空任意值。
    
    使用此构造函数，将考虑初始瞬时轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    mass - 航天器质量
    
    provider - 未归一化的轴对称系数
    
    另请参见：
    
    EcksteinHechlerPropagator(Orbit, AttitudeProvider, double, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider)
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 double mass,
                                 double referenceRadius,
                                 double mu,
                                 double c20,
                                 double c30,
                                 double c40,
                                 double c50,
                                 double c60)
```
    从轨道、质量和势建立传播器。
    姿态定律设置为未指定的非空任意值。
    
    C_n,0系数是未归一化的轴对称系数，它们与标准化系数C_n,0和J_n之间的关系如下：
    
    C_n,0 = [(2-δ_0,m)(2n+1)(n-m)!/(n+m)!]^½ C_n,0
    
    C_n,0 = -J_n
    
    使用此构造函数，将考虑初始瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    mass - 航天器质量
    
    referenceRadius - 用于势模型的地球参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（米³/秒²）
    
    c20 - 非归一化的动力学系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化的动力学系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.28e-7）
    
    c60 - 非归一化的动力学系数（地球约为-5.41e-7）
    
    另请参阅:
    
    EcksteinHechlerPropagator(Orbit, AttitudeProvider, double, double, double, double, double, double, double, double)
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 AttitudeProvider attitudeProv,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)
```
    从轨道、姿态提供器和势提供器构建一个传播器。
    质量设置为未指定的非空任意值。
    
    使用此构造函数，考虑初始的瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供器
    
    provider - 用于非归一化动力学系数
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 AttitudeProvider attitudeProv,
                                 double referenceRadius,
                                 double mu,
                                 double c20,
                                 double c30,
                                 double c40,
                                 double c50,
                                 double c60)
```
    从轨道、姿态提供器和势构建一个传播器。
    质量设置为未指定的非空任意值。
    
    C_n,0系数是非归一化的动力学系数，它们与归一化系数C_n,0和J_n之间的关系如下：
    
    C_n,0 = [(2-δ_0,m)(2n+1)(n-m)!/(n+m)!]^½ C_n,0
    
    C_n,0 = -J_n
    
    使用此构造函数，考虑初始的瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供器
    
    referenceRadius - 用于势模型的地球参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（米³/秒²）
    
    c20 - 非归一化的动力学系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化的动力学系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.28e-7）
    
    c60 - 非归一化的动力学系数（地球约为-5.41e-7）
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 AttitudeProvider attitudeProv,
                                 double mass,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势构建一个传播器。
    使用此构造函数，考虑初始的瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供器
    
    mass - 航天器质量
    
    provider - 用于非归一化动力学系数
    
    另请参阅:
    
    EcksteinHechlerPropagator(Orbit, AttitudeProvider, double, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider, PropagationType)
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 AttitudeProvider attitudeProv,
                                 double mass,
                                 double referenceRadius,
                                 double mu,
                                 double c20,
                                 double c30,
                                 double c40,
                                 double c50,
                                 double c60)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势构建一个传播器。
    C_n,0系数是非归一化的动力学系数，它们与归一化系数C_n,0和J_n之间的关系如下：
    
    C_n,0 = [(2-δ_0,m)(2n+1)(n-m)!/(n+m)!]^½ C_n,0
    
    C_n,0 = -J_n
    
    使用此构造函数，考虑初始的瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供器
    
    mass - 航天器质量
    
    referenceRadius - 用于势模型的地球参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（米³/秒²）
    
    c20 - 非归一化的动力学系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化的动力学系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.28e-7）
    
    c60 - 非归一化的动力学系数（地球约为-5.41e-7）
    
    另请参阅:
    
    EcksteinHechlerPropagator(Orbit, AttitudeProvider, double, double, double, double, double, double, double, double, PropagationType)
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                 PropagationType initialType)
```
    从轨道和势提供器构建一个传播器。
    质量和姿态提供器设置为未指定的非空任意值。
    
    使用此构造函数，可以将初始轨道定义为平均Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    provider - 用于非归一化动力学系数
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道）
    
    自版本:
    
    10.2
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 AttitudeProvider attitudeProv,
                                 double mass,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                 PropagationType initialType)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势提供器构建一个传播器。
    使用此构造函数，可以将初始轨道定义为平均Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供器
    
    mass - 航天器质量
    
    provider - 用于非归一化动力学系数
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道）
    
    自版本:
    
    10.2
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 AttitudeProvider attitude,
                                 double mass,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                 UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics,
                                 PropagationType initialType)
```
    私有辅助构造函数。
    使用此构造函数，可以将初始轨道定义为平均Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitude - 姿态提供器
    
    mass - 航天器质量
    
    provider - 用于非归一化动力学系数
    
    harmonics - provider.onDate(initialOrbit.getDate())
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道）
    
    自版本:
    
    10.2
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 AttitudeProvider attitudeProv,
                                 double mass,
                                 double referenceRadius,
                                 double mu,
                                 double c20,
                                 double c30,
                                 double c40,
                                 double c50,
                                 double c60,
                                 PropagationType initialType)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势构建一个传播器。
    C_n,0系数是非归一化的动力学系数，它们与归一化系数C_n,0和J_n之间的关系如下：
    
    C_n,0 = [(2-δ_0,m)(2n+1)(n-m)!/(n+m)!]^½ C_n,0
    
    C_n,0 = -J_n
    
    使用此构造函数，可以将初始轨道定义为平均Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供器
    
    mass - 航天器质量
    
    referenceRadius - 用于势模型的地球参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（米³/秒²）
    
    c20 - 非归一化的动力学系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化的动力学系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.28e-7）
    
    c60 - 非归一化的动力学系数（地球约为-5.41e-7）
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道）
    
    自版本:
    
    10.2
  - EcksteinHechlerPropagator
```
public EcksteinHechlerPropagator(Orbit initialOrbit,
                                 AttitudeProvider attitudeProv,
                                 double mass,
                                 double referenceRadius,
                                 double mu,
                                 double c20,
                                 double c30,
                                 double c40,
                                 double c50,
                                 double c60,
                                 PropagationType initialType,
                                 double epsilon,
                                 int maxIterations)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势构建一个传播器。
    C_n,0系数是非归一化的动力学系数，它们与归一化系数C_n,0和J_n之间的关系如下：
    
    C_n,0 = [(2-δ_0,m)(2n+1)(n-m)!/(n+m)!]^½ C_n,0
    
    C_n,0 = -J_n
    
    使用此构造函数，可以将初始轨道定义为平均Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供者
    
    mass - 航天器质量
    
    referenceRadius - 用于势模型的地球参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（m³/s²）
    
    c20 - 非归一化的动力学系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化的动力学系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.28e-7）
    
    c60 - 非归一化的动力学系数（地球约为-5.41e-7）
    
    epsilon - 均值参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 均值参数转换的最大迭代次数
    
    initialType - 初始轨道类型（均值Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道）
    
    自版本:
    
    11.2
- Method Detail
  - computeMeanOrbit
```
public static CircularOrbit computeMeanOrbit(Orbit osculating,
                                             UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                             UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics)
```
    从瞬时到均值轨道的转换。
    计算均值轨道，以Eckstein-Hechler意义对应于输入的瞬时SpacecraftState。
    
    由于瞬时轨道是通过短周期变化的计算获得的，因此结果输出将取决于输入中参数化的重力场。
    
    计算通过固定点迭代过程完成。
    
    参数:
    
    osculating - 要转换的瞬时轨道
    
    provider - 用于非归一化的动力学系数
    
    harmonics - provider.onDate(osculating.getDate())
    
    返回:
    
    Eckstein-Hechler意义下的均值轨道
    
    自版本:
    
    11.2
  - computeMeanOrbit
```
public static CircularOrbit computeMeanOrbit(Orbit osculating,
                                             UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                             UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics,
                                             double epsilon,
                                             int maxIterations)
```
    从瞬时到均值轨道的转换。
    计算均值轨道，以Eckstein-Hechler意义对应于输入的瞬时SpacecraftState。
    
    由于瞬时轨道是通过短周期变化的计算获得的，因此结果输出将取决于输入中参数化的重力场。
    
    计算通过固定点迭代过程完成。
    
    参数:
    
    osculating - 要转换的瞬时轨道
    
    provider - 用于非归一化的动力学系数
    
    harmonics - provider.onDate(osculating.getDate())
    
    epsilon - 均值参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 均值参数转换的最大迭代次数
    
    返回:
    
    Eckstein-Hechler意义下的均值轨道
    
    自版本:
    
    11.2
  - computeMeanOrbit
```
public static CircularOrbit computeMeanOrbit(Orbit osculating,
                                             double referenceRadius,
                                             double mu,
                                             double c20,
                                             double c30,
                                             double c40,
                                             double c50,
                                             double c60,
                                             double epsilon,
                                             int maxIterations)
```
    从瞬时到均值轨道的转换。
    计算均值轨道，以Eckstein-Hechler意义对应于输入的瞬时SpacecraftState。
    
    由于瞬时轨道是通过短周期变化的计算获得的，因此结果输出将取决于输入中参数化的重力场。
    
    计算通过固定点迭代过程完成。
    
    参数:
    
    osculating - 要转换的瞬时轨道
    
    referenceRadius - 用于势模型的地球参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（m³/s²）
    
    c20 - 非归一化的动力学系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化的动力学系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化的动力学系数（地球约为+2.28e-7）
    
    c60 - 非归一化的动力学系数（地球约为-5.41e-7）
    
    epsilon - 均值参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 均值参数转换的最大迭代次数
    
    返回:
    
    Eckstein-Hechler意义下的均值轨道
    
    自版本:
    
    11.2
  - resetInitialState
```
public void resetInitialState(SpacecraftState state)
```
    重置推算器的初始状态。
    要考虑的新初始状态必须用瞬时轨道定义。
    
    指定者:
    
    resetInitialState 在接口 Propagator中
    
    覆盖:
    
    resetInitialState 在类 AbstractPropagator中
    
    参数:
    
    state - 要考虑的新初始状态
    
    另请参阅:
    
    resetInitialState(SpacecraftState, PropagationType)
  - resetInitialState
```
public void resetInitialState(SpacecraftState state,
                              PropagationType stateType)
```
    重置推算器的初始状态。
    
    参数:
    
    state - 要考虑的新初始状态
    
    stateType - 均值Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道
    
    自版本:
    
    10.2
  - resetInitialState
```
public void resetInitialState(SpacecraftState state,
                              PropagationType stateType,
                              double epsilon,
                              int maxIterations)
```
    重置推算器的初始状态。
    
    参数:
    
    state - 要考虑的新初始状态
    
    stateType - 均值Eckstein-Hechler轨道或瞬时轨道
    
    epsilon - 均值参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 均值参数转换的最大迭代次数
    
    自版本:
    
    11.2
  - resetIntermediateState
```
protected void resetIntermediateState(SpacecraftState state,
                                      boolean forward)
```
    重置中间状态。
    
    指定者:
    
    resetIntermediateState 在类 AbstractAnalyticalPropagator中
    
    参数:
    
    state - 要考虑的新中间状态
    
    forward - 如果为true，则中间状态对其后的传播有效
  - resetIntermediateState
```
protected void resetIntermediateState(SpacecraftState state,
                                      boolean forward,
                                      double epsilon,
                                      int maxIterations)
```
    重置中间状态。
    
    参数:
    
    state - 要考虑的新中间状态
    
    forward - 如果为true，则中间状态对其后的传播有效
    
    epsilon - 均值参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 均值参数转换的最大迭代次数
    
    自版本:
    
    11.2
  - propagateOrbit
```
public CartesianOrbit propagateOrbit(AbsoluteDate date)
```
    推算轨道直到特定目标日期。
    
    指定者:
    
    propagateOrbit 在类 AbstractAnalyticalPropagator中
    
    参数:
    
    date - 轨道的目标日期
    
    返回:
    
    推算的参数
  - getMu
```
public double getMu()
```
    获取中心引力系数 μ。
    
    返回:
    
    mu中心引力系数（m³/s²）
    
    自版本:
    
    11.1
  - getCk0
```
public double[] getCk0()
```
    获取非归一化的动力学系数。
    
    返回:
    
    非归一化的动力学系数
    
    自版本:
    
    11.1
  - getReferenceRadius
```
public double getReferenceRadius()
```
    获取中心引力模型的参考半径。
    
    返回:
    
    参考半径（米）
    
    自版本:
    
    11.1
  - createHarvester
```
protected AbstractMatricesHarvester createHarvester(String stmName,
                                                    org.hipparchus.linear.RealMatrix initialStm,
                                                    DoubleArrayDictionary initialJacobianColumns)
```
    创建适用于推算器的收割机。
    
    覆盖:
    
    createHarvester 在类 AbstractPropagator中
    
    参数:
    
    stmName - 状态转移矩阵状态名称
    
    initialStm - 初始状态转移矩阵 ∂Y/∂Y₀，如果为null（这是最常见的情况），则假定为6x6单位矩阵
    
    initialJacobianColumns - 相对于参数的雅可比矩阵的初始列，如果为null或字典中缺少某些选定参数，则相应的初始列假定为0
    
    返回:
    
    用于在传播期间和之后检索计算矩阵的收割机
  - getMass
```
protected double getMass(AbsoluteDate date)
```
    获取质量。
    
    指定者：
    
    getMass 在类 AbstractAnalyticalPropagator
    
    参数：
    
    date - 轨道的目标日期
    
    返回：
    
    质量

Class EcksteinHechlerPropagator

Field Summary

Fields inherited from interface org.orekit.propagation.Propagator

Constructor Summary

Method Summary

Methods inherited from class org.orekit.propagation.analytical.AbstractAnalyticalPropagator

Methods inherited from class org.orekit.propagation.AbstractPropagator

Methods inherited from class java.lang.Object

Methods inherited from interface org.orekit.propagation.Propagator

Methods inherited from interface org.orekit.utils.PVCoordinatesProvider

Constructor Detail

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

EcksteinHechlerPropagator

Method Detail

computeMeanOrbit

computeMeanOrbit

computeMeanOrbit

resetInitialState

resetInitialState

resetInitialState

resetIntermediateState

resetIntermediateState

propagateOrbit

getMu

getCk0

getReferenceRadius

createHarvester

getMass