FieldBrouwerLyddanePropagator (OREKIT 12.0.1 API)

java.lang.Object
- org.orekit.propagation.FieldAbstractPropagator<T>
- - org.orekit.propagation.analytical.FieldAbstractAnalyticalPropagator<T>
  - - org.orekit.propagation.analytical.FieldBrouwerLyddanePropagator<T>

Type Parameters:

T - type of the field elements

All Implemented Interfaces:

FieldPropagator<T>, FieldPVCoordinatesProvider<T>, ParameterDriversProvider
```
public class FieldBrouwerLyddanePropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>
extends FieldAbstractAnalyticalPropagator<T>
```
这个类使用分析的Brouwer-Lyddane模型（从J2到J5轴对称谐波）传播FieldSpacecraftState。
与FieldEcksteinHechlerPropagator相反，Brouwer-Lyddane模型适用于椭圆轨道，具有较小的离心率或倾角没有问题（Lyddane通过Brouwer模型解决了这个问题）。通过Warren Phipps在1992年的论文中开发的方法避免了临界倾角i = 63.4°的奇点。

默认情况下，Brouwer-Lyddane模型仅考虑由轴对称谐波引起的扰动。然而，对于低地球轨道，由大气阻力引起的扰动加速度的大小可能是显著的。Warren Phipps在1992年的论文中通过使用时间导数的平均平近点角来考虑大气阻力，使用通用系数M2Driver。通常，在轨道确定过程中调整M2，并且它代表所有未建模的沿轨道效应的组合（即不仅仅是大气阻力）。M2的行为接近于TLE的FieldTLE.getBStar()参数。如果M2的值等于0.0，则在动力学模型中不考虑沿轨道的长期效应。M2的典型值未知。它取决于轨道类型。但是，M2的值必须非常小（例如在1.0e-14和1.0e-15之间）。M2的单位是rad/s²。通过Warren Phipps论文中的方程2.38、2.41和2.45计算平近点角和离心率的长期效应。

Since:

11.1

Author:

Melina Vanel, Bryan Cazabonne

See Also:

"Brouwer, Dirk. Solution of the problem of artificial satellite theory without drag. YALE UNIV NEW HAVEN CT NEW HAVEN United States, 1959.", "Lyddane, R. H. Small eccentricities or inclinations in the Brouwer theory of the artificial satellite. The Astronomical Journal 68 (1963): 555.", "Phipps Jr, Warren E. Parallelization of the Navy Space Surveillance Center (NAVSPASUR) Satellite Model. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 1992."

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

Constructor Summary

Constructors
Constructor and Description
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double M2)` 从轨道、姿态提供者和势建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double M2)` 从轨道、姿态提供者、质量和势建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, PropagationType initialType, double M2)` 从轨道、姿态提供者、质量和势建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, PropagationType initialType, double M2, double epsilon, int maxIterations)` 从轨道、姿态提供者、质量和势建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, double M2)` 从轨道、姿态提供者、质量和势提供者建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, PropagationType initialType, double M2)` 从轨道、姿态提供者、质量和势提供者建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitude, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics, double M2)` 私有辅助构造函数。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitude, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics, PropagationType initialType, double M2)` 私有辅助构造函数。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, double M2)` 从轨道、姿态提供者和势提供者建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double M2)` 从轨道和势建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, T mass, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double M2)` 从轨道、质量和势建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, double M2)` 从轨道、质量和势提供者建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, double M2)` 从轨道和势提供者建立一个传播器。
`FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, PropagationType initialType, double M2)` 从轨道和势提供者建立一个传播器。

Method Summary

All Methods Static Methods Instance Methods Concrete Methods
Modifier and Type	Method and Description
`static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldKeplerianOrbit<T>`	`computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating, double referenceRadius, double mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double M2Value, double epsilon, int maxIterations)` 从摆动到平均轨道的转换。
`static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldKeplerianOrbit<T>`	`computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics, double M2Value)` 从摆动到平均轨道的转换。
`static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldKeplerianOrbit<T>`	`computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics, double M2Value, double epsilon, int maxIterations)` 从摆动到平均轨道的转换。
`double`	`getM2()` 获取M2阻力参数的值。
`double`	`getM2(AbsoluteDate date)` 获取M2阻力参数的值。
`protected T`	`getMass(FieldAbsoluteDate<T> date)` 获取质量。
`List<ParameterDriver>`	`getParametersDrivers()` 获取参数的驱动程序。
`FieldKeplerianOrbit<T>`	`propagateOrbit(FieldAbsoluteDate<T> date, T[] parameters)` 将轨道外推到特定目标日期。
`void`	`resetInitialState(FieldSpacecraftState<T> state)` 重置传播器的初始状态。
`void`	`resetInitialState(FieldSpacecraftState<T> state, PropagationType stateType)` 重置传播器的初始状态。
`void`	`resetInitialState(FieldSpacecraftState<T> state, PropagationType stateType, double epsilon, int maxIterations)` 重置传播器的初始状态。
`protected void`	`resetIntermediateState(FieldSpacecraftState<T> state, boolean forward)` 重置中间状态。
`protected void`	`resetIntermediateState(FieldSpacecraftState<T> state, boolean forward, double epsilon, int maxIterations)` 重置中间状态。

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

Methods inherited from class org.orekit.propagation.FieldAbstractPropagator
addAdditionalStateProvider, getAdditionalStateProviders, getAttitudeProvider, getField, getFrame, getInitialState, getManagedAdditionalStates, getMultiplexer, getPVCoordinates, getStartDate, initializeAdditionalStates, initializePropagation, isAdditionalStateManaged, propagate, setAttitudeProvider, setStartDate, stateChanged, updateAdditionalStates, updateUnmanagedStates

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

Methods inherited from interface org.orekit.utils.ParameterDriversProvider
getNbParametersDriversValue, getParameterDriver, getParameters, getParameters, getParameters, getParameters, getParametersAllValues, getParametersAllValues, isSupported

Methods inherited from interface org.orekit.propagation.FieldPropagator
clearStepHandlers, setStepHandler, setStepHandler

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

- Constructor Detail
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                     double M2)
```
    从轨道和势提供者建立一个传播器。
    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，考虑初始摆动轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    provider - 用于非规范化轴对称系数
    
    M2 - 经验阻力系数的值，单位为rad/s²。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
    
    另请参阅：
    
    FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider, PropagationType, double)
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     AttitudeProvider attitude,
                                     T mass,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics,
                                     double M2)
```
    私有辅助构造函数。
    使用此构造函数，考虑初始摆动轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitude - 姿态提供者
    
    mass - 航天器质量
    
    provider - 用于非规范化轴对称系数
    
    harmonics - provider.onDate(initialOrbit.getDate())
    
    M2 - 经验阻力系数的值，单位为rad/s²。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
    
    另请参阅：
    
    FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics, PropagationType, double)
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     double referenceRadius,
                                     T mu,
                                     double c20,
                                     double c30,
                                     double c40,
                                     double c50,
                                     double M2)
```
    从轨道和势建立一个传播器。
    质量和姿态提供者设置为未指定的非空任意值。
    
    C_n,0系数是非规范化的轴对称系数，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，考虑初始摆动轨道。
    
    Parameters:
    
    initialOrbit - initial orbit
    
    referenceRadius - reference radius of the Earth for the potential model (m)
    
    mu - central attraction coefficient (m³/s²)
    
    c20 - un-normalized zonal coefficient (about -1.08e-3 for Earth)
    
    c30 - un-normalized zonal coefficient (about +2.53e-6 for Earth)
    
    c40 - un-normalized zonal coefficient (about +1.62e-6 for Earth)
    
    c50 - un-normalized zonal coefficient (about +2.28e-7 for Earth)
    
    M2 - value of empirical drag coefficient in rad/s². If equal to BrouwerLyddanePropagator.M2 drag is not computed
    
    See Also:
    
    Constants, FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, double, CalculusFieldElement, double, double, double, double, double)
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     T mass,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                     double M2)
```
    Build a propagator from orbit, mass and potential provider.
    Attitude law is set to an unspecified non-null arbitrary value.
    
    Using this constructor, an initial osculating orbit is considered.
    
    Parameters:
    
    initialOrbit - initial orbit
    
    mass - spacecraft mass
    
    provider - for un-normalized zonal coefficients
    
    M2 - value of empirical drag coefficient in rad/s². If equal to BrouwerLyddanePropagator.M2 drag is not computed
    
    See Also:
    
    FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider, double)
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     T mass,
                                     double referenceRadius,
                                     T mu,
                                     double c20,
                                     double c30,
                                     double c40,
                                     double c50,
                                     double M2)
```
    Build a propagator from orbit, mass and potential.
    Attitude law is set to an unspecified non-null arbitrary value.
    
    The C_n,0 coefficients are the denormalized zonal coefficients, they are related to both the normalized coefficients C_n,0 and the J_n one as follows:
    
    C_n,0 = [(2-δ_0,m)(2n+1)(n-m)!/(n+m)!]^½ C_n,0
    
    C_n,0 = -J_n
    
    Using this constructor, an initial osculating orbit is considered.
    
    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 - 非归一化的动力系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化的动力系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化的动力系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化的动力系数（地球约为+2.28e-7）
    
    M2 - 经验阻力系数的值（弧度/秒²）。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
    
    另请参阅:
    
    FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, double, CalculusFieldElement, double, double, double, double, double)
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     AttitudeProvider attitudeProv,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                     double M2)
```
    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，将考虑初始瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供器
    
    provider - 用于非归一化动力系数
    
    M2 - 经验阻力系数的值（弧度/秒²）。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     AttitudeProvider attitudeProv,
                                     double referenceRadius,
                                     T mu,
                                     double c20,
                                     double c30,
                                     double c40,
                                     double c50,
                                     double M2)
```
    从轨道、姿态提供器和势构建传播器。
    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系数，它们与归一化系数C_n,0和J_n相关，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
    
    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 - 非归一化的动力系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化的动力系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化的动力系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化的动力系数（地球约为+2.28e-7）
    
    M2 - 经验阻力系数的值（弧度/秒²）。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     AttitudeProvider attitudeProv,
                                     T mass,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                     double M2)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势提供器构建传播器。
    使用此构造函数，将考虑初始瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供器
    
    mass - 航天器质量
    
    provider - 用于非归一化动力系数
    
    M2 - 经验阻力系数的值（弧度/秒²）。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
    
    另请参阅:
    
    FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider, PropagationType, double)
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     AttitudeProvider attitudeProv,
                                     T mass,
                                     double referenceRadius,
                                     T mu,
                                     double c20,
                                     double c30,
                                     double c40,
                                     double c50,
                                     double M2)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势构建传播器。
    C_n,0系数是非归一化的动力系数，它们与归一化系数C_n,0和J_n相关，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
    
    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 - 非归一化的动力系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化的动力系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化的动力系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化的动力系数（地球约为+2.28e-7）
    
    M2 - 经验阻力系数的值（弧度/秒²）。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
    
    另请参阅:
    
    FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, double, CalculusFieldElement, double, double, double, double, PropagationType, double)
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                     PropagationType initialType,
                                     double M2)
```
    从轨道和势提供器构建传播器。
    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Brouwer-Lyddane轨道或瞬时轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    provider - 用于非归一化动力系数
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Brouwer-Lyddane轨道或瞬时轨道）
    
    M2 - 经验阻力系数的值（弧度/秒²）。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     AttitudeProvider attitudeProv,
                                     T mass,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                     PropagationType initialType,
                                     double M2)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势提供器构建传播器。
    使用此构造函数，可以将初始轨道定义为平均Brouwer-Lyddane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 - 用于非归一化动力系数
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Brouwer-Lyddane轨道或瞬时轨道）
    
    M2 - 经验阻力系数的值（弧度/秒²）。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     AttitudeProvider attitude,
                                     T mass,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                     UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics,
                                     PropagationType initialType,
                                     double M2)
```
    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Brouwer-Lyddane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 - 用于非归一化动力系数
    
    harmonics - provider.onDate(initialOrbit.getDate())
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Brouwer-Lyddane轨道或瞬时轨道）
    
    M2 - 经验阻力系数的值（弧度/秒²）。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     AttitudeProvider attitudeProv,
                                     T mass,
                                     double referenceRadius,
                                     T mu,
                                     double c20,
                                     double c30,
                                     double c40,
                                     double c50,
                                     PropagationType initialType,
                                     double M2)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势构建传播器。
    C_n,0系数是非归一化的动力系数，它们与归一化系数C_n,0和J_n相关，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Brouwer-Lyddane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 - 非归一化的动力系数（地球约为-1.08e-3）
  - FieldBrouwerLyddanePropagator
```
public FieldBrouwerLyddanePropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                     AttitudeProvider attitudeProv,
                                     T mass,
                                     double referenceRadius,
                                     T mu,
                                     double c20,
                                     double c30,
                                     double c40,
                                     double c50,
                                     PropagationType initialType,
                                     double M2,
                                     double epsilon,
                                     int maxIterations)
```
    从轨道、姿态提供器、质量和势建立一个传播器。
    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
    
    使用此构造器，可以将初始轨道定义为平均Brouwer-Lyddane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（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）
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Brouwer-Lyddane轨道或瞬时轨道）
    
    M2 - 经验阻力系数的值，单位为rad/s²。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不计算阻力
    
    epsilon - 平均参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 平均参数转换的最大迭代次数
    
    自版本:
    
    11.2
- Method Detail
  - computeMeanOrbit
```
public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldKeplerianOrbit<T> computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating,
                                                                                                         UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                                                                                         UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics,
                                                                                                         double M2Value)
```
    从瞬时转换为平均轨道。
    计算以Brouwer-Lyddane方式的平均轨道，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和由m2参数表示的大气阻力。
    
    计算通过一个固定点迭代过程完成。
    
    类型参数：
    
    T - 字段元素的类型
    
    参数：
    
    osculating - 要转换的瞬时轨道
    
    provider - 用于非归一化动力学系数
    
    harmonics - provider.onDate(osculating.getDate())
    
    M2Value - 经验阻力系数的值，单位为rad/s²。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不考虑阻力
    
    返回：
    
    以Brouwer-Lyddane方式的平均轨道
    
    自版本:
    
    11.2
  - computeMeanOrbit
```
public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldKeplerianOrbit<T> computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating,
                                                                                                         UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                                                                                         UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics,
                                                                                                         double M2Value,
                                                                                                         double epsilon,
                                                                                                         int maxIterations)
```
    从瞬时转换为平均轨道。
    计算以Brouwer-Lyddane方式的平均轨道，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和由m2参数表示的大气阻力。
    
    计算通过一个固定点迭代过程完成。
    
    类型参数：
    
    T - 字段元素的类型
    
    参数：
    
    osculating - 要转换的瞬时轨道
    
    provider - 用于非归一化动力学系数
    
    harmonics - provider.onDate(osculating.getDate())
    
    M2Value - 经验阻力系数的值，单位为rad/s²。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不考虑阻力
    
    epsilon - 平均参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 平均参数转换的最大迭代次数
    
    返回：
    
    以Brouwer-Lyddane方式的平均轨道
    
    自版本:
    
    11.2
  - computeMeanOrbit
```
public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldKeplerianOrbit<T> computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating,
                                                                                                         double referenceRadius,
                                                                                                         double mu,
                                                                                                         double c20,
                                                                                                         double c30,
                                                                                                         double c40,
                                                                                                         double c50,
                                                                                                         double M2Value,
                                                                                                         double epsilon,
                                                                                                         int maxIterations)
```
    从瞬时转换为平均轨道。
    计算以Brouwer-Lyddane方式的平均轨道，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和由m2参数表示的大气阻力。
    
    计算通过一个固定点迭代过程完成。
    
    类型参数：
    
    T - 字段元素的类型
    
    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）
    
    M2Value - 经验阻力系数的值，单位为rad/s²。如果等于BrouwerLyddanePropagator.M2，则不考虑阻力
    
    epsilon - 平均参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 平均参数转换的最大迭代次数
    
    返回：
    
    以Brouwer-Lyddane方式的平均轨道
    
    自版本:
    
    11.2
  - resetInitialState
```
public void resetInitialState(FieldSpacecraftState<T> state)
```
    重置传播器的初始状态。
    要考虑的新初始状态必须用瞬时轨道定义。
    
    由以下指定：
    
    resetInitialState 在接口 FieldPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>
    
    覆盖：
    
    resetInitialState 在类 FieldAbstractPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>
    
    参数：
    
    state - 要考虑的新初始状态
    
    另请参阅：
    
    resetInitialState(FieldSpacecraftState, PropagationType)
  - resetInitialState
```
public void resetInitialState(FieldSpacecraftState<T> state,
                              PropagationType stateType)
```
    重置传播器的初始状态。
    
    参数：
    
    state - 要考虑的新初始状态
    
    stateType - 平均Brouwer-Lyddane轨道或瞬时轨道
  - resetInitialState
```
public void resetInitialState(FieldSpacecraftState<T> state,
                              PropagationType stateType,
                              double epsilon,
                              int maxIterations)
```
    重置传播器的初始状态。
    
    参数：
    
    state - 要考虑的新初始状态
    
    stateType - 平均Brouwer-Lyddane轨道或瞬时轨道
    
    epsilon - 平均参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 平均参数转换的最大迭代次数
    
    自版本:
    
    11.2
  - resetIntermediateState
```
protected void resetIntermediateState(FieldSpacecraftState<T> state,
                                      boolean forward)
```
    重置一个中间状态。
    
    由以下指定：
    
    resetIntermediateState 在类 FieldAbstractAnalyticalPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>
    
    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(FieldSpacecraftState<T> state,
                                      boolean forward,
                                      double epsilon,
                                      int maxIterations)
```
    重置一个中间状态。
    
    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 - 平均参数转换的收敛阈值
    
    maxIterations - 平均参数转换的最大迭代次数
    
    自版本:
    
    11.2
  - propagateOrbit
```
public FieldKeplerianOrbit<T> propagateOrbit(FieldAbsoluteDate<T> date,
                                             T[] parameters)
```
    将轨道外推到特定目标日期。
    
    指定者:
    
    propagateOrbit 在类 FieldAbstractAnalyticalPropagator<T 扩展 org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>
    
    参数:
    
    date - 轨道的目标日期
    
    parameters - 模型参数
    
    返回:
    
    外推参数
  - getM2
```
public double getM2()
```
    获取M2阻力参数的值。
    
    返回:
    
    M2阻力参数的值
  - getM2
```
public double getM2(AbsoluteDate date)
```
    获取M2阻力参数的值。
    
    参数:
    
    date - 模型参数要求知道的日期
    
    返回:
    
    M2阻力参数的值
  - getMass
```
protected T getMass(FieldAbsoluteDate<T> date)
```
    获取质量。
    
    指定者:
    
    getMass 在类 FieldAbstractAnalyticalPropagator<T 扩展 org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>
    
    参数:
    
    date - 轨道的目标日期
    
    返回:
    
    质量
  - getParametersDrivers
```
public List<ParameterDriver> getParametersDrivers()
```
    获取参数的驱动程序。
    
    返回:
    
    参数的驱动程序

Class FieldBrouwerLyddanePropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

Field Summary

Fields inherited from interface org.orekit.propagation.FieldPropagator

Constructor Summary

Method Summary

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

Methods inherited from class org.orekit.propagation.FieldAbstractPropagator

Methods inherited from class java.lang.Object

Methods inherited from interface org.orekit.utils.ParameterDriversProvider

Methods inherited from interface org.orekit.propagation.FieldPropagator

Methods inherited from interface org.orekit.utils.FieldPVCoordinatesProvider

Constructor Detail

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

FieldBrouwerLyddanePropagator

Method Detail

computeMeanOrbit

computeMeanOrbit

computeMeanOrbit

resetInitialState

resetInitialState

resetInitialState

resetIntermediateState

resetIntermediateState

propagateOrbit

getM2

getM2

getMass

getParametersDrivers