Raggio di puntamento in orbita iperbolica dati il semiasse maggiore e l'eccentricità calcolatrice

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Parametri dell'orbita iperbolica

Posizione orbitale in funzione del tempo

✖Il semiasse maggiore dell'orbita iperbolica è un parametro fondamentale che caratterizza la dimensione e la forma della traiettoria iperbolica. Rappresenta la metà della lunghezza dell'asse maggiore dell'orbita.ⓘ Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica [a_h]			+10% -10%
✖L'eccentricità dell'orbita iperbolica descrive quanto l'orbita differisce da un cerchio perfetto e questo valore è generalmente compreso tra 1 e infinito.ⓘ Eccentricità dell'orbita iperbolica [e_h]			+10% -10%

✖Il raggio di mira è la distanza tra l'asintoto e una linea parallela passante per il fuoco dell'iperbole.ⓘ Raggio di puntamento in orbita iperbolica dati il semiasse maggiore e l'eccentricità [Δ]

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Formula

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Raggio di puntamento in orbita iperbolica dati il semiasse maggiore e l'eccentricità

Formula

`"Δ" = "a"_{"h"}*sqrt("e"_{"h"}^2-1)`

Esempio

`"12161.92km"="13658km"*sqrt(("1.339")^2-1)`

Calcolatrice

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Raggio di puntamento in orbita iperbolica dati il semiasse maggiore e l'eccentricità Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Raggio di mira = Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica*sqrt(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1)
Δ = a_h*sqrt(e_h^2-1)
Questa formula utilizza 1 Funzioni, 3 Variabili

Funzioni utilizzate

sqrt - Una funzione radice quadrata è una funzione che accetta un numero non negativo come input e restituisce la radice quadrata del numero di input specificato., sqrt(Number)

Variabili utilizzate

Raggio di mira - (Misurato in metro) - Il raggio di mira è la distanza tra l'asintoto e una linea parallela passante per il fuoco dell'iperbole.
Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica - (Misurato in metro) - Il semiasse maggiore dell'orbita iperbolica è un parametro fondamentale che caratterizza la dimensione e la forma della traiettoria iperbolica. Rappresenta la metà della lunghezza dell'asse maggiore dell'orbita.
Eccentricità dell'orbita iperbolica - L'eccentricità dell'orbita iperbolica descrive quanto l'orbita differisce da un cerchio perfetto e questo valore è generalmente compreso tra 1 e infinito.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica: 13658 Chilometro --> 13658000 metro (Controlla la conversione qui)
Eccentricità dell'orbita iperbolica: 1.339 --> Nessuna conversione richiesta

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

Δ = a_h*sqrt(e_h^2-1) --> 13658000*sqrt(1.339^2-1)

Valutare ... ...

Δ = 12161917.9291691

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

12161917.9291691 metro -->12161.9179291691 Chilometro (Controlla la conversione qui)

RISPOSTA FINALE

12161.9179291691 ≈ 12161.92 Chilometro <-- Raggio di mira

(Calcolo completato in 00.020 secondi)

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Titoli di coda

Creato da Raj duro

Istituto indiano di tecnologia, Kharagpur (IIT KGP), Bengala occidentale

Raj duro ha creato questa calcolatrice e altre 50+ altre calcolatrici!

Verificato da Kartikay Pandit

Istituto Nazionale di Tecnologia (NIT), Hamirpur

Kartikay Pandit ha verificato questa calcolatrice e altre 400+ altre calcolatrici!

< 6 Parametri dell'orbita iperbolica Calcolatrici

Posizione radiale nell'orbita iperbolica dato il momento angolare, la vera anomalia e l'eccentricità

Partire Posizione radiale nell'orbita iperbolica = Momento angolare dell'orbita iperbolica^2/([GM.Earth]*(1+Eccentricità dell'orbita iperbolica*cos(Vera anomalia)))

Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità

Partire Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica = Momento angolare dell'orbita iperbolica^2/([GM.Earth]*(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1))

Raggio del perigeo dell'orbita iperbolica dati il momento angolare e l'eccentricità

Partire Raggio del perigeo = Momento angolare dell'orbita iperbolica^2/([GM.Earth]*(1+Eccentricità dell'orbita iperbolica))

Raggio di puntamento in orbita iperbolica dati il semiasse maggiore e l'eccentricità

Partire Raggio di mira = Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica*sqrt(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1)

Vera anomalia dell'asintoto nell'orbita iperbolica data l'eccentricità

Partire Vera anomalia dell'asintoto nell'orbita iperbolica = acos(-1/Eccentricità dell'orbita iperbolica)

Angolo di svolta data l'eccentricità

Partire Angolo di svolta = 2*asin(1/Eccentricità dell'orbita iperbolica)

Raggio di puntamento in orbita iperbolica dati il semiasse maggiore e l'eccentricità Formula

Raggio di mira = Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica*sqrt(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1)
Δ = a_h*sqrt(e_h^2-1)

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