Истинная аномалия на эллиптической орбите с учетом радиального положения, эксцентриситета и углового момента. Калькулятор

✖Угловой момент эллиптической орбиты — фундаментальная физическая величина, характеризующая вращательное движение объекта на орбите вокруг небесного тела, например планеты или звезды.ⓘ Угловой момент эллиптической орбиты [h_e]			+10% -10%
✖Радиальное положение на эллиптической орбите означает расстояние до спутника в радиальном или прямолинейном направлении, соединяющем спутник и центр тела.ⓘ Радиальное положение на эллиптической орбите [r_e]			+10% -10%
✖Эксцентриситет эллиптической орбиты — это мера того, насколько вытянута или вытянута форма орбиты.ⓘ Эксцентриситет эллиптической орбиты [e_e]			+10% -10%

✖Истинная аномалия на эллиптической орбите измеряет угол между текущим положением объекта и перигеем (точкой наибольшего сближения с центральным телом), если смотреть из фокуса орбиты.ⓘ Истинная аномалия на эллиптической орбите с учетом радиального положения, эксцентриситета и углового момента. [θ_e]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Истинная аномалия на эллиптической орбите с учетом радиального положения, эксцентриситета и углового момента.

Формула

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

Пример

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

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Эллиптические орбиты Формулы PDF PDF Image

Истинная аномалия на эллиптической орбите с учетом радиального положения, эксцентриситета и углового момента. Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Истинная аномалия на эллиптической орбите = acos((Угловой момент эллиптической орбиты^2/([GM.Earth]*Радиальное положение на эллиптической орбите)-1)/Эксцентриситет эллиптической орбиты)
θ_e = acos((h_e^2/([GM.Earth]*r_e)-1)/e_e)
В этой формуле используются 1 Константы, 2 Функции, 4 Переменные

Используемые константы

[GM.Earth] - Геоцентрическая гравитационная постоянная Земли Значение, принятое как 3.986004418E+14

Используемые функции

cos - Косинус угла – это отношение стороны, прилежащей к углу, к гипотенузе треугольника., cos(Angle)
acos - Функция обратного косинуса является обратной функцией функции косинуса. Это функция, которая принимает на вход соотношение и возвращает угол, косинус которого равен этому отношению., acos(Number)

Используемые переменные

Истинная аномалия на эллиптической орбите - (Измеряется в Радиан) - Истинная аномалия на эллиптической орбите измеряет угол между текущим положением объекта и перигеем (точкой наибольшего сближения с центральным телом), если смотреть из фокуса орбиты.
Угловой момент эллиптической орбиты - (Измеряется в Квадратный метр в секунду) - Угловой момент эллиптической орбиты — фундаментальная физическая величина, характеризующая вращательное движение объекта на орбите вокруг небесного тела, например планеты или звезды.
Радиальное положение на эллиптической орбите - (Измеряется в метр) - Радиальное положение на эллиптической орбите означает расстояние до спутника в радиальном или прямолинейном направлении, соединяющем спутник и центр тела.
Эксцентриситет эллиптической орбиты - Эксцентриситет эллиптической орбиты — это мера того, насколько вытянута или вытянута форма орбиты.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Угловой момент эллиптической орбиты: 65750 Квадратный километр в секунду --> 65750000000 Квадратный метр в секунду (Проверьте преобразование здесь)
Радиальное положение на эллиптической орбите: 18865 километр --> 18865000 метр (Проверьте преобразование здесь)
Эксцентриситет эллиптической орбиты: 0.6 --> Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

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

Оценка ... ...

θ_e = 2.35815230055879

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

2.35815230055879 Радиан -->135.11217427111 степень (Проверьте преобразование здесь)

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

135.11217427111 ≈ 135.1122 степень <-- Истинная аномалия на эллиптической орбите

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Орбитальная механика » Задача двух тел » Эллиптические орбиты » Параметры эллиптической орбиты » Истинная аномалия на эллиптической орбите с учетом радиального положения, эксцентриситета и углового момента.

Кредиты

Сделано Суровый Радж

Индийский технологический институт, Харагпур (ИИТ КГП), Западная Бенгалия

Суровый Радж создал этот калькулятор и еще 50+!

Проверено Картикай Пандит

Национальный технологический институт (НИТ), Хамирпур

Картикай Пандит проверил этот калькулятор и еще 400+!

< 17 Параметры эллиптической орбиты Калькуляторы

Истинная аномалия на эллиптической орбите с учетом радиального положения, эксцентриситета и углового момента.

Идти Истинная аномалия на эллиптической орбите = acos((Угловой момент эллиптической орбиты^2/([GM.Earth]*Радиальное положение на эллиптической орбите)-1)/Эксцентриситет эллиптической орбиты)

Эксцентриситет эллиптической орбиты с учетом апогея и перигея

Идти Эксцентриситет эллиптической орбиты = (Апогейный радиус на эллиптической орбите-Радиус перигея на эллиптической орбите)/(Апогейный радиус на эллиптической орбите+Радиус перигея на эллиптической орбите)

Период времени эллиптической орбиты по большой полуоси

Идти Период времени эллиптической орбиты = 2*pi*Большая полуось эллиптической орбиты^2*sqrt(1-Эксцентриситет эллиптической орбиты^2)/Угловой момент эллиптической орбиты

Лучевая скорость на эллиптической орбите с учетом истинной аномалии, эксцентриситета и углового момента.

Идти Радиальная скорость спутника = [GM.Earth]*Эксцентриситет эллиптической орбиты*sin(Истинная аномалия на эллиптической орбите)/Угловой момент эллиптической орбиты

Период времени для одного полного оборота с учетом углового момента

Идти Период времени эллиптической орбиты = (2*pi*Большая полуось эллиптической орбиты*Малая полуось эллиптической орбиты)/Угловой момент эллиптической орбиты

Период времени по эллиптической орбите с учетом углового момента и эксцентриситета.

Идти Период времени эллиптической орбиты = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(Угловой момент эллиптической орбиты/sqrt(1-Эксцентриситет эллиптической орбиты^2))^3

Период времени эллиптической орбиты с учетом углового момента

Апогейный радиус эллиптической орбиты с учетом углового момента и эксцентриситета

Идти Апогейный радиус на эллиптической орбите = Угловой момент эллиптической орбиты^2/([GM.Earth]*(1-Эксцентриситет эллиптической орбиты))

Усредненный по азимуту радиус с учетом радиусов апогея и перигея

Идти Усредненный радиус по азимуту = sqrt(Апогейный радиус на эллиптической орбите*Радиус перигея на эллиптической орбите)

Удельная энергия эллиптической орбиты с учетом углового момента

Идти Удельная энергия эллиптической орбиты = -1/2*[GM.Earth]^2/Угловой момент эллиптической орбиты^2*(1-Эксцентриситет эллиптической орбиты^2)

Большая полуось эллиптической орбиты с учетом радиусов апогея и перигея.

Идти Большая полуось эллиптической орбиты = (Апогейный радиус на эллиптической орбите+Радиус перигея на эллиптической орбите)/2

Лучевая скорость на эллиптической орбите с учетом радиального положения и углового момента

Идти Радиальная скорость спутника = Угловой момент эллиптической орбиты/Радиальное положение на эллиптической орбите

Эксцентриситет орбиты

Идти Эксцентриситет эллиптической орбиты = Расстояние между двумя фокусами/(2*Большая полуось эллиптической орбиты)

Угловой момент на эллиптической орбите с учетом апогейного радиуса и апогейной скорости.

Идти Угловой момент эллиптической орбиты = Апогейный радиус на эллиптической орбите*Скорость спутника в апогее

Апогейная скорость на эллиптической орбите с учетом углового момента и радиуса апогея

Идти Скорость спутника в апогее = Угловой момент эллиптической орбиты/Апогейный радиус на эллиптической орбите

Угловой момент на эллиптической орбите с учетом радиуса перигея и скорости перигея

Идти Угловой момент эллиптической орбиты = Радиус перигея на эллиптической орбите*Скорость спутника в Перигее

Удельная энергия эллиптической орбиты с учетом большой полуоси

Идти Удельная энергия эллиптической орбиты = -[GM.Earth]/(2*Большая полуось эллиптической орбиты)

Истинная аномалия на эллиптической орбите с учетом радиального положения, эксцентриситета и углового момента. формула

Что такое параболические траектории?

Параболическая траектория — это тип пути, по которому объект следует под действием силы тяжести, когда его скорости достаточно, чтобы избежать гравитационного притяжения массивного тела, но недостаточно для достижения стабильной орбиты.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!