Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę położenie promieniowe, mimośród i moment pędu Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń
Formułę używana
Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej = acos((Moment pędu orbity eliptycznej^2/([GM.Earth]*Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej)-1)/Mimośród orbity eliptycznej)
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee)
Ta formuła używa 1 Stałe, 2 Funkcje, 4 Zmienne
Używane stałe
[GM.Earth] - Geocentryczna stała grawitacyjna Ziemi Wartość przyjęta jako 3.986004418E+14
Używane funkcje
cos - Cosinus kąta to stosunek przyprostokątnej przylegającej do kąta do przeciwprostokątnej trójkąta., cos(Angle)
acos - Funkcja odwrotnego cosinusa jest funkcją odwrotną do funkcji cosinusa. Jest to funkcja, która przyjmuje stosunek jako dane wejściowe i zwraca kąt, którego cosinus jest równy temu stosunkowi., acos(Number)
Używane zmienne
Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej - (Mierzone w Radian) - Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej mierzy kąt pomiędzy aktualną pozycją obiektu a perygeum (punktem największego zbliżenia się do ciała centralnego), patrząc z ogniska orbity.
Moment pędu orbity eliptycznej - (Mierzone w Metr kwadratowy na sekundę) - Moment pędu orbity eliptycznej to podstawowa wielkość fizyczna charakteryzująca ruch obrotowy obiektu na orbicie wokół ciała niebieskiego, takiego jak planeta lub gwiazda.
Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej - (Mierzone w Metr) - Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej odnosi się do odległości satelity w kierunku promieniowym lub w linii prostej łączącej satelitę ze środkiem ciała.
Mimośród orbity eliptycznej - Mimośród orbity eliptycznej jest miarą tego, jak rozciągnięty lub wydłużony jest kształt orbity.
KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową
Moment pędu orbity eliptycznej: 65750 Kilometr kwadratowy na sekundę --> 65750000000 Metr kwadratowy na sekundę (Sprawdź konwersję ​tutaj)
Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej: 18865 Kilometr --> 18865000 Metr (Sprawdź konwersję ​tutaj)
Mimośród orbity eliptycznej: 0.6 --> Nie jest wymagana konwersja
KROK 2: Oceń formułę
Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee) --> acos((65750000000^2/([GM.Earth]*18865000)-1)/0.6)
Ocenianie ... ...
θe = 2.35815230055879
KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia
2.35815230055879 Radian -->135.11217427111 Stopień (Sprawdź konwersję ​tutaj)
OSTATNIA ODPOWIEDŹ
135.11217427111 135.1122 Stopień <-- Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej
(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Kredyty

Creator Image
Stworzone przez Surowy Raj
Indyjski Instytut Technologii w Kharagpur (IIT KGP), Bengal Zachodni
Surowy Raj utworzył ten kalkulator i 50+ więcej kalkulatorów!
Verifier Image
Zweryfikowane przez Kartikay Pandit
Narodowy Instytut Technologiczny (GNIDA), Hamirpur
Kartikay Pandit zweryfikował ten kalkulator i 400+ więcej kalkulatorów!

Parametry orbity eliptycznej Kalkulatory

Mimośrodowość orbity eliptycznej przy danym apogeum i perygeum
​ LaTeX ​ Iść Mimośród orbity eliptycznej = (Promień apogeum na orbicie eliptycznej-Promień perygeum na orbicie eliptycznej)/(Promień apogeum na orbicie eliptycznej+Promień perygeum na orbicie eliptycznej)
Promień apogeum orbity eliptycznej przy uwzględnieniu momentu pędu i mimośrodu
​ LaTeX ​ Iść Promień apogeum na orbicie eliptycznej = Moment pędu orbity eliptycznej^2/([GM.Earth]*(1-Mimośród orbity eliptycznej))
Półwiększa oś orbity eliptycznej, biorąc pod uwagę promienie apogeum i perygeum
​ LaTeX ​ Iść Półoś wielka orbity eliptycznej = (Promień apogeum na orbicie eliptycznej+Promień perygeum na orbicie eliptycznej)/2
Moment pędu na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę promień apogeum i prędkość apogeum
​ LaTeX ​ Iść Moment pędu orbity eliptycznej = Promień apogeum na orbicie eliptycznej*Prędkość satelity w apogeum

Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej, biorąc pod uwagę położenie promieniowe, mimośród i moment pędu Formułę

​LaTeX ​Iść
Prawdziwa anomalia na orbicie eliptycznej = acos((Moment pędu orbity eliptycznej^2/([GM.Earth]*Pozycja promieniowa na orbicie eliptycznej)-1)/Mimośród orbity eliptycznej)
θe = acos((he^2/([GM.Earth]*re)-1)/ee)

Co to są trajektorie paraboliczne?

Trajektoria paraboliczna to rodzaj ścieżki, po której obiekt podąża pod wpływem grawitacji, gdy ma prędkość wystarczającą do uniknięcia przyciągania grawitacyjnego masywnego ciała, ale niewystarczającą do osiągnięcia stabilnej orbity.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!