Tenemos una órbita elíptica y una nave espacial que la recorre. Necesito una fórmula para calcular el tiempo necesario para que la nave espacial viaje una cantidad determinada de metros a partir de su posición actual.
Se conocen los elementos keplerianos de la órbita.
Si conozco la diferencia entre la anomalía verdadera actual y futura, puedo usar la fórmula del período orbital para calcular ese tiempo, pero ¿cómo encontrar la anomalía futura según la longitud de cuerda de elipse orbital dada (punto más cercano) y la anomalía verdadera inicial?
Y también necesito los mismos cálculos para la trayectoria hiperbólica.
Para cualquier órbita no elíptica (por ejemplo, una órbita hiperbólica) o cuando la dinámica orbital no es solo dinámica de dos cuerpos con una sola masa puntual, necesitará un integrador numérico como un Runge-Kutta 89.
Puede usar el vector de velocidad local como una mala aproximación o suposición inicial de un enfoque de Newton Raphston si realmente no desea usar un integrador numérico, pero es probable que esa solución no sea buena.
La razón principal por la que la gente tiende a utilizar las herramientas astrodinámicas existentes es por la complejidad de implementar la mecánica orbital de forma correcta, precisa y rápida.
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david hamen