\[r=a(1-e\cos E)\]
Variables
rradio orbital (m)
asemieje mayor (m)
eexcentricidad orbital
Eanomalía excéntrica (rad)
Descripción
¿Qué calcula esta fórmula?
Esta fórmula calcula el radio orbital instantáneo de un cuerpo en una órbita elíptica utilizando la anomalía excéntrica. Es ampliamente utilizada en mecánica celeste y simulaciones orbitales.
Cuándo se utiliza
Se utiliza cuando se conocen el semieje mayor, la excentricidad orbital y la anomalía excéntrica, y se necesita determinar la distancia entre el foco y el cuerpo en órbita.
Ejemplo
Un satélite tiene:
a=10000 km
e=0.2
E=60°
Convertir:
E=1.047 rad
Fórmula:
r=a*(1-e*cos(E))
Sustitución:
r=10000*(1-0.2*cos(1.047))
Resultado:
r≈9000 km
El satélite se encuentra aproximadamente a 9000 km del foco.
Aplicaciones
- Simulaciones orbitales
- Análisis de trayectorias satelitales
- Mecánica celeste
- Cálculos de misiones espaciales
- Modelado de órbitas elípticas