org.orekit.propagation.semianalytical.dsst

Class DSSTPropagator

java.lang.Object

org.orekit.propagation.AbstractPropagator

org.orekit.propagation.integration.AbstractIntegratedPropagator

org.orekit.propagation.semianalytical.dsst.DSSTPropagator

All Implemented Interfaces:

Propagator, PVCoordinatesProvider

public class DSSTPropagator
extends AbstractIntegratedPropagator

此类使用DSST理论传播轨道。

而分析传播器仅通过其各种构造函数进行配置，并且可以在构造后立即使用，这种半解析传播器配置涉及在构造时间和传播时间之间设置多个参数，就像数值传播器一样。

可以设置的配置参数包括：

• 初始航天器状态（setInitialState(SpacecraftState)）
• 各种力模型（addForceModel(DSSTForceModel)，removeForceModels()）
• 在传播过程中应触发的离散事件（AbstractIntegratedPropagator.addEventDetector(org.orekit.propagation.events.EventDetector)，AbstractIntegratedPropagator.clearEventsDetectors()）
• 与应用程序的其余部分的绑定逻辑（AbstractPropagator.getMultiplexer()）

从这些配置参数中，只有初始状态是必需的。默认传播设置为使用赤道参数，带有true经度参数。用于定义初始轨道的中心引力系数将被使用。但是，仅指定初始状态将意味着传播器仅使用开普勒力。在这种情况下，更简单的KeplerianPropagator类将更有效。

构造函数中设置的基础数值积分器也可能具有自己的配置参数。自适应步长积分器的典型配置参数包括最小、最大和可能的起始步长，以及绝对和/或相对误差阈值。

积分器看到的状态是一个简单的六元素双精度数组。这六个元素是：

• 赤道轨道参数（a，e_x，e_y，h_x，h_y，λ_m）以米和弧度为单位，

默认情况下，在传播结束时，传播器将初始状态重置为最终状态，从而允许从那里开始新的传播而无需重新计算已执行的部分。可以通过调用AbstractIntegratedPropagator.setResetAtEnd(boolean)来更改此行为。

请注意，同一实例不能同时被不同的线程使用，该类不是线程安全的。

Author:

Romain Di Costanzo, Pascal Parraud

See Also:

SpacecraftState, DSSTForceModel

Nested Class Summary

Nested classes/interfaces inherited from class org.orekit.propagation.integration.AbstractIntegratedPropagator

AbstractIntegratedPropagator.MainStateEquations

Field Summary

Fields inherited from interface org.orekit.propagation.Propagator

DEFAULT_MASS

Constructor Summary

Constructors

Constructor and Description
DSSTPropagator(org.hipparchus.ode.ODEIntegrator integrator) 创建一个新的DSSTPropagator实例。
DSSTPropagator(org.hipparchus.ode.ODEIntegrator integrator, PropagationType propagationType) 创建一个新的DSSTPropagator实例。
DSSTPropagator(org.hipparchus.ode.ODEIntegrator integrator, PropagationType propagationType, AttitudeProvider attitudeProvider) 创建一个新的DSSTPropagator实例。

Method Summary

Modifier and Type	Method and Description
void	addForceModel(DSSTForceModel force) 向全局摄动模型添加一个力模型。
protected void	afterIntegration() 在积分后调用的方法。
protected void	beforeIntegration(SpacecraftState initialState, AbsoluteDate tEnd) 在积分前调用的方法。
static SpacecraftState	computeMeanState(SpacecraftState osculating, AttitudeProvider attitudeProvider, Collection<DSSTForceModel> forceModels) 从摄动到平均轨道的转换。
static SpacecraftState	computeMeanState(SpacecraftState osculating, AttitudeProvider attitudeProvider, Collection<DSSTForceModel> forceModels, double epsilon, int maxIterations) 从摄动到平均轨道的转换。
static SpacecraftState	computeOsculatingState(SpacecraftState mean, AttitudeProvider attitudeProvider, Collection<DSSTForceModel> forces) 从平均到摄动轨道的转换。
protected AbstractMatricesHarvester	createHarvester(String stmName, org.hipparchus.linear.RealMatrix initialStm, DoubleArrayDictionary initialJacobianColumns) 为传播器创建适当的收割器。
protected StateMapper	createMapper(AbsoluteDate referenceDate, double mu, OrbitType ignoredOrbitType, PositionAngleType ignoredPositionAngleType, AttitudeProvider attitudeProvider, Frame frame) 创建原始双精度分量与航天器状态之间的映射器。
List<DSSTForceModel>	getAllForceModels() 获取所有力模型，包括摄动力和牛顿引力。
protected SpacecraftState	getInitialIntegrationState() 获取用于积分的初始状态。
protected List<String>	getJacobiansColumnsNames() 获取由MatricesHarvester.getParametersJacobian(org.orekit.propagation.SpacecraftState)返回的矩阵中参数的名称。
protected AbstractIntegratedPropagator.MainStateEquations	getMainStateEquations(org.hipparchus.ode.ODEIntegrator integrator) 获取要积分的微分方程（仅适用于主状态）。
OrbitType	getOrbitType() 获取传播参数类型。
PositionAngleType	getPositionAngleType() 获取传播参数类型。
int	getSatelliteRevolution() 获取用于将摄动转换为平均元素的卫星公转数。
Set<String>	getSelectedCoefficients() 获取必须存储为附加状态的选定短周期系数。
List<ShortPeriodTerms>	getShortPeriodTerms() 获取短周期项。
double[]	getShortPeriodTermsValue(SpacecraftState meanState) 获取短周期项值。
boolean	initialIsOsculating() 检查初始状态是否以摄动元素提供。
void	removeForceModels() 从全局摄动模型中删除所有摄动力模型（除了中心引力）。
void	resetInitialState(SpacecraftState state) 重置初始状态。
void	setAttitudeProvider(AttitudeProvider attitudeProvider) 设置姿态提供器。
void	setInitialState(SpacecraftState initialState) 使用摄动轨道元素设置初始状态。
void	setInitialState(SpacecraftState initialState, PropagationType stateType) 设置初始状态。
void	setInterpolationGridToFixedNumberOfPoints(int interpolationPoints) 设置插值网格生成器。
void	setInterpolationGridToMaxTimeGap(double maxGap) 设置插值网格生成器。
void	setMu(double mu) 设置中心引力系数μ。
void	setSatelliteRevolution(int satelliteRevolution) 覆盖参数的默认值。
void	setSelectedCoefficients(Set<String> selectedCoefficients) 设置必须存储为附加状态的选定短周期系数。
void	setShortPeriodTerms(List<ShortPeriodTerms> shortPeriodTerms) 覆盖默认值的短周期项。
protected void	setUpStmAndJacobianGenerators() 设置状态转移矩阵和雅可比矩阵处理。
static double[][]	tolerances(double dP, double dV, Orbit orbit) 为AdaptativeStepsizeIntegrator估算容差向量。
static double[][]	tolerances(double dP, Orbit orbit) 为AdaptativeStepsizeIntegrator估算容差向量。

Methods inherited from class org.orekit.propagation.integration.AbstractIntegratedPropagator

addAdditionalDerivativesProvider, addEventDetector, clearEventsDetectors, getAdditionalDerivativesProviders, getBasicDimension, getCalls, getEphemerisGenerator, getEventsDetectors, getIntegrator, getIntegratorName, getManagedAdditionalStates, getMu, getPropagationType, getResetAtEnd, initMapper, isAdditionalStateManaged, propagate, propagate, setOrbitType, setPositionAngleType, setResetAtEnd, setUpEventDetector, setUpUserEventDetectors

Methods inherited from class org.orekit.propagation.AbstractPropagator

addAdditionalStateProvider, getAdditionalStateProviders, getAttitudeProvider, getFrame, getHarvester, getInitialState, getMultiplexer, getPVCoordinates, getStartDate, initializeAdditionalStates, initializePropagation, setStartDate, setupMatricesComputation, 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.propagation.Propagator

clearStepHandlers, getDefaultLaw, setStepHandler, setStepHandler

Methods inherited from interface org.orekit.utils.PVCoordinatesProvider

getPosition

Constructor Detail

DSSTPropagator

@DefaultDataContext
public DSSTPropagator(org.hipparchus.ode.ODEIntegrator integrator,
                                          PropagationType propagationType)

创建一个新的DSSTPropagator实例。

创建后，根本没有任何摄动力。这意味着如果在创建后未调用addForceModel，则集成轨道将仅遵循开普勒演化。

此构造函数使用默认数据上下文。

参数：

integrator - 用于传播的数值积分器。

propagationType - 输出轨道类型（平均或摄动）。

另请参阅：

DSSTPropagator(ODEIntegrator, PropagationType, AttitudeProvider)

DSSTPropagator

public DSSTPropagator(org.hipparchus.ode.ODEIntegrator integrator,
                      PropagationType propagationType,
                      AttitudeProvider attitudeProvider)

创建一个新的DSSTPropagator实例。

创建后，根本没有任何摄动力。这意味着如果在创建后未调用addForceModel，则集成轨道将仅遵循开普勒演化。

参数：

integrator - 用于传播的数值积分器。

propagationType - 输出轨道类型（平均或摄动）。

attitudeProvider - 姿态规律。

自版本：

10.1

DSSTPropagator

@DefaultDataContext
public DSSTPropagator(org.hipparchus.ode.ODEIntegrator integrator)

创建一个新的DSSTPropagator实例。

创建后，根本没有任何摄动力。这意味着如果在创建后未调用addForceModel，则集成轨道将仅遵循开普勒演化。仅生成平均轨道。

此构造函数使用默认数据上下文。

参数：

integrator - 用于传播的数值积分器。

另请参阅：

DSSTPropagator(ODEIntegrator, PropagationType, AttitudeProvider)

Method Detail

setMu

public void setMu(double mu)

设置中心引力系数μ。

设置中心引力系数等效于add一个DSSTNewtonianAttraction力模型。

覆盖：

setMu 在类 AbstractIntegratedPropagator中

参数：

mu - 中心引力系数（m³/s²）

另请参阅：

addForceModel(DSSTForceModel)，getAllForceModels()

setInitialState

public void setInitialState(SpacecraftState initialState)

使用摄动轨道元素设置初始状态。

参数:

initialState - 初始状态（用轨道要素定义）

setInitialState

public void setInitialState(SpacecraftState initialState,
                            PropagationType stateType)

设置初始状态。

参数:

initialState - 初始状态

stateType - 定义轨道状态是用轨道要素还是平均要素定义的

resetInitialState

public void resetInitialState(SpacecraftState state)

重置初始状态。

指定者:

resetInitialState 在接口 Propagator

覆盖:

resetInitialState 在类 AbstractPropagator

参数:

state - 新的初始状态

setSelectedCoefficients

public void setSelectedCoefficients(Set<String> selectedCoefficients)

设置必须作为附加状态存储的选定短周期系数。

参数:

selectedCoefficients - 必须作为附加状态存储的选定短周期系数（null表示未选择任何系数，空集表示选择所有系数）

getSelectedCoefficients

public Set<String> getSelectedCoefficients()

获取必须作为附加状态存储的选定短周期系数。

返回:

必须作为附加状态存储的选定短周期系数（null表示未选择任何系数，空集表示选择所有系数）

getJacobiansColumnsNames

protected List<String> getJacobiansColumnsNames()

获取由MatricesHarvester.getParametersJacobian(org.orekit.propagation.SpacecraftState)返回的矩阵中参数的名称。

返回:

Jacobian矩阵的参数（即列）的名称

createHarvester

protected AbstractMatricesHarvester createHarvester(String stmName,
                                                    org.hipparchus.linear.RealMatrix initialStm,
                                                    DoubleArrayDictionary initialJacobianColumns)

创建适用于传播器的收割机。

覆盖:

createHarvester 在类 AbstractPropagator

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的矩阵的收割机

setUpStmAndJacobianGenerators

protected void setUpStmAndJacobianGenerators()

设置状态转移矩阵和雅可比矩阵处理。

覆盖:

setUpStmAndJacobianGenerators 在类 AbstractIntegratedPropagator

initialIsOsculating

public boolean initialIsOsculating()

检查初始状态是否以轨道要素形式提供。

返回:

如果初始状态以轨道要素形式提供，则为true

setInterpolationGridToFixedNumberOfPoints

public void setInterpolationGridToFixedNumberOfPoints(int interpolationPoints)

设置插值网格生成器。

生成器将为每个平均要素积分步骤创建一个具有固定点数的插值网格。

如果既未调用setInterpolationGridToFixedNumberOfPoints(int)也未调用setInterpolationGridToMaxTimeGap(double)，则默认情况下传播器设置为每步3个插值点。

参数:

interpolationPoints - 每个积分步骤的插值点数

自版本:

7.1

另请参阅:

setInterpolationGridToMaxTimeGap(double)

setInterpolationGridToMaxTimeGap

public void setInterpolationGridToMaxTimeGap(double maxGap)

设置插值网格生成器。

生成器将创建一个具有插值点之间最大时间间隔的插值网格。

如果既未调用setInterpolationGridToFixedNumberOfPoints(int)也未调用setInterpolationGridToMaxTimeGap(double)，则默认情况下传播器设置为每步3个插值点。

参数:

maxGap - 插值点之间的最大时间间隔（秒）

自版本:

7.1

另请参阅:

setInterpolationGridToFixedNumberOfPoints(int)

addForceModel

public void addForceModel(DSSTForceModel force)

向全局摄动模型添加一个力模型。

如果根本没有调用此方法，则集成轨道将仅遵循开普勒演化。

参数:

force - 要添加的扰动force

另请参阅:

removeForceModels(), setMu(double)

removeForceModels

public void removeForceModels()

从全局摄动模型中删除所有扰动力模型（除了中心引力）。

一旦所有扰动力被移除（并且没有添加新的力模型），集成轨道将仅遵循开普勒演化。

另请参阅:

addForceModel(DSSTForceModel)

getAllForceModels

public List<DSSTForceModel> getAllForceModels()

获取所有力模型，包括扰动力和牛顿引力。

返回:

所有扰动力模型的列表，牛顿引力是最后一个

另请参阅:

addForceModel(DSSTForceModel), setMu(double)

getOrbitType

public OrbitType getOrbitType()

获取传播参数类型。

覆盖:

getOrbitType 在类 AbstractIntegratedPropagator

返回:

用于传播的轨道类型

getPositionAngleType

public PositionAngleType getPositionAngleType()

获取传播参数类型。

覆盖:

getPositionAngleType 在类 AbstractIntegratedPropagator

返回:

用于传播的角度类型

computeOsculatingState

public static SpacecraftState computeOsculatingState(SpacecraftState mean,
                                                     AttitudeProvider attitudeProvider,
                                                     Collection<DSSTForceModel> forces)

从平均到轨道要素的转换。

计算在DSST意义上对应于输入的平均SpacecraftState的轨道要素，根据考虑的力模型。

由于轨道要素是通过添加每个力模型的短周期变化获得的，因此结果输出将取决于输入中参数化的力模型。

参数:

mean - 要转换的平均状态

forces - 要考虑的力

attitudeProvider - 姿态提供者（如果没有高斯力模型，如大气阻力、辐射压力或特定用户定义模型，则可能为null）

返回:

DSST意义上的轨道要素

computeMeanState

public static SpacecraftState computeMeanState(SpacecraftState osculating,
                                               AttitudeProvider attitudeProvider,
                                               Collection<DSSTForceModel> forceModels)

Conversion from osculating to mean orbit.

Compute mean state in a DSST sense, corresponding to the osculating SpacecraftState in input, and according to the Force models taken into account.

Since the osculating state is obtained with the computation of short-periodic variation of each force model, the resulting output will depend on the force models parameterized in input.

The computation is done through a fixed-point iteration process.

Parameters:

osculating - Osculating state to convert

attitudeProvider - attitude provider (may be null if there are no Gaussian force models like atmospheric drag, radiation pressure or specific user-defined models)

forceModels - Forces to take into account

Returns:

mean state in a DSST sense

computeMeanState

public static SpacecraftState computeMeanState(SpacecraftState osculating,
                                               AttitudeProvider attitudeProvider,
                                               Collection<DSSTForceModel> forceModels,
                                               double epsilon,
                                               int maxIterations)

Conversion from osculating to mean orbit.

Compute mean state in a DSST sense, corresponding to the osculating SpacecraftState in input, and according to the Force models taken into account.

Since the osculating state is obtained with the computation of short-periodic variation of each force model, the resulting output will depend on the force models parameterized in input.

The computation is done through a fixed-point iteration process.

Parameters:

osculating - Osculating state to convert

attitudeProvider - attitude provider (may be null if there are no Gaussian force models like atmospheric drag, radiation pressure or specific user-defined models)

forceModels - Forces to take into account

epsilon - convergence threshold for mean parameters conversion

maxIterations - maximum iterations for mean parameters conversion

Returns:

mean state in a DSST sense

Since:

10.1

setSatelliteRevolution

public void setSatelliteRevolution(int satelliteRevolution)

Override the default value of the parameter.

By default, if the initial orbit is defined as osculating, it will be averaged over 2 satellite revolutions. This can be changed by using this method.

Parameters:

satelliteRevolution - number of satellite revolutions to use for converting osculating to mean elements

getSatelliteRevolution

public int getSatelliteRevolution()

Get the number of satellite revolutions to use for converting osculating to mean elements.

Returns:

number of satellite revolutions to use for converting osculating to mean elements

setShortPeriodTerms

public void setShortPeriodTerms(List<ShortPeriodTerms> shortPeriodTerms)

Override the default value short periodic terms.

By default, short periodic terms are initialized before the numerical integration of the mean orbital elements.

Parameters:

shortPeriodTerms - short periodic terms

getShortPeriodTerms

public List<ShortPeriodTerms> getShortPeriodTerms()

Get the short periodic terms.

Returns:

the short periodic terms

setAttitudeProvider

public void setAttitudeProvider(AttitudeProvider attitudeProvider)

Set attitude provider.

Specified by:

setAttitudeProvider in interface Propagator

Overrides:

setAttitudeProvider in class AbstractIntegratedPropagator

Parameters:

attitudeProvider - attitude provider

beforeIntegration

protected void beforeIntegration(SpacecraftState initialState,
                                 AbsoluteDate tEnd)

Method called just before integration.

The default implementation does nothing, it may be specialized in subclasses.

Overrides:

beforeIntegration in class AbstractIntegratedPropagator

Parameters:

initialState - initial state

tEnd - target date at which state should be propagated

afterIntegration

protected void afterIntegration()

Method called just after integration.

The default implementation does nothing, it may be specialized in subclasses.

Overrides:

afterIntegration in class AbstractIntegratedPropagator

getInitialIntegrationState

protected SpacecraftState getInitialIntegrationState()

Get the initial state for integration.

Overrides:

getInitialIntegrationState in class AbstractIntegratedPropagator

Returns:

initial state for integration

createMapper

protected StateMapper createMapper(AbsoluteDate referenceDate,
                                   double mu,
                                   OrbitType ignoredOrbitType,
                                   PositionAngleType ignoredPositionAngleType,
                                   AttitudeProvider attitudeProvider,
                                   Frame frame)

Create a mapper between raw double components and spacecraft state. /** Simple constructor.

The position parameter type is meaningful only if propagation orbit type support it. As an example, it is not meaningful for propagation in Cartesian parameters.

Note that for DSST, orbit type is hardcoded to OrbitType.EQUINOCTIAL and position angle type is hardcoded to PositionAngleType.MEAN, so the corresponding parameters are ignored.

Specified by:

createMapper in class AbstractIntegratedPropagator

Parameters:

referenceDate - reference date

mu - central attraction coefficient (m³/s²)

ignoredOrbitType - orbit type to use for mapping

ignoredPositionAngleType - angle type to use for propagation

attitudeProvider - attitude provider

frame - inertial frame

Returns:

new mapper

getShortPeriodTermsValue

public double[] getShortPeriodTermsValue(SpacecraftState meanState)

Get the short period terms value.

Parameters:

meanState - the mean state

Returns:

shortPeriodTerms short period terms

Since:

7.1

getMainStateEquations

protected AbstractIntegratedPropagator.MainStateEquations getMainStateEquations(org.hipparchus.ode.ODEIntegrator integrator)

Get the differential equations to integrate (for main state only).

Specified by:

getMainStateEquations in class AbstractIntegratedPropagator

Parameters:

integrator - numerical integrator to use for propagation.

Returns:

differential equations for main state

tolerances

public static double[][] tolerances(double dP,
                                    Orbit orbit)

Estimate tolerance vectors for an AdaptativeStepsizeIntegrator.

The errors are estimated from partial derivatives properties of orbits, starting from a scalar position error specified by the user. Considering the energy conservation equation V = sqrt(mu (2/r - 1/a)), we get at constant energy (i.e. on a Keplerian trajectory):

  V r² |dV| = mu |dr|
  

So we deduce a scalar velocity error consistent with the position error. From here, we apply orbits Jacobians matrices to get consistent errors on orbital parameters.

The tolerances are only orders of magnitude, and integrator tolerances are only local estimates, not global ones. So some care must be taken when using these tolerances. Setting 1mm as a position error does NOT mean the tolerances will guarantee a 1mm error position after several orbits integration.

Parameters:

dP - user specified position error (m)

orbit - reference orbit

Returns:

a two rows array, row 0 being the absolute tolerance error and row 1 being the relative tolerance error

tolerances

public static double[][] tolerances(double dP,
                                    double dV,
                                    Orbit orbit)

Estimate tolerance vectors for an AdaptativeStepsizeIntegrator.

The errors are estimated from partial derivatives properties of orbits, starting from scalar position and velocity errors specified by the user.

The tolerances are only orders of magnitude, and integrator tolerances are only local estimates, not global ones. So some care must be taken when using these tolerances. Setting 1mm as a position error does NOT mean the tolerances will guarantee a 1mm error position after several orbits integration.

参数:

dP - 用户指定的位置误差（米）

dV - 用户指定的速度误差（米/秒）

orbit - 参考轨道

返回:

一个包含两行的数组，第一行是绝对容差误差，第二行是相对容差误差

自版本:

10.3