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ECUACIÓN DE KEPLER

ARGUMENTOS

  • Excentricidad orbital: e, en grados
  • Anomalía Excéntrica: E, en grados

ECUACIÓN DE KEPLER

  • E=M+e·sen(E)

    Esta ecuación solo puede ser resuelta mediante métodos iterativos.

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ITERACIONES Método I

ARGUMENTOS

  • Excentricidad orbital: e, en grados
  • Anomalía media: M, en grados
  • Cota de error: ce

Se procede por iteraciones sucesivas. Se alcanza convergencia cuando la diferencia entre dos términos consecutivos sea menor que la cota de error.

CÁLCULOS

  • ce = 10-n
  • e0 = e 180 π
  • E0 = M
  • Ei = M + e0 sen ( E i-1 )
    • Si |Ei+1-Ei| < ce EEi

Devuelve la anomalía excéntrica, E en grados

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ITERACIONES Método II

ARGUMENTOS

  • Excentricidad orbital: e, en grados
  • Anomalía media: M, en grados
  • Cota de error: ce

Se procede por iteraciones sucesivas. Se alcanza convergencia cuando la diferencia entre dos términos consecutivos sea menor que la cota de error.

CÁLCULOS

  • ce = 10-n
  • e0 = e 180 π
  • E0 = M
  • Ci = M + e0 sen ( E i-1 ) - E i-1 1 - e cos ( E i-1 )
  • Ei = E i-1 + C i
    • Si |Ei+1-Ei| < ce EEi

Devuelve la anomalía excéntrica, E en grados

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ITERACIONES Método III. (SINNOT)

ARGUMENTOS

  • Excentricidad orbital: e
  • Anomalía media: M, en grados
  • Número de decimales significativos: ps

Se procede por iteraciones sucesivas. Se alcanza convergencia al finalizar el número de iteraciones.

CÁLCULOS

  • Número de iteraciones a realizar: NI = R[ps· 1 log10(2) ]+1
  • Variable auxiliar de anomalía media:
    • Variable signo: Sa = -1 si M<0 +1 si M>0 0 si M=0
    • Variable intermedia Ma: Ma = |M| 2π
    • Variable intermedia Mb: Mb = (Ma-E[Ma]) ·2π·Sa
    • Variable intermedia Mc: Mc = Mb+2·π si Mb<0 Mb-2·π si Mb>2·π
    • Signo Sg: Sg = 1 si Mc2·π -1 si Mc>2·π
    • Variables iniciales de iteraciones: D0 = π4 E0 = π2
  • Iteraciones para i=0,1,2,...,NI:
    • Mi = Ei - e· sen(Ei)
    • Si = -1 si Mc-Mi<0 +1 si Mc-Mi>0 0 si Mc-Mi=0
    • Ei+1 = Ei + Di · Si
    • Di+1 = Di 2
  • Anomalía excéntrica: E = ENI · Sg · 180π

Devuelve la anomalía excéntrica, E en grados

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ANOMALÍA VERDADERA

ARGUMENTOS

  • Excentricidad orbital: e, en grados
  • Anomalía excéntrica: E, en grados

CÁLCULOS

  • tν tan(ν2) = 1+e 1-e · tan(E2)
  • ν = 2· arctan(tν)

Devuelve la anomalía verdadera, ν en grados

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RADIO VECTOR

ARGUMENTOS

  • Excentricidad orbital: e, en grados
  • Anomalía Excéntrica: E, en grados
  • Anomalía Verdadera: ν, en grados
  • Semieje mayor de la órbita: a, en UA
  • Distancia de perihelio: q, en UA

CÁLCULOS

    Puede calcularse por una de las siguientes expresiones, según los argumentos disponibles:
  • r = a· ( 1-e·cos(E))
  • r = a·(1-e2) 1+e·cos(ν)
  • r = q·(1+e) 1+e·cos(ν)

Devuelve el radio vector, r en UA

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