Resumen

Las ecuaciones para las variaciones de los elementos keplerianos de la órbita de una nave espacial perturbada por un tercer cuerpo se desarrollan utilizando un único promedio sobre el movimiento de la nave espacial, considerando una órbita elíptica para el cuerpo perturbador. Se realiza una comparación entre este enfoque y la técnica de doble promedio, más utilizada, así como con el problema elíptico completo restringido de tres cuerpos. La función perturbadora se expande en polinomios de Legendre hasta el segundo orden en ambos casos. Las ecuaciones de movimiento se obtienen a partir de las ecuaciones planetarias, y se realizan varias simulaciones numéricas para mostrar la evolución de la órbita de la nave espacial. Se estudian algunas características conocidas del cuerpo perturbador circular: órbitas circulares, elípticas ecuatoriales y congeladas. Se consideran diferentes excentricidades iniciales para el cuerpo perturbado, ya que el efecto de esta variable es uno de los objetivos del presente estudio. Los resultados muestran el impacto de este parámetro, así como las diferencias entre ambos modelos en comparación con el problema elíptico completo restringido de tres cuerpos. Se consideran regiones por debajo, cerca y por encima del ángulo crítico de la perturbación del tercer cuerpo, así como diferentes altitudes para la órbita de la nave espacial.

• Materias:Análisis Matemático Álgebra Ingeniería Matemática aplicada Lógica matemática
• Subjects:Mathematical Analysis Algebra Engineering Applied Mathematics Mathematical logic
• Palabras claves:nave espacial, órbita, problema del cuerpo, diferentes excentricidades iniciales, varias simulaciones numéricas, ecuaciones, movimiento, elementos keplerianos, polinomios de legendre, perturbación del cuerpo
• Keywords:spacecraft, orbit, body problem, different initial eccentricities, several numerical simulations, equations, motion, keplerian elements, legendre polynomials, body perturbation