Velocità all'apogeo nell'orbita ellittica dati il momento angolare e il raggio dell'apogeo calcolatrice

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Il problema dei due corpi

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Orbite ellittiche

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Parametri Fondamentali

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Parametri dell'orbita ellittica

Posizione orbitale in funzione del tempo

✖Il momento angolare dell'orbita ellittica è una quantità fisica fondamentale che caratterizza il movimento rotatorio di un oggetto in orbita attorno a un corpo celeste, come un pianeta o una stella.ⓘ Momento angolare dell'orbita ellittica [h_e]			+10% -10%
✖Il raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica rappresenta la distanza massima tra un corpo orbitante e l'oggetto attorno al quale orbita.ⓘ Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica [r_e,apogee]			+10% -10%

✖La velocità del satellite all'apogeo si riferisce alla velocità alla quale viaggia un satellite quando si trova nel punto più lontano dal corpo celeste attorno al quale sta orbitando, come la Terra.ⓘ Velocità all'apogeo nell'orbita ellittica dati il momento angolare e il raggio dell'apogeo [v_apogee]

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Formula

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Velocità all'apogeo nell'orbita ellittica dati il momento angolare e il raggio dell'apogeo

Formula

`"v"_{"apogee"} = "h"_{"e"}/"r"_{"e,apogee"}`

Esempio

`"2.425304km/s"="65750km²/s"/"27110km"`

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Velocità all'apogeo nell'orbita ellittica dati il momento angolare e il raggio dell'apogeo Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Velocità del satellite all'apogeo = Momento angolare dell'orbita ellittica/Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica
v_apogee = h_e/r_e,apogee
Questa formula utilizza 3 Variabili

Variabili utilizzate

Velocità del satellite all'apogeo - (Misurato in Metro al secondo) - La velocità del satellite all'apogeo si riferisce alla velocità alla quale viaggia un satellite quando si trova nel punto più lontano dal corpo celeste attorno al quale sta orbitando, come la Terra.
Momento angolare dell'orbita ellittica - (Misurato in Metro quadrato al secondo) - Il momento angolare dell'orbita ellittica è una quantità fisica fondamentale che caratterizza il movimento rotatorio di un oggetto in orbita attorno a un corpo celeste, come un pianeta o una stella.
Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica - (Misurato in metro) - Il raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica rappresenta la distanza massima tra un corpo orbitante e l'oggetto attorno al quale orbita.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Momento angolare dell'orbita ellittica: 65750 Chilometro quadrato al secondo --> 65750000000 Metro quadrato al secondo (Controlla la conversione qui)
Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica: 27110 Chilometro --> 27110000 metro (Controlla la conversione qui)

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

v_apogee = h_e/r_e,apogee --> 65750000000/27110000

Valutare ... ...

v_apogee = 2425.30431575065

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

2425.30431575065 Metro al secondo -->2.42530431575065 Chilometro / Second (Controlla la conversione qui)

RISPOSTA FINALE

2.42530431575065 ≈ 2.425304 Chilometro / Second <-- Velocità del satellite all'apogeo

(Calcolo completato in 00.004 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!

< 17 Parametri dell'orbita ellittica Calcolatrici

Vera anomalia nell'orbita ellittica data la posizione radiale, l'eccentricità e il momento angolare

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

Periodo di tempo dell'orbita ellittica dato il semiasse maggiore

Partire Periodo di tempo dell'orbita ellittica = 2*pi*Semiasse maggiore dell'orbita ellittica^2*sqrt(1-Eccentricità dell'orbita ellittica^2)/Momento angolare dell'orbita ellittica

Eccentricità dell'orbita ellittica dati Apogeo e Perigeo

Partire Eccentricità dell'orbita ellittica = (Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica-Raggio del perigeo in orbita ellittica)/(Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica+Raggio del perigeo in orbita ellittica)

Velocità radiale nell'orbita ellittica dati la vera anomalia, l'eccentricità e il momento angolare

Partire Velocità radiale del satellite = [GM.Earth]*Eccentricità dell'orbita ellittica*sin(Vera anomalia nell'orbita ellittica)/Momento angolare dell'orbita ellittica

Periodo di tempo per una rivoluzione completa dato il momento angolare

Partire Periodo di tempo dell'orbita ellittica = (2*pi*Semiasse maggiore dell'orbita ellittica*Semiasse minore dell'orbita ellittica)/Momento angolare dell'orbita ellittica

Periodo di tempo dell'orbita ellittica dati il momento angolare e l'eccentricità

Partire Periodo di tempo dell'orbita ellittica = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(Momento angolare dell'orbita ellittica/sqrt(1-Eccentricità dell'orbita ellittica^2))^3

Periodo di tempo dell'orbita ellittica dato il momento angolare

Partire Periodo di tempo dell'orbita ellittica = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(Momento angolare dell'orbita ellittica/sqrt(1-Eccentricità dell'orbita ellittica^2))^3

Raggio dell'apogeo dell'orbita ellittica dati il momento angolare e l'eccentricità

Partire Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica = Momento angolare dell'orbita ellittica^2/([GM.Earth]*(1-Eccentricità dell'orbita ellittica))

Energia specifica dell'orbita ellittica dato il momento angolare

Partire Energia specifica dell'orbita ellittica = -1/2*[GM.Earth]^2/Momento angolare dell'orbita ellittica^2*(1-Eccentricità dell'orbita ellittica^2)

Raggio medio dell'azimut dati i raggi dell'apogeo e del perigeo

Partire Raggio medio di azimut = sqrt(Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica*Raggio del perigeo in orbita ellittica)

Semiasse maggiore dell'orbita ellittica dati i raggi dell'apogeo e del perigeo

Partire Semiasse maggiore dell'orbita ellittica = (Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica+Raggio del perigeo in orbita ellittica)/2

Momento angolare nell'orbita ellittica dati il raggio dell'apogeo e la velocità dell'apogeo

Partire Momento angolare dell'orbita ellittica = Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica*Velocità del satellite all'apogeo

Velocità all'apogeo nell'orbita ellittica dati il momento angolare e il raggio dell'apogeo

Partire Velocità del satellite all'apogeo = Momento angolare dell'orbita ellittica/Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica

Momento angolare nell'orbita ellittica dati il raggio del perigeo e la velocità del perigeo

Partire Momento angolare dell'orbita ellittica = Raggio del perigeo in orbita ellittica*Velocità del satellite al Perigeo

Velocità radiale nell'orbita ellittica dati la posizione radiale e il momento angolare

Partire Velocità radiale del satellite = Momento angolare dell'orbita ellittica/Posizione radiale nell'orbita ellittica

Eccentricità dell'orbita

Partire Eccentricità dell'orbita ellittica = Distanza tra due fuochi/(2*Semiasse maggiore dell'orbita ellittica)

Energia specifica dell'orbita ellittica dato il semiasse maggiore

Partire Energia specifica dell'orbita ellittica = -[GM.Earth]/(2*Semiasse maggiore dell'orbita ellittica)

Velocità all'apogeo nell'orbita ellittica dati il momento angolare e il raggio dell'apogeo Formula

Velocità del satellite all'apogeo = Momento angolare dell'orbita ellittica/Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica
v_apogee = h_e/r_e,apogee

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