Calculadora Tercera ley de Kepler

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Características orbitales de los satélites

Órbita geoestacionaria

Propagación de ondas de radio

✖El movimiento medio es la velocidad angular requerida para que un cuerpo complete una órbita, asumiendo una velocidad constante en la órbita circular que toma el mismo tiempo que la órbita elíptica de velocidad variable del cuerpo real.ⓘ Movimiento medio [n]

+10%

-10%

✖El semieje mayor se puede utilizar para determinar el tamaño de la órbita del satélite. Es la mitad del eje mayor.ⓘ Tercera ley de Kepler [a_semi]

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Fórmula

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Tercera ley de Kepler

Fórmula

`"a"_{"semi"} = ("[GM.Earth]"/"n"^2)^(1/3)`

Ejemplo

`"581706.9km"=("[GM.Earth]"/("0.045rad/s")^2)^(1/3)`

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Tercera ley de Kepler Solución

PASO 0: Resumen del cálculo previo

Fórmula utilizada

Semieje mayor = ([GM.Earth]/Movimiento medio^2)^(1/3)
a_semi = ([GM.Earth]/n^2)^(1/3)
Esta fórmula usa 1 Constantes, 2 Variables

Constantes utilizadas

[GM.Earth] - La constante gravitacional geocéntrica de la Tierra Valor tomado como 3.986004418E+14

Variables utilizadas

Semieje mayor - (Medido en Kilómetro) - El semieje mayor se puede utilizar para determinar el tamaño de la órbita del satélite. Es la mitad del eje mayor.
Movimiento medio - (Medido en radianes por segundo) - El movimiento medio es la velocidad angular requerida para que un cuerpo complete una órbita, asumiendo una velocidad constante en la órbita circular que toma el mismo tiempo que la órbita elíptica de velocidad variable del cuerpo real.

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

Movimiento medio: 0.045 radianes por segundo --> 0.045 radianes por segundo No se requiere conversión

PASO 2: Evaluar la fórmula

Sustituir valores de entrada en una fórmula

a_semi = ([GM.Earth]/n^2)^(1/3) --> ([GM.Earth]/0.045^2)^(1/3)

Evaluar ... ...

a_semi = 581706.945697113

PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida

581706945.697113 Metro -->581706.945697113 Kilómetro (Verifique la conversión aquí)

RESPUESTA FINAL

581706.945697113 ≈ 581706.9 Kilómetro <-- Semieje mayor

(Cálculo completado en 00.004 segundos)

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Créditos

Creado por Shobhit Dimri

Instituto de Tecnología Bipin Tripathi Kumaon (BTKIT), Dwarahat

¡Shobhit Dimri ha creado esta calculadora y 900+ más calculadoras!

Verificada por Payal Priya

Instituto de Tecnología Birsa (POCO), Sindri

¡Payal Priya ha verificado esta calculadora y 1900+ más calculadoras!

< 16 Características orbitales de los satélites Calculadoras

Vector de posición

Vamos Vector de posición = (Eje mayor*(1-Excentricidad^2))/(1+Excentricidad*cos(Anomalía verdadera))

Anomalía media

Vamos anomalía media = Anomalía excéntrica-Excentricidad*sin(Anomalía excéntrica)

Verdadera anomalía

Vamos Anomalía verdadera = anomalía media+(2*Excentricidad*sin(anomalía media))

Primera ley de Kepler

Vamos Excentricidad = sqrt((Semieje mayor^2-Eje semimenor^2))/Semieje mayor

tiempo Universal

Vamos tiempo Universal = (1/24)*(Tiempo en Hora+(Tiempo en minutos/60)+(Tiempo en segundos/3600))

Tiempo de Referencia en Siglos Julianos

Vamos Hora de referencia = (día juliano-Referencia del día juliano)/siglo juliano

siglo juliano

Vamos siglo juliano = (día juliano-Referencia del día juliano)/Hora de referencia

Día Juliano

Vamos día juliano = (Hora de referencia*siglo juliano)+Referencia del día juliano

Movimiento medio nominal

Vamos Movimiento medio nominal = sqrt([GM.Earth]/Semieje mayor^3)

Movimiento medio del satélite

Vamos Movimiento medio = sqrt([GM.Earth]/Semieje mayor^3)

Hora sidérea local

Vamos Hora sideral local = Hora sideral de Greenwich+Longitud Este

Vector de rango

Vamos Vector de rango = Vector de radio de satélite-[Earth-R]

Tercera ley de Kepler

Vamos Semieje mayor = ([GM.Earth]/Movimiento medio^2)^(1/3)

Período orbital del satélite en minutos

Vamos Período orbital en minutos = 2*pi/Movimiento medio

Período anómalo

Vamos Período anómalo = (2*pi)/Movimiento medio

Grado de tiempo universal

Vamos Grado de tiempo universal = (tiempo Universal*360)

Tercera ley de Kepler Fórmula

Semieje mayor = ([GM.Earth]/Movimiento medio^2)^(1/3)
a_semi = ([GM.Earth]/n^2)^(1/3)

¿Qué son las leyes de Kepler?

Primera ley de Kepler: La órbita de un planeta es una elipse con el sol en uno de los focos. Segunda ley de Kepler: La línea que une el planeta y el sol barre áreas iguales en intervalos de tiempo iguales.

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