Propagateur de vecteur d'état à deux corps

À partir de la position initiale r₀, de la vitesse v₀, du paramètre gravitationnel μ d'un corps central et du temps de vol Δt, cet outil propage le corps à t₀+Δt par la méthode analytique à variable universelle (fonctions de Stumpff c/s + itération de Newton sur l'équation universelle de Kepler), valable pour TOUS les types de coniques (cercle/ellipse/parabole/hyperbole) sans branchement.

Il déduit ensuite les éléments orbitaux classiques : énergie spécifique ε=v²/2−μ/r et moment h=|r×v|, demi-grand axe a (orbites liées), excentricité e, période T, inclinaison i, RAAN Ω, argument du périastre ω, anomalie vraie θ, rayons péri/apoastre.

Contrairement à kepler-orbit-solver (prend l'anomalie moyenne M + excentricité e et résout une anomalie excentrique). Cet outil prend un VECTEUR D'ÉTAT et le propage dans le temps —le cœur de la détermination d'orbite. Entrées en SI ; μ standard NASA/IAU. Formules d'après Vallado et Curtis.