Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità calcolatrice

✖Il momento angolare dell'orbita iperbolica è una quantità fisica fondamentale che caratterizza il movimento rotatorio di un oggetto in orbita attorno a un corpo celeste, come un pianeta o una stella.ⓘ Momento angolare dell'orbita iperbolica [h_h]			+10% -10%
✖L'eccentricità dell'orbita iperbolica descrive quanto l'orbita differisce da un cerchio perfetto e questo valore è generalmente compreso tra 1 e infinito.ⓘ Eccentricità dell'orbita iperbolica [e_h]			+10% -10%

✖Il semiasse maggiore dell'orbita iperbolica è un parametro fondamentale che caratterizza la dimensione e la forma della traiettoria iperbolica. Rappresenta la metà della lunghezza dell'asse maggiore dell'orbita.ⓘ Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità [a_h]

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Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica = Momento angolare dell'orbita iperbolica^2/([GM.Earth]*(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1))
a_h = h_h^2/([GM.Earth]*(e_h^2-1))
Questa formula utilizza 1 Costanti, 3 Variabili

Costanti utilizzate

[GM.Earth] - Costante gravitazionale geocentrica della Terra Valore preso come 3.986004418E+14

Variabili utilizzate

Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica - (Misurato in Metro) - Il semiasse maggiore dell'orbita iperbolica è un parametro fondamentale che caratterizza la dimensione e la forma della traiettoria iperbolica. Rappresenta la metà della lunghezza dell'asse maggiore dell'orbita.
Momento angolare dell'orbita iperbolica - (Misurato in Metro quadrato al secondo) - Il momento angolare dell'orbita iperbolica è una quantità fisica fondamentale che caratterizza il movimento rotatorio di un oggetto in orbita attorno a un corpo celeste, come un pianeta o una stella.
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.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Momento angolare dell'orbita iperbolica: 65700 Chilometro quadrato al secondo --> 65700000000 Metro quadrato al secondo (Controlla la conversione qui)
Eccentricità dell'orbita iperbolica: 1.339 --> Nessuna conversione richiesta

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

a_h = h_h^2/([GM.Earth]*(e_h^2-1)) --> 65700000000^2/([GM.Earth]*(1.339^2-1))

Valutare ... ...

a_h = 13657243.2077571

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

13657243.2077571 Metro -->13657.2432077571 Chilometro (Controlla la conversione qui)

RISPOSTA FINALE

13657.2432077571 ≈ 13657.24 Chilometro <-- Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

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Titoli di coda

Creato da Raj duro

Istituto indiano di tecnologia, Kharagpur (IIT KGP), Bengala occidentale

Raj duro ha creato questa calcolatrice e altre 50+ altre calcolatrici!

Verificato da Kartikay Pandit

Istituto Nazionale di Tecnologia (NIT), Hamirpur

Kartikay Pandit ha verificato questa calcolatrice e altre 400+ altre calcolatrici!

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Posizione radiale nell'orbita iperbolica dato il momento angolare, la vera anomalia e l'eccentricità

LaTeX Partire Posizione radiale nell'orbita iperbolica = Momento angolare dell'orbita iperbolica^2/([GM.Earth]*(1+Eccentricità dell'orbita iperbolica*cos(Vera anomalia)))

Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità

LaTeX Partire Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica = Momento angolare dell'orbita iperbolica^2/([GM.Earth]*(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1))

Raggio del perigeo dell'orbita iperbolica dati il momento angolare e l'eccentricità

LaTeX Partire Raggio del perigeo = Momento angolare dell'orbita iperbolica^2/([GM.Earth]*(1+Eccentricità dell'orbita iperbolica))

Angolo di svolta data l'eccentricità

LaTeX Partire Angolo di svolta = 2*asin(1/Eccentricità dell'orbita iperbolica)

Vedi altro >>

Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica dato momento angolare ed eccentricità Formula

LaTeX Partire

Semiasse maggiore dell'orbita iperbolica = Momento angolare dell'orbita iperbolica^2/([GM.Earth]*(Eccentricità dell'orbita iperbolica^2-1))
a_h = h_h^2/([GM.Earth]*(e_h^2-1))

Cos'è il semiasse maggiore dell'orbita iperbolica?

In un'orbita iperbolica, il semiasse maggiore è leggermente diverso da quello delle orbite ellittiche. Il semiasse maggiore in un'orbita ellittica rappresenta la metà del diametro più lungo dell'ellisse. Tuttavia, in un'orbita iperbolica, la traiettoria non forma una curva chiusa come un'ellisse; invece, è a tempo indeterminato.

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