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

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Paramètres de l'orbite elliptique

Position orbitale en fonction du temps

✖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.ⓘ Axe semi-majeur de l'orbite elliptique [a_e]

+10%

-10%

✖L'énergie spécifique de l'orbite elliptique est l'énergie orbitale totale par unité de masse d'un corps en orbite. C'est la somme de l'énergie cinétique et de l'énergie potentielle gravitationnelle.ⓘ Énergie spécifique de l'orbite elliptique étant donné l'axe semi-majeur [ε_e]

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Formule

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

Formule

`"ε"_{"e"} = -"[GM.Earth]"/(2*"a"_{"e"})`

Exemple

`"-11765.066169kJ/kg"=-"[GM.Earth]"/(2*"16940km")`

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

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul

Formule utilisée

Énergie spécifique de l'orbite elliptique = -[GM.Earth]/(2*Axe semi-majeur de l'orbite elliptique)
ε_e = -[GM.Earth]/(2*a_e)
Cette formule utilise 1 Constantes, 2 Variables

Constantes utilisées

[GM.Earth] - Constante gravitationnelle géocentrique de la Terre Valeur prise comme 3.986004418E+14

Variables utilisées

Énergie spécifique de l'orbite elliptique - (Mesuré en Joule par Kilogramme) - L'énergie spécifique de l'orbite elliptique est l'énergie orbitale totale par unité de masse d'un corps en orbite. C'est la somme de l'énergie cinétique et de l'énergie potentielle gravitationnelle.
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.

ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base

Axe semi-majeur de l'orbite elliptique: 16940 Kilomètre --> 16940000 Mètre (Vérifiez la conversion ici)

ÉTAPE 2: Évaluer la formule

Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule

ε_e = -[GM.Earth]/(2*a_e) --> -[GM.Earth]/(2*16940000)

Évaluer ... ...

ε_e = -11765066.1688312

ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie

-11765066.1688312 Joule par Kilogramme -->-11765.0661688312 Kilojoule par Kilogramme (Vérifiez la conversion ici)

RÉPONSE FINALE

-11765.0661688312 ≈ -11765.066169 Kilojoule par Kilogramme <-- Énergie spécifique de l'orbite elliptique

(Calcul effectué en 00.004 secondes)

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Crédits

Créé par Karavadiya Divykumar Rasikbhai

Institut hindou de technologie et des sciences (LES COUPS), Chennai, Indien

Karavadiya Divykumar Rasikbhai a créé cette calculatrice et 10+ autres calculatrices!

Vérifié par Anshika Arya

Institut national de technologie (LENTE), Hamirpur

Anshika Arya a validé cette calculatrice et 2500+ 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)

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

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

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