Нужно решение!С оформлением

Для орбиты уравнивается гравитационная сила и центробежная сила, при этом тело всё время падает, а Земля как бы ускользает из - под него. m*ω²*R=G*M*m/R², здесь m масса спутника, M масса Земли, G гравитационная постоянная, R расстояние в метрах от центра Земли до спутника, ω  угловая скорость вращения спутника. Сокращаем с обоих сторон массу спутника, тогда R=∛(G*M/ω²). ω=2*π/(24*3600)=7,27*10-⁵ рад/секунду (в знаменателе стоит количество секунд за сутки). Справочные данные G=6,674*10-¹¹ Н*м²/кг², M=5,9736*10²⁴ кг. Подставляем R=∛(6,674*10-¹¹*5,9736*10²⁴/(7,27*10-⁵)²)=4,225*10⁷ метров. Высота спутника над Землей будет H=R-6400*10³=4,225*10⁷ - 6400*10³=3,585*10⁷ метров, здесь 6400 - радиус Земли в километрах. Линейная скорость спутника v=ω*R=7,27*10-⁵*4,225*10⁷ =3072 м/с.
ответ H=3,585*10⁷ метров, период обращения 24 часа, линейная скорость спутника v=ω*R=7,27*10-⁵*4,225*10⁷ =3072 м/с. Орбита должна лежать в плоскости экватора.

Решение: средняя скорость пути равна v=s/t , где s = s1 + s2 + s3 ; s1 = s2 = s3 (по условию школьник проехал «1/3 пути», затем «еще 1/3 пути» и в конце «последнюю треть пути»); t = t1 + t2 + t3 ; s1 = δr1 = υ1·t1 ; t1 = s1/υ1 ; t2 = s2/υ2 ; t3 = s3/υ3 ; υ1 = 40 км/ч; υ2 = 20 км/ч; υ3 = 10 км/ч. тогда ~\upsilon _{cp} = \frac{s_1 + s_2 + s_3}{t_1 + t_2 + t_3} = \frac{s_1 + s_2 + s_3}{\frac{s_1}{\upsilon _1} + \frac{s_2}{\upsilon _2} + \frac{s_3}{\upsilon _3}} = \frac{s_1 + s_1 + s_1}{\frac{s_1}{\upsilon _1} + \frac{s_1}{\upsilon _2} + \frac{s_1}{\upsilon _3}} = \frac{3}{\frac{1}{\upsilon _1} + \frac{1}{\upsilon _2} + \frac{1}{\upsilon _3}} ; υср ≈ 17 км/ч. ответ: примерно 17 км/ч.