Como un proyecto simple para introducirme en la mecánica orbital, estoy intentando calcular los tiempos de impacto de un objeto cercano a la Tierra. En este momento estoy usando solo mecánica Kepleriana (sin resistencia del aire u otras fuerzas perturbadoras). De Fundamentos de astrodinámica , dado un objeto con anomalía excéntrica a y a :
donde es el semieje mayor, es la excentricidad y es el parámetro gravitacional. Entonces podemos calcular el radio del periapsis. Asumiendo una Tierra esférica, si esto es menor que el radio de la Tierra, el objeto impactará. Si este es el caso, dejar radio de la Tierra, podemos calcular las anomalías excéntricas en y usando:
donde es la verdadera anomalía, y es la distancia desde el centro de la Tierra en . Este método funciona bien para trayectorias no parabólicas (estoy abierto a modificaciones para trayectorias parabólicas).
El siguiente paso es aflojar la restricción de una Tierra esférica y permitir que la Tierra sea un elipsoide, en otras palabras, dejar que (simétrico alrededor del eje de rotación). Específicamente, me gustaría tener en cuenta un abultamiento en el ecuador prescribiendo un radio ecuatorial, un radio polar y una excentricidad. ¿Es posible resolver este problema analíticamente o hay que hacerlo numéricamente?
Esta es mi primera publicación en este intercambio de pila; Sentí que encajaba mejor aquí que scicomp, por ejemplo. Si ese no es el caso, por favor hágamelo saber.
En el caso general, deberá resolver numéricamente los radios en los que la órbita interseca al elipsoide. Luego puede resolver analíticamente los tiempos en los que la órbita está en esos radios. Es decir, si ignoras . Como lo convirtió en un elipsoide, ha introducido un , por lo que ya no estarás en una órbita Kepleriana. Tomar en cuenta, los tiempos también tendrían que resolverse numéricamente.
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