Bonjour,
Prenons un vaisseau spatial en orbite terrestre quasi circulaire d'altitude Aorb (exprimée en m et comptée relativement au sol terrestre), de vitesse Vo (en m/s) et de masse Mv (exprimée en kg)
Le vaisseau dispose d'un moteur dont la poussée est définie par : Fm=Dm x Ve
Fm poussée du moteur en newtons, Dm, le débit massique exprimée en kg/s et Ve la vitesse d'éjection des gaz en m/s.
Ces trois valeurs sont supposées constantes.
A un instant t, le moteur du vaisseau est allumé pour une durée Tp considérée comme négligeable devant la période de l'orbite notée To.
La nouvelle orbite, sera donc elliptique. Mais comment calculer ces caractéristiques ?
J'en déduis que la nouvelle vitesse orbitale au périgée est de :
Vpe=Vo+Ve*ln(Mv/(Mv-Tp*Dm))
L'altitude au périgée restera a une valeur proche de Aorb (je suppose)
Mais l'altitude à l’apogée sera de combien ?
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