Demi-grand axe de l'orbite elliptique étant donné les rayons de l'apogée et du périgée Calculatrice

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Paramètres de l'orbite elliptique

Position orbitale en fonction du temps

✖Le rayon d'apogée en orbite elliptique représente la distance maximale entre un corps en orbite et l'objet sur lequel il orbite.ⓘ Rayon d'apogée en orbite elliptique [r_e,apogee]			+10% -10%
✖Le rayon du périgée en orbite elliptique fait référence à la distance entre le centre de la Terre et le point de l'orbite d'un satellite le plus proche de la surface de la Terre.ⓘ Rayon du périgée en orbite elliptique [r_e,perigee]			+10% -10%

✖Le demi-grand axe de l'orbite elliptique est la moitié du grand axe, qui est le diamètre le plus long de l'ellipse décrivant l'orbite.ⓘ Demi-grand axe de l'orbite elliptique étant donné les rayons de l'apogée et du périgée [a_e]

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Formule

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Demi-grand axe de l'orbite elliptique étant donné les rayons de l'apogée et du périgée

Formule

`"a"_{"e"} = ("r"_{"e,apogee"}+"r"_{"e,perigee"})/2`

Exemple

`"16944km"=("27110km"+"6778km")/2`

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Demi-grand axe de l'orbite elliptique étant donné les rayons de l'apogée et du périgée Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul

Formule utilisée

Axe semi-majeur de l'orbite elliptique = (Rayon d'apogée en orbite elliptique+Rayon du périgée en orbite elliptique)/2
a_e = (r_e,apogee+r_e,perigee)/2
Cette formule utilise 3 Variables

Variables utilisées

Axe semi-majeur de l'orbite elliptique - (Mesuré en Mètre) - Le demi-grand axe de l'orbite elliptique est la moitié du grand axe, qui est le diamètre le plus long de l'ellipse décrivant l'orbite.
Rayon d'apogée en orbite elliptique - (Mesuré en Mètre) - Le rayon d'apogée en orbite elliptique représente la distance maximale entre un corps en orbite et l'objet sur lequel il orbite.
Rayon du périgée en orbite elliptique - (Mesuré en Mètre) - Le rayon du périgée en orbite elliptique fait référence à la distance entre le centre de la Terre et le point de l'orbite d'un satellite le plus proche de la surface de la Terre.

ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base

Rayon d'apogée en orbite elliptique: 27110 Kilomètre --> 27110000 Mètre (Vérifiez la conversion ici)
Rayon du périgée en orbite elliptique: 6778 Kilomètre --> 6778000 Mètre (Vérifiez la conversion ici)

ÉTAPE 2: Évaluer la formule

Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule

a_e = (r_e,apogee+r_e,perigee)/2 --> (27110000+6778000)/2

Évaluer ... ...

a_e = 16944000

ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie

16944000 Mètre -->16944 Kilomètre (Vérifiez la conversion ici)

RÉPONSE FINALE

16944 Kilomètre <-- Axe semi-majeur de l'orbite elliptique

(Calcul effectué en 00.004 secondes)

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Crédits

Créé par Raj dur

Institut indien de technologie, Kharagpur (IIT KGP), Bengale-Occidental

Raj dur a créé cette calculatrice et 50+ autres calculatrices!

Vérifié par Kartikay Pandit

Institut national de technologie (LENTE), Hamirpur

Kartikay Pandit a validé cette calculatrice et 400+ autres calculatrices!

< 17 Paramètres de l'orbite elliptique Calculatrices

Véritable anomalie dans l'orbite elliptique étant donné la position radiale, l'excentricité et le moment angulaire

Aller Véritable anomalie en orbite elliptique = acos((Moment angulaire de l'orbite elliptique^2/([GM.Earth]*Position radiale sur orbite elliptique)-1)/Excentricité de l'orbite elliptique)

Période de temps de l'orbite elliptique étant donné l'axe semi-majeur

Aller Période de temps de l'orbite elliptique = 2*pi*Axe semi-majeur de l'orbite elliptique^2*sqrt(1-Excentricité de l'orbite elliptique^2)/Moment angulaire de l'orbite elliptique

Vitesse radiale en orbite elliptique étant donné la véritable anomalie, l'excentricité et le moment angulaire

Aller Vitesse radiale du satellite = [GM.Earth]*Excentricité de l'orbite elliptique*sin(Véritable anomalie en orbite elliptique)/Moment angulaire de l'orbite elliptique

Excentricité de l'orbite elliptique compte tenu de l'apogée et du périgée

Aller Excentricité de l'orbite elliptique = (Rayon d'apogée en orbite elliptique-Rayon du périgée en orbite elliptique)/(Rayon d'apogée en orbite elliptique+Rayon du périgée en orbite elliptique)

Période de temps pour une révolution complète étant donné l'élan angulaire

Aller Période de temps de l'orbite elliptique = (2*pi*Axe semi-majeur de l'orbite elliptique*Axe semi-mineur de l'orbite elliptique)/Moment angulaire de l'orbite elliptique

Période de temps de l'orbite elliptique étant donné le moment angulaire et l'excentricité

Aller Période de temps de l'orbite elliptique = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(Moment angulaire de l'orbite elliptique/sqrt(1-Excentricité de l'orbite elliptique^2))^3

Période de temps d'orbite elliptique étant donné le moment angulaire

Aller Période de temps de l'orbite elliptique = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(Moment angulaire de l'orbite elliptique/sqrt(1-Excentricité de l'orbite elliptique^2))^3

Rayon d'apogée de l'orbite elliptique étant donné le moment angulaire et l'excentricité

Aller Rayon d'apogée en orbite elliptique = Moment angulaire de l'orbite elliptique^2/([GM.Earth]*(1-Excentricité de l'orbite elliptique))

Énergie spécifique de l'orbite elliptique étant donné le moment angulaire

Aller Énergie spécifique de l'orbite elliptique = -1/2*[GM.Earth]^2/Moment angulaire de l'orbite elliptique^2*(1-Excentricité de l'orbite elliptique^2)

Rayon moyen en azimut étant donné les rayons d'apogée et de périgée

Aller Rayon moyen de l'azimut = sqrt(Rayon d'apogée en orbite elliptique*Rayon du périgée en orbite elliptique)

Demi-grand axe de l'orbite elliptique étant donné les rayons de l'apogée et du périgée

Aller Axe semi-majeur de l'orbite elliptique = (Rayon d'apogée en orbite elliptique+Rayon du périgée en orbite elliptique)/2

Moment angulaire en orbite elliptique étant donné le rayon du périgée et la vitesse du périgée

Aller Moment angulaire de l'orbite elliptique = Rayon du périgée en orbite elliptique*Vitesse du satellite au périgée

Vitesse radiale en orbite elliptique étant donné la position radiale et le moment angulaire

Aller Vitesse radiale du satellite = Moment angulaire de l'orbite elliptique/Position radiale sur orbite elliptique

Moment angulaire en orbite elliptique étant donné le rayon d'apogée et la vitesse d'apogée

Aller Moment angulaire de l'orbite elliptique = Rayon d'apogée en orbite elliptique*Vitesse du satellite à Apogée

Vitesse d'apogée en orbite elliptique étant donné le moment angulaire et le rayon d'apogée

Aller Vitesse du satellite à Apogée = Moment angulaire de l'orbite elliptique/Rayon d'apogée en orbite elliptique

Excentricité de l'orbite

Aller Excentricité de l'orbite elliptique = Distance entre deux foyers/(2*Axe semi-majeur de l'orbite elliptique)

Énergie spécifique de l'orbite elliptique étant donné l'axe semi-majeur

Aller Énergie spécifique de l'orbite elliptique = -[GM.Earth]/(2*Axe semi-majeur de l'orbite elliptique)

Demi-grand axe de l'orbite elliptique étant donné les rayons de l'apogée et du périgée Formule

Axe semi-majeur de l'orbite elliptique = (Rayon d'apogée en orbite elliptique+Rayon du périgée en orbite elliptique)/2
a_e = (r_e,apogee+r_e,perigee)/2

Que signifie l’orbite elliptique ?

La définition d'une orbite elliptique est un chemin de forme ovale, comme un cercle légèrement allongé. Cela est dû aux interactions gravitationnelles entre le Soleil, les planètes et autres corps célestes qui se déplacent selon des trajectoires elliptiques.

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