%% VE de COE
% –––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––---------------------------
% UTN -FRH
% MECANICA ORBITAL 2024
% ELEMENTOS ORBITALES Y VECTOR DE ESTADO
% –––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––---------------------------
% Este programa obtiene el vector de estados (r,v) en el sistema ecuatorial
% geocentrico, a partir de los elementos orbitales clasicos (coe)
% pi    - 3.1415926...
% deg   - factor para convertir entre grados y radianes
% mu    - parámetro gravitacional (km^3/s^2)
% 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)
% r     - vector de posición (km) en el marco ecuatorial geocéntrico
% v     - vector de velocidad (km/s) en el marco ecuatorial geocéntrico
%
% Función M del usuario requerida: sv_from_coe
% ––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––
%% 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

%% Elementos orbitales clasicos (COE)
h    = 58311.7;
e    = 0.171212;
RA   = 255.279;
incl = 153.249;
w    = 20.0683;
TA   = 28.4456;
coe  = [h, e, RA*deg, incl*deg, w*deg, TA*deg];

%% Calculo de vector estado
[r, v] = sv_from_coe(coe, mu);

%% Vector estado
fprintf('–––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––\n');
fprintf(' UTN-FRH\n');
fprintf(' MECANICA ORBITAL 2024\n');
fprintf(' Elementos orbitales y vector de estado\n');
fprintf('–––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––')
fprintf('\n VE a partir de COE\n')
fprintf('\n Parámetro gravitacional (km^3/s^2) = %g\n', mu)
fprintf('\n Momento angular (km^2/s)           = %g', h)
fprintf('\n Excentricidad                      = %g', e)
fprintf('\n Ascensión recta (deg)              = %g', RA)
fprintf('\n Inclinación (deg)                  = %g', incl)
fprintf('\n Argumento del perigeo (deg)        = %g', w)
fprintf('\n Anomalía verdadera (deg)           = %g', TA)
fprintf('\n\n Vector de estado:')
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))
fprintf('\n–––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––\n')