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8. Mouvement dans un champ <strong>de</strong> force central 123<br />
Équation <strong>de</strong> Kepler<br />
L’équation <strong>de</strong> l’ellipse nous donne la distance r en fonction <strong>de</strong> l’angle, mais pas le temps écoulé<br />
<strong>de</strong>puis le passage au périhélie. Le temps peut s’obtenir à l’ai<strong>de</strong> <strong>de</strong> l’équation <strong>de</strong> Kepler, que nous<br />
allons donner ici sans démonstration. On commence par définir l’anomalie excentrique E (notation<br />
standard : ne pas confondre avec l’énergie totale), définie par la relation<br />
tan E 2 = √<br />
1 − e<br />
1 + e tan ϕ 2<br />
(8.69)<br />
Ensuite, le temps t <strong>de</strong>puis le passage au périhélie (ϕ = 0) est déterminé par la solution <strong>de</strong> l’équation<br />
transcendante suivante :<br />
t = T (E − e sin E) (8.70)<br />
2π<br />
où T est la pério<strong>de</strong> <strong>de</strong> l’orbite. Remarquons que quand ϕ fait un tour complet (<strong>de</strong> 0 à 2π), E fait <strong>de</strong><br />
même (mais à un rythme différent) et donc t change par T , comme prévu. Dans le jargon, l’angle ϕ<br />
est appelé anomalie vraie et l’angle 2πt/T , qui croît linéairement avec le temps, est appelé anomalie<br />
moyenne. Dans une orbite circulaire, les trois anomalies se confon<strong>de</strong>nt, mais elles sont toutes les<br />
trois différentes dans une orbite elliptique (anomalie est simplement un synonyme d’angle dans ce<br />
contexte).<br />
orbite<br />
plan orbital<br />
i<br />
Ω<br />
ω<br />
ϕ<br />
plan équatorial<br />
ligne <strong>de</strong>s noeuds<br />
point vernal<br />
Figure 8.8. Description d’une orbite elliptique dans l’espace.<br />
Éléments d’une orbite<br />
Pour spécifier complètement une orbite dans l’espace, il faut donner non seulement les paramètres<br />
a et e, mais aussi le plan <strong>de</strong> l’orbite et l’orientation <strong>de</strong> l’ellipse dans ce plan. La Fig. 8.8 illustre les<br />
paramètres couramment utilisés à cette fin. L’inclinaison i <strong>de</strong> l’orbite est l’angle entre le plan <strong>de</strong><br />
l’orbite et le plan équatorial (le plan <strong>de</strong> l’orbite terrestre (écliptique) dans le cas d’une planète ou le<br />
plan <strong>de</strong> l’équateur terrestre dans le cas d’un satellite artificiel <strong>de</strong> la Terre). La ligne <strong>de</strong>s noeuds est<br />
l’intersection <strong>de</strong> ces <strong>de</strong>ux plans. La longitu<strong>de</strong> du noeud ascendant Ω est l’angle entre une direction<br />
<strong>de</strong> référence sur le plan équatorial (le point vernal) et la ligne <strong>de</strong>s noeuds, plus précisément le point<br />
où l’orbite traverse le plan équatorial vers le haut. L’angle ω entre la ligne <strong>de</strong>s noeuds et le périhélie