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Énergie cinétique minimale d'un satellite.
Bonjour ,
Merci d'avance. 
Le mouvement d'un satellite de la terre est étudié dans le référentiel géocentrique. La terre est supposée sphérique de centre O , de rayon RT et de masse MT. Le satellite , assimilé à un point matériel
de masse m decrit la trajectoire géostationnaire de rayon r autour de O dans le plan équatorial terrestre.
1) Exprimer l'énergie cinétique du satellite en fonction de MT, m , r et G la constante de gravitation universelle.
2) L'expression de l'énergie potentielle d'un satellite dans le champ de pesanteur est
en posant Ep = 0 pour r infini.
Comment varie Ep en fonction de r? Exprimer l'énergie mécanique totale du satellite.
3) Quelle énergie cinétique minimale doit-on fournir au satellite depuis un point de
lancement de l'équateur, pour le mettre sur l'orbite géostationnaire à l'altitude h ; on négligera les frottements dus à la résistance de l'air. Calculer sa valeur.
On donne : G=6,67.10-11(SI) ; MT=6.1024kg ; RT= 6100 km ; m=10³ kg ; h=35800 km.
J'ai pas compris cette dernière question et je ne vois pas comment la résoudre non plus.
Bonjour,
Tout est dans "on négligera les frottements", ce qui fait penser à ?
Cela y fait d'autant plus penser qu'il y a eu avant les questions 1 et 2.
Il n'y a plus qu'à définir précisément l'état initial et final.
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