Bonsoir !
Je viens poser une question car je bloque totalement sur une question d'un exo de bac sur les Satellites :
dans une première partie "on" a envoyé un satellite a une altitude h. On apelle P le périgée (donc l'endroit ou le satellite est le plus prêt de la terre). On cherche maintenant à l'envoyé sur une autre orbite d'altitude h' (avec h'>h) pour qu'il soit géostat. On apelle A l'apogée de cette nouvelle orbite et T' la période de révolution de cette orbite (h').
La question est la suivante : quelle est la durée Dt du transfert du satellite entre le point P et A (donc du changement d'orbite).
Le corrigé balance sans justifications que c'est T'/2 mais je ne comprend pas vraiment pourquoi !
Merci d'avance!
Commentaires sur l'exercice.
"on" a envoyé un satellite a une altitude h.
Si l'altitude de l'orbite est constante (h), alors l'orbite est circulaire.
Il n'y a ni périgée, ni apogée dans l'orbite.
On cherche maintenant à l'envoyer sur une autre orbite d'altitude h' (avec h'>h) pour qu'il soit géostat.
Un satellite géostationnaire à une orbite CIRCULAIRE (altitude constante d'environ 36000 km) dans le plan équatorial, et donc de nouveau pas question d'apogée ou de périgée
Sauf mauvaise interprétation de ma part, ou bien l'énoncé n'est pas recopié fidèlement, ou bien cet énoncé est farfelu.
Ce ne serait pas la première fois qu'on trouve des énoncés farfelus, même au bac. On fait de plus en plus n'importe quoi...
Mais de toutes manières on adapte la cotation pour que le quota de réussite soit atteint, alors Tout va pour le mieux.
Ceci n'engage que moi.
Merci de ta réponse.
je n'ai peut pas était assez clair, le périgée et l'apogée sont ceux de l'ellipse que va décrire le satellite pour passé d'une orbite à l'autre :
"Une fois le satellite MSG-2 placé sur son orbite circulaire basse, on le fait passer sur une orbite géostationnaire à l'altitude h' = 3,6 ×10^4 km. Ce transit s'opère sur une orbite de transfert qui est elliptique. Le schéma de principe est représenté sur la figure 6 page 7.
Le périgée P est sur l'orbite circulaire basse et l'apogée A est sur l'orbite définitive géostationnaire.
À un moment convenu, lorsque le satellite est au point P de son orbite circulaire basse, on augmente
sa vitesse de façon bien précise : il décrit ainsi une orbite elliptique de transfert afin que l'apogée A de
l'ellipse soit sur l'orbite géostationnaire définitive. On utilise pour cela un petit réacteur qui émet en P,
pendant un très court instant, un jet de gaz donnant au satellite l'impulsion nécessaire.
Voila le schéma :
Cela, c'est déjà plus compéhensible.
Si j'ai le temps, j'y réfléchirais.
Il y a déjà un cas particulier où c'est évident, si , on a immédiatemnt Dt = T'/2
Je trouve que Dt <= T'/2
Ou si tu veux que la valeur max de Dt est T'/2.
Ce n'est pas la même chose que Dt = T'/2 quel que soit h.
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3 ème loi de Kepler :
(2Pi/T)².a³ = K
avec a le demi grand axe de l'orbite.
dans l'ellipse : 2a = h + h' + 2R (R : rayon de la Terre)
(2Pi/T)².(h + h' + 2R)³/8 = K
2Pi/T = V[8K/(h + h' + 2R)³]
Dt = T/2 = Pi/V[8K/(h + h' + 2R)³]
Dt = [pi/(2V(2K))].V[(h + h' + 2R)³]
C'est le temps mis pour passer de P à A.
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Pour la trajectoire géostationnaire :
(2Pi/T')².a'³ = K
a' = R + h'
(2Pi/T')².(R+h')³ = K
2K = 2.(2Pi/T')².(R+h')³
2.V(2K) = (4Pi/T').V(2(R+h')³)
Pi/(2.V(2K) ) = (T'/4)/V(2(R+h')³)
et donc :
Dt = [pi/(2V(2K))].V[(h + h' + 2R)³]
Dt = (T'/4)/V(2(R+h')³).V[(h + h' + 2R)³]
Dt = (T'/(4V2)).V[((h + h' + 2R)/(R+h'))³]
Dt = (T'/(4V2))*V8*V[(1/8).((h + h' + 2R)/(R+h'))³]
Dt = (T'/2) * V[((h + h' + 2R)/(2(R+h')))³]
h est dans [0 ; h']
Si h = h' --> Dt = (T'/2) * V[((h' + h' + 2R)/(2(R+h')))³] = T'/2
Si h = 0 --> Dt = (T'/2) * V[((h' + 2R)/(2(R+h')))³] = (T'/2) * V((h'+2R)/(2h'+2R))³
V((h'+2R)/(2h'+2R))³ < 1
Dt <= T'/2
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Remarque, on peut faire cela en 2 ou 3 lignes, si on demande la valeur max de Dt et non son expression en fonction de h.
A partir de là (2Pi/T)².a³ = K
T augmente avec a et donc T est max pour a max.
a est max si h = h' --> T = T'
Pour passer de P à A, il faut un temps Dt = T/2 et Dt est max pour h = h' --> Dt max = T'/2
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