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

⤿

Problem dwóch ciał

⤿

Orbity eliptyczne

⤿

Parametry orbity eliptycznej

Pozycja orbitalna jako funkcja czasu

✖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%
✖Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej odnosi się do odległości satelity w kierunku promieniowym lub w linii prostej łączącej satelitę ze środkiem ciała.ⓘ Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej [r_e]			+10% -10%
✖Mimośród orbity eliptycznej jest miarą tego, jak rozciągnięty lub wydłużony jest kształt orbity.ⓘ Mimośród orbity eliptycznej [e_e]			+10% -10%

✖Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej mierzy kąt pomiędzy aktualną pozycją obiektu a perygeum (punktem największego zbliżenia się do ciała centralnego), patrząc z ogniska orbity.ⓘ Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę położenie promieniowe, mimośród i moment pędu [θ_e]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

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

Formuła

`"θ"_{"e"} = acos(("h"_{"e"}^2/("[GM.Earth]"*"r"_{"e"})-1)/"e"_{"e"})`

Przykład

`"135.1122°"=acos((("65750km²/s")^2/("[GM.Earth]"*"18865km")-1)/"0.6")`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Orbity eliptyczne Formuły PDF PDF Image

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

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej = acos((Moment pędu orbity eliptycznej^2/([GM.Earth]*Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej)-1)/Mimośród orbity eliptycznej)
θ_e = acos((h_e^2/([GM.Earth]*r_e)-1)/e_e)
Ta formuła używa 1 Stałe, 2 Funkcje, 4 Zmienne

Używane stałe

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

Używane funkcje

cos - Cosinus kąta to stosunek boku sąsiadującego z kątem do przeciwprostokątnej trójkąta., cos(Angle)
acos - Odwrotna funkcja cosinus jest funkcją odwrotną funkcji cosinus. Jest to funkcja, która jako dane wejściowe przyjmuje stosunek i zwraca kąt, którego cosinus jest równy temu stosunkowi., acos(Number)

Używane zmienne

Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej - (Mierzone w Radian) - Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej mierzy kąt pomiędzy aktualną pozycją obiektu a perygeum (punktem największego zbliżenia się do ciała centralnego), patrząc z ogniska orbity.
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.
Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej - (Mierzone w Metr) - Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej odnosi się do odległości satelity w kierunku promieniowym lub w linii prostej łączącej satelitę ze środkiem ciała.
Mimośród orbity eliptycznej - Mimośród orbity eliptycznej jest miarą tego, jak rozciągnięty lub wydłużony jest kształt orbity.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Moment pędu orbity eliptycznej: 65750 Kilometr kwadratowy na sekundę --> 65750000000 Metr kwadratowy na sekundę (Sprawdź konwersję tutaj)
Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej: 18865 Kilometr --> 18865000 Metr (Sprawdź konwersję tutaj)
Mimośród orbity eliptycznej: 0.6 --> Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

θ_e = acos((h_e^2/([GM.Earth]*r_e)-1)/e_e) --> acos((65750000000^2/([GM.Earth]*18865000)-1)/0.6)

Ocenianie ... ...

θ_e = 2.35815230055879

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

2.35815230055879 Radian -->135.11217427111 Stopień (Sprawdź konwersję tutaj)

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

135.11217427111 ≈ 135.1122 Stopień <-- Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej

(Obliczenie zakończone za 00.020 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Orbitalna » Problem dwóch ciał » Orbity eliptyczne » Parametry orbity eliptycznej » Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę położenie promieniowe, mimośród i moment pędu

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)

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

Co to są trajektorie paraboliczne?

Trajektoria paraboliczna to rodzaj ścieżki, po której obiekt podąża pod wpływem grawitacji, gdy ma prędkość wystarczającą do uniknięcia przyciągania grawitacyjnego masywnego ciała, ale niewystarczającą do osiągnięcia stabilnej orbity.

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!