ÉTUDE DE LA STABILISATION D'UN SATELLITE PAR GRADIENT DE GRAVITÉ
Remarque : l’énoncé admet, parfois implicitement, que le centre d’inertie du satellite a un mouvement circulaire uniforme ; la justification que les oscillations ne perturbent pratiquement pas ce mouvement se trouve en II.3.d.
I - SATELLITE EN FORME D'HALTĒRE
1) Le moment en G des forces de gravitation est nul pour α=0, α=π et α=±π/2 :
- si α=0 ou π, les supports des forces passent par G ;
-
si
α=±π/2, les deux forces, symétriques par rapport à
G, ont des moments opposés.
2) →MG=−μm(→GA∧→OAOA3+→GB∧→OBOB3)=−μm(→GA∧→OG+→GAOA3+→GB∧→OG+→GBOB3)
→MG=−μm→GB∧→OG(1OB3−1OA3) qui est parallèle à Gz.
Pour un point M proche de G, en notant x′ et y′ les projections de →GM sur →u et →v :
→OM=→OG+→GM
OM2=OG2+GM2+2→OG⋅→GM=r2+x′2+y′2+2rx′
1OM3=1r3(1+2x′r+x′2+y′2r2)−3/2≈1r3−3x′r4+...
1OB3−1OA3≈−6x′Br4
D’autre part, →GB∧→OG=−y′Br→z. D’où MG=−6μmx′By′Br3=−6μmL2sinαcosαr3=−3μmL2sin2αr3
3) Plaçons nous dans le référentiel tournant R1. Les moments en G des forces d’inertie de Coriolis et de la tension de la tige sont nuls, car les supports de ces forces passent par G. Montrons que le moment des forces d’inertie d’entraînement est nul : →MG(→Fie)=→GA∧mω2→OA+→GB∧mω2→OB=→GB∧mω2(→OB−→OA)=→0 car →AB parallèle à →GB.
Dans R1, le moment des forces se réduit à celui des forces de gravitation. Soit JG le moment d’inertie du satellite.
JG¨α=MG
2mL2¨α=−3μmL2sin2αr3
Si α petit, sin2α≈2α ; l’équation devient ¨α+ω2oscα≈0, avec ωosc≈√3μr3et la période d’oscillation est Tosc=2π√r33μ=2π√(7×106)33×4×1014=3360s.
II - SATELLITE PLAN
1.a) Dans le référentiel géocentrique R, dW=Frdr+Fθrdθ+MG(dθ+dα).
1.b) dU=∂U∂rdr+∂U∂αdα=−dW est vrai quels que soient dr, dθ et dα, variables indépendantes. En identifiant leurs coefficients dans les deux membres de cette égalité, Fr=−∂U∂rMG=−∂U∂αFθ=−MGr=1r∂U∂α.
1.c) Le moment des forces de gravitation en O est nul, car toutes ces forces ont des supports passant par O.
2.a) Dans R et dans R3, →σG=(A+B)(˙α+˙θ)→z.
Dans
R, en utilisant le théorème de König et en tenant compte de ce que la masse du système est
2m,
Ec=m(˙r2+r2˙θ2)+12(A+B)(˙α+˙θ)2
2.b) Dans le référentiel géocentrique R, le moment cinétique →σO=→σG+2mr2(˙α+˙θ) en O est une constante du mouvement. En effet, les seules forces extérieures sont les forces de gravitation, dont les supports passent par O.
Dans le référentiel géocentrique R, l’énergie totale Ec+U est une constante du mouvement. En effet, les forces intérieures ne travaillent pas puisque le satellite est indéformable et les forces extérieures dérivent de l’énergie potentielle U.
3.a) Soit x′=Xcosα−Ysinα et y′ les projections de →GMsur →u et →v.
∬ par définition des moments d’inertie.
\iint_{P}{\rho \cos \varphi dm}=\iint_{P}{{x}'dm}=0 par définition du centre d’inertie.
\iint_{P}{{{\rho }^{2}}{{\cos }^{2}}\varphi dm}={{\iint_{P}{\left( X\cos \alpha -Y\sin \alpha \right)}}^{2}}dm. Or \iint_{P}{{{X}^{2}}dm}=B, \iint_{P}{{{Y}^{2}}dm}=A et \iint_{P}{XYdm}=0. D’où
\iint_{P}{{{\rho }^{2}}{{\cos }^{2}}\varphi dm}=B{{\cos }^{2}}\alpha +A{{\sin }^{2}}\alpha =B\frac{1+\cos 2\alpha }{2}+A\frac{1-\cos 2\alpha }{2}
\iint_{P}{{{\rho }^{2}}{{\cos }^{2}}\varphi dm}=\frac{A+B}{2}+\frac{B-A}{2}\cos 2\alpha
3.b)
O{{M}^{2}}={{\left( r+{x}' \right)}^{2}}+{{{{y}'}}^{2}}
\frac{1}{OM}=\frac{1}{r}{{\left( 1+\frac{2{x}'}{r}+\frac{{{\rho }^{2}}}{{{r}^{2}}} \right)}^{-1/2}}=\frac{1}{r}-\frac{{{x}'}}{{{r}^{2}}}+\frac{3{{{{x}'}}^{2}}-{{\rho }^{2}}}{2{{r}^{3}}}+\frac{3{x}'{{\rho }^{2}}-5{{{{x}'}}^{3}}}{2{{r}^{4}}}+...
U=\iint_{P}{-\frac{\mu dm}{OM}}=-\frac{\mu m}{r}+\frac{\mu }{{{r}^{2}}}\iint_{P}{{x}'dm}+\frac{\mu }{2{{r}^{3}}}\iint_{P}{\left( {{\rho }^{2}}-3{{{{x}'}}^{2}} \right)dm}+\frac{\mu }{2{{r}^{4}}}\iint_{P}{\left( 5{{{{x}'}}^{3}}-3{x}'{{\rho }^{2}} \right)dm}+...
U=-\frac{\mu m}{r}+\frac{\mu }{2{{r}^{3}}}\left[ \left( A+B \right)-3\left( \frac{A+B}{2}+\frac{B-A}{2}\cos 2\alpha \right) \right]+...
U=-\frac{\mu m}{r}-\frac{\mu }{4{{r}^{3}}}\left[ \left( A+B \right)+3\left( B-A \right)\cos 2\alpha \right]+...
Le terme en 1/{{r}^{4}} n’est pas nul dans le cas général ; il l’est si le satellite a un centre de symétrie.
3.c) {{\mathfrak{M}}_{G}}=-\frac{\partial U}{\partial \alpha }=-\frac{3\mu \left( B-A \right)}{2{{r}^{3}}}\sin 2\alpha
Dans la partie I, A=0 et B=2m{{L}^{2}} ; l’expression obtenue donne le même résultat qu’en I : {{\mathfrak{M}}_{G}}=-\frac{3\mu m{{L}^{2}}}{{{r}^{3}}}\sin 2\alpha .
{{F}_{\theta }}=-\frac{{{\mathfrak{M}}_{G}}}{r}=\frac{3\mu \left( B-A \right)}{2{{r}^{4}}}\sin 2\alpha .
3.d) B-A=2{m}'{{R}^{2}}.
\max \left( \left| {{\mathfrak{M}}_{G}} \right| \right)=\frac{3\mu {m}'{{R}^{2}}}{{{r}^{3}}}=\frac{3\times 4\times {{10}^{14}}\times 3\times {{4}^{2}}}{{{\left( 7\times {{10}^{6}} \right)}^{3}}}=1,7\times {{10}^{-4}}N.m.
\max \left( \left| {{F}_{\theta }} \right| \right)=\frac{\max \left( \left| {{\mathfrak{M}}_{G}} \right| \right)}{r}=\frac{1,7\times {{10}^{-4}}}{7\times {{10}^{6}}}=2,4\times {{10}^{-11}}N.
Le terme principal de {{F}_{r}} est -\frac{\mu }{{{r}^{2}}}=-\frac{{{4.10}^{14}}}{\left( {{7.10}^{6}} \right)}=-57N. Sous l’action de cette force, le mouvement est circulaire uniforme. Il est intéressant de considérer le terme suivant du développement de {{F}_{r}} , soit -\frac{3\mu }{4{{r}^{4}}}\left( A+B+3\left( B-A \right)\cos 2\alpha \right), dont la variation maximale est \frac{9\mu {m}'{{R}^{2}}}{2{{r}^{4}}}=\frac{3}{2}\max \left( \left| {{F}_{\theta }} \right| \right). On voit que {{F}_{\theta }} et la variation de {{F}_{r}} sont négligeables devant le terme indépendant de \alpha du développement de {{F}_{r}} ; les oscillations du satellite ne déforment guère son mouvement, qui reste sensiblement circulaire uniforme.
4.a) \omega =\frac{2\pi }{T}=\frac{2\pi }{86164}=7,29\times {{10}^{-5}}rad.{{s}^{-1}}.
La loi fondamentale de la dynamique appliquée au satellite s’écrit \frac{\mu m}{{{r}^{2}}}=m{{\omega }^{2}}r, d’où r={{\left( \mu /{{\omega }^{2}} \right)}^{1/3}}={{\left( 4\times {{10}^{14}} \right)}^{1/3}}/{{\left( 7,29\times {{10}^{-5}} \right)}^{2/3}}=4,22\times {{10}^{7}}m.
v=\frac{2\pi r}{T}=\frac{2\pi \times 4,22\times {{10}^{7}}}{86164}=3080m.{{s}^{-1}}.
4.b) Le moment en G des forces d’inertie de Coriolis est nul, car les supports de ces forces passent par G. Montrons que le moment des forces d’inertie d’entraînement est nul :
{{\vec{\mathfrak{M}}}_{G}}\left( {{{\vec{F}}}_{ie}} \right)=\iint_{P}{\overrightarrow{GM}\wedge dm{{\omega }^{2}}\overrightarrow{OM}}=\iint_{P}{\overrightarrow{GM}\wedge dm{{\omega }^{2}}\left( \overrightarrow{OG}+\overrightarrow{GM} \right)}=\vec{0} car \iint_{P}{\overrightarrow{GM}dm}=\vec{0}.
Le moment des forces est donc égal à celui des forces de gravitation. Le théorème du moment cinétique donne :
\left( A+B \right)\ddot{\alpha }=-\frac{3\mu \left( B-A \right)\sin 2\alpha }{2{{r}^{3}}}
\ddot{\alpha }+\frac{3\mu }{2{{r}^{3}}}\frac{B-A}{A+B}\sin 2\alpha =0
4.c) Une orientation d’équilibre est stable si le moment des forces est une fonction décroissante de l’angle.
Les orientations d’équilibres sont :
• \alpha =0 et \alpha =\pi , qui sont instables si A>B et stables si A<B ;
• \alpha =\pm \pi /2, qui sont stables si A>B et instables si A<B.
Au voisinage d’une orientation {{\alpha }_{eq}} d’équilibre stable, si \alpha ={{\alpha }_{eq}}+\varepsilon (\varepsilon <<1), \ddot{\varepsilon }+\frac{3\mu }{{{r}^{3}}}\frac{\left| B-A \right|}{A+B}\varepsilon =0.
{{T}_{osc}}=2\pi \sqrt{\frac{{{r}^{3}}}{3\mu }\frac{A+B}{\left| B-A \right|}}=\frac{{{T}_{orb}}}{\sqrt{3}}\sqrt{\frac{A+B}{\left| B-A \right|}}=\sqrt{\frac{4}{3}}86164=99500s.
4.d) La conservation de l’énergie s’écrit :
\frac{1}{2}\left( A+B \right){{{\dot{\alpha }}}^{2}}-\frac{3\mu \left( B-A \right)}{4{{r}^{3}}}\cos 2\alpha =\frac{1}{2}\left( A+B \right)\dot{\alpha }_{0}^{2}-\frac{3\mu \left( B-A \right)}{4{{r}^{3}}}\cos 2{{\alpha }_{0}}
{{{\dot{\alpha }}}^{2}}=f\left( \alpha \right)=\dot{\alpha }_{0}^{2}+\frac{3\mu \left( B-A \right)}{2{{r}^{3}}\left( A+B \right)}\left( \cos 2\alpha -\cos 2{{\alpha }_{0}} \right)
Pour que le mouvement soit non révolutif, il faut que \dot{\alpha } puisse s’annuler, donc que le minimum de f\left( \alpha \right) soit négatif.
Si B>A, le minimum de f\left( \alpha \right) a lieu quand \cos 2\alpha est minimum, soit pour \cos 2\alpha =-1. La condition devient
\dot{\alpha }_{0}^{2}-\frac{3\mu \left| A-B \right|}{2{{r}^{3}}\left( A+B \right)}\left( 1+\cos 2{{\alpha }_{0}} \right)<0
\left| {{{\dot{\alpha }}}_{0}} \right|<\sqrt{\frac{3\mu \left| A-B \right|}{{{r}^{3}}\left( A+B \right)}}\cos \left| {{\alpha }_{0}} \right|=\frac{2\pi }{{{T}_{osc}}}\sin \left| {{\alpha }_{0}} \right|=\frac{2\pi }{99500}\cos 40{\mathfrak{M}}^\circ =4,84\times {{10}^{-5}}rad.{{s}^{-1}}
Si B<A, la condition est \left| {{{\dot{\alpha }}}_{0}} \right|<\frac{2\pi }{{{T}_{osc}}}\sin \left| {{\alpha }_{0}} \right|.
III - SATELLITE DE FORME QUELCONQUE
1.a) {{\vec{\mathfrak{M}}}_{G}}=-\iiint{\overrightarrow{GM}\wedge \frac{\mu \overrightarrow{OM}}{O{{M}^{3}}}dm}=-\mu \iiint{\frac{\overrightarrow{GM}\wedge \left( \overrightarrow{OG}+\overrightarrow{GM} \right)}{O{{M}^{3}}}}dm=\mu \overrightarrow{OG}\wedge \iiint{\frac{\overrightarrow{GM}}{O{{M}^{3}}}}dm.
O{{M}^{2}}=O{{G}^{2}}+G{{M}^{2}}+2\overrightarrow{OG}\cdot \overrightarrow{GM}
\frac{1}{O{{M}^{3}}}=\frac{1}{O{{G}^{3}}}{{\left( 1+\frac{2\overrightarrow{OG}\cdot \overrightarrow{GM}}{O{{G}^{2}}}+\frac{G{{M}^{2}}}{O{{G}^{2}}} \right)}^{-3/2}}\approx \frac{1}{O{{G}^{3}}}\left( 1-\frac{3\overrightarrow{OG}\cdot \overrightarrow{GM}}{O{{G}^{2}}} \right)
{{{\vec{\mathfrak{M}}}}_{G}}=\mu \frac{\overrightarrow{OG}}{O{{G}^{3}}}\wedge \iiint{\overrightarrow{GM}dm}-\frac{3\mu \overrightarrow{OG}}{O{{G}^{5}}}\wedge \iiint{\left( \overrightarrow{OG}\cdot \overrightarrow{GM} \right)\overrightarrow{GM}dm}
\overrightarrow{OG}=\left( \alpha \vec{X}+\beta \vec{Y}\text{£}\gamma \vec{Z} \right)r\quad \overrightarrow{GM}=X\vec{X}+Y\vec{Y}+Z\vec{Z}
{{{\vec{\mathfrak{M}}}}_{G}}=-\frac{3\mu }{{{r}^{3}}}\iiint{dm\left( \alpha X+\beta Y+\gamma Z \right) \left| \begin{array}{c} & \alpha \\ & \beta \\ & \gamma \\ \end{array} \right. \wedge \left| \begin{array}{c} & X \\ & Y \\ & Z \\ \end{array} \right.}
{{\mathfrak{M}}_{GX}}=-\frac{3\mu }{{{r}^{3}}}\iiint{\left( \alpha X+\beta Y+\gamma Z \right)\left( \beta Z-\gamma Y \right)dm}
Rappelons que \iiint{\left( {{X}^{2}}+{{Y}^{2}} \right)dm=C}, \iiint{\left( {{Y}^{2}}+{{Z}^{2}} \right)dm=A}, \iiint{\left( {{Z}^{2}}+{{X}^{2}} \right)dm=B} et \iiint{XYdm}=\iiint{YZdm}=\iiint{ZXdm}=0.
{{\mathfrak{M}}_{GX}}=\frac{3\mu }{{{r}^{3}}}\beta \gamma \iiint{\left( {{Y}^{2}}-{{Z}^{2}} \right)dm}=3{{\omega }^{2}}\beta \gamma \left( C-B \right).
Par permutation circulaire sur les indices de coordonnées,
{{\mathfrak{M}}_{GY}}=3{{\omega }^{2}}\gamma \alpha \left( A-C \right)
{{\mathfrak{M}}_{GZ}}=3{{\omega }^{2}}\alpha \beta \left( B-A \right)
1.b) Notons l’angle entre la radiale et la tige de la première partie {\alpha }'=\left( \vec{x},\vec{u} \right) pour le distinguer de la coordonnée \alpha du vecteur unitaire radial ; A=0, B=C=2m{{L}^{2}}, \alpha =\cos {\alpha }', \beta =-\sin {\alpha }', \gamma =0 ; d’où {{\mathfrak{M}}_{GX}}={{\mathfrak{M}}_{GY}}=0, {{\mathfrak{M}}_{GZ}}=3{{\omega }^{2}}\alpha \beta \left( B-A \right)=-6{{\omega }^{2}}m{{L}^{2}}\cos {\alpha }'\sin {\alpha }' en accord avec les résultats de la première partie.
2.a)Pour passer de la base \left( \vec{u},\vec{v},\vec{w} \right) de {{R}_{1}} à la base \left( \vec{X},\vec{Y},\vec{Z} \right) de {{R}_{2}}, on peut enchaîner les trois rotations suivantes :
• \left( \vec{v},\vec{w} \right) tourne de \psi autour de \vec{u}, devenant \left( \vec{N},\vec{{N}'} \right) ;
• \left( \vec{u},\vec{{N}'} \right) tourne de \theta autour de \vec{N}, donnant \left( \vec{Z},\vec{{N}''} \right) ;
• \left( \vec{N},\vec{{N}''} \right) tourne de \varphi autour de \vec{Z}, donnant \left( \vec{X},\vec{Y} \right).
Le vecteur rotation de {{R}_{2}} par rapport à {{R}_{1}} est donc \dot{\psi }\vec{u}+\dot{\theta }\vec{N}+\dot{\varphi }\vec{Z} et celui de {{R}_{2}} par rapport à R est \vec{\Omega }=\dot{\psi }\vec{u}+\dot{\theta }\vec{N}+\dot{\varphi }\vec{Z}+\omega \vec{w}
|
|
|
\begin{array}{l}\vec N = \vec X\cos \varphi - \vec Y\sin \varphi \\\vec N'' = \vec
X\sin \varphi + \vec Y\cos \varphi
\end{array}
|
\begin{array}{l}\vec u = \vec Z\cos \theta + \vec N''\sin \theta \\\vec N' = - \vec Z\sin \theta + \vec N''\cos \theta \end{array}
|
\begin{array}{l}\vec w = \vec N\sin \psi + \vec N'\cos \psi \\\vec v = \vec N\cos
\psi - \vec N'\sin \psi \end{array}
|
\vec{\Omega }=\dot{\psi }\left( \vec{Z}\cos \theta +\left( \vec{X}\sin \varphi +\vec{Y}\cos \varphi \right)\sin \theta \right)+\dot{\theta }\left( \vec{X}\cos \varphi -\vec{Y}\sin \varphi \right)+\dot{\varphi }\vec{Z}+\omega \vec{w} où
\vec{w}=\omega \left( \left( \vec{X}\cos \varphi -\vec{Y}\sin \varphi \right)\sin \psi +\left( -\vec{Z}\sin \theta +\left( \vec{X}\sin \varphi +\vec{Y}\cos \varphi \right)\cos \theta \right)\cos \psi \right)
En projetant :
{{\Omega }_{X}}=\dot{\psi }\sin \varphi \sin \theta +\dot{\theta }\cos \varphi +\omega \left( \cos \varphi \sin \psi +\sin \varphi \cos \theta \cos \psi \right)
{{\Omega }_{Y}}=\dot{\psi }\cos \varphi \sin \theta -\dot{\theta }\sin \varphi +\omega \left( -\sin \varphi \sin \psi +\cos \varphi \cos \theta \cos \psi \right)
{{\Omega }_{Z}}=\dot{\psi }\cos \theta +\dot{\varphi }-\omega \sin \theta \cos \psi
2.b) En supposant \omega fini et constant et \psi ,\varepsilon ,\varphi ainsi que leurs dérivées infiniment petits :\cos \theta \approx -\varepsilon
{{\Omega }_{X}}=\dot{\varepsilon }+\omega \psi
{{\Omega }_{Y}}=\dot{\psi }-\omega \varepsilon
{{\Omega }_{z}}=\dot{\varphi }-\omega
On peut se demander s’il n’aurait pas fallu considérer \dot{\omega }, non pas comme nul, mais comme un infiniment petit comparable à \dot{\psi },\dot{\varepsilon },\dot{\varphi }. En réalité, la conservation du moment cinétique total, orbital et oscillatoire, montre que \dot{\omega } est plus petit que \dot{\psi },\dot{\varepsilon },\dot{\varphi } d’un facteur égal au carré du rapport de la dimension du satellite au rayon de son orbite.
2.c)
{{\sigma }_{GX}}=A{{\Omega }_{X}}\approx A\left( \dot{\varepsilon }+\omega \psi \right)
{{\sigma }_{GY}}=B{{\Omega }_{y}}\approx B\left( \dot{\psi }-\omega \varepsilon \right)
{{\sigma }_{GY}}=C{{\Omega }_{Z}}\approx C\left( \dot{\varphi }-\omega \right)
Nous avons montré en 2.a que \vec{u}=\vec{Z}\cos \theta +\left( \vec{X}\sin \varphi +\vec{Y}\cos \varphi \right)\sin \theta , d’où
\alpha =\sin \varphi \sin \theta \approx \varphi
\beta =\cos \varphi \sin \theta \approx 1
\gamma =\cos \theta \approx -\varepsilon
{{\mathfrak{M}}_{GX}}\approx 3{{\omega }^{2}}\left( B-C \right)\varepsilon
{{\mathfrak{M}}_{GY}}\approx 0
{{\mathfrak{M}}_{GZ}}\approx 3{{\omega }^{2}}\left( B-A \right)\varphi
3.a) Dans le référentiel géocentrique R, \frac{d{{{\vec{\sigma }}}_{G}}}{dt}={{\vec{\mathfrak{M}}}_{G}}, soit
A\left( \frac{d{{\Omega }_{X}}}{dt}\vec{X}+{{\Omega }_{X}}\frac{d\vec{X}}{dt} \right)+B\left( \frac{d{{\Omega }_{Y}}}{dt}\vec{Y}+{{\Omega }_{Y}}\frac{d\vec{Y}}{dt} \right)+C\left( \frac{d{{\Omega }_{Z}}}{dt}\vec{Z}+{{\Omega }_{Z}}\frac{d\vec{Z}}{dt} \right)={{\vec{\mathfrak{M}}}_{G}}
Comme \frac{d\vec{X}}{dt}=\vec{\Omega }\wedge \vec{X}={{\Omega }_{Z}}\vec{Y}-{{\Omega }_{Y}}\vec{Z}, \frac{d\vec{Y}}{dt}=\vec{\Omega }\wedge \vec{Y}={{\Omega }_{X}}\vec{Z}-{{\Omega }_{Z}}\vec{X} et \frac{d\vec{Z}}{dt}=\vec{\Omega }\wedge \vec{Z}={{\Omega }_{Y}}\vec{X}-{{\Omega }_{X}}\vec{Y}, les projections de cette équation sur les trois directions principales d’inertie du satellite sont
A\frac{d{{\Omega }_{X}}}{dt}+\left( C-B \right){{\Omega }_{Y}}{{\Omega }_{Z}}={{\mathfrak{M}}_{GX}}
B\frac{d{{\Omega }_{Y}}}{dt}+\left( A-C \right){{\Omega }_{Z}}{{\Omega }_{X}}={{\mathfrak{M}}_{GY}}
C\frac{d{{\Omega }_{Z}}}{dt}+\left( B-A \right){{\Omega }_{X}}{{\Omega }_{Y}}={{\mathfrak{M}}_{GZ}}
Faisons l’approximation linéaire :
A\left( \ddot{\varepsilon }+\omega \dot{\psi } \right)+\left( B-C \right)\omega \left( \dot{\psi }-\omega \varepsilon \right)=3{{\omega }^{2}}\left( B-C \right)\varepsilon
B\left( \ddot{\psi }-\omega \dot{\varepsilon } \right)+\left( C-A \right)\omega \left( \dot{\varepsilon }+\omega \psi \right)=0
C\ddot{\varphi }+\left( B-A \right)\omega \left( \dot{\psi }-\omega \varepsilon \right)=3{{\omega }^{2}}\left( B-A \right)\varphi
3.b) Si C=A+B, le couplage entre \psi et \varepsilon disparaît dans les deux premières équations.
Pour interpréter cette relation, explicitons-la : \int{\left( {{X}^{2}}+{{Y}^{2}} \right)dm}=\int{\left( {{Y}^{2}}+{{Z}^{2}} \right)dm}+\int{\left( {{X}^{2}}+{{Z}^{2}} \right)}dm\Rightarrow \int{{{Z}^{2}}dm}=0. {{Z}^{2}} est positif ou nul et les masses sont positives ; le fait qu’une somme de termes positifs ou nuls soit nulle implique que tous les termes de la somme sont nuls : le solide est plan et situé dans le plan Z=0.
3.c) Si C=A+B, les équations deviennent :
A\ddot{\varepsilon }+4{{\omega }^{2}}\left( C-B \right)\varepsilon =0
B\ddot{\psi }+4{{\omega }^{2}}\left( C-A \right)\psi =0
C\ddot{\varphi }+3{{\omega }^{2}}\left( A-B \right)\varphi =0
ou
\ddot{\varepsilon }+4{{\omega }^{2}}\varepsilon =0
\ddot{\psi }+4{{\omega }^{2}}\psi =0
C\ddot{\varphi }+3{{\omega }^{2}}\left( A-B \right)\varphi =0
Pour que la position d’équilibre considérée soit stable, il faut que ces trois équations soient de la forme \ddot{x}+ax=0 où a>0. L’équilibre est donc stable si A>B. Il est instable si A<B. Si A=B, notre développement n’est pas assez poussé pour trancher.
3.d) La position d’équilibre considérée est stable, puisque les conditions C=A+B et A>B sont vérifiées.
3.e) La période orbitale est {{T}_{orb}}=2\pi \sqrt{\frac{{{r}^{3}}}{\mu }}=2\pi \frac{{{\left( 7\times {{10}^{6}} \right)}^{3/2}}}{{{\left( 4\times {{10}^{14}} \right)}^{1/2}}}=5818s.
Les périodes d’oscillation des trois modes sont :
{{T}_{\psi }}={{T}_{\varepsilon }}=\frac{\pi }{2\omega }=\frac{{{T}_{orb}}}{2}=2909s.
{{T}_{\varphi }}={{T}_{orb}}\sqrt{\frac{C}{3\left( A-B \right)}}=5818\sqrt{\frac{360}{3\left( 300-60 \right)}}=4114s.
L’expression de {{T}_{\varphi }} est la même que celle trouvée en II.4.c.
Les oscillations sont amorties si les forces subies dans {{R}_{2}} déforment le satellite et s’il existe une résistance, du type viscosité, à la vitesse de déformation.
4.a) Si A=B, les équations linéarisées sont :
A\ddot{\varepsilon }+\left( 2A-C \right)\omega \dot{\psi }+4\left( C-A \right){{\omega }^{2}}\varepsilon =0
A\ddot{\psi }+\left( C-2A \right)\omega \dot{\varepsilon }+\left( C-A \right){{\omega }^{2}}\psi =0
\ddot{\varphi }=0
La troisième équation signifie que le satellite tourne librement autour de \vec{Z}, cette rotation n’étant guère affectée par les oscillations d’orientation.
Cherchons une solution aux deux premières équations de la forme \varepsilon =\operatorname{Re}\left( \underline{\varepsilon } \right)\quad \underline{\varepsilon }={{\underline{\varepsilon }}_{0}}\exp \left( i{{\Omega }_{0}}t \right)\quad \psi =\operatorname{Re}\left( \underline{\psi } \right)\quad \underline{\psi }={{\underline{\psi }}_{0}}\exp \left( i{{\Omega }_{0}}t \right).
\left( -\Omega _{0}^{2}A+4\left( C-A \right){{\omega }^{2}} \right){{\underline{\varepsilon }}_{0}}+i{{\Omega }_{0}}\left( 2A-C \right)\omega {{\underline{\psi }}_{0}}=0
i{{\Omega }_{0}}\left( C-2A \right)\omega {{\underline{\varepsilon }}_{0}}+\left( -\Omega _{0}^{2}A+\left( C-A \right){{\omega }^{2}} \right){{\underline{\psi }}_{0}}=0
Ce système n’admet que la solution {{\underline{\varepsilon }}_{0}}={{\underline{\psi }}_{0}}=0 sauf si
\left| \begin{matrix} -\Omega _{0}^{2}A+4\left( C-A \right){{\omega }^{2}} & i{{\Omega }_{0}}\left( 2A-C \right)\omega \\ i{{\Omega }_{0}}\left( C-2A \right)\omega & -\Omega _{0}^{2}A+\left( C-A \right){{\omega }^{2}} \\ \end{matrix} \right|=0
ce qui conduit à l’équation du second degré en \Omega _{0}^{2} :
{{A}^{2}}\Omega _{0}^{4}-\left[ 5A\left( C-A \right)+{{\left( C-2A \right)}^{2}} \right]{{\omega }^{2}}\Omega _{0}^{2}+4{{\left( C-A \right)}^{2}}{{\omega }^{4}}=0 ou
{{A}^{2}}\Omega _{0}^{4}-\left( {{C}^{2}}+AC-{{A}^{2}} \right){{\omega }^{2}}\Omega _{0}^{2}+4{{\left( C-A \right)}^{2}}{{\omega }^{4}}=0.
4.b) Le discriminant de cette équation est \Delta ={{\left( {{C}^{2}}+AC-{{A}^{2}} \right)}^{2}}-16{{A}^{2}}{{\left( C-A \right)}^{2}}.
La solution proposée existe si les racines de cette équation existent et sont positives (elles sont du même signe). Le discriminant est positif si \left| {{C}^{2}}+AC-{{A}^{2}} \right|>4A\left| C-A \right| ; les racines sont alors positives si {{C}^{2}}+AC-{{A}^{2}}>0 ; d’où la condition d’existence des solutions du type considéré :
{{C}^{2}}+AC-{{A}^{2}}>4A\left| C-A \right| ou 1+x-{{x}^{2}}>4x\left| 1-x \right| ou x<\frac{1+\sqrt{3}}{2}
Si cette condition n’est pas vérifiée, l’orientation d’équilibre \psi =0,\varepsilon =\pi /2 est instable.