Verdadera anomalía en la órbita elíptica dada la posición radial, la excentricidad y el momento angular Solución

PASO 0: Resumen del cálculo previo
Fórmula utilizada
Verdadera anomalía en órbita elíptica = acos((Momento angular de la órbita elíptica^2/([GM.Earth]*Posición radial en órbita elíptica)-1)/Excentricidad de la órbita elíptica)
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee)
Esta fórmula usa 1 Constantes, 2 Funciones, 4 Variables
Constantes utilizadas
[GM.Earth] - La constante gravitacional geocéntrica de la Tierra Valor tomado como 3.986004418E+14
Funciones utilizadas
cos - El coseno de un ángulo es la relación entre el lado adyacente al ángulo y la hipotenusa del triángulo., cos(Angle)
acos - La función coseno inversa es la función inversa de la función coseno. Es la función que toma como entrada un cociente y devuelve el ángulo cuyo coseno es igual a ese cociente., acos(Number)
Variables utilizadas
Verdadera anomalía en órbita elíptica - (Medido en Radián) - La verdadera anomalía en órbita elíptica mide el ángulo entre la posición actual del objeto y el perigeo (el punto de mayor aproximación al cuerpo central) cuando se ve desde el foco de la órbita.
Momento angular de la órbita elíptica - (Medido en Metro cuadrado por segundo) - El momento angular de la órbita elíptica es una cantidad física fundamental que caracteriza el movimiento de rotación de un objeto en órbita alrededor de un cuerpo celeste, como un planeta o una estrella.
Posición radial en órbita elíptica - (Medido en Metro) - La posición radial en órbita elíptica se refiere a la distancia del satélite a lo largo de la dirección radial o en línea recta que conecta el satélite y el centro del cuerpo.
Excentricidad de la órbita elíptica - La excentricidad de la órbita elíptica es una medida de qué tan estirada o alargada está la forma de la órbita.
PASO 1: Convierta la (s) entrada (s) a la unidad base
Momento angular de la órbita elíptica: 65750 Kilómetro cuadrado por segundo --> 65750000000 Metro cuadrado por segundo (Verifique la conversión ​aquí)
Posición radial en órbita elíptica: 18865 Kilómetro --> 18865000 Metro (Verifique la conversión ​aquí)
Excentricidad de la órbita elíptica: 0.6 --> No se requiere conversión
PASO 2: Evaluar la fórmula
Sustituir valores de entrada en una fórmula
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee) --> acos((65750000000^2/([GM.Earth]*18865000)-1)/0.6)
Evaluar ... ...
θe = 2.35815230055879
PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida
2.35815230055879 Radián -->135.11217427111 Grado (Verifique la conversión ​aquí)
RESPUESTA FINAL
135.11217427111 135.1122 Grado <-- Verdadera anomalía en órbita elíptica
(Cálculo completado en 00.018 segundos)

Créditos

Creator Image
Creado por Raj duro
Instituto Indio de Tecnología, Kharagpur (IIT KGP), al oeste de Bengala
¡Raj duro ha creado esta calculadora y 50+ más calculadoras!
Verifier Image
Verificada por Kartikay Pandit
Instituto Nacional de Tecnología (LIENDRE), Hamirpur
¡Kartikay Pandit ha verificado esta calculadora y 400+ más calculadoras!

Parámetros de órbita elíptica Calculadoras

Excentricidad de la órbita elíptica dado apogeo y perigeo
​ LaTeX ​ Vamos Excentricidad de la órbita elíptica = (Radio de apogeo en órbita elíptica-Radio de perigeo en órbita elíptica)/(Radio de apogeo en órbita elíptica+Radio de perigeo en órbita elíptica)
Radio de apogeo de la órbita elíptica dado el momento angular y la excentricidad
​ LaTeX ​ Vamos Radio de apogeo en órbita elíptica = Momento angular de la órbita elíptica^2/([GM.Earth]*(1-Excentricidad de la órbita elíptica))
Eje semimayor de la órbita elíptica dados los radios de apogeo y perigeo
​ LaTeX ​ Vamos Semieje mayor de la órbita elíptica = (Radio de apogeo en órbita elíptica+Radio de perigeo en órbita elíptica)/2
Momento angular en órbita elíptica dado el radio del apogeo y la velocidad del apogeo
​ LaTeX ​ Vamos Momento angular de la órbita elíptica = Radio de apogeo en órbita elíptica*Velocidad del satélite en el apogeo

Verdadera anomalía en la órbita elíptica dada la posición radial, la excentricidad y el momento angular Fórmula

​LaTeX ​Vamos
Verdadera anomalía en órbita elíptica = acos((Momento angular de la órbita elíptica^2/([GM.Earth]*Posición radial en órbita elíptica)-1)/Excentricidad de la órbita elíptica)
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee)

¿Qué son las trayectorias parabólicas?

Una trayectoria parabólica es un tipo de trayectoria que sigue un objeto bajo la influencia de la gravedad cuando tiene la velocidad suficiente para escapar de la atracción gravitacional de un cuerpo masivo, pero no la suficiente para alcanzar una órbita estable.

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