Anomalia eccentrica iperbolica data l'eccentricità e l'anomalia vera Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo
Formula utilizzata
Anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica = 2*atanh(sqrt((Eccentricità dell'orbita iperbolica-1)/(Eccentricità dell'orbita iperbolica+1))*tan(Vera anomalia/2))
F = 2*atanh(sqrt((eh-1)/(eh+1))*tan(θ/2))
Questa formula utilizza 4 Funzioni, 3 Variabili
Funzioni utilizzate
tan - La tangente di un angolo è il rapporto trigonometrico tra la lunghezza del lato opposto all'angolo e la lunghezza del lato adiacente all'angolo in un triangolo rettangolo., tan(Angle)
sqrt - Una funzione radice quadrata è una funzione che accetta un numero non negativo come input e restituisce la radice quadrata del numero di input specificato., sqrt(Number)
tanh - La funzione tangente iperbolica (tanh) è una funzione definita come il rapporto tra la funzione seno iperbolica (sinh) e la funzione coseno iperbolica (cosh)., tanh(Number)
atanh - La funzione tangente iperbolica inversa restituisce il valore la cui tangente iperbolica è un numero., atanh(Number)
Variabili utilizzate
Anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica - (Misurato in Radiante) - L'anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica è un parametro angolare che caratterizza la posizione di un oggetto all'interno della sua traiettoria iperbolica.
Eccentricità dell'orbita iperbolica - L'eccentricità dell'orbita iperbolica descrive quanto l'orbita differisce da un cerchio perfetto e questo valore è generalmente compreso tra 1 e infinito.
Vera anomalia - (Misurato in Radiante) - La vera anomalia misura l'angolo tra la posizione attuale dell'oggetto e il perigeo (il punto di avvicinamento più vicino al corpo centrale) se visto dal fuoco dell'orbita.
PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base
Eccentricità dell'orbita iperbolica: 1.339 --> Nessuna conversione richiesta
Vera anomalia: 109 Grado --> 1.90240888467346 Radiante (Controlla la conversione ​qui)
FASE 2: valutare la formula
Sostituzione dei valori di input nella formula
F = 2*atanh(sqrt((eh-1)/(eh+1))*tan(θ/2)) --> 2*atanh(sqrt((1.339-1)/(1.339+1))*tan(1.90240888467346/2))
Valutare ... ...
F = 1.19067631954554
PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output
1.19067631954554 Radiante -->68.2207278761425 Grado (Controlla la conversione ​qui)
RISPOSTA FINALE
68.2207278761425 68.22073 Grado <-- Anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica
(Calcolo completato in 00.004 secondi)

Titoli di coda

Creator Image
Creato da Raj duro
Istituto indiano di tecnologia, Kharagpur (IIT KGP), Bengala occidentale
Raj duro ha creato questa calcolatrice e altre 50+ altre calcolatrici!
Verifier Image
Verificato da Kartikay Pandit
Istituto Nazionale di Tecnologia (NIT), Hamirpur
Kartikay Pandit ha verificato questa calcolatrice e altre 400+ altre calcolatrici!

Posizione orbitale in funzione del tempo Calcolatrici

Tempo trascorso dal periapsi nell'orbita iperbolica data l'anomalia eccentrica iperbolica
​ LaTeX ​ Partire Tempo dal Periapsis = Momento angolare dell'orbita iperbolica^3/([GM.Earth]^2*(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1)^(3/2))*(Eccentricità dell'orbita iperbolica*sinh(Anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica)-Anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica)
Anomalia eccentrica iperbolica data l'eccentricità e l'anomalia vera
​ LaTeX ​ Partire Anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica = 2*atanh(sqrt((Eccentricità dell'orbita iperbolica-1)/(Eccentricità dell'orbita iperbolica+1))*tan(Vera anomalia/2))
Anomalia media nell'orbita iperbolica data l'anomalia eccentrica iperbolica
​ LaTeX ​ Partire Anomalia media nell'orbita iperbolica = Eccentricità dell'orbita iperbolica*sinh(Anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica)-Anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica
Tempo trascorso dal periasse in orbita iperbolica data l'anomalia media
​ LaTeX ​ Partire Tempo dal Periapsis = Momento angolare dell'orbita iperbolica^3/([GM.Earth]^2*(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1)^(3/2))*Anomalia media nell'orbita iperbolica

Anomalia eccentrica iperbolica data l'eccentricità e l'anomalia vera Formula

​LaTeX ​Partire
Anomalia eccentrica nell'orbita iperbolica = 2*atanh(sqrt((Eccentricità dell'orbita iperbolica-1)/(Eccentricità dell'orbita iperbolica+1))*tan(Vera anomalia/2))
F = 2*atanh(sqrt((eh-1)/(eh+1))*tan(θ/2))

Cosa sono le traiettorie di fuga?

Una traiettoria di fuga, detta anche traiettoria di fuga o orbita di fuga, è una traiettoria seguita da un oggetto, come un veicolo spaziale o un corpo celeste come una cometa, che gli permette di liberarsi dall'influenza gravitazionale di un corpo centrale (come come un pianeta o una stella) ed entrare in un'orbita illimitata attorno al corpo centrale o continuare a viaggiare nello spazio indefinitamente.

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