Calculadora A a Z
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⤿
Parámetros de órbita elíptica
Posición orbital en función del tiempo
✖
El semieje mayor de la órbita elíptica es la mitad del eje mayor, que es el diámetro más largo de la elipse que describe la órbita.
ⓘ
Semieje mayor de la órbita elíptica [a
e
]
Aln
Angstrom
Arpent
Unidad Astronómica
attómetro
AU de longitud
Barleycorn
Billion Light Año
Radio de Bohr
Cable (Internacional)
Cable (Reino Unido)
Cable (US)
Caliber
Centímetro
Chain
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Codo (Largo)
Cubit (Reino Unido)
Decámetro
Decímetro
Distancia de la Tierra a la Luna
Distancia de la Tierra al Sol
Radio ecuatorial de la Tierra
Radio polar de la Tierra
Radio de electrones (Clásico)
Ell
examinador
Famn
Fathom
Femtometro
Fermi
Finger (Paño)
Fingerbreadth
Pie
Pie (US Encuesta)
Furlong
gigámetro
Hand
Handbreadth
hectómetro
Pulgada
Ken
Kilómetro
kiloparsec
kiloyarda
Liga
Liga (Estatuto)
Año luz
Link
Megámetro
Megaparsec
Metro
Micropulgada
Micrómetro
Micrón
Mil
Milla
Milla (romana)
Milla (US Encuesta)
Milímetro
Millones de años luz
Nail (Paño)
nanómetro
Liga Náutica (int)
Liga náutica del Reino Unido
Milla Náutica (Internacional)
Milla náutica (Reino Unido)
Parsec
Perca
Petámetro
Pica
Picómetro
Longitud de Planck
Punto
Pole
Quarter
Reed
Caña (larga)
Rod
Actus romano
Rope
Ruso Archin
Span (Paño)
Radio del sol
Terámetro
toque
Vara Castellana
Vara Conuquera
Vara De Tarea
Yarda
Yoctómetro
Yottameter
Zeptómetro
Zettameter
+10%
-10%
✖
La energía específica de la órbita elíptica es la energía orbital total por unidad de masa de un cuerpo en órbita. Es la suma de la energía cinética y la energía potencial gravitacional.
ⓘ
Energía específica de la órbita elíptica dado el semieje mayor [ε
e
]
julio por centigramo
julio por gramo
Joule por kilogramo
Kilojulio por kilogramo
Metro cuadrado / segundo cuadrado
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Pasos
👎
Fórmula
✖
Energía específica de la órbita elíptica dado el semieje mayor
Fórmula
`"ε"_{"e"} = -"[GM.Earth]"/(2*"a"_{"e"})`
Ejemplo
`"-11765.066169kJ/kg"=-"[GM.Earth]"/(2*"16940km")`
Calculadora
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Energía específica de la órbita elíptica dado el semieje mayor Solución
PASO 0: Resumen del cálculo previo
Fórmula utilizada
Energía específica de la órbita elíptica
= -
[GM.Earth]
/(2*
Semieje mayor de la órbita elíptica
)
ε
e
= -
[GM.Earth]
/(2*
a
e
)
Esta fórmula usa
1
Constantes
,
2
Variables
Constantes utilizadas
[GM.Earth]
- La constante gravitacional geocéntrica de la Tierra Valor tomado como 3.986004418E+14
Variables utilizadas
Energía específica de la órbita elíptica
-
(Medido en Joule por kilogramo)
- La energía específica de la órbita elíptica es la energía orbital total por unidad de masa de un cuerpo en órbita. Es la suma de la energía cinética y la energía potencial gravitacional.
Semieje mayor de la órbita elíptica
-
(Medido en Metro)
- El semieje mayor de la órbita elíptica es la mitad del eje mayor, que es el diámetro más largo de la elipse que describe la órbita.
PASO 1: Convierta la (s) entrada (s) a la unidad base
Semieje mayor de la órbita elíptica:
16940 Kilómetro --> 16940000 Metro
(Verifique la conversión
aquí
)
PASO 2: Evaluar la fórmula
Sustituir valores de entrada en una fórmula
ε
e
= -[GM.Earth]/(2*a
e
) -->
-
[GM.Earth]
/(2*16940000)
Evaluar ... ...
ε
e
= -11765066.1688312
PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida
-11765066.1688312 Joule por kilogramo -->-11765.0661688312 Kilojulio por kilogramo
(Verifique la conversión
aquí
)
RESPUESTA FINAL
-11765.0661688312
≈
-11765.066169 Kilojulio por kilogramo
<--
Energía específica de la órbita elíptica
(Cálculo completado en 00.004 segundos)
Aquí estás
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Créditos
Creado por
Karavadiya Divykumar Rasikbhai
Instituto Hindustan de Tecnología y Ciencia
(GOLPES)
,
Chennai, India
¡Karavadiya Divykumar Rasikbhai ha creado esta calculadora y 10+ más calculadoras!
Verificada por
Anshika Arya
Instituto Nacional de Tecnología
(LIENDRE)
,
Hamirpur
¡Anshika Arya ha verificado esta calculadora y 2500+ más calculadoras!
<
17 Parámetros de órbita elíptica Calculadoras
Verdadera anomalía en la órbita elíptica dada la posición radial, la excentricidad y el momento angular
Vamos
Verdadera anomalía en órbita elíptica
=
acos
((
Momento angular de la órbita elíptica
^2/(
[GM.Earth]
*
Posición radial en órbita elíptica
)-1)/
Excentricidad de la órbita elíptica
)
Período de tiempo de la órbita elíptica dado el semieje mayor
Vamos
Período de tiempo de la órbita elíptica
= 2*
pi
*
Semieje mayor de la órbita elíptica
^2*
sqrt
(1-
Excentricidad de la órbita elíptica
^2)/
Momento angular de la órbita elíptica
Velocidad radial en órbita elíptica dada la verdadera anomalía, excentricidad y momento angular
Vamos
Velocidad radial del satélite
=
[GM.Earth]
*
Excentricidad de la órbita elíptica
*
sin
(
Verdadera anomalía en órbita elíptica
)/
Momento angular de la órbita elíptica
Excentricidad de la órbita elíptica dado apogeo y perigeo
Vamos
Excentricidad de la órbita elíptica
= (
Radio de apogeo en órbita elíptica
-
Radio de perigeo en órbita elíptica
)/(
Radio de apogeo en órbita elíptica
+
Radio de perigeo en órbita elíptica
)
Período de tiempo para una revolución completa dado el momento angular
Vamos
Período de tiempo de la órbita elíptica
= (2*
pi
*
Semieje mayor de la órbita elíptica
*
Semieje menor de la órbita elíptica
)/
Momento angular de la órbita elíptica
Período de tiempo de la órbita elíptica dado el momento angular y la excentricidad
Vamos
Período de tiempo de la órbita elíptica
= (2*
pi
)/[GM.Earth]^2*(
Momento angular de la órbita elíptica
/
sqrt
(1-
Excentricidad de la órbita elíptica
^2))^3
Período de tiempo de la órbita elíptica dado el momento angular
Vamos
Período de tiempo de la órbita elíptica
= (2*
pi
)/[GM.Earth]^2*(
Momento angular de la órbita elíptica
/
sqrt
(1-
Excentricidad de la órbita elíptica
^2))^3
Radio de apogeo de la órbita elíptica dado el momento angular y la excentricidad
Vamos
Radio de apogeo en órbita elíptica
=
Momento angular de la órbita elíptica
^2/(
[GM.Earth]
*(1-
Excentricidad de la órbita elíptica
))
Energía específica de la órbita elíptica dado el momento angular
Vamos
Energía específica de la órbita elíptica
= -1/2*[GM.Earth]^2/
Momento angular de la órbita elíptica
^2*(1-
Excentricidad de la órbita elíptica
^2)
Radio promediado en azimut dados los radios de apogeo y perigeo
Vamos
Radio promediado de azimut
=
sqrt
(
Radio de apogeo en órbita elíptica
*
Radio de perigeo en órbita elíptica
)
Momento angular en órbita elíptica dado el radio de perigeo y la velocidad de perigeo
Vamos
Momento angular de la órbita elíptica
=
Radio de perigeo en órbita elíptica
*
Velocidad del satélite en el perigeo
Eje semimayor de la órbita elíptica dados los radios de apogeo y perigeo
Vamos
Semieje mayor de la órbita elíptica
= (
Radio de apogeo en órbita elíptica
+
Radio de perigeo en órbita elíptica
)/2
Momento angular en órbita elíptica dado el radio del apogeo y la velocidad del apogeo
Vamos
Momento angular de la órbita elíptica
=
Radio de apogeo en órbita elíptica
*
Velocidad del satélite en el apogeo
Velocidad del apogeo en órbita elíptica dado el momento angular y el radio del apogeo
Vamos
Velocidad del satélite en el apogeo
=
Momento angular de la órbita elíptica
/
Radio de apogeo en órbita elíptica
Velocidad radial en órbita elíptica dada la posición radial y el momento angular
Vamos
Velocidad radial del satélite
=
Momento angular de la órbita elíptica
/
Posición radial en órbita elíptica
Excentricidad de la órbita
Vamos
Excentricidad de la órbita elíptica
=
Distancia entre dos focos
/(2*
Semieje mayor de la órbita elíptica
)
Energía específica de la órbita elíptica dado el semieje mayor
Vamos
Energía específica de la órbita elíptica
= -
[GM.Earth]
/(2*
Semieje mayor de la órbita elíptica
)
Energía específica de la órbita elíptica dado el semieje mayor Fórmula
Energía específica de la órbita elíptica
= -
[GM.Earth]
/(2*
Semieje mayor de la órbita elíptica
)
ε
e
= -
[GM.Earth]
/(2*
a
e
)
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