wyprowadź wzór na promień r orbity satelity stacjonarnego Ziemi mając daną masę Ziemi M i okres obrotu Ziemi wokół własnej osi Tz. wyprowadź jednostki z końcowego wzoru

[latex]mg = frac{GM_z m }{R^2 } /:m [/latex] [latex]g = a = frac{GM_z }{R^2} [/latex] [latex]a = frac{V^2}{R} [/latex] [latex] frac{V^2}{R} = frac{GM_z}{R^2} V^2 * R^2 = GM_zR /:R_ V^2 * R = GM_z[/latex] [latex]V^2 = frac{4 pi ^2R^2}{T^2} [/latex] [latex] frac{4 pi ^2R^2*R}{T^2} = GM[/latex] [latex]4 pi ^2R^3 = GMT^2[/latex] [latex]R = sqrt[3]{ frac{GMT^2}{4 pi ^2} } [/latex]