%% COE a partir del VE
% –––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––---------------------------
% UTN -FRH
% MECANICA ORBITAL
% ELEMENTOS ORBITALES Y VECTOR DE ESTADO
% –––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––---------------------------
% Este programa se utiliza para obtener los elementos orbitales
% del vector de estado proporcionado en el ejemplo de clase.
%
% pi    - 3.1415926...
% deg   - factor para convertir entre grados y radianes
% mu    - parámetro gravitacional (km^3/s^2)
% r     - vector de posición (km) en el marco ecuatorial geocéntrico
% v     - vector de velocidad (km/s) en el marco ecuatorial geocéntrico
% coe   - elementos orbitales [h e RA incl w TA a]
%         donde h       = momento angular (km^2/s)
%               e       = excentricidad
%               RA      = ascensión recta del nodo ascendente (rad)
%               incl    = inclinación de la órbita (rad)
%               w       = argumento del perigeo (rad)
%               TA      = anomalía verdadera (rad)
%               a       = semieje mayor (km)
% T     - Período de una órbita elíptica (s)
% 
% Función M del usuario requerida: coe_de_ve
% Sub-función requerida: ninguna
% –––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––---------------------------
%% Limpieza
close all   % Cierra todas las ventanas abiertas
clear all   % Borra todas las variables guardadas en el Workspace
clc         % Limpia el Command Window

%% Constantes auxiliares
deg = pi/180; % Conversion de grados a radianes
mu  = 398600; % Constante gravitacional de la Tierra (km^3/s^2) G*Me

%% Vector estado
r = [-6045, -3490, 2500];   % km
v = [-3.457, 6.618, 2.533]; % km/s

%% Calculo de elementos orbitales clasicos (COE)
coe = coe_from_sv(r, v, mu); % [h e RA incl w TA a]

%% Impresión de los datos de entrada y los resultados de salida
fprintf('–––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––\n');
fprintf(' UTN-FRH\n');
fprintf(' MECANICA ORBITAL 2024\n');
fprintf(' Elementos orbitales y vector de estado\n');
fprintf('–––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––\n');
fprintf(' Ejemplo COE de VE\n');
fprintf('\n Parametro gravitacional (km^3/s^2) = %g\n', mu);
fprintf('\n Vector de estado:\n');
fprintf('\n    r (km)   = [%g %g %g]', r(1), r(2), r(3));
fprintf('\n    v (km/s) = [%g %g %g]', v(1), v(2), v(3));
disp(' ');

fprintf('\n Momento angular (km^2/s)    = %g', coe(1));
fprintf('\n Excentricidad               = %g', coe(2));
fprintf('\n Ascensión recta (deg)       = %g', coe(3)/deg);
fprintf('\n Inclinación (deg)           = %g', coe(4)/deg);
fprintf('\n Argumento del perigeo (deg) = %g', coe(5)/deg);
fprintf('\n Anomalía verdadera (deg)    = %g', coe(6)/deg);
fprintf('\n Semieje mayor (km)          = %g', coe(7));

% Si la órbita es una elipse, calcular su periodo:
if coe(2) < 1
    T = 2*pi/sqrt(mu)*coe(7)^1.5;
    fprintf('\n Periodo:');
    fprintf('\n   Segundos = %g', T);
    fprintf('\n   Minutos = %g', T/60);
    fprintf('\n   Horas = %g', T/3600);
    fprintf('\n   Días = %g', T/24/3600);
end

fprintf('\n–––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––\n');