Solucionador de Órbita de Kepler

Dada la anomalía media M (grados), la excentricidad e y el semieje mayor opcional a (UA), la herramienta resuelve la ecuación trascendente

M = E − e · sin(E)

para la anomalía excéntrica E. A partir de E obtiene:

• Anomalía verdadera ν: tan(ν/2) = √((1+e)/(1−e)) · tan(E/2)
• Radio orbital: r = a · (1 − e·cos E)
• Velocidad relativa (vis-viva): v/v_circ = √(2 − r/a)

Tres métodos:

• Newton-Raphson (recomendado): derivada analítica f′(E) = 1 − e·cos E, convergencia cuadrática. Para e alta (>0.8) usa E = π como valor inicial.
• Bisección: robusto, encajonado en [M−e, M+e], convergencia lineal.
• Punto fijo E ← M + e·sin E: el más simple, pero diverge cuando e → 1.

El informe dibuja la órbita en SVG (elipse centrada en el foco, con perihelio, afelio, foco y posición actual con su radio vector), muestra las magnitudes, clasifica la órbita (circular/elíptica/parabólica/hiperbólica) y el historial completo de iteraciones con residuos.