LE PROBLEME DES 3 CORPS
Equations
m1
m3 m2
R3-R2
R3
R2
r2
r3 r1
O
3 3 3 3 3
2 2 3 2
1 3
1 3 3 3
1 2
1 2 2 2
1 2
R m R R G m R r G
r r m r
r G r
r m r
dt G r
d r r
r r
r r r
r r r
r = +
− + −
−
= −
3 2 2 3 1
2 3
2 3 3 3
2 1
2 1 3 1
2 3
2 3 2 3
2 2
R m R G R R
R m R
r G r
r m r r G
r r m r
dt G r
d r
r r
r r r
r r r r
r r r
r −
−
= −
− + −
−
= −
3 2 2 2 3 1
3 3 3 2 3
2 3 3
2 2 2
)
( R
m R m R G
R R
R R m R
dt G R
d r r
r r
r r r
+
−
− −
= −
33 3 3 3 1
2 3 2 3 2
3 2 2
2 3
2 ( )
RR m m RR G
R R
R m R
dtR G
d r r
r r
r r
r − +
−
−
= −
23 2 2 2 1
2 2
RR m m dt G
R
d r r
)
( +
−
=
L'équation du mouvement de la masse m1s'écrit:
L'équation du mouvement de la masse m2s'écrit:
En soustrayant la première équation de la seconde, on obtient:
Si m3 est négligeable par rapport à m1 et m2, on retrouve Képler:
LE PROBLEME RESTREINT DES 3 CORPS
Equations: m3<<m2<m1
m1
m3 m2
R3-R2
R3
R2
r2
r3 r1
O
3 3 3 3 3 1
2 2 3 3 2
3 2 2
2 3 2
)
( R
m R m R G
R R R
R m R
dt G R
d r r
r r
r r r
+
−
− −
= −
3 2 2 2 1
2 2
RR m m dt G
R
d r r
)
( +
−
=
2
Mouvement Képlerien de m2 autour de m1 pris comme référence des axes
Mouvement du satellite m3
3 2 2 2 3 1
3 3 3 2 3
2 3 3
2 2 2
)
( R
m R m R G
R R
R R m R
dt G R
d r r
r r
r r r
+
−
− −
= − Perturbation du mouvement de m2 du fait de m3:
Sundman 1912 a trouvé une solution sous forme de séries trop lenetement convergentes Toutes le slois physiques sont à deux coprs
LE PROBLEME RESTREINT DES 3 CORPS
Forme canonique des équations
x
y Y
X
1
r2
ωt
2 2
2 Y (x y)2 (y x)
X& +& = &−ω + &+ω
2 1
1 r r
µ µ−
− −
=
Vx dt x
dy dt
x d
∂∂
−
=
−
− 2
2
2 2ω ω
Vy dt y
dt dx y d
∂∂
−
=
−
− 2
2
2 2ω ω
V Y X V T
L= − = &2+&2− Equations de Lagrange
( )
dxdt dydt − (x +y )=−V+constante
+ 2 2
2 2
21 21
2 2
12 x y
r =( +µ) +
2 2
22 x 1 y
r =( + −µ) +
(-µ,0)
µ=m2/(m1+m2) m1+m2=1
ωdonné par 3ème loi de Képler (on est donc bien dans un problème restreint à 3 corps)
23 13
1 1
r x r
x
Vx= −µ +µ+µ − +µ
∂∂ ( )
23 13
1 r
y r
y Vy= −µ +µ
∂∂ ( )
X=xcos(ωt)-ysin(ωt) Y=xsin(ωt)+ycos(ωt)
or V
r (1- ,0)µ
Intégrale de Jacobi:
Programme APOLLO Les orbites Shuttle
Satellite en orbite rétrograde autour de la Lune à 400 miles de la surface. On lui impose une accélaration pour le mettre en orbite autour du système Terre-
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
Lunex
y Y
X r1
r2
ωt
2 2
12 x y
r =( +µ) +
2 2
22 x 1 y
r =( + −µ) +
(-µ,0)
(1-µ,0)
Objectif: Placer APOLLO sur une orbite shuttle qui voyage entre la Lune et
la Terre et qui visiterait cette dernière régulièrement dans l’attente d ’une
mission de sauvetage
Programme APOLLO Les orbites Shuttle
Orbites de [Hairer, Norsett, & Wanner] et orbites de [Shampine & Gordon]
) . (
. 2
2 1
3
m m G P a
= π +
Unité de masse = Masse de la Terre + Lune (m1+m2) Unité de distance = Distance Terre-Lune (a)
Unité de Temps = 4.3484 jours
Elle est choisie telle que G=1 d’après la 3ième loi de Képler
La précision de constante G est la plus faible de toute les constantes fondamentales ! D’où le choix de travailler dans un système G=1
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
(0.994,0)
Programme APOLLO Les orbites Shuttle
Choix de la méthode d’intégration….
[t,y]=ode45(‘oorbitode',[0 7],[0.994;0;0;-2.1245]); [t,y]=ode23('oorbitode',[0 7],[0.994;0;0;-2.1245]);
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
(0.994,0) (0.994,0)
Programme APOLLO
Choix de la méthode d’intégration….
(0.994,0)
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
[t,y]=ode113(‘oorbitode',[0 7],[0.994;0;0;-2.1245]);
Programme APOLLO
Choix de la méthode d’intégration….
Solver Problem Type
Order of
Accuracy When to Use
ode45 Nonstiff Medium
Most of the time. This should be the first solver you try.
ode23 Nonstiff Low
If using crude error tolerances or solving moderately stiff problems.
ode113 Nonstiff Low to high
If using stringent error tolerances or solving a computationally intensive ODE file.
ode15s Stiff Low to medium
If ode45 is slow (stiff systems) or there is a mass matrix.
ode23s Stiff Low
If using crude error tolerances to solve stiff systems or there is a constant mass matrix.
ode23tb Stiff Low
If using crude error tolerances to solve stiff systems or there is a mass matrix.
ode23t Low
If the problem is only moderately stiff and you need a solution without numerical damping.
Moderately Stiff
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
La dépendance en 1/r
2rend le système raide
(fortes variations en magnitude du système d’équations différentielles)
Programme APOLLO
ODE23 semble la meilleure puisqu’elle fait tendre la solution vers une solution périodique (prouvé par des méthodes plus rigoureuses)
ODE15 S ODE23 S ODE23 T B
ODE23 T
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
(0.994,0) (0.994,0)
(0.994,0) (0.994,0)
Programme APOLLO
Autre exemple d’orbite shuttle (critère: passage régulier proche de la Terre)
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
Programme APOLLO
Autre exemples d’orbites…Remarquer la complexité qui augmente alors que seul varient la condition initiale sur la vitesse
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
MATLAB
Autre exemples d’orbites…Remarquer la complexité qui augmente alors que seul varient la condition initiale sur la vitesse
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
fig1=figure('NumberTitle','off','Name','Séminaire du 24 janvier 2003 - Le problème des 3 corps') figure(fig1)
options = odeset('RelTol',1e-15')
[t,y] = ode45('oorbitode',[0 0.18337451820715063383E+02],[0.12E+01 0 0 -0.71407169828407848921E+00],options);
plot(y(:,1),y(:,2),'r-',0,0,'bo',1,0,'ko');
xlabel('Unité = Distance Terre-Lune - temps de simulation=18.33 x 4.3484 jours') ylabel('Unité = Distance Terre-Lune - ODE45')
title('CI: (x,y)=(1.2,0) - (dx/dt,dy/dt)=(0,-0.71407169828407848921E+00) - Précision 1e-15') function dydt = oorbitode(t,y)
mu = 0.012277471;
mustar = 1 - mu;
r13 = ((y(1) + mu)^2 + y(2)^2) ^ 1.5;
r23 = ((y(1) - mustar)^2 + y(2)^2) ^ 1.5;
dydt = [ y(3) y(4)
(2*y(4) + y(1) - mustar*((y(1)+mu)/r13) - mu*((y(1)-mustar)/r23)) (-2*y(3) + y(2) - mustar*(y(2)/r13) - mu*(y(2)/r23)) ];
Références: A collection of restricted three-body test problems/P.W. Sharp Department of Mathematics, University of Auckland, Private Bag 92019,
Auckland, NEW ZEALAND. sharp@scitec.auckland.ac.nzMarch 27, 2001 WinZip File
ORBITES AUTOUR
DES POINTS DE LAGRANGE
Document Microsoft WordPROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
ORBITES AUTOUR
DES POINTS DE LAGRANGE
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
LES POINTS DE LAGRANGE
Definition: solutions stationnaires du problème restreint à trois corps Même vitesse angulaire Ω des 3 masses autour du cdm (position relative de M
1, M
2et m reste inchangée)
Il y a 5 points où la force gravitionnelle exercée par M
1, M
2équilibre la force centrifuge ressentie par le satellite m
L1, L2 and L3 =instable ou quasi-stable L4 et L5 = conditionellement stable.
Lagrange Points dans système Terre/Soleil/Satellite
LES POINTS DE LAGRANGE
Forces extérieures ressenties par le satellite m dans le système d’axes en mouvement à Ω
3 2
2 2
3 1
1
1( ) ( )
r r
r r GM r
r
r r
F GM v v
v v v
v
v v
−
− −
−
− −
=
) (
) (
2 m r
dt r m d
F
F v v v v v
× Ω
× Ω
−
× Ω
−
Ω
=
x M R M x M R
r ˆ ˆ
2 1
2
1 =−α =− +
v Vecteur du cdm à M1 Coriolis Entrainement
x M R M x M R
r ˆ ˆ
2 1
1
2 =β = +
v Vecteur du cdm à M2
3 2
1 )
( R
M M
G +
= Ω
ω r
1r
2M
1M
2m
3ème loi de Képler
Le problème est restreint car on néglige l’effet du satellite sur M1 et M2 (utilisation de la 3ème loi de
Képler pour M1, M2)
LES POINTS DE LAGRANGE
) (
) (
2 m r
dt r m d
F
F v v v v v
× Ω
× Ω
−
× Ω
−
Ω
=
)
( X r
X m X
m m
F
v X m m
F m F
a m F
relatif dtr
d relatif
dtv d
relatif dtv
d dtv d
r r r
r r
r r r
r r r
r r
r r
Ω Ω
+ Ω
+
=
Ω +
=
=
=
relatif dt
r r d
relatif dt
v d
relatif dt
r d relatif dt
d relatif dt
v d
X a
r X
r r
r r
r r
r r Ω
+
=
+ Ω
=
) (
) (
r X X m X
m F a m
r X X m X
m a
m F
relatif dtr r d
relatif dt
r r d
r r r r
r r
r r r r r
r
r r
Ω Ω
− Ω
−
=
Ω Ω + Ω
+
=
2
2
CODE MATLAB
But: résoudre
Ω= − 2 ( Ω × ) − m Ω × ( Ω × r ) = 0 dt r
m d F
F v v v v v
avec = 0 dt r d v
clear all;
close all;
%Constants M1 = 1;
M2 = M1/10;
m = 2*M1; % Chosen large for numerical resolution - negligible in COM & omega calculations R = 10;
v = [0 0 0];
G = 1;
%G = 6.672E-11; % True value of the Universal Gravitational Constant in N m^2 kg^(-2) alpha = M2/(M1+M2);
beta = M1/(M1+M2);
r1 = [-alpha*R 0 0]; % Vector from center of system mass to M1 r2 = [beta*R 0 0]; % Vector from center of system mass to M2
Ohm_scalar = sqrt(G*(M1+M2)/R^3); % Value of omega, the angular velocity of the system Ohm = [0 0 Ohm_scalar]; % Omega vector
rx = linspace(-1.5*R,1.5*R,100); % Define values along x-axis ry = linspace(-1.5*R,1.5*R,100); % Define values along y-axis for i=1:100
for j=1:100
r = [rx(i) ry(j) 0]; % The vector r
F = -G*m*(M1*(r-r1)/norm(r-r1)^3 + M2*(r-r2)/norm(r-r2)^3); % Force on m
F_ohm_mag(i,j) = norm(F - m*cross(Ohm,cross(Ohm,r))); % Magnitude of F_omega end
end
% Create a vector defining the contour values I wish to plot v(1)=0;
for i=1:99
v(i+1)=v(i)+0.001;
end
figure % Plot contours contour(F_ohm_mag, v)
CODE MATLAB
Résultat
Stabilité ne peut être examinée sur base des extremas du potentiel car dépendance en v
Instable - période d’e-folding = 23 jours
Conditionnellement Stable (dépend des masses M1 et M2)
Instable - période d’e-folding = 150 ans
Instable - période d’e-folding = 23 jours
Conditionnellement Stable (dépend des masses M1 et M2)
) / (
2m v drv dt
× Ω
Dévie le satellite sur une orbie autour dupoint de Lagrange
PLACEMENT DE SONDES AUX POINTS DE LAGRANGE
Uniquement pour des missions scientifiques
SOHO
(étude de la structure interne du soleil, du vent solaire et de l’atmosphère soliare): en L1 ⇒vue ininterrompue du soleilMAP-Microwave Anisotropy Probe
(étude des variations de température cosmiques): en L2 ⇒ pointage des instruments en dehors de Terre, SoleilCOBE:
était en orbite circulaire synchrone au soleil autour de la Terre; L2 est choisi car loin de la Terre et de ses radiations+emissions magnétiques et permet un refroidissement passif des instrumentsMAIS nécessité de correction constante de position (efolding time= 23 jours)
L3 pas intéressant (malgré efolding de 150 ans) car comment faire parvenir les signaux à la Terre: il faut un satellite relais.
Orbite HALO:
orbites autour de L1 (permettre la discrimination du signal par rapport au rayonnement du soleil) et autour de L2 (éviter l’occultation de la Lune une fois par mois et permet de placer plusieurs sondes en L2)Spacecraft Operator Launch date Orbit Mission SOHO ESA/NASA Dec ‘95 L1 Solar observatory
MAP NASA June ‘01 L2 Observe the cosmic background radiation Genesis NASA Aug. ‘01 L1 Solar wind measurement
Triana NASA TBD L1 Earth Climate Observation NGT NASA TBD L2 Deep space telescope EE350: RADIOSCIENCE SEMINAR A STUDY OF LAGRANGE POINTS SPRING
2002 FRASER STUART THOMSON
ASTEROIDES TROYENS
PROBLEME RESTREINT DES TROIS CORPS
La force de Coriolis au voisinage de L4 et L5 donnent aux astéroïdes une forme typique de rein
Des astéroïdes ont été trouvé pour plusieurs sytèmes à 3 corps:
-Soleil-Saturne,Soleil-Mars, Jupiter-Jupiter Satellite et
-Saturne-Saturne Satellite: Thetys a deux petites lunes en L4L5: Telestoand Calypsoet Dione a une Lune: Helene en L4
Seul un nuage de poussière a été trouvé pour le système Terre-Soleil: on a cru que3753 Cruithneavait une orbite troyenne mais il a une orbite régulière autour du soleil. Lorsque 3753 Cruithnerenconre la Terre, il lui prend de l’énergie orbitale et monte sur une orbite plus large et d’énergie plus grande. Quand l’astéroïde est capturé par la Terre, cette dernière lui reprend l’énergie orbitale. L’astéroîde tombe sur une orbite plus petite pour éventuellement s’écraser sur la Terre.
Plusieurs milliers d’astéroïdes au voisinage de L4 et de L5 dans le système à 3 corps restreint: Jupiter-Soleil
L4 et L5 ne donnent pas d’avantages observationnels et risque de collision avec débris Attention: on se trouve en fait dans un système à plus de 3 corps:
Tenir compte de la perturbation de la Lune pour la satabilité de L1 et L2 !!!.
CAPTURE D’ASTEROIDE
Comète: « stockées » dans la zone d’Oort (au-delà de Pluton). Le passage d’étoiles provoque une perturbation qui fait rentrer la comète dans le système solaire. Elle rejoint ensuite la zone d’Oort après plusieurs millions d’années
Origine de l’existence de comètes périodiques de quelques années ? Capture d’une comète de Oort par Jupiter
S J
r
Jr
D
)
(
3 33 2
2
J J J
J
r x
D x m x
r x dt x
d = − + − −
)( 3 3
3 2
2
J J J
J r
y D
y m y
r y dt
y
d =− + − −
Mouvement de la comète
3 2
2
r x
Jm dt x m
d = − (
J+
S)
3 2
2
r
Jm y dt m
y
d = − (
J+
S)
Mouvement de Jupiter autour du Soleil (Képler)
CODE MATLAB
global MeanMotion_Jupiter M_soleil M_jupiter t_impact impact t0;
MeanMotion_Jupiter=2*pi/74.53;
M_soleil=1;
M_jupiter=0.001;
for i=30:60
options = odeset('RelTol',1e-10);
impact=0;
t0=i
% conditions initiales du mouvement x0=100
y0=0;
dx0_dt=0;
dy0_dt=0.03086;
[t,y] = ode45('Jupiter_eq',[0 3000],[x0 y0 dx0_dt dy0_dt],options);
zoom on
fig1=figure('NumberTitle','off','Name','Séminaire du 24 janvier 2003 - Le problème des 3 corps') figure(fig1)
%tracé de la trajectoire de Jupiter
plot(5.21*cos(MeanMotion_Jupiter*(t-t0)),5.21*sin(MeanMotion_Jupiter*(t-t0)),'r-');
hold on
plot(0,0,'ko',x0,y0,'ro') hold on
zoom
% tracé de la trajectoire de la comète axis([-10 130 -50 50])
comet(y(:,1),y(:,2));
plot(y(:,1),y(:,2));
hold on
% cosmétique du graphe
title(['Interaction Comète/Jupiter - Jupiter était à un angle ',num2str(MeanMotion_Jupiter*t0*180/pi)]);
xlabel(['UA - temps de parcours (an)=',num2str(t(max(size(t)))/74.53*11.86)]) ylabel('UA')
pause hold off;
end
RESULTAT
RESULTAT
Contrôle: Mjupter= 0 ⇒ On retrouve Képler Comète autour du Soleil
INTERACTION GRAVITATIONNELLE ENTRE 2 GALAXIES
Cœurs de galaxies plus denses que la périphérie. On néglige les attractions d’étoiles entre elles pour ne considérer que l’attraction vers les coeurs
x y
D
M2(cœur galactique) M1(cœur
galactique)
xxx
xx xx
xx
x x
x
3 2
2 1 2
rr M dt M
r
d r r
)
( +
−
= Kepler pur entre les cœurs de galaxie M1 et M2
−
− + −
−
= 3 3 3
2
2 1 2
rr r r
r M r rr dt M
r d
i
i i r
r r
r r r
r
3 corps restreint entre les étoides entourant M1, M1 et M2
INTERACTION GRAVITATIONNELLE ENTRE 2 GALAXIES
On calcule l’interaction des étoiles une à une avec le système M1, M2. Une fois toutes les interactions calculées, on bouge M2; ensuite on recommence.
Influence de M2 encore négligeable. Les étoides sont en Kepler autour de M1 Etoiles réparties concentriquement et
aléatoirement autour du cœur M1 (éviter des symétries sans signification physique)
INTERACTION GRAVITATIONNELLE ENTRE 2 GALAXIES
On calcule l’interaction des étoiles une à une avec le système M1, M2. Une fois toutes les interactions calculées, on bouge M2; ensuite on recommence.
Influence de M2 commence à marquer le premier bras de spirale
M2 commence à perturber le mouvement képlérien des étoides autour de M1
INTERACTION GRAVITATIONNELLE ENTRE 2 GALAXIES
On calcule l’interaction des étoiles une à une avec le système M1, M2. Une fois toutes les interactions calculées, on bouge M2; ensuite on recommence.
Bras de la spirale commence à se marquer Bras de spirales très marqués
INTERACTION GRAVITATIONNELLE ENTRE 2 GALAXIES
On calcule l’interaction des étoiles une à une avec le système M1, M2. Une fois toutes les interactions calculées, on bouge M2; ensuite on recommence.
M2 a capturé des étoides de M1
INTERACTION GRAVITATIONNELLE ENTRE 2 GALAXIES
Computational Study of Galactic Interactions THE ANTENNAE AND CARTWHEEL
GALAXIES/Greg Holt.- The University of Texas at Austin (December 12, 2000 )
INTERACTION GRAVITATIONNELLE ENTRE 2 GALAXIES
Computational Study of Galactic Interactions THE ANTENNAE AND CARTWHEEL
GALAXIES/Greg Holt.- The University of Texas at Austin (December 12, 2000 )
INTERACTION GRAVITATIONNELLE ENTRE 2 GALAXIES
Computational Study of Galactic Interactions THE ANTENNAE AND CARTWHEEL GALAXIES/Greg Holt.- The University of Texas at Austin (December 12, 2000 )
WinZip File WinZip File
METHODES APPROCHEES
La méthode particule/particule
Dans cette méthode, pour chaque particule, on accumule les forces générées par l'interaction avec les particules voisines. Une fois celles-ci calculées, on intègre l'équation, comme si les particules voisines
étaient fixes. On arrive en quelque sorte à découpler les équations du mouvement entre elles. Il est clair que cette méthode est d'autant moins rigoureuse que les particules voisines sont proches de la particule pour laquelle on procède à cette simplification de l'équation. En effet, plus la particule voisine est proche de la particule considérée, plus la force d'interaction (par exemple, la gravitation) est élevée et l'accélération subie par les deux particules aussi. Supposer la particule voisine au repos est donc d'autant plus inexact. Dans ce dernier cas, il faut alors prendre des pas d'intégration sur le temps très petits mais ce n'est qu'un pis-aller dans l'application de la méthode.
La méthode symplectique
C'est la méthode la plus proche de la mécanique classique: elle utilise une approche hamiltonienne à savoir la conservation de l'énergie et autres intégrales premières le cas échéant. On peut alors se permettre des pas d'intégration beaucoup plus élevés. L'utilisation de cette méthode a, par exemple, permis de mettre en évidence que certaines orbites planétaires dans le système solaire sont instables, ce que ne montraient pas des méthodes basées sur l'intégration directe des équations du mouvement.; on a même pu montrer que Mercure pourrait être éjecté du système solaire dans moins de 3.5 milliards d'années lors d'un passage près de Venus !
METHODES APPROCHEES
La méthode de TREE
Cette méthode se base sur le fait que les particules interagissent fortement avec ses voisines les plus proches mais beaucoup plus faiblement avec ses voisines les plus lointaines. L'ensemble des forces extérieures agissant sur la particule est donc divisée en forces qui sont dues aux interactions à courte distance et forces dues aux interactions à longue distance. Les forces à courte distance sont calculées de manière rigoureuse sur base de la particule étudiée et de ses voisines immédiates. Les forces à longue distance sont calculées sur base de l'interaction entre la particule étudiée et les particules les plus éloignées regroupées, pour les besoins du calcul, en nuage de particules. On divise l'espace en régions successivement éloignées pour lesquelles l'éloignement plus moins relatif des particules est testée pour savoir si une modélisation en nuage est acceptable ou non.
On notera que cette méthode n'exige plus de construire une grille ou un maillage.
Elle permet de modéliser des systèmes entre 10 000 et 1000000 particules.
La méthode de maillage
Avec cette méthode, une grille ou un maillage est posé sur la région à simuler. Les masses des particules sont alors représentées sur le maillage sous forme de densité qui est interpolée aux sommets du maillage.
Les forces sont calculées à partir du potentiel du maillage et sur cette base, la simulation est effectué. Cette méthode s'apparente bien évidemment à la méthode des éléments finis, laquelle est aussi utilisée pour la simulation du problème à n corps.
La méthode de maillage n'est toutefois pas idéale lorsqu'il faut modéliser une répartition non uniforme des particules ou des rencontres entre groupes de particules (dit aussi systèmes corrélés).
Au voisinage des zones à plus haute densité de particules, on raffine alors le maillage. Pour tenir compte des changement de géométrie à grande échelle du système à n particules (comme, par exemple, les ondes de choc), on utilise alors des techniques de maillage dynamique qui s'adaptent automatiquement au changement de configuration géométrique.
INFLUENCE SUR LE CLIMAT
Les interactions gravitationnelles des planètes peuvent aussi engendrer un
comportement chaotique dans les variations de l'orientation de l'axe de rotation des planètes telluriques
En raison de leur masse, les planètes géantes (Jupiter, Saturne, Uranus et Neptune) sont très peu affectées par de tels phénomènes, et leur mouvement reste quasi périodique à long terme.
Résonance entre précession et période orbitale
Précession est liée à la vitesse de rotation, d’où il est possible de définir pour chaque planète sa zone chaotique, c'est-à-dire l'ensemble des valeurs de sa période de rotation et de son obliquité pour lesquelles cette dernière est très instable.
Marsest dans une zone chaotique (obliquité est susceptible de varier entre 0 et 60 degrés en quelques millions d'années)
Terreest en zone non chaotique:son obliquité subit sur une période d'environ 41 000 ans de petites variations de 1,3 degré d'amplitude autour de sa valeur
moyenne de 23,3 degrés. Bien que faible, une telle amplitude suffit à provoquer des
changements de près de 20 % de 'insolation et pourrait expliquer les périodes glaciaires du Quaternaire
SYSTEME SOLAIRE APPROCHE PROBLEME A 3 CORPS
Le système solaire peut être approché par un système à 3 corps: Jupiter, Saturne et le Soleil
Examinons ce système si la masse de Saturne et de Jupiter sont 10 fois plus grande et que la distance de Saturne au Soleil diminue
progressivement
S Jupiter r
JSaturne
Conditions initiales données par la 3ème loi de Kepler
(comme si Jupiter et Saturne ne subissait que l’attraction du Soleil)
La simulation donnera donc la déviation par rapport à Képler c’est-à-dire l’effet des 3 corps (l’effet de Jupiter sur la rotation de Saturne autour du Soleil et l’effet de
Saturne sur la rotation de Jupiter autour du Soleil)
) . (
. 2
2 1
3
m m G P a
= π +
aJupiter=5.2 UA PJupiter=11.9 ans
aSaturne=9.5 UA ⇒9.5-20%
PSaturnedonnée par (1)
(1)
RESULTAT
RESULTAT
CONCLUSIONS
D ’autres massses pour Jupiter et Saturne n ’auraient pas été possibles. Les masses actuelles donnent lieu à des orbites assimilables à du Képler pur
global M1 M2 M3
M1=1;M2=0.00095387536;M3=3e-4 for i=0:7
distance=9.5*(1-i/20)
periode=sqrt(distance^3/(1+M3));
fig1=figure('NumberTitle','off','Name','Séminaire du 24 janvier 2003 - Le problème des 3 corps')
figure(fig1)
options = odeset('AbsTol',1e-15')
[t,y] = ode23tb('Jup_Sat_eq',[0 periode*2*pi*4],[5.2 0 0 5.2/11.9 distance 0 0 distance/periode ],options);
plot(y(:,1),y(:,2),'r-',y(:,5),y(:,6),'k-') hold on
options = odeset('AbsTol',1e-10')
[t,y] = ode23tb('Jup_Sat_eq',[0 periode*2*pi*4],[5.2 0 0 5.2/11.9 distance 0 0 distance/periode ],options);
plot(y(:,1),y(:,2),'m-',y(:,5),y(:,6),'b-')
d = sqrt((y(:,1) - y(:,5)).^2 + (y(:,2) - y(:,6)).^2);
title(['Orbite de Jupiter et Saturne - Distance de Saturne à Soleil =',num2str(distance)]);
axis([-15 15 -15 15]);
xlabel(['UA - Distance Minimum entre Saturne et Jupiter =',num2str(min(d))]) ylabel(['UA - Masse Saturne =',num2str(M3),'Masse Jupiter',num2str(M2)]) pause
end
RENTREE DANS L ’ATMOSPHERE
Théorie d ’ALLEN: rentrée balistique
X Z
Z
eV
eSol
Trajectoire Capsule de rentrée
Limite atmosphère
R
xV
Verticale depuis le centre de la terre
γ
ePesanteur négligée (puisque la décélération sera de plusieurs dizaines de g)
Portance négligée (car rentrée balistique) Traînée:
( )
22
1 Z SC V
R
x= ρ
x( )
0 22
1 1 e V
M SC dt
dV =− ρ x −HZ
( )
V edt
dZ =− sinγ 2
km m Z
H
m eH kg
Z
pour /
.
avec 5 80
6700 735
1 3
0 0 ≤ ≤
=
= ρ ρ =
ρ
RENTREE DANS L ’ATMOSPHERE
Application à Apollo
global rho Cx M S H gamma
rho=1.735;S=0.0032;Cx=1;M=1;H=6700;
Ve=11000;Ze=80000 for i=1:10
gamma=5*i/180*pi
options=odeset('RelTol',1e-10)
[t,y]=ode45('rentree_eq',[0 400],[Ze Ve],options)
acceleration=-(0.5*rho*S*Cx/M).*exp(-y(:,1)/H).*y(:,2).^2;
plot(y(:,1),acceleration/10)
text(y(250,1),acceleration(250)/10,['\leftarrow',num2str(5*i),'°'],'FontSize',12) hold on
end
title(['Accélération subie par Appolo pour différents angles d entrée \gamma']);
xlabel('altitude')
ylabel('acceleration unités = g')
function z=rentree_eq(t,y) global rho Cx M S H gamma;
z=zeros(2,1);
z(1)=-y(2)*sin(gamma);
z(2)=-0.5*rho*S*Cx/M*exp(-y(1)/H)*y(2)^2;
RENTREE DANS L ’ATMOSPHERE
Application à Apollo
L’angle d’attaque est primordiale
Pour des valeurs supérieures à 10°, l’accélération dépasse 10g, qui est humainement inacceptable
Géométrie de la capsule n’a pas d’influence sur l’accélération Géométrie a influence sur l’altitude de l’accélération maximale