Astronáutica y Vehículos Espaciales - Tema 2: Mecánica Orbital ...
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Introducción Histórica a la Mecánica OrbitalEl Problema de los Dos CuerposLeyes horarias. Teorema de Lambert. Elementos OrbitalesTeoría de PerturbacionesLeyes horarias. Ecuación de KeplerEl Teorema de LambertElementos orbitalesÁngulos de Euler de una órbita III" $& !&$%"%La tercera rotación es en torno aleje z O con ángulo ω.La denotamos!!$#O−→ω Fz O"#Su matriz es⎡CO F (ω) = ⎣= C 3 (ω)cos ω sen ω 0− sen ω cos ω 00 0 1⎤⎦78 / 151
Introducción Histórica a la Mecánica OrbitalEl Problema de los Dos CuerposLeyes horarias. Teorema de Lambert. Elementos OrbitalesTeoría de PerturbacionesLeyes horarias. Ecuación de KeplerEl Teorema de LambertElementos orbitalesÁngulos de Euler de una órbita IVLa rotación completa será pues.Su matriz esRΩ −→−→z R N ix N O ω−→ Fz OCR F (ω, i, Ω) = C O F C N O C RN= C 3 (ω)C 1 (i)C 3 (Ω)⎡cΩcω − sΩsωci sΩcω + cΩsωci sωsi= ⎣ −cΩsω − sΩcωci −sΩsω + cΩcωci cωsisΩsi −cΩsi ci⎤⎦donde sϕ = sen ϕ y cϕ = cos ϕ.79 / 151
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Introducción Histórica a la <strong>Mecánica</strong> <strong>Orbital</strong>El Problema de los Dos CuerposLeyes horarias. Teorema de Lambert. Elementos <strong>Orbital</strong>esTeoría de PerturbacionesLeyes horarias. Ecuación de KeplerEl Teorema de LambertElementos orbitalesÁngulos de Euler de una órbita IVLa rotación completa será pues.Su matriz esRΩ −→−→z R N ix N O ω−→ Fz OCR F (ω, i, Ω) = C O F C N O C RN= C 3 (ω)C 1 (i)C 3 (Ω)⎡cΩcω − sΩsωci sΩcω + cΩsωci sωsi= ⎣ −cΩsω − sΩcωci −sΩsω + cΩcωci cωsisΩsi −cΩsi ci⎤⎦donde sϕ = sen ϕ y cϕ = cos ϕ.79 / 151
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