VALIDACION DE MECANICA ORBITAL EN JOTA

[ ]

; =====================================================================
;  VALIDACION DE MECANICA ORBITAL EN JOTA
;
;  Tres pruebas contra referencias publicadas, en un lenguaje de 965 KB
;  sin una sola dependencia externa.
;
;  Lo que hace a esto distinto de cualquier otro lenguaje cientifico:
;  el resultado es identico BIT A BIT en cualquier x86-64, hoy y en
;  veinte anos. Sin JIT que cambie entre versiones, sin BLAS que se
;  recompile distinto, sin hilos que alteren el orden de acumulacion.
;  Para una simulacion de mision, eso significa que el numero es
;  auditable y reproducible por un tercero, siempre.
; =====================================================================

mostrar "======================================================"
mostrar "  1. ORBITA DE LA ISS -- elementos orbitales"
mostrar "======================================================"

mu = 398600.4418
radio_tierra = 6378.137
altitud = 420.0
cpi = 3.14159265358979312

sma = radio_tierra + altitud
vel = raiz(mu / sma)
periodo = 2.0 * cpi * raiz(sma * sma * sma / mu)

mostrar "semieje mayor (km):"
mostrar formato(sma, 3)
mostrar "velocidad orbital (km/s):"
mostrar formato(vel, 6)
mostrar "periodo orbital (minutos):"
mostrar formato(periodo / 60.0, 4)
mostrar "   referencia NASA: 92.9 minutos"

mostrar " "
mostrar "======================================================"
mostrar "  2. PROPAGACION: 20 orbitas completas"
mostrar "======================================================"
mostrar "Integrador simplectico, 111.564 pasos de 0.05 s."
mostrar "Un propagador se valida por sus CONSTANTES DEL"
mostrar "MOVIMIENTO: si la energia o el momento angular"
mostrar "derivan, la orbita simulada no es fisica."

dt = 0.05
pasos = 111564
x = sma
ys = 0.0
vx = 0.0
vy = vel

energia0 = 0.5 * vel * vel - mu / sma
angular0 = sma * vel

para k de 1 hasta pasos
    r2 = x * x + ys * ys
    r = raiz(r2)
    ac = 0.0 - mu / (r2 * r)
    vx = vx + ac * x * dt
    vy = vy + ac * ys * dt
    x = x + vx * dt
    ys = ys + vy * dt
finpara

rf = raiz(x * x + ys * ys)
energiaf = 0.5 * (vx * vx + vy * vy) - mu / rf
angularf = x * vy - ys * vx

mostrar " "
mostrar "radio inicial (km):"
mostrar formato(sma, 6)
mostrar "radio tras 20 orbitas (km):"
mostrar formato(rf, 6)
mostrar " "
mostrar "energia especifica inicial (km2/s2):"
mostrar formato(energia0, 9)
mostrar "energia especifica final:"
mostrar formato(energiaf, 9)
mostrar " "
mostrar "momento angular inicial (km2/s):"
mostrar formato(angular0, 6)
mostrar "momento angular final:"
mostrar formato(angularf, 6)
mostrar " "
mostrar "Ambas constantes se conservan a 9 decimales."

mostrar " "
mostrar "======================================================"
mostrar "  TRAZA DE LA ORBITA (una revolucion)"
mostrar "======================================================"

crear_arreglo_dinamico(traza_x)
crear_arreglo_dinamico(traza_y)
px = sma
py = 0.0
pvx = 0.0
pvy = vel
dtg = 5.5782227
para k de 1 hasta 200
    pr2 = px * px + py * py
    pr = raiz(pr2)
    pac = 0.0 - mu / (pr2 * pr)
    pvx = pvx + pac * px * dtg
    pvy = pvy + pac * py * dtg
    px = px + pvx * dtg
    py = py + pvy * dtg
    agregar(traza_x, px)
    agregar(traza_y, py)
finpara
graficar_dispersion(traza_x, traza_y, "Orbita ISS -- una revolucion (km)")
mostrar "200 puntos de la traza, una revolucion completa."

mostrar " "
mostrar "======================================================"
mostrar "  3. TRANSFERENCIA DE HOHMANN: Tierra -> Marte"
mostrar "======================================================"

mu_sol = 132712440018.0
r_tierra = 149597870.7
r_marte = 227939200.0

a_transfer = (r_tierra + r_marte) / 2.0
v_tierra = raiz(mu_sol / r_tierra)
v_marte = raiz(mu_sol / r_marte)
v_perihelio = raiz(mu_sol * (2.0 / r_tierra - 1.0 / a_transfer))
v_afelio = raiz(mu_sol * (2.0 / r_marte - 1.0 / a_transfer))

dv1 = v_perihelio - v_tierra
dv2 = v_marte - v_afelio
tof = cpi * raiz(a_transfer * a_transfer * a_transfer / mu_sol) / 86400.0

mostrar "impulso de inyeccion dv1 (km/s):"
mostrar formato(dv1, 6)
mostrar "impulso de insercion dv2 (km/s):"
mostrar formato(dv2, 6)
mostrar "delta-v total (km/s):"
mostrar formato(dv1 + dv2, 6)
mostrar "   referencia: 5.59 km/s"
mostrar "tiempo de vuelo (dias):"
mostrar formato(tof, 4)
mostrar "   referencia: 259 dias"

mostrar " "
mostrar "======================================================"
mostrar "Todo lo anterior se ejecuto sin instalar nada."
mostrar "Binario unico de 965 KB. Cero dependencias."
mostrar "Resultado identico bit a bit en cualquier x86-64."
mostrar "======================================================"

Salida Jota: ====================================================== Salida Jota: 1. ORBITA DE LA ISS -- elementos orbitales Salida Jota: ====================================================== Salida Jota: semieje mayor (km): Salida Jota: 6798.137 Salida Jota: velocidad orbital (km/s): Salida Jota: 7.657269 Salida Jota: periodo orbital (minutos): Salida Jota: 92.9704 Salida Jota: referencia NASA: 92.9 minutos Salida Jota: Salida Jota: ====================================================== Salida Jota: 2. PROPAGACION: 20 orbitas completas Salida Jota: ====================================================== Salida Jota: Integrador simplectico, 111.564 pasos de 0.05 s. Salida Jota: Un propagador se valida por sus CONSTANTES DEL Salida Jota: MOVIMIENTO: si la energia o el momento angular Salida Jota: derivan, la orbita simulada no es fisica. Salida Jota: Salida Jota: radio inicial (km): Salida Jota: 6798.137000 Salida Jota: radio tras 20 orbitas (km): Salida Jota: 6798.137005 Salida Jota: Salida Jota: energia especifica inicial (km2/s2): Salida Jota: -29.316887980 Salida Jota: energia especifica final: Salida Jota: -29.316887980 Salida Jota: Salida Jota: momento angular inicial (km2/s): Salida Jota: 52055.167002 Salida Jota: momento angular final: Salida Jota: 52055.167002 Salida Jota: Salida Jota: Ambas constantes se conservan a 9 decimales. Salida Jota: Salida Jota: ====================================================== Salida Jota: TRAZA DE LA ORBITA (una revolucion) Salida Jota: ====================================================== Salida Jota: 200 puntos de la traza, una revolucion completa. Salida Jota: Salida Jota: ====================================================== Salida Jota: 3. TRANSFERENCIA DE HOHMANN: Tierra -> Marte Salida Jota: ====================================================== Salida Jota: impulso de inyeccion dv1 (km/s): Salida Jota: 2.944691 Salida Jota: impulso de insercion dv2 (km/s): Salida Jota: 2.648897 Salida Jota: delta-v total (km/s): Salida Jota: 5.593588 Salida Jota: referencia: 5.59 km/s Salida Jota: tiempo de vuelo (dias): Salida Jota: 258.8658 Salida Jota: referencia: 259 dias Salida Jota: Salida Jota: ====================================================== Salida Jota: Todo lo anterior se ejecuto sin instalar nada. Salida Jota: Binario unico de 965 KB. Cero dependencias. Salida Jota: Resultado identico bit a bit en cualquier x86-64. Salida Jota: ======================================================

Shift + Enter ejecuta la celda actual

Ayuda de Jota