Semiasse maggiore dell'orbita ellittica 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 semiasse maggiore dell'orbita ellittica è la metà dell'asse maggiore, che è il diametro più lungo dell'ellisse che descrive l'orbita.ⓘ Semiasse maggiore dell'orbita ellittica dati i raggi dell'apogeo e del perigeo [a_e]

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Formula

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

Formula

`"a"_{"e"} = ("r"_{"e,apogee"}+"r"_{"e,perigee"})/2`

Esempio

`"16944km"=("27110km"+"6778km")/2`

Calcolatrice

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

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Semiasse maggiore dell'orbita ellittica = (Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica+Raggio del perigeo in orbita ellittica)/2
a_e = (r_e,apogee+r_e,perigee)/2
Questa formula utilizza 3 Variabili

Variabili utilizzate

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.
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

a_e = (r_e,apogee+r_e,perigee)/2 --> (27110000+6778000)/2

Valutare ... ...

a_e = 16944000

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

16944000 metro -->16944 Chilometro (Controlla la conversione qui)

RISPOSTA FINALE

16944 Chilometro <-- Semiasse maggiore dell'orbita ellittica

(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)

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

Semiasse maggiore dell'orbita ellittica = (Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica+Raggio del perigeo in orbita ellittica)/2
a_e = (r_e,apogee+r_e,perigee)/2

Cosa significa orbita ellittica?

La definizione di orbita ellittica è un percorso di forma ovale, come un cerchio leggermente allungato. Ciò è dovuto alle interazioni gravitazionali tra il Sole, i pianeti e altri corpi celesti che si muovono lungo percorsi ellittici.

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