org.orekit.propagation.semianalytical.dsst

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

java.lang.Object

org.orekit.propagation.FieldAbstractPropagator<T>

org.orekit.propagation.integration.FieldAbstractIntegratedPropagator<T>

org.orekit.propagation.semianalytical.dsst.FieldDSSTPropagator<T>

Type Parameters:

T - type of the field elements

All Implemented Interfaces:

FieldPropagator<T>, FieldPVCoordinatesProvider<T>

public class FieldDSSTPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>
extends FieldAbstractIntegratedPropagator<T>

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(FieldSpacecraftState)）
• 各种力模型（addForceModel(DSSTForceModel)，removeForceModels()）
• 在传播过程中应触发的离散事件（FieldAbstractIntegratedPropagator.addEventDetector(org.orekit.propagation.events.FieldEventDetector)，FieldAbstractIntegratedPropagator.clearEventsDetectors()）
• 与应用程序的其余部分的绑定逻辑（FieldAbstractPropagator.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，带有真经度参数。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将仅使用开普勒力。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FieldAbstractIntegratedPropagator.setResetAtEnd(boolean)来更改此行为。

请注意，同一实例不能同时被不同线程使用，该类不是线程安全的。

Since:

10.0

Author:

Romain Di Costanzo, Pascal Parraud

See Also:

FieldSpacecraftState, DSSTForceModel

Nested Class Summary

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

FieldAbstractIntegratedPropagator.MainStateEquations<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

Field Summary

Fields inherited from interface org.orekit.propagation.FieldPropagator

DEFAULT_MASS

Constructor Summary

Constructors

Constructor and Description
FieldDSSTPropagator(org.hipparchus.Field<T> field, org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> integrator) 创建一个新的DSSTPropagator实例。
FieldDSSTPropagator(org.hipparchus.Field<T> field, org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> integrator, AttitudeProvider attitudeProvider) 创建一个新的DSSTPropagator实例。
FieldDSSTPropagator(org.hipparchus.Field<T> field, org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> integrator, PropagationType propagationType) 创建一个新的DSSTPropagator实例。
FieldDSSTPropagator(org.hipparchus.Field<T> field, org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> 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(FieldSpacecraftState<T> initialState, FieldAbsoluteDate<T> tEnd) 在积分前调用的方法。
static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldSpacecraftState<T>	computeMeanState(FieldSpacecraftState<T> osculating, AttitudeProvider attitudeProvider, Collection<DSSTForceModel> forceModel) 从摄动到平均轨道的转换。
static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldSpacecraftState<T>	computeMeanState(FieldSpacecraftState<T> osculating, AttitudeProvider attitudeProvider, Collection<DSSTForceModel> forceModel, double epsilon, int maxIterations) 从摄动到平均轨道的转换。
static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldSpacecraftState<T>	computeOsculatingState(FieldSpacecraftState<T> mean, AttitudeProvider attitudeProvider, Collection<DSSTForceModel> forces) 从平均到摄动轨道的转换。
protected FieldStateMapper<T>	createMapper(FieldAbsoluteDate<T> referenceDate, T 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 FieldSpacecraftState<T>	getInitialIntegrationState() 获取积分的初始状态。
protected FieldAbstractIntegratedPropagator.MainStateEquations<T>	getMainStateEquations(org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> 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() 获取用于将摄动元素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所选短周期系数。
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(FieldSpacecraftState<T> state) 重置初始状态。
void	setAttitudeProvider(AttitudeProvider attitudeProvider) 设置姿态提供者。
void	setInitialState(FieldSpacecraftState<T> initialState) 使用摄动轨道元素设置初始状态。
void	setInitialState(FieldSpacecraftState<T> initialState, PropagationType stateType) 设置初始状态。
void	setInterpolationGridToFixedNumberOfPoints(int interpolationPoints) 设置插值网格生成器。
void	setInterpolationGridToMaxTimeGap(T maxGap) 设置插值网格生成器。
void	setMu(T 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所选短周期系数。
static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> double[][]	tolerances(T dP, FieldOrbit<T> orbit) 为AdaptativeStepsizeIntegrator估算容差向量。
static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> double[][]	tolerances(T dP, T dV, FieldOrbit<T> orbit) 为AdaptativeStepsizeIntegrator估算容差向量。

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

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

Methods inherited from class org.orekit.propagation.FieldAbstractPropagator

addAdditionalStateProvider, getAdditionalStateProviders, getAttitudeProvider, getField, getFrame, getInitialState, getMultiplexer, getPVCoordinates, getStartDate, initializeAdditionalStates, initializePropagation, 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.propagation.FieldPropagator

clearStepHandlers, setStepHandler, setStepHandler

Methods inherited from interface org.orekit.utils.FieldPVCoordinatesProvider

getPosition

Constructor Detail

FieldDSSTPropagator

@DefaultDataContext
public FieldDSSTPropagator(org.hipparchus.Field<T> field,
                                               org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> 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，则积分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：

field - 默认使用的字段

integrator - 用于传播的数值积分器。

propagationType - 输出的轨道类型（平均或摄动）。

另请参阅：

FieldDSSTPropagator(Field, FieldODEIntegrator, PropagationType, AttitudeProvider)

FieldDSSTPropagator

public FieldDSSTPropagator(org.hipparchus.Field<T> field,
                           org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> 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，则积分轨道将仅遵循开普勒演化。

参数：

field - 默认使用的字段

integrator - 用于传播的数值积分器。

propagationType - 输出的轨道类型（平均或摄动）。

attitudeProvider - 使用的姿态规律。

自从：

10.1

FieldDSSTPropagator

@DefaultDataContext
public FieldDSSTPropagator(org.hipparchus.Field<T> field,
                                               org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> 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，则积分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：

field - 默认使用的字段

integrator - 用于传播的数值积分器。

另请参阅：

FieldDSSTPropagator(Field, FieldODEIntegrator, AttitudeProvider)

FieldDSSTPropagator

public FieldDSSTPropagator(org.hipparchus.Field<T> field,
                           org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> integrator,
                           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，则积分轨道将仅遵循开普勒演化。仅生成平均轨道。

参数：

field - 默认使用的字段

integrator - 用于传播的数值积分器。

attitudeProvider - 使用的姿态规律。

自从：

10.1

Method Detail

setMu

public void setMu(T mu)

设置中心引力系数 μ。

设置中心引力系数等同于添加一个DSSTNewtonianAttraction力模型。

覆盖:

setMu 在类 FieldAbstractIntegratedPropagator<T 扩展 org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

参数:

mu - 中心引力系数 (m³/s²)

另请参阅:

addForceModel(DSSTForceModel), getAllForceModels()

setInitialState

public void setInitialState(FieldSpacecraftState<T> initialState)

使用轨道要素设置初始状态。

参数:

initialState - 初始状态 (使用轨道要素定义)

setInitialState

public void setInitialState(FieldSpacecraftState<T> initialState,
                            PropagationType stateType)

设置初始状态。

参数:

initialState - 初始状态

stateType - 定义轨道状态是使用轨道要素还是平均要素定义的

resetInitialState

public void resetInitialState(FieldSpacecraftState<T> state)

重置初始状态。

指定者:

resetInitialState 在接口 FieldPropagator<T 扩展 org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

覆盖:

resetInitialState 在类 FieldAbstractPropagator<T 扩展 org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

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)

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长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(CalculusFieldElement)，则默认情况下，传播器设置为每步3个插值点。

参数:

interpolationPoints - 每个积分步长的插值点数

自版本:

7.1

另请参阅:

setInterpolationGridToMaxTimeGap(CalculusFieldElement)

setInterpolationGridToMaxTimeGap

public void setInterpolationGridToMaxTimeGap(T maxGap)

设置插值网格生成器。

生成器将创建一个最大时间间隔的插值网格。

如果既未调用setInterpolationGridToFixedNumberOfPoints(int)也未调用setInterpolationGridToMaxTimeGap(CalculusFieldElement)，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(CalculusFieldElement)

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(CalculusFieldElement)

getOrbitType

public OrbitType getOrbitType()

获取传播参数类型。

覆盖:

getOrbitType 在类 FieldAbstractIntegratedPropagator<T 扩展 org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

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 FieldAbstractIntegratedPropagator<T 扩展 org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

返回:

用于传播的角度类型

computeOsculatingState

public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldSpacecraftState<T> computeOsculatingState(FieldSpacecraftState<T> mean,
                                                                                                                AttitudeProvider attitudeProvider,
                                                                                                                Collection<DSSTForceModel> forces)

从平均到轨道要素的转换。

计算在 DSST 意义上对应于输入平均 SpacecraftState 的轨道要素状态，并根据考虑的力模型进行计算。

由于轨道要素状态是通过添加每个力模型的短周期变化获得的，因此生成的输出将取决于输入中参数化的力模型。

类型参数:

T - 元素的类型

参数:

mean - 要转换的平均状态

forces - 要考虑的力

attitudeProvider - 姿态提供器（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的模型，则可以为null）

返回:

DSST意义上的瞬时状态

computeMeanState

public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldSpacecraftState<T> computeMeanState(FieldSpacecraftState<T> osculating,
                                                                                                          AttitudeProvider attitudeProvider,
                                                                                                          Collection<DSSTForceModel> forceModel)

从瞬时到平均轨道的转换。

计算平均状态在DSST意义上，对应于输入的瞬时SpacecraftState，并根据考虑的力模型进行计算。

由于瞬时状态是通过计算每个力模型的短周期变化获得的，因此最终输出将取决于输入中参数化的力模型。

计算是通过一个固定点迭代过程完成的。

类型参数:

T - 元素的类型

参数:

osculating - 要转换的瞬时状态

attitudeProvider - 姿态提供器（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的模型，则可以为null）

forceModel - 要考虑的力

返回:

DSST意义上的平均状态

computeMeanState

public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> FieldSpacecraftState<T> computeMeanState(FieldSpacecraftState<T> osculating,
                                                                                                          AttitudeProvider attitudeProvider,
                                                                                                          Collection<DSSTForceModel> forceModel,
                                                                                                          double epsilon,
                                                                                                          int maxIterations)

从瞬时到平均轨道的转换。

计算平均状态在DSST意义上，对应于输入的瞬时SpacecraftState，并根据考虑的力模型进行计算。

由于瞬时状态是通过计算每个力模型的短周期变化获得的，因此最终输出将取决于输入中参数化的力模型。

计算是通过一个固定点迭代过程完成的。

类型参数:

T - 元素的类型

参数:

osculating - 要转换的瞬时状态

attitudeProvider - 姿态提供器（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的模型，则可以为null）

forceModel - 要考虑的力

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:

DSST意义上的平均状态

自版本:

10.1

setSatelliteRevolution

public void setSatelliteRevolution(int satelliteRevolution)

覆盖参数的默认值。

默认情况下，如果初始轨道被定义为瞬时的，则将其平均化为2个卫星公转。可以通过使用此方法进行更改。

参数:

satelliteRevolution - 用于将瞬时转换为平均元素的卫星公转数

getSatelliteRevolution

public int getSatelliteRevolution()

获取用于将瞬时转换为平均元素的卫星公转数。

返回:

用于将瞬时转换为平均元素的卫星公转数

setAttitudeProvider

public void setAttitudeProvider(AttitudeProvider attitudeProvider)

设置姿态提供器。

指定者:

setAttitudeProvider 在接口 FieldPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

覆盖:

setAttitudeProvider 在类 FieldAbstractIntegratedPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

参数:

attitudeProvider - 姿态提供器

beforeIntegration

protected void beforeIntegration(FieldSpacecraftState<T> initialState,
                                 FieldAbsoluteDate<T> tEnd)

在积分之前调用的方法。

默认实现不执行任何操作，可以在子类中进行特化。

覆盖:

beforeIntegration 在类 FieldAbstractIntegratedPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

参数:

initialState - 初始状态

tEnd - 应该传播状态的目标日期

afterIntegration

protected void afterIntegration()

在积分之后调用的方法。

默认实现不执行任何操作，可以在子类中进行特化。

覆盖:

afterIntegration 在类 FieldAbstractIntegratedPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

getInitialIntegrationState

protected FieldSpacecraftState<T> getInitialIntegrationState()

获取用于积分的初始状态。

覆盖:

getInitialIntegrationState 在类 FieldAbstractIntegratedPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

返回:

用于积分的初始状态

createMapper

protected FieldStateMapper<T> createMapper(FieldAbsoluteDate<T> referenceDate,
                                           T mu,
                                           OrbitType ignoredOrbitType,
                                           PositionAngleType ignoredPositionAngleType,
                                           AttitudeProvider attitudeProvider,
                                           Frame frame)

创建原始双组件与航天器状态之间的映射器。/** 简单构造函数。

只有在传播轨道类型支持时，位置参数类型才有意义。例如，对于在笛卡尔参数中进行传播，这是没有意义的。

请注意，对于DSST，轨道类型被硬编码为OrbitType.EQUINOCTIAL，位置角类型被硬编码为PositionAngleType.MEAN，因此相应的参数将被忽略。

指定者:

createMapper 在类 FieldAbstractIntegratedPropagator<T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

参数:

referenceDate - 参考日期

mu - 中心吸引系数（m³/s²）

ignoredOrbitType - 用于映射的轨道类型

ignoredPositionAngleType - 用于传播的角度类型

attitudeProvider - 姿态提供器

frame - 惯性参考系

返回:

新的映射器

getMainStateEquations

protected FieldAbstractIntegratedPropagator.MainStateEquations<T> getMainStateEquations(org.hipparchus.ode.FieldODEIntegrator<T> integrator)

获取要积分的微分方程（仅适用于主状态）。

指定者：

getMainStateEquations 在类 FieldAbstractIntegratedPropagator<T 扩展 org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>>

参数：

integrator - 用于传播的数值积分器。

返回：

主状态的微分方程

tolerances

public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> double[][] tolerances(T dP,
                                                                                       FieldOrbit<T> orbit)

为AdaptativeStepsizeIntegrator估计容差向量。

错误是从轨道的偏导数属性中估计的，从用户指定的标量位置误差开始。考虑能量守恒方程V = sqrt(mu (2/r - 1/a)), 我们在能量恒定的情况下（即在开普勒轨道上）得到：

  V r² |dV| = mu |dr|
  

因此，我们推导出与位置误差一致的标量速度误差。从这里，我们应用轨道雅可比矩阵以获得轨道参数的一致误差。

这些容差仅仅是数量级，积分器的容差仅仅是局部估计，而不是全局估计。因此，在使用这些容差时必须小心。将1mm设置为位置误差并不意味着容差将在几个轨道积分后保证1mm的位置误差。

类型参数：

T - 元素类型

参数：

dP - 用户指定的位置误差（米）

orbit - 参考轨道

返回：

一个两行数组，第一行是绝对容差误差，第二行是相对容差误差

tolerances

public static <T extends org.hipparchus.CalculusFieldElement<T>> double[][] tolerances(T dP,
                                                                                       T dV,
                                                                                       FieldOrbit<T> orbit)

为AdaptativeStepsizeIntegrator估计容差向量。

错误是从轨道的偏导数属性中估计的，从用户指定的标量位置和速度误差开始。

这些容差仅仅是数量级，积分器的容差仅仅是局部估计，而不是全局估计。因此，在使用这些容差时必须小心。将1mm设置为位置误差并不意味着容差将在几个轨道积分后保证1mm的位置误差。

类型参数：

T - 元素类型

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：

一个两行数组，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