Ayuda para la conversión del marco ECEF al marco ICRF para el diseño de misiones interplanetarias

Estoy escribiendo una pieza de software que propaga la órbita de una nave espacial desde una órbita terrestre inicial a una órbita interplanetaria. Mi propagación simple de dos cuerpos funciona bien en una órbita geocéntrica o heliocéntrica. Sin embargo, parece que no puedo manejar la transición correctamente.

Estos son los pasos de esa transición (puedo compartir el código relevante si es útil):

1. Obtenga la posición eclíptica J200 de la Tierra (a través de https://github.com/soniakeys/meeus/blob/master/planetposition/planetposition.go#L195 ) y calcule la velocidad de la Tierra (a través de ecuaciones en las primeras páginas de Vallado - Fundamentos en Astrodinámica). Tenga en cuenta que la biblioteca "meeus/planetposition" devuelve las posiciones de la eclíptica en L, B, R, que convierto en coordenadas cartesianas (a través de https://en.wikipedia.org/wiki/Ecliptic_coordinate_system#Rectangular_coordinates )

2. Gire los vectores de radio y velocidad de mi órbita geocéntrica sobre el primer eje y por la inclinación axial de la Tierra (según https://en.wikipedia.org/wiki/Ecliptic_coordinate_system#Converting_Cartesian_vectors )

3. Agregue los vectores R y V de la nave espacial calculados en el paso 2 a los vectores de radio y velocidad del planeta calculados en el paso 1 (ya que$r_{\text{sc}_{\text{helio}}} = r_{\text{sc}_{\text{earth}}} + r_{\text{earth}_{\text{helio}}}$)

Al visualizar ambas trayectorias en Cosmographia, definitivamente puedo decir que el cálculo es incorrecto (ver las dos capturas de pantalla a continuación). He estado atascado en este problema durante algunas horas (alrededor de doce, diría), por lo que cualquier ayuda sería muy apreciada.