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Lancement
d'un satellite
météorologique
bac S France septembre
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le nom de Météosat 9. Les satellites de seconde génération sont actuellement les plus performants au monde dans le domaine de l'imagerie météorologique. Ils assureront jusqu'en 2018 la fourniture de données météorologiques, climatiques et environnementales. D’après plusieurs sites Internet. L'objectif de cet exercice est d'étudier plusieurs étapes de la mise en orbite de ce satellite. Les parties 1, 2 et 3 de cet exercice sont indépendantes. Décollage de la fusée Ariane 5. Pour ce lancement, la fusée Ariane 5 a une masse totale M. Sa propulsion est assurée par un ensemble de dispositifs fournissant une force de poussée verticale constante F. Tout au long du décollage, on admet que la valeur du champ de pesanteur g est également constante. On étudie le mouvement du système { fusée } dans le référentiel terrestre supposé galiléen et on choisit un repère dans lequel l'axe vertical est dirigé vers le haut. A l'instant t0 = 0 s, Ariane 5 est immobile au sol et son centre d'inertie G est confondu avec l'origine O. On utilise les notations : a valeur de l'accélération du centre d'inertie de la fusée, v valeur de la vitesse de son centre d'inertie, y valeur de la position de son centre d'inertie. Données : masse totale de la fusée M = 7,3 ×105 kg ; force de poussée F = 1,16 ×107 N ; intensité de pesanteur g = 10 m.s-2. Cas idéal Dans ce cas, on supposera que seuls le poids P et la force de poussée F agissent sur la fusée. Pendant la durée de fonctionnement, on admettra que la masse de la fusée reste constante. Sans faire de calcul, représenter ces forces sur un schéma pendant le décollage.
Au cours de ce lancement, Ariane 5 a en fait parcouru un peu moins de 90 m pendant les 6 premières secondes. Citer un phénomène permettant d’interpréter cette donnée. Forces de frottements sur les couches d'air atmosphérique. Dans la suite de l'exercice, on suppose que la Terre est une sphère de centre T, de masse M , de rayon R et qu'elle présente une répartition de masse à symétrie sphérique. On assimile par ailleurs le satellite à son centre d'inertie S. L’étude de son mouvement se fait dans un référentiel géocentrique supposé galiléen. Données : Masse de la Terre : M = 6,0 ×1024 kg ; Rayon de la Terre : R = 6,4 ×103 km ; Constante de gravitation universelle : G = 6,67 ×10–11 SI. Mise en orbite basse du satellite. La mise en orbite complète du satellite MSG-2 de masse m = 2,0 × 103 kg s'accomplit en deux étapes. Dans un premier temps, il est placé sur une orbite circulaire à vitesse constante vS à basse altitude h = 6,0 ×102 km autour de la Terre et il n'est soumis qu’à la force gravitationnelle exercée par la Terre. On choisit un repère ( S, t, n) dans lequel t est un vecteur unitaire tangent à la trajectoire dans le sens du mouvement et n un vecteur unitaire perpendiculaire à la trajectoire orienté vers le centre de la Terre. En appliquant une loi
de Newton, trouver l'expression du vecteur
accélération a du
centre d'inertie du
satellite. Sans souci
d'échelle, représenter sur un
schéma, à un instant de date t
quelconque, la Terre, le satellite, le
repère ( S, t, n) ainsi que le vecteur
accélération a. . Déterminer l'expression de la vitesse v du centre d'inertie du satellite. Vérifier que sa valeur est de l’ordre de 7,6 ×103 m/s sur son orbite basse. Aide aux calculs : 1,24*6,1 = 7,6 ; 6,67*6,0 ~40 ; (6,0/4,0)½~1,2 ; (4,0/7,0)½~0,76
R+h = 6,4 ×103 + 600 = 7 103 km = 7 106 m ; Masse de la Terre : M = 6,0 ×1024 kg ; Rayon de la Terre : R = 6,4 ×103 km ; Constante de gravitation universelle : G = 6,67 ×10–11 SI. v=[6,67 ×10–11*6,0 ×1024 / 7 106 ]½ =[6,67*6/7*107]½ ~[40/7*107]½ ~[4/7*108]½ v ~[4/7]½*104 ~0,76 104~ 7,6 ×103 m/s. On note T le temps mis par le satellite pour faire un tour autour de la Terre. Comment appelle t-on cette
grandeur ? Montrer qu'elle vérifie la relation
: Période de révolution du satellite. Le satellite décrit en une durée T, une circonférence de rayon R+h à la vitesse v : 2p(R+h)=vT ; Elever cette expression au carré ; remplacer la vitesse au carré par GM/(R+h) :
Transfert du satellite en orbite géostationnaire. 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 ×104 km. Ce transit s'opère sur une orbite de transfert qui est elliptique. Le schéma de principe est représenté :
Le périgée P est sur l'orbite circulaire basse et l'apogée A est sur l'orbite définitive géostationnaire. A 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. Énoncer la deuxième loi de Kepler, ou "loi des aires". " le rayon vecteur joignant le centre de la planète à l'astre central décrit des surfaces équivalentes pendant des durées égales". Montrer, en s’aidant éventuellement d’un schéma, que la vitesse du satellite MSG-2 n'est pas constante sur son orbite de transfert. Préciser en quels points de son orbite de transfert sa vitesse est :- maximale ; - minimale.
Loi des aires : le satellite passe de P à P1 et de A à A1 pendant la même durée : aire S1= aire S2. Or PT<AT donc arc PP1> arc A A1, en conséquence la vitesse du satellite est plus grande près de P que près de A. La vitesse du satellite varie. en P ( plus proche de la terre que A ) la vitesse est maximale et en A la vitesse est minimale.
Exprimer la distance AP en fonction de R, h et h'. Montrer que AP = 4,9×107 m. AP= R+h + R+h' = 2R+h+h'. AP=2* 6,4 ×103 + 600+ 3,6 ×104 =(12,8+0,6+36)103= 49,4 103 km = 4,9 107 m. Dans le cas de cette orbite elliptique, la durée de révolution pour faire un tour complet de l’orbite vaut T ’ = 10h 42min. Déterminer la durée minimale Dt du transfert du satellite MSG-2 du point P de son orbite basse au point A de son orbite géostationnaire définitive. Le satellite doit décrire la moitié de l'ellipse pour passer de P à A : Dt = ½T' =5h 21 min. Le satellite étant arrivé au point A, on augmente à nouveau sa vitesse pour qu'il décrive ensuite son orbite géostationnaire définitive. Le lancement complet du satellite est alors achevé et le processus permettant de le rendre opérationnel peut débuter. Expliquer pourquoi il est judicieux de lancer les satellites géostationnaires d’un lieu proche de l’équateur comme Kourou en Guyane. Un satellite géostationnaire évolue dans le
plan de l'équateur. La base de Kourou étant
proche de l'équateur, on dépense ainsi le
minimum d'énergie lors du lancement du
satellite.
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