Astronáutica y Vehículos Espaciales - Tema 2: Mecánica Orbital ...

ApéndiceTeorema de LambertEcuaciones PlanetariasEcuaciones planetarias de Lagrange XIPor tanto:L =sµp2640 0 −p sen i1−e 221−e 22cos i −ae cos i 00 0 0−ae 0p sen i 0 0 0 0− 1−e22pcos i0 0 0121 − e 2ae cos i ae 0 0 0 00 0 0 − 1 p2 1 − e 2 0 0− 1−e22375Se tiene Det (L) = ae2 µ 3 sen 2 i4. Por tanto la matriz es singularpara órbitas circulares o ecuatoriales (para dichos casos loselementos orbitales keplerianos son singulares).) T. Invirtiendo ˙⃗α = L−1Se tiene L ˙⃗α =(∂UP∂⃗αL −1 =spµ2640 0 − 1p sen i0 0 − 11p sen i1p tan ip tan i(∂UP∂⃗α0 0 001ae00 0 00 0 0 0 0 q 20 − 1ae0 0 00 0 0 − 2 q1−e 2 −q1−e 2ae) Tdonde:1−eq21−e 2ae0375148 / 151