Propagador de vector de estado de dos cuerpos

Dada la posición inicial r₀, velocidad v₀, el parámetro gravitacional μ de un cuerpo central y el tiempo de vuelo Δt, esta herramienta propaga el cuerpo a t₀+Δt con el método analítico de variable universal (funciones de Stumpff c/s + iteración de Newton sobre la ecuación universal de Kepler), válido para TODOS los tipos de cónica (círculo/elipse/parábola/hipérbola) sin ramificar.

Luego deriva los elementos orbitales clásicos: energía específica ε=v²/2−μ/r y momento angular h=|r×v|, semieje mayor a (órbitas ligadas), excentricidad e, período T, inclinación i, RAAN Ω, argumento del periastro ω, anomalía verdadera θ, radios peri/apoastro.

Distinto de kepler-orbit-solver (toma anomalía media M + excentricidad e y resuelve una anomalía excéntrica). Esta herramienta toma un VECTOR DE ESTADO y lo propaga en el tiempo —el núcleo de la determinación orbital. Entradas en unidades SI; μ estándar NASA/IAU. Fórmulas según Vallado y Curtis.