Promień uśredniony azymutu, biorąc pod uwagę promienie apogeum i perygeum 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%
✖Promień perygeum na orbicie eliptycznej odnosi się do odległości między środkiem Ziemi a punktem na orbicie satelity, który jest najbliżej powierzchni Ziemi.ⓘ Promień perygeum na orbicie eliptycznej [r_e,perigee]			+10% -10%

✖Uśredniony promień azymutu to pierwiastek kwadratowy iloczynu maksymalnej odległości (apogeum) i minimalnej odległości (perygeum) od ogniska orbity eliptycznej.ⓘ Promień uśredniony azymutu, biorąc pod uwagę promienie apogeum i perygeum [r_θ]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Promień uśredniony azymutu, biorąc pod uwagę promienie apogeum i perygeum

Formuła

`"r"_{"θ"} = sqrt("r"_{"e,apogee"}*"r"_{"e,perigee"})`

Przykład

`"13555.5km"=sqrt("27110km"*"6778km")`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Orbity eliptyczne Formuły PDF PDF Image

Promień uśredniony azymutu, biorąc pod uwagę promienie apogeum i perygeum Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Uśredniony promień azymutu = sqrt(Promień apogeum na orbicie eliptycznej*Promień perygeum na orbicie eliptycznej)
r_θ = sqrt(r_e,apogee*r_e,perigee)
Ta formuła używa 1 Funkcje, 3 Zmienne

Używane funkcje

sqrt - Funkcja pierwiastka kwadratowego to funkcja, która jako dane wejściowe przyjmuje liczbę nieujemną i zwraca pierwiastek kwadratowy z podanej liczby wejściowej., sqrt(Number)

Używane zmienne

Uśredniony promień azymutu - (Mierzone w Metr) - Uśredniony promień azymutu to pierwiastek kwadratowy iloczynu maksymalnej odległości (apogeum) i minimalnej odległości (perygeum) od ogniska orbity eliptycznej.
Promień apogeum na orbicie eliptycznej - (Mierzone w Metr) - Promień apogeum na orbicie eliptycznej reprezentuje maksymalną odległość pomiędzy krążącym ciałem a obiektem, wokół którego krąży.
Promień perygeum na orbicie eliptycznej - (Mierzone w Metr) - Promień perygeum na orbicie eliptycznej odnosi się do odległości między środkiem Ziemi a punktem na orbicie satelity, który jest najbliżej powierzchni Ziemi.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Promień apogeum na orbicie eliptycznej: 27110 Kilometr --> 27110000 Metr (Sprawdź konwersję tutaj)
Promień perygeum na orbicie eliptycznej: 6778 Kilometr --> 6778000 Metr (Sprawdź konwersję tutaj)

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

r_θ = sqrt(r_e,apogee*r_e,perigee) --> sqrt(27110000*6778000)

Ocenianie ... ...

r_θ = 13555499.9907787

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

13555499.9907787 Metr -->13555.4999907787 Kilometr (Sprawdź konwersję tutaj)

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

13555.4999907787 ≈ 13555.5 Kilometr <-- Uśredniony promień azymutu

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Orbitalna » Problem dwóch ciał » Orbity eliptyczne » Parametry orbity eliptycznej » Promień uśredniony azymutu, biorąc pod uwagę promienie apogeum i perygeum

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)

Promień uśredniony azymutu, biorąc pod uwagę promienie apogeum i perygeum Formułę

Uśredniony promień azymutu = sqrt(Promień apogeum na orbicie eliptycznej*Promień perygeum na orbicie eliptycznej)
r_θ = sqrt(r_e,apogee*r_e,perigee)

Prawa Keplera i przyciąganie grawitacyjne

Prawa ruchu planet Johannesa Keplera, opracowane w XVII wieku, dostarczyły znaczących informacji na temat związku między ciałami niebieskimi a grawitacją. Prawa Keplera opisują eliptyczne orbity planet i innych obiektów Układu Słonecznego, którymi rządzi przyciąganie grawitacyjne ciała centralnego, takiego jak Słońce. Prawa te położyły podwaliny pod zrozumienie wpływu grawitacji na ruch obiektów w przestrzeni, torując drogę do sformułowania prawa powszechnego ciążenia przez Sir Izaaka Newtona.

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!