Periodo di tempo dell'orbita ellittica dato il semiasse maggiore calcolatrice

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Il problema dei due corpi

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Parametri dell'orbita ellittica

Posizione orbitale in funzione del tempo

✖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 [a_e]			+10% -10%
✖L'eccentricità dell'orbita ellittica è una misura di quanto è allungata o allungata la forma dell'orbita.ⓘ Eccentricità dell'orbita ellittica [e_e]			+10% -10%
✖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 periodo di tempo dell'orbita ellittica è la quantità di tempo necessaria a un dato oggetto astronomico per completare un'orbita attorno a un altro oggetto.ⓘ Periodo di tempo dell'orbita ellittica dato il semiasse maggiore [T_e]

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Formula

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Periodo di tempo dell'orbita ellittica dato il semiasse maggiore

Formula

`"T"_{"e"} = 2*pi*"a"_{"e"}^2*sqrt(1-"e"_{"e"}^2)/"h"_{"e"}`

Esempio

`"21938.2s"=2*pi*("16940km")^2*sqrt(1-("0.6")^2)/"65750km²/s"`

Calcolatrice

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Periodo di tempo dell'orbita ellittica dato il semiasse maggiore Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

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
T_e = 2*pi*a_e^2*sqrt(1-e_e^2)/h_e
Questa formula utilizza 1 Costanti, 1 Funzioni, 4 Variabili

Costanti utilizzate

pi - Costante di Archimede Valore preso come 3.14159265358979323846264338327950288

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

Periodo di tempo dell'orbita ellittica - (Misurato in Secondo) - Il periodo di tempo dell'orbita ellittica è la quantità di tempo necessaria a un dato oggetto astronomico per completare un'orbita attorno a un altro oggetto.
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.
Eccentricità dell'orbita ellittica - L'eccentricità dell'orbita ellittica è una misura di quanto è allungata o allungata la forma dell'orbita.
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.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Semiasse maggiore dell'orbita ellittica: 16940 Chilometro --> 16940000 metro (Controlla la conversione qui)
Eccentricità dell'orbita ellittica: 0.6 --> Nessuna conversione richiesta
Momento angolare dell'orbita ellittica: 65750 Chilometro quadrato al secondo --> 65750000000 Metro quadrato al secondo (Controlla la conversione qui)

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

T_e = 2*pi*a_e^2*sqrt(1-e_e^2)/h_e --> 2*pi*16940000^2*sqrt(1-0.6^2)/65750000000

Valutare ... ...

T_e = 21938.1958961565

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

21938.1958961565 Secondo --> Nessuna conversione richiesta

RISPOSTA FINALE

21938.1958961565 ≈ 21938.2 Secondo <-- Periodo di tempo dell'orbita ellittica

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

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Titoli di coda

Creato da Karavadiya Divykumar Rasikbhai

Istituto di tecnologia e scienza dell'Hindustan (COLPI), Chennai, indiano

Karavadiya Divykumar Rasikbhai ha creato questa calcolatrice e altre 10+ altre calcolatrici!

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)

Periodo di tempo dell'orbita ellittica dato il semiasse maggiore Formula

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