Propagador de vetor de estado de dois corpos

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.