FieldEcksteinHechlerPropagator (OREKIT 12.0.1 API)

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

Type Parameters:

T - type of the field elements

All Implemented Interfaces:

FieldPropagator<T>, FieldPVCoordinatesProvider<T>, ParameterDriversProvider
```
public class FieldEcksteinHechlerPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>
extends FieldAbstractAnalyticalPropagator<T>
```
该类使用解析的Eckstein-Hechler模型传播FieldSpacecraftState。
Eckstein-Hechler模型适用于近圆形轨道（e < 0.1，在0.005和0.1之间精度较差），且倾角既非赤道（直接或逆行）也非临界（直接或逆行）。

Author:

Guylaine Prat

See Also:

FieldOrbit

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

Constructor Summary

Constructors
Constructor and Description
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60)` 从FieldOrbit、姿态提供者和势建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60)` 从FieldOrbit、姿态提供者、质量和势建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60, PropagationType initialType)` 从FieldOrbit、姿态提供者、质量和势建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60, PropagationType initialType, double epsilon, int maxIterations)` 从FieldOrbit、姿态提供者、质量和势建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)` 从FieldOrbit、姿态提供者、质量和势提供者建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, PropagationType initialType)` 从轨道、姿态提供者、质量和势提供者建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitude, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics)` 私有辅助构造函数。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitude, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics, PropagationType initialType)` 私有辅助构造函数。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, AttitudeProvider attitudeProv, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)` 从FieldOrbit、姿态提供者和势提供者建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60)` 从FieldOrbit和势建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, T mass, double referenceRadius, T mu, double c20, double c30, double c40, double c50, double c60)` 从FieldOrbit、质量和势建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, T mass, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)` 从FieldOrbit、质量和势提供者建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)` 从FieldOrbit和势提供者建立一个传播器。
`FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, PropagationType initialType)` 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>> FieldCircularOrbit<T>`	`computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> 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 <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldCircularOrbit<T>`	`computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics)` 从瞬时到平均轨道的转换。
`static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldCircularOrbit<T>`	`computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics, double epsilon, int maxIterations)` 从瞬时到平均轨道的转换。
`protected T`	`getMass(FieldAbsoluteDate<T> date)` 获取质量。
`List<ParameterDriver>`	`getParametersDrivers()` 获取参数的驱动器。
`FieldCartesianOrbit<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
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)
```
    从FieldOrbit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，考虑初始瞬时轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始FieldOrbit
    
    provider - 用于非规范化轴对称系数
    
    另请参阅：
    
    FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider), FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider, PropagationType)
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      AttitudeProvider attitude,
                                      T mass,
                                      UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                      UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics)
```
    私有辅助构造函数。
    使用此构造函数，考虑初始瞬时轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始FieldOrbit
    
    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())
    
    另请参阅：
    
    FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider)
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      double referenceRadius,
                                      T mu,
                                      double c20,
                                      double c30,
                                      double c40,
                                      double c50,
                                      double c60)
```
    从FieldOrbit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，考虑初始瞬时轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始FieldOrbit
    
    referenceRadius - 势模型的地球参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（m³/s²）
    
    c20 - 非规范化轴对称系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非规范化轴对称系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非规范化轴对称系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非规范化轴对称系数（地球约为+2.28e-7）
    
    c60 - 非规范化轴对称系数（地球约为-5.41e-7）
    
    另请参阅：
    
    Constants, FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, double, CalculusFieldElement, double, double, double, double, double)
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      T mass,
                                      UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)
```
    从FieldOrbit、质量和势提供者建立一个传播器。
    姿态定律设置为未指定的非空任意值。
    
    使用此构造函数，考虑初始瞬时轨道。
    
    参数：
    
    initialOrbit - 初始FieldOrbit
    
    mass - 航天器质量
    
    provider - 用于非规范化轴对称系数
    
    另请参阅：
    
    FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider)
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      T mass,
                                      double referenceRadius,
                                      T mu,
                                      double c20,
                                      double c30,
                                      double c40,
                                      double c50,
                                      double c60)
```
    从FieldOrbit、质量和势建立一个传播器。
    姿态定律设置为未指定的非空任意值。
    
    C_n,0系数是非规范化轴对称系数，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，考虑初始瞬时轨道。
    
    Parameters:
    
    initialOrbit - initial FieldOrbit
    
    mass - spacecraft mass
    
    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)
    
    c60 - un-normalized zonal coefficient (about -5.41e-7 for Earth)
    
    See Also:
    
    FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, double, CalculusFieldElement, double, double, double, double, double)
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      AttitudeProvider attitudeProv,
                                      UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)
```
    Build a propagator from FieldOrbit, attitude provider and potential provider.
    Mass is set to an unspecified non-null arbitrary value.
    
    Using this constructor, an initial osculating orbit is considered.
    
    Parameters:
    
    initialOrbit - initial FieldOrbit
    
    attitudeProv - attitude provider
    
    provider - for un-normalized zonal coefficients
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      AttitudeProvider attitudeProv,
                                      double referenceRadius,
                                      T mu,
                                      double c20,
                                      double c30,
                                      double c40,
                                      double c50,
                                      double c60)
```
    Build a propagator from FieldOrbit, attitude provider and potential.
    Mass 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FieldOrbit
    
    attitudeProv - 姿态提供者
    
    referenceRadius - 地球势模型的参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（m³/s²）
    
    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）
    
    c60 - 非归一化的动力系数（地球约为-5.41e-7）
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      AttitudeProvider attitudeProv,
                                      T mass,
                                      UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider)
```
    从FieldOrbit、姿态提供者、质量和势提供者构建一个推算器。
    使用此构造函数，将考虑初始的轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始FieldOrbit
    
    attitudeProv - 姿态提供者
    
    mass - 航天器质量
    
    provider - 用于非归一化动力系数
    
    另请参阅:
    
    FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider, PropagationType)
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      AttitudeProvider attitudeProv,
                                      T mass,
                                      double referenceRadius,
                                      T mu,
                                      double c20,
                                      double c30,
                                      double c40,
                                      double c50,
                                      double c60)
```
    从FieldOrbit、姿态提供者、质量和势构建一个推算器。
    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，将考虑初始的轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始FieldOrbit
    
    attitudeProv - 姿态提供者
    
    mass - 航天器质量
    
    referenceRadius - 地球势模型的参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（m³/s²）
    
    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）
    
    c60 - 非归一化的动力系数（地球约为-5.41e-7）
    
    另请参阅:
    
    FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit, AttitudeProvider, CalculusFieldElement, double, CalculusFieldElement, double, double, double, double, double, PropagationType)
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                      PropagationType initialType)
```
    从轨道和势提供者构建一个推算器。
    质量和姿态提供者被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Eckstein-Hechler轨道或轨道）
    
    自版本:
    
    10.2
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      AttitudeProvider attitudeProv,
                                      T mass,
                                      UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                      PropagationType initialType)
```
    从轨道、姿态提供者、质量和势提供者构建一个推算器。
    使用此构造函数，可以将初始轨道定义为平均Eckstein-Hechler轨道或轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始轨道
    
    attitudeProv - 姿态提供者
    
    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Eckstein-Hechler轨道或轨道）
    
    自版本:
    
    10.2
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      AttitudeProvider attitude,
                                      T 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 - 用于非归一化动力系数
    
    harmonics - provider.onDate(initialOrbit.getDate())
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Eckstein-Hechler轨道或轨道）
    
    自版本:
    
    10.2
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      AttitudeProvider attitudeProv,
                                      T mass,
                                      double referenceRadius,
                                      T mu,
                                      double c20,
                                      double c30,
                                      double c40,
                                      double c50,
                                      double c60,
                                      PropagationType initialType)
```
    从FieldOrbit、姿态提供者、质量和势构建一个推算器。
    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轨道或轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始FieldOrbit
    
    attitudeProv - 姿态提供者
    
    mass - 航天器质量
    
    referenceRadius - 地球势模型的参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（m³/s²）
    
    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）
    
    c60 - 非归一化的动力系数（地球约为-5.41e-7）
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Eckstein-Hechler轨道或轨道）
    
    自版本:
    
    10.2
  - FieldEcksteinHechlerPropagator
```
public FieldEcksteinHechlerPropagator(FieldOrbit<T> initialOrbit,
                                      AttitudeProvider attitudeProv,
                                      T mass,
                                      double referenceRadius,
                                      T mu,
                                      double c20,
                                      double c30,
                                      double c40,
                                      double c50,
                                      double c60,
                                      PropagationType initialType,
                                      double epsilon,
                                      int maxIterations)
```
    从FieldOrbit、姿态提供者、质量和势构建一个推算器。
    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轨道或轨道。
    
    参数:
    
    initialOrbit - 初始FieldOrbit
    
    attitudeProv - 姿态提供者
    
    mass - 航天器质量
    
    referenceRadius - 地球势模型的参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（m³/s²）
    
    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）
    
    c60 - 非归一化的动力系数（地球约为-5.41e-7）
    
    initialType - 初始轨道类型（平均Eckstein-Hechler轨道或轨道）
    
    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
- Method Detail
  - computeMeanOrbit
```
public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldCircularOrbit<T> computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating,
                                                                                                        UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                                                                                        UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics)
```
    从轨道到势的转换。
    计算在Eckstein-Hechler意义上的平均轨道，对应于输入的轨道状态。
    
    由于轨道状态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 - 要转换的轨道
    
    provider - 用于非归一化动力系数
    
    harmonics - provider.onDate(osculating.getDate())
    
    返回:
    
    Eckstein-Hechler意义上的平均轨道
    
    自版本:
    
    11.2
  - computeMeanOrbit
```
public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldCircularOrbit<T> computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating,
                                                                                                        UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider provider,
                                                                                                        UnnormalizedSphericalHarmonicsProvider.UnnormalizedSphericalHarmonics harmonics,
                                                                                                        double epsilon,
                                                                                                        int maxIterations)
```
    从轨道到势的转换。
    计算在Eckstein-Hechler意义上的平均轨道，对应于输入的轨道状态。
    
    由于轨道状态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 - 要转换的摄动轨道
    
    provider - 用于非归一化轴对称系数
    
    harmonics - provider.onDate(osculating.getDate())
    
    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Eckstein-Hechler意义的平均轨道
    
    自版本:
    
    11.2
  - computeMeanOrbit
```
public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldCircularOrbit<T> computeMeanOrbit(FieldOrbit<T> osculating,
                                                                                                        double referenceRadius,
                                                                                                        double mu,
                                                                                                        double c20,
                                                                                                        double c30,
                                                                                                        double c40,
                                                                                                        double c50,
                                                                                                        double c60,
                                                                                                        double epsilon,
                                                                                                        int maxIterations)
```
    从摄动到平均轨道的转换。
    计算以Eckstein-Hechler意义的平均轨道，对应于输入的摄动SpacecraftState。
    
    由于摄动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。
    
    类型参数:
    
    T - 字段元素的类型
    
    参数:
    
    osculating - 要转换的摄动轨道
    
    referenceRadius - 地球势模型的参考半径（米）
    
    mu - 中心引力系数（m³/s²）
    
    c20 - 非归一化轴对称系数（地球约为-1.08e-3）
    
    c30 - 非归一化轴对称系数（地球约为+2.53e-6）
    
    c40 - 非归一化轴对称系数（地球约为+1.62e-6）
    
    c50 - 非归一化轴对称系数（地球约为+2.28e-7）
    
    c60 - 非归一化轴对称系数（地球约为-5.41e-7）
    
    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Eckstein-Hechler意义的平均轨道
    
    自版本:
    
    11.2
  - resetInitialState
```
public void resetInitialState(FieldSpacecraftState<T> state)
```
    重置推算器的初始状态。
    要考虑的新初始状态必须用摄动轨道定义。
    
    指定者:
    
    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)
```
    重置推算器的初始状态。
    
    参数:
    
    state - 要考虑的新初始状态
    
    stateType - 平均Eckstein-Hechler轨道或摄动轨道
    
    自版本:
    
    10.2
  - resetInitialState
```
public void resetInitialState(FieldSpacecraftState<T> 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 - 平均Eckstein-Hechler轨道或摄动轨道
    
    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)
```
    重置中间状态。
    
    指定者:
    
    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 FieldCartesianOrbit<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 extends 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
  - getMass
```
protected T getMass(FieldAbsoluteDate<T> date)
```
    获取质量。
    
    指定者:
    
    getMass 在类 FieldAbstractAnalyticalPropagator<T extends 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 FieldEcksteinHechlerPropagator<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

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

FieldEcksteinHechlerPropagator

Method Detail

computeMeanOrbit

computeMeanOrbit

computeMeanOrbit

resetInitialState

resetInitialState

resetInitialState

resetIntermediateState

resetIntermediateState

propagateOrbit

getMass

getParametersDrivers