Okres czasu na jeden pełny obrót przy danym momencie pędu Kalkulator

⤿

Problem dwóch ciał

⤿

Orbity eliptyczne

⤿

Parametry orbity eliptycznej

Pozycja orbitalna jako funkcja czasu

✖Półwiększa oś orbity eliptycznej to połowa głównej osi, która jest najdłuższą średnicą elipsy opisującej orbitę.ⓘ Półoś wielka orbity eliptycznej [a_e]			+10% -10%
✖Półmniejsza oś orbity eliptycznej to połowa małej osi, która jest najkrótszą średnicą elipsy opisującej orbitę.ⓘ Półmniejsza oś orbity eliptycznej [b_e]			+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 orbity eliptycznej [h_e]			+10% -10%

✖Okres orbity eliptycznej to ilość czasu potrzebna danemu obiektowi astronomicznemu na wykonanie jednego orbity wokół innego obiektu.ⓘ Okres czasu na jeden pełny obrót przy danym momencie pędu [T_e]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Okres czasu na jeden pełny obrót przy danym momencie pędu

Formuła

`"T"_{"e"} = (2*pi*"a"_{"e"}*"b"_{"e"})/"h"_{"e"}`

Przykład

`"21230.77s"=(2*pi*"16940km"*"13115km")/"65750km²/s"`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Orbity eliptyczne Formuły PDF PDF Image

Okres czasu na jeden pełny obrót przy danym momencie pędu Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Okres orbity eliptycznej = (2*pi*Półoś wielka orbity eliptycznej*Półmniejsza oś orbity eliptycznej)/Moment pędu orbity eliptycznej
T_e = (2*pi*a_e*b_e)/h_e
Ta formuła używa 1 Stałe, 4 Zmienne

Używane stałe

pi - Stała Archimedesa Wartość przyjęta jako 3.14159265358979323846264338327950288

Używane zmienne

Okres orbity eliptycznej - (Mierzone w Drugi) - Okres orbity eliptycznej to ilość czasu potrzebna danemu obiektowi astronomicznemu na wykonanie jednego orbity wokół innego obiektu.
Półoś wielka orbity eliptycznej - (Mierzone w Metr) - Półwiększa oś orbity eliptycznej to połowa głównej osi, która jest najdłuższą średnicą elipsy opisującej orbitę.
Półmniejsza oś orbity eliptycznej - (Mierzone w Metr) - Półmniejsza oś orbity eliptycznej to połowa małej osi, która jest najkrótszą średnicą elipsy opisującej orbitę.
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.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Półoś wielka orbity eliptycznej: 16940 Kilometr --> 16940000 Metr (Sprawdź konwersję tutaj)
Półmniejsza oś orbity eliptycznej: 13115 Kilometr --> 13115000 Metr (Sprawdź konwersję tutaj)
Moment pędu orbity eliptycznej: 65750 Kilometr kwadratowy na sekundę --> 65750000000 Metr kwadratowy na sekundę (Sprawdź konwersję tutaj)

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

T_e = (2*pi*a_e*b_e)/h_e --> (2*pi*16940000*13115000)/65750000000

Ocenianie ... ...

T_e = 21230.773256943

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

21230.773256943 Drugi --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

21230.773256943 ≈ 21230.77 Drugi <-- Okres orbity eliptycznej

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Orbitalna » Problem dwóch ciał » Orbity eliptyczne » Parametry orbity eliptycznej » Okres czasu na jeden pełny obrót przy danym momencie pędu

Kredyty

Stworzone przez Karavadiya Divykumar Rasikbhai

Hindustan Instytut Technologii i Nauki (HITY), Chennai, Hindus

Karavadiya Divykumar Rasikbhai utworzył ten kalkulator i 10+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Anshika Arya

Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur

Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ 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)

Okres czasu na jeden pełny obrót przy danym momencie pędu Formułę

Okres orbity eliptycznej = (2*pi*Półoś wielka orbity eliptycznej*Półmniejsza oś orbity eliptycznej)/Moment pędu orbity eliptycznej
T_e = (2*pi*a_e*b_e)/h_e

Co to jest rewolucja?

Rewolucja w kontekście mechaniki niebieskiej lub astronomii odnosi się do ruchu obiektu wokół centralnego punktu lub osi. Termin ten jest powszechnie używany do opisania orbity ciał niebieskich, takich jak planety, księżyce lub sztuczne satelity, wokół większego ciała, takiego jak gwiazda lub planeta.

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!