Véritable anomalie dans l'orbite elliptique étant donné la position radiale, l'excentricité et le moment angulaire Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul
Formule utilisée
Véritable anomalie en orbite elliptique = acos((Moment angulaire de l'orbite elliptique^2/([GM.Earth]*Position radiale sur orbite elliptique)-1)/Excentricité de l'orbite elliptique)
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee)
Cette formule utilise 1 Constantes, 2 Les fonctions, 4 Variables
Constantes utilisées
[GM.Earth] - Constante gravitationnelle géocentrique de la Terre Valeur prise comme 3.986004418E+14
Fonctions utilisées
cos - Le cosinus d'un angle est le rapport du côté adjacent à l'angle à l'hypoténuse du triangle., cos(Angle)
acos - La fonction cosinus inverse est la fonction inverse de la fonction cosinus. C'est la fonction qui prend un rapport en entrée et renvoie l'angle dont le cosinus est égal à ce rapport., acos(Number)
Variables utilisées
Véritable anomalie en orbite elliptique - (Mesuré en Radian) - La véritable anomalie en orbite elliptique mesure l'angle entre la position actuelle de l'objet et le périgée (le point d'approche le plus proche du corps central) vu depuis le foyer de l'orbite.
Moment angulaire de l'orbite elliptique - (Mesuré en Mètre carré par seconde) - Le moment angulaire de l'orbite elliptique est une grandeur physique fondamentale qui caractérise le mouvement de rotation d'un objet en orbite autour d'un corps céleste, comme une planète ou une étoile.
Position radiale sur orbite elliptique - (Mesuré en Mètre) - La position radiale sur l'orbite elliptique fait référence à la distance du satellite le long de la direction radiale ou en ligne droite reliant le satellite et le centre du corps.
Excentricité de l'orbite elliptique - L'excentricité de l'orbite elliptique est une mesure de l'étirement ou de l'allongement de la forme de l'orbite.
ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base
Moment angulaire de l'orbite elliptique: 65750 Kilomètre carré par seconde --> 65750000000 Mètre carré par seconde (Vérifiez la conversion ​ici)
Position radiale sur orbite elliptique: 18865 Kilomètre --> 18865000 Mètre (Vérifiez la conversion ​ici)
Excentricité de l'orbite elliptique: 0.6 --> Aucune conversion requise
ÉTAPE 2: Évaluer la formule
Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee) --> acos((65750000000^2/([GM.Earth]*18865000)-1)/0.6)
Évaluer ... ...
θe = 2.35815230055879
ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie
2.35815230055879 Radian -->135.11217427111 Degré (Vérifiez la conversion ​ici)
RÉPONSE FINALE
135.11217427111 135.1122 Degré <-- Véritable anomalie en orbite elliptique
(Calcul effectué en 00.020 secondes)

Crédits

Creator Image
Créé par Raj dur
Institut indien de technologie, Kharagpur (IIT KGP), Bengale-Occidental
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Vérifié par Kartikay Pandit
Institut national de technologie (LENTE), Hamirpur
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Paramètres de l'orbite elliptique Calculatrices

Excentricité de l'orbite elliptique compte tenu de l'apogée et du périgée
​ LaTeX ​ Aller Excentricité de l'orbite elliptique = (Rayon d'apogée en orbite elliptique-Rayon du périgée en orbite elliptique)/(Rayon d'apogée en orbite elliptique+Rayon du périgée en orbite elliptique)
Rayon d'apogée de l'orbite elliptique étant donné le moment angulaire et l'excentricité
​ LaTeX ​ Aller Rayon d'apogée en orbite elliptique = Moment angulaire de l'orbite elliptique^2/([GM.Earth]*(1-Excentricité de l'orbite elliptique))
Demi-grand axe de l'orbite elliptique étant donné les rayons de l'apogée et du périgée
​ LaTeX ​ Aller Axe semi-majeur de l'orbite elliptique = (Rayon d'apogée en orbite elliptique+Rayon du périgée en orbite elliptique)/2
Moment angulaire en orbite elliptique étant donné le rayon d'apogée et la vitesse d'apogée
​ LaTeX ​ Aller Moment angulaire de l'orbite elliptique = Rayon d'apogée en orbite elliptique*Vitesse du satellite à Apogée

Véritable anomalie dans l'orbite elliptique étant donné la position radiale, l'excentricité et le moment angulaire Formule

​LaTeX ​Aller
Véritable anomalie en orbite elliptique = acos((Moment angulaire de l'orbite elliptique^2/([GM.Earth]*Position radiale sur orbite elliptique)-1)/Excentricité de l'orbite elliptique)
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee)

Qu'est-ce que les trajectoires paraboliques ?

Une trajectoire parabolique est un type de chemin qu'un objet suit sous l'influence de la gravité lorsqu'il a juste assez de vitesse pour échapper à l'attraction gravitationnelle d'un corps massif, mais pas assez pour atteindre une orbite stable.

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