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

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Il problema dei due corpi

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Parametri Fondamentali

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Parametri dell'orbita ellittica

Posizione orbitale in funzione del tempo

✖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%
✖Il raggio del perigeo nell'orbita ellittica si riferisce alla distanza tra il centro della Terra e il punto nell'orbita di un satellite più vicino alla superficie terrestre.ⓘ Raggio del perigeo in orbita ellittica [r_e,perigee]			+10% -10%

✖Il raggio medio dell'azimut è la radice quadrata del prodotto della distanza massima (apogeo) e della distanza minima (perigeo) dal fuoco di un'orbita ellittica.ⓘ Raggio medio dell'azimut dati i raggi dell'apogeo e del perigeo [r_θ]

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Formula

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

Formula

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

Esempio

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

Calcolatrice

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

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Raggio medio di azimut = sqrt(Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica*Raggio del perigeo in orbita ellittica)
r_θ = sqrt(r_e,apogee*r_e,perigee)
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 medio di azimut - (Misurato in metro) - Il raggio medio dell'azimut è la radice quadrata del prodotto della distanza massima (apogeo) e della distanza minima (perigeo) dal fuoco di un'orbita ellittica.
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.
Raggio del perigeo in orbita ellittica - (Misurato in metro) - Il raggio del perigeo nell'orbita ellittica si riferisce alla distanza tra il centro della Terra e il punto nell'orbita di un satellite più vicino alla superficie terrestre.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica: 27110 Chilometro --> 27110000 metro (Controlla la conversione qui)
Raggio del perigeo in orbita ellittica: 6778 Chilometro --> 6778000 metro (Controlla la conversione qui)

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

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

Valutare ... ...

r_θ = 13555499.9907787

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

13555499.9907787 metro -->13555.4999907787 Chilometro (Controlla la conversione qui)

RISPOSTA FINALE

13555.4999907787 ≈ 13555.5 Chilometro <-- Raggio medio di azimut

(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)

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

Raggio medio di azimut = sqrt(Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica*Raggio del perigeo in orbita ellittica)
r_θ = sqrt(r_e,apogee*r_e,perigee)

Leggi di Keplero e attrazione gravitazionale

Le leggi del moto planetario di Giovanni Keplero, sviluppate nel XVII secolo, fornirono spunti significativi sulla relazione tra i corpi celesti e la gravità. Le leggi di Keplero descrivono le orbite ellittiche dei pianeti e di altri oggetti nel sistema solare, tutti governati dall'attrazione gravitazionale del corpo centrale, come il Sole. Queste leggi gettarono le basi per comprendere come la gravità influenza il movimento degli oggetti nello spazio, aprendo la strada alla formulazione della legge di gravitazione universale da parte di Sir Isaac Newton.

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