%Función que propaga la posición de un planeta(TIERRA o JUPITER) a un instante t desde la
%época dados los elementos orbitales en la época
function EOt=pplanetaLP(t,EO)

EOt=zeros(1,12);
% T=2*pi*sqrt(EO(2)^3/(mus));
% n=2*pi/T;
T0=t/36525;

EO(1:6)=EO(1:6)+EO(7:12)*T0;
EOt=EO;
% EOt(1:12)=EO(1:12);
% M=EOt(6)-EOt(5);
% EOt(5)=EOt(5)-EOt(4);
% 
% myfun = @(E,M) M-E+EO(1)*sin(E);  
% X = fzero(@(E) myfun(E,M),0.1);
% TAepoch=2*atan(sqrt((1+EO(1))/(1-EO(1)))*tan(X/2));
% 
% EOt(6)=TAepoch;

% if floor(DeltaT/T)==0 %Hay q porpagar un tiempo menor al del periodo del planeta
%     E=atan(tan(EO(6)/2)*sqrt((1-EO(1))/(1+EO(1))))*2;
%     M=E-EO(1)*sin(E);
%     TPOS=M/n;
%     if (TPOS+DeltaT)>T
%         incT=(TPOS+DeltaT)-T;
%         M=n*incT;
%         myfun = @(E,M) M-E+EO(1)*sin(E);  
%         X = fzero(@(E) myfun(E,M),0.1);
%         TAepoch=2*atan(sqrt((1+EO(1))/(1-EO(1)))*tan(X/2));
%     else
%         incT=(TPOS+DeltaT);
%         M=n*incT;
%         myfun = @(E,M) M-E+EO(1)*sin(E);  
%         X = fzero(@(E) myfun(E,M),0.1);
%         TAepoch=2*atan(sqrt((1+EO(1))/(1-EO(1)))*tan(X/2));
%     end
% else %Hay que propagar mas de una órbita
%     fractT=DeltaT/T-floor(DeltaT/T);
%     DeltaT=fractT*T;
%     
%     E=atan(tan(EO(6)/2)*sqrt((1-EO(1))/(1+EO(1))))*2;
%     M=E-EO(1)*sin(E);
%     TPOS=M/n;
%     
%     if (TPOS+DeltaT)>T
%         incT=(TPOS+DeltaT)-T;
%         M=n*incT;
%         myfun = @(E,M) M-E+EO(1)*sin(E);  
%         X = fzero(@(E) myfun(E,M),0.1);
%         TAepoch=2*atan(sqrt((1+EO(1))/(1-EO(1)))*tan(X/2));
%     else
%         incT=(TPOS+DeltaT);
%         M=n*incT;
%         myfun = @(E,M) M-E+EO(1)*sin(E);  
%         X = fzero(@(E) myfun(E,M),0.1);
%         TAepoch=2*atan(sqrt((1+EO(1))/(1-EO(1)))*tan(X/2));
%     end
% end

end