Moment pędu na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę promień apogeum i prędkość apogeum Kalkulator

⤿

Problem dwóch ciał

⤿

Orbity eliptyczne

⤿

Parametry orbity eliptycznej

Pozycja orbitalna jako funkcja czasu

✖Promień apogeum na orbicie eliptycznej reprezentuje maksymalną odległość pomiędzy krążącym ciałem a obiektem, wokół którego krąży.ⓘ Promień apogeum na orbicie eliptycznej [r_e,apogee]			+10% -10%
✖Prędkość satelity w apogeum odnosi się do prędkości, z jaką porusza się satelita, gdy znajduje się w najdalszym punkcie od ciała niebieskiego, wokół którego krąży, np. Ziemi.ⓘ Prędkość satelity w apogeum [v_apogee]			+10% -10%

✖Moment pędu orbity eliptycznej to podstawowa wielkość fizyczna charakteryzująca ruch obrotowy obiektu na orbicie wokół ciała niebieskiego, takiego jak planeta lub gwiazda.ⓘ Moment pędu na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę promień apogeum i prędkość apogeum [h_e]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Moment pędu na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę promień apogeum i prędkość apogeum

Formuła

`"h"_{"e"} = "r"_{"e,apogee"}*"v"_{"apogee"}`

Przykład

`"65606.2km²/s"="27110km"*"2.42km/s"`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Orbity eliptyczne Formuły PDF PDF Image

Moment pędu na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę promień apogeum i prędkość apogeum Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Moment pędu orbity eliptycznej = Promień apogeum na orbicie eliptycznej*Prędkość satelity w apogeum
h_e = r_e,apogee*v_apogee
Ta formuła używa 3 Zmienne

Używane zmienne

Moment pędu orbity eliptycznej - (Mierzone w Metr kwadratowy na sekundę) - Moment pędu orbity eliptycznej to podstawowa wielkość fizyczna charakteryzująca ruch obrotowy obiektu na orbicie wokół ciała niebieskiego, takiego jak planeta lub gwiazda.
Promień apogeum na orbicie eliptycznej - (Mierzone w Metr) - Promień apogeum na orbicie eliptycznej reprezentuje maksymalną odległość pomiędzy krążącym ciałem a obiektem, wokół którego krąży.
Prędkość satelity w apogeum - (Mierzone w Metr na sekundę) - Prędkość satelity w apogeum odnosi się do prędkości, z jaką porusza się satelita, gdy znajduje się w najdalszym punkcie od ciała niebieskiego, wokół którego krąży, np. Ziemi.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Promień apogeum na orbicie eliptycznej: 27110 Kilometr --> 27110000 Metr (Sprawdź konwersję tutaj)
Prędkość satelity w apogeum: 2.42 Kilometr/Sekunda --> 2420 Metr na sekundę (Sprawdź konwersję tutaj)

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

h_e = r_e,apogee*v_apogee --> 27110000*2420

Ocenianie ... ...

h_e = 65606200000

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

65606200000 Metr kwadratowy na sekundę -->65606.2 Kilometr kwadratowy na sekundę (Sprawdź konwersję tutaj)

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

65606.2 Kilometr kwadratowy na sekundę <-- Moment pędu orbity eliptycznej

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Orbitalna » Problem dwóch ciał » Orbity eliptyczne » Parametry orbity eliptycznej » Moment pędu na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę promień apogeum i prędkość apogeum

Kredyty

Stworzone przez Surowy Raj

Indyjski Instytut Technologii w Kharagpur (IIT KGP), Bengal Zachodni

Surowy Raj utworzył ten kalkulator i 50+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Kartikay Pandit

Narodowy Instytut Technologiczny (GNIDA), Hamirpur

Kartikay Pandit zweryfikował ten kalkulator i 400+ więcej kalkulatorów!

< 17 Parametry orbity eliptycznej Kalkulatory

Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę położenie promieniowe, mimośród i moment pędu

Iść Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej = acos((Moment pędu orbity eliptycznej^2/([GM.Earth]*Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej)-1)/Mimośród orbity eliptycznej)

Mimośrodowość orbity eliptycznej przy danym apogeum i perygeum

Iść Mimośród orbity eliptycznej = (Promień apogeum na orbicie eliptycznej-Promień perygeum na orbicie eliptycznej)/(Promień apogeum na orbicie eliptycznej+Promień perygeum na orbicie eliptycznej)

Prędkość radialna na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę prawdziwą anomalię, mimośród i moment pędu

Iść Prędkość radialna satelity = [GM.Earth]*Mimośród orbity eliptycznej*sin(Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej)/Moment pędu orbity eliptycznej

Okres orbity eliptycznej przy danej półosi wielkiej

Iść Okres orbity eliptycznej = 2*pi*Półoś wielka orbity eliptycznej^2*sqrt(1-Mimośród orbity eliptycznej^2)/Moment pędu orbity eliptycznej

Okres czasu na jeden pełny obrót przy danym momencie pędu

Iść Okres orbity eliptycznej = (2*pi*Półoś wielka orbity eliptycznej*Półmniejsza oś orbity eliptycznej)/Moment pędu orbity eliptycznej

Okres orbity eliptycznej, biorąc pod uwagę moment pędu i mimośród

Iść Okres orbity eliptycznej = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(Moment pędu orbity eliptycznej/sqrt(1-Mimośród orbity eliptycznej^2))^3

Okres orbity eliptycznej przy danym momencie pędu

Iść Okres orbity eliptycznej = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(Moment pędu orbity eliptycznej/sqrt(1-Mimośród orbity eliptycznej^2))^3

Promień apogeum orbity eliptycznej przy uwzględnieniu momentu pędu i mimośrodu

Iść Promień apogeum na orbicie eliptycznej = Moment pędu orbity eliptycznej^2/([GM.Earth]*(1-Mimośród orbity eliptycznej))

Promień uśredniony azymutu, biorąc pod uwagę promienie apogeum i perygeum

Iść Uśredniony promień azymutu = sqrt(Promień apogeum na orbicie eliptycznej*Promień perygeum na orbicie eliptycznej)

Energia właściwa orbity eliptycznej przy danym momencie pędu

Iść Energia właściwa orbity eliptycznej = -1/2*[GM.Earth]^2/Moment pędu orbity eliptycznej^2*(1-Mimośród orbity eliptycznej^2)

Półwiększa oś orbity eliptycznej, biorąc pod uwagę promienie apogeum i perygeum

Iść Półoś wielka orbity eliptycznej = (Promień apogeum na orbicie eliptycznej+Promień perygeum na orbicie eliptycznej)/2

Prędkość radialna na orbicie eliptycznej przy danym położeniu promieniowym i momencie pędu

Iść Prędkość radialna satelity = Moment pędu orbity eliptycznej/Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej

Moment pędu na orbicie eliptycznej przy danym promieniu perygeum i prędkości perygeum

Iść Moment pędu orbity eliptycznej = Promień perygeum na orbicie eliptycznej*Prędkość satelity w perygeum

Moment pędu na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę promień apogeum i prędkość apogeum

Iść Moment pędu orbity eliptycznej = Promień apogeum na orbicie eliptycznej*Prędkość satelity w apogeum

Prędkość apogeum na orbicie eliptycznej przy danym momencie pędu i promieniu apogeum

Iść Prędkość satelity w apogeum = Moment pędu orbity eliptycznej/Promień apogeum na orbicie eliptycznej

Mimośród orbity

Iść Mimośród orbity eliptycznej = Odległość między dwoma ogniskami/(2*Półoś wielka orbity eliptycznej)

Energia właściwa orbity eliptycznej przy danej półosi dużej

Iść Energia właściwa orbity eliptycznej = -[GM.Earth]/(2*Półoś wielka orbity eliptycznej)

Moment pędu na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę promień apogeum i prędkość apogeum Formułę

Moment pędu orbity eliptycznej = Promień apogeum na orbicie eliptycznej*Prędkość satelity w apogeum
h_e = r_e,apogee*v_apogee

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!