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Prima legge di Keplero calcolatrice

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Caratteristiche orbitali dei satelliti Orbita geostazionaria Propagazione delle onde radio

✖Il semiasse maggiore può essere utilizzato per determinare la dimensione dell'orbita del satellite. È la metà dell'asse maggiore.ⓘ Semiasse maggiore [a_semi]			+10% -10%
✖Semiasse minore è un segmento di linea che è ad angolo retto con il semiasse maggiore e ha un'estremità al centro della sezione conica.ⓘ Semi asse minore [b_semi]			+10% -10%

✖L'eccentricità si riferisce a una caratteristica dell'orbita seguita da un satellite attorno al suo corpo principale, tipicamente la Terra.ⓘ Prima legge di Keplero [e]

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Prima legge di Keplero Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Eccentricità = sqrt((Semiasse maggiore^2-Semi asse minore^2))/Semiasse maggiore
e = sqrt((a_semi^2-b_semi^2))/a_semi
Questa formula utilizza 1 Funzioni, 3 Variabili

Funzioni utilizzate

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)

Variabili utilizzate

Eccentricità - L'eccentricità si riferisce a una caratteristica dell'orbita seguita da un satellite attorno al suo corpo principale, tipicamente la Terra.
Semiasse maggiore - (Misurato in Metro) - Il semiasse maggiore può essere utilizzato per determinare la dimensione dell'orbita del satellite. È la metà dell'asse maggiore.
Semi asse minore - (Misurato in Metro) - Semiasse minore è un segmento di linea che è ad angolo retto con il semiasse maggiore e ha un'estremità al centro della sezione conica.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Semiasse maggiore: 581.7 Chilometro --> 581700 Metro (Controlla la conversione qui)
Semi asse minore: 577 Chilometro --> 577000 Metro (Controlla la conversione qui)

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

e = sqrt((a_semi^2-b_semi^2))/a_semi --> sqrt((581700^2-577000^2))/581700

Valutare ... ...

e = 0.126863114352173

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

0.126863114352173 --> Nessuna conversione richiesta

RISPOSTA FINALE

0.126863114352173 ≈ 0.126863 <-- Eccentricità

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

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Titoli di coda

Creato da Shobhit Dimri

Bipin Tripathi Kumaon Institute of Technology (BTKIT), Dwarahat

Shobhit Dimri ha creato questa calcolatrice e altre 900+ altre calcolatrici!

Verificato da Payal Priya

Istituto di tecnologia Birsa (PO), Sindri

Payal Priya ha verificato questa calcolatrice e altre 1900+ altre calcolatrici!

< Caratteristiche orbitali dei satelliti Calcolatrici

Anomalia media

LaTeX Partire Anomalia media = Anomalia eccentrica-Eccentricità*sin(Anomalia eccentrica)

Moto medio del satellite

LaTeX Partire Movimento medio = sqrt([GM.Earth]/Semiasse maggiore^3)

Tempo siderale locale

LaTeX Partire Ora siderale locale = Ora siderale di Greenwich+Longitudine est

Periodo anomalo

LaTeX Partire Periodo anomalo = (2*pi)/Movimento medio

Vedi altro >>

Prima legge di Keplero Formula

LaTeX Partire

Eccentricità = sqrt((Semiasse maggiore^2-Semi asse minore^2))/Semiasse maggiore
e = sqrt((a_semi^2-b_semi^2))/a_semi

Perché è importante la prima legge di Keplero?

La Prima Legge di Keplero è stata un passo fondamentale nel trasformare la nostra comprensione del sistema solare dai modelli geocentrici dell'antichità al modello eliocentrico che accettiamo oggi. Ha dimostrato l'importanza dell'evidenza empirica, del rigore matematico e dei dati osservativi nel far progredire la conoscenza scientifica.

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