Estoy trabajando en un proyecto de simulación de maniobras en órbita. He conectado SGP4 con mi código de simulación actual, sin embargo, me di cuenta de que la maniobra de órbita no se puede realizar con SGP4. Conozco los métodos en los que se integran todas las perturbaciones y el estado se propaga. Sin embargo, no he podido encontrar recursos para hacer lo mismo. ¿Cuáles son algunos buenos recursos/módulos que pueden hacerlo? En GMAT no puedo agregar orientaciones personalizadas ya que el empuje que doy depende de la orientación del Satélite. También quiero saber el proceso real que se sigue al simular la maniobra orbital de los satélites. (De los vectores de estado al paso de propagación a la convergencia del error)
Es difícil hacerlo con SGP4, ya que es una teoría del elemento medio. Aquí hay una publicación bastante buena sobre lo que eso significa: Matices de los términos (medio / osculador / Kepleriano / orbital) elementos
Entonces, si toma el vector de estado proporcionado por SGP4, le aplica un delta-V e intenta volver a colocar los elementos en un TLE, no obtendrá exactamente lo que espera. Realmente depende del nivel de precisión que necesite y qué tan lejos esté interesado en propagarse.
Es un truco feo, pero he visto a personas simular maniobras de empuje continuo y bajo manipulando el parámetro de arrastre del TLE.
Si desea usar GMAT, le recomendaría escribir su propio script GMAT para interactuar con Python. Lo bueno aquí es que GMAT es de alta fidelidad, por lo que puede aprovecharlo sin tener que volver a codificarlo. Además, si su empuje se va a aplicar en función de la orientación de la nave espacial, puede definir un marco de referencia del cuerpo de la nave espacial y definir su vector de empuje en cada arco de empuje en ese marco.
Si desea codificarlo desde cero, lo que puede ser un desafío divertido, tal vez mi código sea útil. Tiene leyes de control localmente óptimas para propulsión de empuje continuo y quemados finitos, todo en el marco RNC.
Daniel Ferrocho