Calculadora de período orbital

El período orbital es el tiempo que tarda un objeto en completar una revolución alrededor de un cuerpo central. Esta calculadora utiliza la forma newtoniana de la tercera ley de Kepler: el período es dos pi multiplicado por la raíz cuadrada del semieje mayor al cubo dividido entre el producto de la constante gravitacional y la masa central. En una órbita circular, el semieje mayor es simplemente el radio orbital constante. También se muestra la velocidad orbital circular, obtenida como la raíz cuadrada de la constante gravitacional multiplicada por la masa y dividida entre el radio. El semieje mayor es una distancia entre centros, no la altitud sobre la superficie de un planeta. Para evaluar un satélite terrestre de órbita baja, suma el radio medio de la Tierra, unos 6,371 kilómetros, a la altitud del satélite. El campo acepta kilómetros y los convierte internamente a metros para mantener la coherencia con la constante gravitacional del SI. La masa central se introduce en kilogramos. La notación científica, como 5.972e24 para la Tierra, resulta práctica para masas astronómicas. El período aumenta con el semieje mayor elevado a tres medios, por lo que alejar la órbita alarga mucho su período. Una masa central mayor acorta el período a un radio fijo porque la gravedad es más intensa. Un satélite geoestacionario ilustra estas relaciones: a unos 42,164 kilómetros del centro terrestre, su período orbital coincide con la rotación sideral de la Tierra. Los satélites de órbita baja están mucho más cerca, viajan más rápido y rodean la Tierra en unos noventa minutos. La misma relación física describe las lunas alrededor de planetas y los planetas alrededor de estrellas. La fórmula implementada considera despreciable la masa del objeto en órbita frente a la masa central. En el caso general, el denominador contiene la suma de ambas masas. También emplea la aproximación ideal de dos cuerpos e informa de la velocidad circular; en una órbita elíptica, la velocidad varía aunque el período siga dependiendo del semieje mayor. Se omiten el arrastre atmosférico, la gravedad no esférica, las perturbaciones de terceros cuerpos, la presión de radiación y los efectos relativistas. Usa esta calculadora para aprender, hacer estimaciones preliminares de misiones y comprobar la coherencia de resultados. La planificación operativa de trayectorias exige efemérides precisas, un parámetro gravitacional adecuado, análisis de incertidumbre y propagación numérica que incluya las perturbaciones pertinentes.