Eccentricità dell'orbita Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo
Formula utilizzata
Eccentricità dell'orbita ellittica = Distanza tra due fuochi/(2*Semiasse maggiore dell'orbita ellittica)
ee = dfoci/(2*ae)
Questa formula utilizza 3 Variabili
Variabili utilizzate
Eccentricità dell'orbita ellittica - L'eccentricità dell'orbita ellittica è una misura di quanto è allungata o allungata la forma dell'orbita.
Distanza tra due fuochi - (Misurato in metro) - La distanza tra due fuochi è definita come la distanza tra i due fuochi, F1 e F2.
Semiasse maggiore dell'orbita ellittica - (Misurato in metro) - Il semiasse maggiore dell'orbita ellittica è la metà dell'asse maggiore, che è il diametro più lungo dell'ellisse che descrive l'orbita.
PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base
Distanza tra due fuochi: 20400 Chilometro --> 20400000 metro (Controlla la conversione ​qui)
Semiasse maggiore dell'orbita ellittica: 16940 Chilometro --> 16940000 metro (Controlla la conversione ​qui)
FASE 2: valutare la formula
Sostituzione dei valori di input nella formula
ee = dfoci/(2*ae) --> 20400000/(2*16940000)
Valutare ... ...
ee = 0.602125147579693
PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output
0.602125147579693 --> Nessuna conversione richiesta
RISPOSTA FINALE
0.602125147579693 0.602125 <-- Eccentricità dell'orbita ellittica
(Calcolo completato in 00.021 secondi)

Titoli di coda

Creator Image
Istituto di tecnologia e scienza dell'Hindustan (COLPI), Chennai, indiano
Karavadiya Divykumar Rasikbhai ha creato questa calcolatrice e altre 10+ altre calcolatrici!
Verifier Image
Verificato da Akshat Nama
Istituto indiano di tecnologia dell'informazione, design e produzione (III TDM), Jabalpur
Akshat Nama ha verificato questa calcolatrice e altre 10+ 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)

Eccentricità dell'orbita Formula

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