Amy Kepler
j'ai une question qui est la suivante , supposant par exemple un satellite ayant une altitude R , l'un suit une orbite circulaire et l'autre une orbite elliptique , le quel aura la plus grande vitesse à une même altitude R et pourquoi ?
Considère le satellite dont l’orbite est circulaire. Tu es bien d’accord qu’à chaque instante, la force centrifuge provenant de l’orbite circulaire compense exactement la force d’attraction centripète ?
Dans le cas d’une orbite elliptique, deux cas peuvent se présenter.
- Au point de l’orbite à l’altitude R, le satellite a une vitesse trop faible (la force centrifuge n’est pas suffisante pour s’opposer à la force d’attraction), dans ce cas, l’altitude du satellite va continuer à diminuer jusqu’à ce que sa vitesse soit suffisante pour compenser la force centripète
- Au point de l’orbite à l’altitude R, le satellite a une vitesse trop élevée, dans ce cas l’altitude va augmenter jusqu’à ce que la vitesse soit insuffisante pour la compenser (voire même s’échapper jusqu’à l’infini)
Pour une orbite elliptique autour de la terre, on parle d’apogée (le point de l’orbite la plus éloignée de la terre) et périgée, le point le plus proche.
Dans le cas extrême, il est possible que le point R soit l’apogée d’une orbite elliptique (et dans ce cas R1< R est le périgée), ou bien le périgée d’une autre orbite (et dans ce cas R2 > R est l’apogée). Cela s’appelle une orbite de transfert.