Orbite de transfert de Hohmann

[invite361bd656]

Bonjour à tous, je souhaite obtenir de l'aide, y a une question que j'arrive pas à résoudre voici l’énoncé:
On désire transférer un satellite terrestre de masse m= 1000 kg
d’une orbite provisoire (acquise à l’issue de la phase de lancement)
à la distance r1=6700 km du centre de la terre sur son orbite
définitive géostationnaire à r2=42300km. (mT=6 1024kg ,
G=6.6710-11SI)
Ce transfert se fait en 2 étapes :
On fait varier brusquement et tangentiellement la vitesse
v1 du satellite ce qui lui imprime une orbite elliptique dite de
transfert. 2/2
Au passage à l’apogée de cette orbite, on fait à nouveau
varier brusquement et tangentiellement la vitesse du satellite
pour lui donner son orbite définitive.

a) Calculer W1 énergie fournie par les moteurs pour passer de l’orbite basse à l’orbite de transfert ; calculer v1 +∆v1 puis en
déduire ∆v1 la variation de vitesse correspondante.

mon problème c'est le suivant: je ne sais pas qu'elle est l’expression de l'énergie fournie par les moteurs, perso, je crois qu'il s'agit de l'énergie mécanique o cinétique.
est ce qu'il y a quelqu'un qui pourra m'aider au moins confirmer ce que j'ai dit (est ce que c'est une énergie mécanique o cinétique?) ou dire que c'est faux.
merci d'avance
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[invite361bd656]

je veux dire que s'il s'agit de l'énergie méca. on exprimera Em quant le satellite est en orbite basse, puis après Em quand le satellite est en orbite de transfert, on obtient enfin W1=Em(2) - Em(1).

[invite6dffde4c]

Bonjour.
Regardez la figure 11.5 dans la page 11-12 de ce fascicule (7 Mo):
http://www.sendspace.com/file/ttrwye Cliquez sur: Click here to download from freespace.

Le cercle et l'ellipse de cette figure correspondent à l'orbite de départ et à l'ellipse obtenue après la première mise à feu. Il faudra procéder à la seconde mise à feu à l'apogée de l'ellipse.

Maintenant, regardez la dernière formule de la page en face (11-3). v_o er r_o sont la vitesse et l'altitude d'un point quelconque de l'orbite (elliptique) et 'a' est le demi-axe majeur de l'ellipse. Prenez comme point de référence le périgée de l'ellipse.
Ceci vous permet de trouver la vitesse v_o qu'il faut donner au satellite pour le mettre dans l'orbite elliptique. N'oubliez pas qu'avant il avait déjà une vitesse correspondante à son orbite circulaire d'attente.
Au revoir.

[invite361bd656]

merci beaucoup le document est intéressant, mais je ne trouve pas la relation entre ce qu'il y a dans le document et l'énergie que je dois calculer. svp est ce que vous pouvez me clarifier les choses un peu?

[A voir en vidéo sur Futura]

[invite6dffde4c]

Re.
Si vous cherchez "la formule à appliquer", c'est raté. Elle n'y figure pas.

Pour commodité j'appelle:
A orbite basse de départ.
B orbite elliptique de transfert.
C orbite finale.
Vous connaissez la vitesse en orbite A.
Avec la formule de droite vous pouvez calculer la vitesse à donner pour passer de l'orbite A à l'orbite de B. Comme c'est le même point de l'espace, seule l'énergie cinétique change. Donc yaka.
À l'apogée de B, vous pouvez calculer la vitesse avec la formule de droite en remplaçant r_o par la distance au foyer.
Vous pouvez calculer la vitesse à donner pour que le satellite prenne l'orbite circulaire C. Comme avant, comme c'est le même point de l'espace, seule l'énergie cinétique change. Yaka.
Je n'irai pas plus loin dans mes explications. Cela doit vous suffire. Si ce n'est pas le cas, c'est parce que vous n'avez pas bien compris le problème.
A+

[invite361bd656]

Mouais!! C'est suffisant ce que vous avez dis j'ai compris merci beaucoup