Calculadora Radio promediado en azimut dados los radios de apogeo y perigeo

⤿

El problema de los dos cuerpos

⤿

Órbitas elípticas

Órbitas circulares

Órbitas hiperbólicas

Órbitas parabólicas

Parámetros fundamentales

⤿

Parámetros de órbita elíptica

Posición orbital en función del tiempo

✖El radio de apogeo en órbita elíptica representa la distancia máxima entre un cuerpo en órbita y el objeto que orbita.ⓘ Radio de apogeo en órbita elíptica [r_e,apogee]			+10% -10%
✖El radio de perigeo en órbita elíptica se refiere a la distancia entre el centro de la Tierra y el punto de la órbita de un satélite más cercano a la superficie de la Tierra.ⓘ Radio de perigeo en órbita elíptica [r_e,perigee]			+10% -10%

✖El radio promediado del azimut es la raíz cuadrada del producto de la distancia máxima (apogeo) y la distancia mínima (perigeo) desde el foco de una órbita elíptica.ⓘ Radio promediado en azimut dados los radios de apogeo y perigeo [r_θ]

⎘ Copiar

👎

Fórmula

✖

Radio promediado en azimut dados los radios de apogeo y perigeo

Fórmula

`"r"_{"θ"} = sqrt("r"_{"e,apogee"}*"r"_{"e,perigee"})`

Ejemplo

`"13555.5km"=sqrt("27110km"*"6778km")`

Calculadora

LaTeX

Reiniciar

👍

Descargar Órbitas elípticas Fórmulas PDF PDF Image

Radio promediado en azimut dados los radios de apogeo y perigeo Solución

PASO 0: Resumen del cálculo previo

Fórmula utilizada

Radio promediado de azimut = sqrt(Radio de apogeo en órbita elíptica*Radio de perigeo en órbita elíptica)
r_θ = sqrt(r_e,apogee*r_e,perigee)
Esta fórmula usa 1 Funciones, 3 Variables

Funciones utilizadas

sqrt - Una función de raíz cuadrada es una función que toma un número no negativo como entrada y devuelve la raíz cuadrada del número de entrada dado., sqrt(Number)

Variables utilizadas

Radio promediado de azimut - (Medido en Metro) - El radio promediado del azimut es la raíz cuadrada del producto de la distancia máxima (apogeo) y la distancia mínima (perigeo) desde el foco de una órbita elíptica.
Radio de apogeo en órbita elíptica - (Medido en Metro) - El radio de apogeo en órbita elíptica representa la distancia máxima entre un cuerpo en órbita y el objeto que orbita.
Radio de perigeo en órbita elíptica - (Medido en Metro) - El radio de perigeo en órbita elíptica se refiere a la distancia entre el centro de la Tierra y el punto de la órbita de un satélite más cercano a la superficie de la Tierra.

PASO 1: Convierta la (s) entrada (s) a la unidad base

Radio de apogeo en órbita elíptica: 27110 Kilómetro --> 27110000 Metro (Verifique la conversión aquí)
Radio de perigeo en órbita elíptica: 6778 Kilómetro --> 6778000 Metro (Verifique la conversión aquí)

PASO 2: Evaluar la fórmula

Sustituir valores de entrada en una fórmula

r_θ = sqrt(r_e,apogee*r_e,perigee) --> sqrt(27110000*6778000)

Evaluar ... ...

r_θ = 13555499.9907787

PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida

13555499.9907787 Metro -->13555.4999907787 Kilómetro (Verifique la conversión aquí)

RESPUESTA FINAL

13555.4999907787 ≈ 13555.5 Kilómetro <-- Radio promediado de azimut

(Cálculo completado en 00.020 segundos)

Aquí estás -

Inicio » Física » Mecánica orbital » El problema de los dos cuerpos » Órbitas elípticas » Parámetros de órbita elíptica » Radio promediado en azimut dados los radios de apogeo y perigeo

Créditos

Creado por Raj duro

Instituto Indio de Tecnología, Kharagpur (IIT KGP), al oeste de Bengala

¡Raj duro ha creado esta calculadora y 50+ más calculadoras!

Verificada por Kartikay Pandit

Instituto Nacional de Tecnología (LIENDRE), Hamirpur

¡Kartikay Pandit ha verificado esta calculadora y 400+ más calculadoras!

< 17 Parámetros de órbita elíptica Calculadoras

Verdadera anomalía en la órbita elíptica dada la posición radial, la excentricidad y el momento angular

Vamos Verdadera anomalía en órbita elíptica = acos((Momento angular de la órbita elíptica^2/([GM.Earth]*Posición radial en órbita elíptica)-1)/Excentricidad de la órbita elíptica)

Período de tiempo de la órbita elíptica dado el semieje mayor

Vamos Período de tiempo de la órbita elíptica = 2*pi*Semieje mayor de la órbita elíptica^2*sqrt(1-Excentricidad de la órbita elíptica^2)/Momento angular de la órbita elíptica

Velocidad radial en órbita elíptica dada la verdadera anomalía, excentricidad y momento angular

Vamos Velocidad radial del satélite = [GM.Earth]*Excentricidad de la órbita elíptica*sin(Verdadera anomalía en órbita elíptica)/Momento angular de la órbita elíptica

Excentricidad de la órbita elíptica dado apogeo y perigeo

Vamos Excentricidad de la órbita elíptica = (Radio de apogeo en órbita elíptica-Radio de perigeo en órbita elíptica)/(Radio de apogeo en órbita elíptica+Radio de perigeo en órbita elíptica)

Período de tiempo para una revolución completa dado el momento angular

Vamos Período de tiempo de la órbita elíptica = (2*pi*Semieje mayor de la órbita elíptica*Semieje menor de la órbita elíptica)/Momento angular de la órbita elíptica

Período de tiempo de la órbita elíptica dado el momento angular y la excentricidad

Vamos Período de tiempo de la órbita elíptica = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(Momento angular de la órbita elíptica/sqrt(1-Excentricidad de la órbita elíptica^2))^3

Período de tiempo de la órbita elíptica dado el momento angular

Vamos Período de tiempo de la órbita elíptica = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(Momento angular de la órbita elíptica/sqrt(1-Excentricidad de la órbita elíptica^2))^3

Radio de apogeo de la órbita elíptica dado el momento angular y la excentricidad

Vamos Radio de apogeo en órbita elíptica = Momento angular de la órbita elíptica^2/([GM.Earth]*(1-Excentricidad de la órbita elíptica))

Energía específica de la órbita elíptica dado el momento angular

Vamos Energía específica de la órbita elíptica = -1/2*[GM.Earth]^2/Momento angular de la órbita elíptica^2*(1-Excentricidad de la órbita elíptica^2)

Radio promediado en azimut dados los radios de apogeo y perigeo

Vamos Radio promediado de azimut = sqrt(Radio de apogeo en órbita elíptica*Radio de perigeo en órbita elíptica)

Momento angular en órbita elíptica dado el radio de perigeo y la velocidad de perigeo

Vamos Momento angular de la órbita elíptica = Radio de perigeo en órbita elíptica*Velocidad del satélite en el perigeo

Eje semimayor de la órbita elíptica dados los radios de apogeo y perigeo

Vamos Semieje mayor de la órbita elíptica = (Radio de apogeo en órbita elíptica+Radio de perigeo en órbita elíptica)/2

Momento angular en órbita elíptica dado el radio del apogeo y la velocidad del apogeo

Vamos Momento angular de la órbita elíptica = Radio de apogeo en órbita elíptica*Velocidad del satélite en el apogeo

Velocidad del apogeo en órbita elíptica dado el momento angular y el radio del apogeo

Vamos Velocidad del satélite en el apogeo = Momento angular de la órbita elíptica/Radio de apogeo en órbita elíptica

Velocidad radial en órbita elíptica dada la posición radial y el momento angular

Vamos Velocidad radial del satélite = Momento angular de la órbita elíptica/Posición radial en órbita elíptica

Excentricidad de la órbita

Vamos Excentricidad de la órbita elíptica = Distancia entre dos focos/(2*Semieje mayor de la órbita elíptica)

Energía específica de la órbita elíptica dado el semieje mayor

Vamos Energía específica de la órbita elíptica = -[GM.Earth]/(2*Semieje mayor de la órbita elíptica)

Radio promediado en azimut dados los radios de apogeo y perigeo Fórmula

Radio promediado de azimut = sqrt(Radio de apogeo en órbita elíptica*Radio de perigeo en órbita elíptica)
r_θ = sqrt(r_e,apogee*r_e,perigee)

Las leyes de Kepler y la atracción gravitacional

Las leyes del movimiento planetario de Johannes Kepler, desarrolladas en el siglo XVII, proporcionaron importantes conocimientos sobre la relación entre los cuerpos celestes y la gravedad. Las leyes de Kepler describen las órbitas elípticas de los planetas y otros objetos del sistema solar, todos los cuales están gobernados por la atracción gravitacional del cuerpo central, como el Sol. Estas leyes sentaron las bases para comprender cómo la gravedad afecta el movimiento de los objetos en el espacio, allanando el camino para la formulación de la ley de gravitación universal por parte de Sir Isaac Newton.

Inicio

GRATIS PDF

🔍 Búsqueda

Categorías

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!