# Propagador de vetor de estado de dois corpos

Propaga um vetor de estado (r₀, v₀) de uma nave/satélite até t₀+Δt sob gravitação de dois corpos pelo método da variável universal (f e g), e deriva os elementos orbitais clássicos

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- **Categoria:** Science

- **Palavras-chave:** dois corpos, vetor de estado, propagação orbital, f-g, mecânica celeste, astrodinâmica, elementos orbitais

## Visão geral

Dada a posição inicial r₀, velocidade v₀, o parâmetro gravitacional μ de um corpo central e o tempo de voo Δt, esta ferramenta propaga o corpo até t₀+Δt pelo método analítico da variável universal (funções de Stumpff c/s + iteração de Newton sobre a equação universal de Kepler), válido para TODOS os tipos de cônica (círculo/elipse/parábola/hipérbole) sem ramificação.

Depois deriva os elementos orbitais clássicos: energia específica ε=v²/2−μ/r e momento h=|r×v|, semieixo maior a (órbitas ligadas), excentricidade e, período T, inclinação i, RAAN Ω, argumento do periastro ω, anomalia verdadeira θ, raios peri/apoastro.

Diferente de kepler-orbit-solver (toma anomalia média M + excentricidade e e resolve uma anomalia excêntrica). Esta ferramenta toma um VETOR DE ESTADO e o propaga no tempo —o núcleo da determinação orbital. Entradas em SI; μ padrão NASA/IAU. Fórmulas segundo Vallado e Curtis.

## Entradas

- **Corpo central (μ)** (select)
- **μ personalizado (m³/s²)** (number): e.g. 3.986e14
- **Unidade de distância** (select)
- **Posição inicial r₀ (x,y,z; m)** (text): e.g. 7000000,0,0
- **Velocidade inicial v₀ (vx,vy,vz; m/s)** (text): e.g. 0,7.5,1
- **Tempo de voo Δt (s)** (number): e.g. 3600

## Quando usar

- Para prever a posição e a velocidade de um satélite após um tempo de voo definido.
- Para analisar órbitas circulares, elípticas, parabólicas ou hiperbólicas a partir de um vetor de estado.
- Para obter elementos orbitais como excentricidade, inclinação, período e raios de periastro e apoastro.

## Como funciona

- Selecione o corpo central ou informe um valor personalizado para μ.
- Escolha metros ou quilômetros e informe a posição inicial r₀ como x,y,z.
- Informe a velocidade inicial v₀ como vx,vy,vz e o tempo de voo Δt em segundos.
- A ferramenta propaga o estado pelo método f-g com variável universal e calcula os elementos orbitais derivados.

## Casos de uso

- Analisar a evolução de um satélite em órbita baixa da Terra.
- Verificar trajetórias de escape com velocidade inicial acima da necessária para uma órbita ligada.
- Derivar elementos orbitais a partir de dados de posição e velocidade usados em estudos de astrodinâmica.

## Perguntas frequentes

### Quais dados são necessários?

São necessários a posição inicial r₀, a velocidade inicial v₀ e o tempo de voo Δt. Também é usado um corpo central ou um μ personalizado.

### Quais unidades posso usar para a distância?

Você pode informar as distâncias em metros ou quilômetros. O tempo de voo é informado em segundos.

### Quais corpos centrais estão disponíveis?

A ferramenta oferece Sol, Terra, Lua, Marte, Júpiter, Vénus, Mercúrio e Saturno, além de μ personalizado.

### A ferramenta aceita trajetórias hiperbólicas?

Sim. O método da variável universal é aplicável a órbitas circulares, elípticas, parabólicas e hiperbólicas.

### Quais resultados são calculados?

São calculados o estado propagado e elementos como energia específica, momento angular, excentricidade, inclinação, RAAN, argumento do periastro e anomalia verdadeira.

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