Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità calcolatrice

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Parametri dell'orbita iperbolica

Posizione orbitale in funzione del tempo

✖Il momento angolare dell'orbita iperbolica 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 iperbolica [h_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 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 dato momento angolare ed eccentricità [a_h]

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Formula

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Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità

Formula

`"a"_{"h"} = "h"_{"h"}^2/("[GM.Earth]"*("e"_{"h"}^2-1))`

Esempio

`"13657.24km"=("65700km²/s")^2/("[GM.Earth]"*(("1.339")^2-1))`

Calcolatrice

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Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica = Momento angolare dell'orbita iperbolica^2/([GM.Earth]*(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1))
a_h = h_h^2/([GM.Earth]*(e_h^2-1))
Questa formula utilizza 1 Costanti, 3 Variabili

Costanti utilizzate

[GM.Earth] - Costante gravitazionale geocentrica della Terra Valore preso come 3.986004418E+14

Variabili utilizzate

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.
Momento angolare dell'orbita iperbolica - (Misurato in Metro quadrato al secondo) - Il momento angolare dell'orbita iperbolica 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.
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

Momento angolare dell'orbita iperbolica: 65700 Chilometro quadrato al secondo --> 65700000000 Metro quadrato al secondo (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

a_h = h_h^2/([GM.Earth]*(e_h^2-1)) --> 65700000000^2/([GM.Earth]*(1.339^2-1))

Valutare ... ...

a_h = 13657243.2077571

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

13657243.2077571 metro -->13657.2432077571 Chilometro (Controlla la conversione qui)

RISPOSTA FINALE

13657.2432077571 ≈ 13657.24 Chilometro <-- Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica

(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!

< 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)

Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità Formula

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

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