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

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul
Formule utilisée
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
Te = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(he/sqrt(1-ee^2))^3
Cette formule utilise 2 Constantes, 1 Les fonctions, 3 Variables
Constantes utilisées
[GM.Earth] - Constante gravitationnelle géocentrique de la Terre Valeur prise comme 3.986004418E+14
pi - Constante d'Archimède Valeur prise comme 3.14159265358979323846264338327950288
Fonctions utilisées
sqrt - Une fonction racine carrée est une fonction qui prend un nombre non négatif comme entrée et renvoie la racine carrée du nombre d'entrée donné., sqrt(Number)
Variables utilisées
Période de temps de l'orbite elliptique - (Mesuré en Deuxième) - La période de temps de l'orbite elliptique est le temps qu'il faut à un objet astronomique donné pour terminer une orbite autour d'un autre objet.
Moment angulaire de l'orbite elliptique - (Mesuré en Mètre carré par seconde) - Le moment angulaire de l'orbite elliptique est une grandeur physique fondamentale qui caractérise le mouvement de rotation d'un objet en orbite autour d'un corps céleste, comme une planète ou une étoile.
Excentricité de l'orbite elliptique - L'excentricité de l'orbite elliptique est une mesure de l'étirement ou de l'allongement de la forme de l'orbite.
ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base
Moment angulaire de l'orbite elliptique: 65750 Kilomètre carré par seconde --> 65750000000 Mètre carré par seconde (Vérifiez la conversion ​ici)
Excentricité de l'orbite elliptique: 0.6 --> Aucune conversion requise
ÉTAPE 2: Évaluer la formule
Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule
Te = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(he/sqrt(1-ee^2))^3 --> (2*pi)/[GM.Earth]^2*(65750000000/sqrt(1-0.6^2))^3
Évaluer ... ...
Te = 21954.4027705855
ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie
21954.4027705855 Deuxième --> Aucune conversion requise
RÉPONSE FINALE
21954.4027705855 21954.4 Deuxième <-- Période de temps de l'orbite elliptique
(Calcul effectué en 00.004 secondes)

Crédits

Creator Image
Créé par Raj dur
Institut indien de technologie, Kharagpur (IIT KGP), Bengale-Occidental
Raj dur a créé cette calculatrice et 50+ autres calculatrices!
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Vérifié par Kartikay Pandit
Institut national de technologie (LENTE), Hamirpur
Kartikay Pandit a validé cette calculatrice et 400+ autres calculatrices!

Paramètres de l'orbite elliptique Calculatrices

Excentricité de l'orbite elliptique compte tenu de l'apogée et du périgée
​ LaTeX ​ 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)
Rayon d'apogée de l'orbite elliptique étant donné le moment angulaire et l'excentricité
​ LaTeX ​ Aller Rayon d'apogée en orbite elliptique = Moment angulaire de l'orbite elliptique^2/([GM.Earth]*(1-Excentricité de l'orbite elliptique))
Demi-grand axe de l'orbite elliptique étant donné les rayons de l'apogée et du périgée
​ LaTeX ​ 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 d'apogée et la vitesse d'apogée
​ LaTeX ​ Aller Moment angulaire de l'orbite elliptique = Rayon d'apogée en orbite elliptique*Vitesse du satellite à Apogée

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

​LaTeX ​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
Te = (2*pi)/[GM.Earth]^2*(he/sqrt(1-ee^2))^3

Qu’est-ce que la période de temps de l’orbite elliptique ?


La période de temps d'une orbite elliptique fait référence au temps nécessaire à un objet pour effectuer un tour complet autour du corps central le long de sa trajectoire elliptique. Autrement dit, c'est la durée entre les passages successifs de l'objet en orbite par un point précis de son orbite, comme le périastre (point le plus proche du corps central) ou l'apoapsis (point le plus éloigné du corps central).

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