Vera anomalia nell'orbita ellittica data la posizione radiale, l'eccentricità e il momento angolare Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo
Formula utilizzata
Vera anomalia nell'orbita ellittica = acos((Momento angolare dell'orbita ellittica^2/([GM.Earth]*Posizione radiale nell'orbita ellittica)-1)/Eccentricità dell'orbita ellittica)
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee)
Questa formula utilizza 1 Costanti, 2 Funzioni, 4 Variabili
Costanti utilizzate
[GM.Earth] - Costante gravitazionale geocentrica della Terra Valore preso come 3.986004418E+14
Funzioni utilizzate
cos - Il coseno di un angolo è il rapporto tra il lato adiacente all'angolo e l'ipotenusa del triangolo., cos(Angle)
acos - La funzione coseno inversa è la funzione inversa della funzione coseno. È la funzione che accetta un rapporto come input e restituisce l'angolo il cui coseno è uguale a quel rapporto., acos(Number)
Variabili utilizzate
Vera anomalia nell'orbita ellittica - (Misurato in Radiante) - La vera anomalia nell'orbita ellittica 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.
Momento angolare dell'orbita ellittica - (Misurato in Metro quadrato al secondo) - Il momento angolare dell'orbita ellittica 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.
Posizione radiale nell'orbita ellittica - (Misurato in Metro) - La posizione radiale nell'orbita ellittica si riferisce alla distanza del satellite lungo la direzione radiale o rettilinea che collega il satellite e il centro del corpo.
Eccentricità dell'orbita ellittica - L'eccentricità dell'orbita ellittica è una misura di quanto è allungata o allungata la forma dell'orbita.
PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base
Momento angolare dell'orbita ellittica: 65750 Chilometro quadrato al secondo --> 65750000000 Metro quadrato al secondo (Controlla la conversione ​qui)
Posizione radiale nell'orbita ellittica: 18865 Chilometro --> 18865000 Metro (Controlla la conversione ​qui)
Eccentricità dell'orbita ellittica: 0.6 --> Nessuna conversione richiesta
FASE 2: valutare la formula
Sostituzione dei valori di input nella formula
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee) --> acos((65750000000^2/([GM.Earth]*18865000)-1)/0.6)
Valutare ... ...
θe = 2.35815230055879
PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output
2.35815230055879 Radiante -->135.11217427111 Grado (Controlla la conversione ​qui)
RISPOSTA FINALE
135.11217427111 135.1122 Grado <-- Vera anomalia nell'orbita ellittica
(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!

Parametri dell'orbita ellittica Calcolatrici

Eccentricità dell'orbita ellittica dati Apogeo e Perigeo
​ LaTeX ​ Partire Eccentricità dell'orbita ellittica = (Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica-Raggio del perigeo in orbita ellittica)/(Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica+Raggio del perigeo in orbita ellittica)
Raggio dell'apogeo dell'orbita ellittica dati il momento angolare e l'eccentricità
​ LaTeX ​ Partire Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica = Momento angolare dell'orbita ellittica^2/([GM.Earth]*(1-Eccentricità dell'orbita ellittica))
Semiasse maggiore dell'orbita ellittica dati i raggi dell'apogeo e del perigeo
​ LaTeX ​ Partire Semiasse maggiore dell'orbita ellittica = (Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica+Raggio del perigeo in orbita ellittica)/2
Momento angolare nell'orbita ellittica dati il raggio dell'apogeo e la velocità dell'apogeo
​ LaTeX ​ Partire Momento angolare dell'orbita ellittica = Raggio dell'apogeo nell'orbita ellittica*Velocità del satellite all'apogeo

Vera anomalia nell'orbita ellittica data la posizione radiale, l'eccentricità e il momento angolare Formula

​LaTeX ​Partire
Vera anomalia nell'orbita ellittica = acos((Momento angolare dell'orbita ellittica^2/([GM.Earth]*Posizione radiale nell'orbita ellittica)-1)/Eccentricità dell'orbita ellittica)
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee)

Cosa sono le traiettorie paraboliche?

Una traiettoria parabolica è un tipo di percorso che un oggetto segue sotto l'influenza della gravità quando ha una velocità appena sufficiente per sfuggire all'attrazione gravitazionale di un corpo massiccio, ma non abbastanza per raggiungere un'orbita stabile.

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