Дано:
Высота орбиты над поверхностью Земли h = 1200 км = 1 200 000 м
Период обращения T = 105 мин = 105 * 60 с = 6300 с

Решение:
Для круговой орбиты центростремительное ускорение a определяется по формуле:
a = v^2 / r,
где v - скорость спутника, r - радиус орбиты.

Радиус орбиты r = R + h, где R - радиус Земли, примем R = 6 371 000 м.

Тогда r = 6 371 000 м + 1 200 000 м = 7 571 000 м.

Для круговой орбиты скорость спутника v определяется как:
v = 2πr / T.

Подставляем значения:
v = 2 π 7 571 000 м / 6300 с ≈ 3 793 м/c.

Теперь подставляем скорость v и радиус орбиты r в формулу для центростремительного ускорения:
a = (3793 м/c)^2 / 7 571 000 м ≈ 1.90 м/c^2.

Итак, искусственный спутник Земли движется с центростремительным ускорением примерно 1.90 м/c^2 и со скоростью примерно 3793 м/c.