A whole bunch of possibly-wrong changes to Orbit.
[Orbitizer.git] / Orbit.py
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#!/usr/bin/python3
 
from Body import Body
from Vector3D import *
from math import acos, asin, atan2, cos, pi, sin
 
class Orbit():
        def __init__(self, Primary, a = None, e = None, i = None, Omega = None, w = None, M = None):
                '''
                Creates an Orbit object for determining the behavior of an object
                with insignificant mass in orbit about a Primary body.
                
                @param Primary: The Primary body about which the object orbits.
                @type Primary: Body
                @param a: Semi-Major Axis [m]
                @type a: Number
                @param e: Eccentricity [radians]
                @type e: Number
                @param i: Inclination [radians]
                @type i: Number
                @param Omega: Longitude of the Ascending Node [radians]
                @type Omega: Number
                @param w: Argument of Periapsis [radians]
                @type w: Number
                @param M: Mean Anomaly [radians]
                '''
                self.Primary = Primary
                self.a = a
                self.e = e
                self.i = i
                self.Omega = Omega
                self.w = w
                self.M = M
        
        def EccentricAnomaly(self, M = None):
                if M is None:
                        M = self.M
                
                if self.e > 0.8:
                        E = pi
                else:
                        E = M
                
                while abs(E - self.e * sin(E) - M) > 1e-11:
                        E = E - (E - self.e * sin(E) - M) / (1. - self.e * cos(E))
                
                return E
        
        def TrueAnomaly(self, E = None):
                if E is None:
                        E = self.EccentricAnomaly()
                
                return 2. * atan2((1. + self.e) ** .5 * sin(E / 2.), (1. - self.e) ** .5 * cos(E / 2.))
        
        def SemiParameter(self):
                return (self.a * (1. - self.e ** 2.))# / (1. + self.e * cos(self.TrueAnomaly()))
        
        def _PQVectors(self):
                Px = cos(self.Omega) * cos(self.w) - sin(self.Omega) * sin(self.w) * cos(self.i)
                Py = cos(self.Omega) * sin(self.w) + sin(self.Omega) * cos(self.w) * cos(self.i)
                Pz = sin(self.Omega) * sin(self.i)
                
                Qx = -sin(self.Omega) * cos(self.w) - cos(self.Omega) * sin(self.w) * cos(self.i)
                Qy = -sin(self.Omega) * sin(self.w) + cos(self.Omega) * cos(self.w) * cos(self.i)
                Qz = sin(self.i) * cos(self.Omega)
                
                return (Vector3D(Px, Py, Pz), Vector3D(Qx, Qy, Qz))
        
        def PosVector(self, M = None):
                a = self.a
                e = self.e
                E = self.EccentricAnomaly(M)
                P, Q = self._PQVectors()
                
                R = a * (cos(E) - e) * P + a * ((1 - e ** 2.) ** .5) * sin(E) * Q
                
                return R
        
        def VelVector(self, M = None):
                a = self.a
                e = self.e
                E = self.EccentricAnomaly(M)
                P, Q = self._PQVectors()
                EDot = ((self.Primary.GravParm() / self.a ** 3.) ** .5) / (1 - self.e * cos(E))
                
                V = -a * sin(E) * EDot * P + a * ((1 - e ** 2.) ** .5) * cos(E) * EDot * Q
                
                return V
        
        def UpdateFromVectors(self, PosVector, VelVector):
                '''
                Updates the orbital elements from a given set of position and velocity vectors.
                @param PosVector: Position vector [m, m, m]
                @type PosVector: Vector3D
                @param VelVector: Velocity vector [m/s, m/s, m/s]
                @type VelVector: Vector3D
                '''
                
                VvE = VelVector.Magnitude() ** 2. / 2. - self.Primary.GravParm() / PosVector.Magnitude()
                a = round(-self.Primary.GravParm() / (2. * VvE), 2)
                HVector = PosVector * VelVector
                
                eVector = (VelVector * HVector) / self.Primary.GravParm() - PosVector / PosVector.Magnitude()
                e = eVector.Magnitude()
                
                i = acos(HVector._k / HVector.Magnitude())
                
                ANVector = kVector * HVector
                
                try:
                        Omega = acos(ANVector._i / ANVector.Magnitude())
                        if ANVector._j < -1e-6:
                                Omega =  2. * pi - Omega
                except ZeroDivisionError:
                        Omega =  0.0
                
                if i != 0:
                        Omega = atan2(HVector._j, -HVector._i)
                else:
                        Omega = 0
                
                try:
                        n = ANVector.UnitVector()
                        w = asin(n.Dot(eVector) / (n.Magnitude() * e))
                        
                        if eVector._j < -1e-6:
                                w = 2. * pi - w
                except ZeroDivisionError:
                        try:
                                w = atan2(eVector._j / e, eVector._i / eVector.Magnitude())
                        except ZeroDivisionError:
                                w = 0
                        if HVector._k < -1e-6:
                                w = 2. * pi - w
                
                if e == 0 and i == 0:
                        f = acos(PosVector._i / PosVector.Magnitude())
                        if VelVector._i > 1e-6:
                                f = 2. * pi - f
                elif e == 0:
                        f = acos(ANVector.Dot(PosVector) / (ANVector.Magnitude() * PosVector.Magnitude()))
                        if ANVector.Dot(VelVector) > 0:
                                f = 2. * pi - f
                else:
                        f = acos(eVector.Dot(PosVector) / (eVector.Magnitude() * PosVector.Magnitude()))
                        if PosVector.Dot(VelVector) < 0:
                                f = 2. * pi - f
                
                self.a = a
                self.e = e
                self.i = i
                self.Omega = Omega
                self.w = w
                self.UpdateTrueAnomaly(f)
                
        
        def UpdateTrueAnomaly(self, f):
                E = atan2((1 - self.e ** 2.) ** .5 * sin(f), self.e + cos(f))
                if f > pi:
                        E = 2. * pi - E
                
                M = E - self.e * sin(E)
                
                self.M = M
        
        def __str__(self):
                s  = "Orbiting '{0}'\n".format(self.Primary.Name)
                s += "a = {0} [m]\n".format(self.a)
                s += "e = {0}\n".format(self.e)
                s += "i = {0} [radians]\n".format(self.i)
                s += "Ω = {0} [radians]\n".format(self.Omega)
                s += "ω = {0} [radians]\n".format(self.w)
                s += "M = {0} [radians]\n".format(self.M)
                s += "E = {0} [radians]\n".format(self.EccentricAnomaly())
                s += "υ = {0} [radians]\n".format(self.TrueAnomaly())
                s += "\n"
                s += "Current Position: {0} (radius: {1})\n".format(self.PosVector(), self.PosVector().Magnitude())
                s += "Current Velocity: {0} (magnitude: {1})\n".format(self.VelVector(), self.VelVector().Magnitude())
                
                return s
        
if __name__ == "__main__":
        Kerbin = Body("Kerbin", Mass = 5.2915793e22, Radius = 600e3)
        Orbit1 = Orbit(Kerbin, 4.35e6, 0.28, 33. * pi / 180., 0, 3. * pi / 2., 0)
        Orbit1.UpdateTrueAnomaly(pi / 2.)
        print(Orbit1)
        
        Orbit2 = Orbit(Kerbin)
        Orbit2.UpdateFromVectors(Orbit1.PosVector(), Orbit1.VelVector())
        print()
        print(Orbit2)
        
        print(Orbit1.PosVector() - Orbit2.PosVector())