Mejora de la eficiencia en el Cálculo de correcciones orbitales

Abstract

[EN] In Classical Mechanics, the solution of the two body problem with known initialvalues is well established and finds many applications. For instance, it can be applied to approximate the position of an Earth satellite. However, as the Earth-satellite system is in practice affected by numerous other bodies, a differential correction is often necessary.The data we observe to achieve this improvement are the right ascension (α) and declination (δ), that yield the position of the satellite at an specific instant. The objective of this work is to correct the orbit giving a future position, based on a set of observations that define a preliminary orbit. Nevertheless, we aim to correct the orbit, getting an improved position using higher order iterative methods and measuring only angle coordinates.

[ES] En Mecánica Clásica, la solución del problema de dos cuerpos con valores iniciales conocidos está bien establecida y encuentra numerosas aplicaciones. Por ejemplo, puede ser usada para aproximar la posición de un satélite artificial en torno a la Tierra. En cambio, el sistema Tierra-sat ́elite está, en la práctica, afectado por otros cuerpos, así que a menudo es necesaria una corrección diferencial de la órbita. Los datos con los que se va a trabajar para conseguir esta mejora son la ascensión recta (α) y la declinación (δ), las cuales definen la posición de un satélite en un instante específico. El objetivo de este trabajo es, partiendo de un conjunto de observaciones que definen una órbita preliminar, corregir la óbita dando una posición futura mejorada. Para ello, usaremos métodos iterativos de alto orden de convergencia libres de evaluación de matrices Jacobianas.