Okres czasu orbity kołowej Kalkulator

⤿

Problem dwóch ciał

⤿

Orbity eliptyczne

Orbity hiperboliczne

Orbity paraboliczne

Podstawowe parametry

⤿

Parametry orbity kołowej

Geostacjonarny satelita Ziemi

✖Promień orbity definiuje się jako odległość od środka orbity do ścieżki orbity.ⓘ Promień orbity [r]

+10%

-10%

✖Okres orbity to ilość czasu potrzebna danemu obiektowi astronomicznemu na pełne okrążenie innego obiektu.ⓘ Okres czasu orbity kołowej [T_or]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Okres czasu orbity kołowej

Formuła

`"T"_{"or"} = (2*pi*"r"^(3/2))/(sqrt("[GM.Earth]"))`

Przykład

`"11261.49s"=(2*pi*("10859km")^(3/2))/(sqrt("[GM.Earth]"))`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Problem dwóch ciał Formułę PDF PDF Image

PDF Image

Okres czasu orbity kołowej Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Okres orbity = (2*pi*Promień orbity^(3/2))/(sqrt([GM.Earth]))
T_or = (2*pi*r^(3/2))/(sqrt([GM.Earth]))
Ta formuła używa 2 Stałe, 1 Funkcje, 2 Zmienne

Używane stałe

[GM.Earth] - Geocentryczna stała grawitacyjna Ziemi Wartość przyjęta jako 3.986004418E+14
pi - Stała Archimedesa Wartość przyjęta jako 3.14159265358979323846264338327950288

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

Okres orbity - (Mierzone w Drugi) - Okres orbity to ilość czasu potrzebna danemu obiektowi astronomicznemu na pełne okrążenie innego obiektu.
Promień orbity - (Mierzone w Metr) - Promień orbity definiuje się jako odległość od środka orbity do ścieżki orbity.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Promień orbity: 10859 Kilometr --> 10859000 Metr (Sprawdź konwersję tutaj)

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

T_or = (2*pi*r^(3/2))/(sqrt([GM.Earth])) --> (2*pi*10859000^(3/2))/(sqrt([GM.Earth]))

Ocenianie ... ...

T_or = 11261.4867499914

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

11261.4867499914 Drugi --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

11261.4867499914 ≈ 11261.49 Drugi <-- Okres orbity

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Orbitalna » Problem dwóch ciał » Orbity kołowe » Parametry orbity kołowej » Okres czasu orbity kołowej

Kredyty

Creator Image

Stworzone przez Karavadiya Divykumar Rasikbhai

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

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

Verifier Image

Zweryfikowane przez Anshika Arya

Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur

Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ więcej kalkulatorów!

< 11 Parametry orbity kołowej Kalkulatory

Okres orbitalny

Iść Okres orbity = 2*pi*sqrt((Promień orbity^3)/([G.]*Centralna masa ciała))

Prędkość satelity w kołowym LEO jako funkcja wysokości

Iść Prędkość satelity = sqrt([GM.Earth]/([Earth-R]+Wysokość satelity))

Promień orbity kołowej Biorąc pod uwagę okres orbity kołowej

Iść Promień orbity = ((Okres orbity*sqrt([GM.Earth]))/(2*pi))^(2/3)

Okres czasu orbity kołowej

Iść Okres orbity = (2*pi*Promień orbity^(3/2))/(sqrt([GM.Earth]))

Prędkość orbity kołowej

Iść Prędkość orbity kołowej = sqrt([GM.Earth]/Promień orbity)

Energia właściwa orbity kołowej przy danym promieniu orbity

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

Promień orbity przy danej energii właściwej orbity kołowej

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

Okrągły promień orbity

Iść Promień orbity = Moment pędu orbity kołowej^2/[GM.Earth]

Promień orbity kołowej przy danej prędkości orbity kołowej

Iść Promień orbity = [GM.Earth]/Prędkość orbity kołowej^2

Prędkość ucieczki przy danej prędkości satelity na orbicie kołowej

Iść Prędkość ucieczki = sqrt(2)*Prędkość orbity kołowej

Energia właściwa orbity kołowej

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

Okres czasu orbity kołowej Formułę

Okres orbity = (2*pi*Promień orbity^(3/2))/(sqrt([GM.Earth]))
T_or = (2*pi*r^(3/2))/(sqrt([GM.Earth]))

BEZPŁATNY pliki PDF

Dzielić

Let Others Know

✖

LinkedIn

Email

WhatsApp

Copied!