Trajectoire de satellisation
Au cours de la phase propulsée, le
lanceur suit une loi d'attitude qui l'amènera progressivement dans la direction
requise pour l'injection du satellite.
Pendant le vol, la trajectoire est
constamment recalculée en tenant compte de la trajectoire réellement suivie par
le lanceur.
Le départ se fait à la verticale
pour traverser au plus vite l'atmosphère et au fur et à mesure que la densité
de l'atmosphère diminuera, elle quittera la direction verticale qui
est le sens où s'exerce la pesanteur terrestre.
La diminution de vitesse subie par
la fusée sur un parcours vertical s'exprime par la formule 9,81 x t
Utilisation de l'effet de fronde
La terre effectue un tour complet
sur elle-même en 24 heures
V = 2 π R cos(L) /24
·
R
: Rayon de la Terre en km (6378)
·
L
: Latitude du point en degré
·
t
: Temps en jours
·
V
: Vitesse en km/h
Aux pôles, la vitesse de rotation
est nulle. A l'équateur, elle est de 465 m/s. Ainsi, avant de décoller, le
satellite, possède déjà 5.7% de la vitesse nécessaire pour une orbite basse.
Pour Kourou, cette vitesse est de
463 m/s,
Pour Cap Canaveral 410 m/s
(inclinaison de 28,5° )
Pour Baïkonour de
323 m/s (inclinaison de 45,6°).
C'est pourquoi on lance le plus
souvent vers l'est et depuis un site placé près de l'équateur. Pour éviter que
la fusée retombe sur des zones habitées il faut à l'ouest du site un l'océan ou
un désert. Il est préférable que cet océan ou ce désert s'ouvre aussi au Nord
ou au sud pour les lancements sur orbites polaires.
Choix des inclinaisons
Le gain par effet de fronde n'est
effectif que pour un lancement en orbite équatoriale.
Si l'orbite visée est inclinée,
cette vitesse ne sera qu'en partie utile (proportion déterminée par la
trigonométrie).
Pour une orbite polaire, elle est
inutile, la latitude du site de lancement sera donc à peu près indifférente
Si, le lancement est rétrograde
(vers l'ouest), la rotation de la terre pénalise le tir car il faut compenser
cette vitesse.
Pour un site éloigné de l'équateur,
le mieux est de choisir une orbite dont l'inclinaison est à peu près la
latitude du site.
La mise en orbite peut se faire de
deux façons différentes selon le point d'injection visé.
Si l'orbite visée est basse, passant
près du lieu de lancement, il est possible de mettre à feu tous les étages les
uns après les autres.
Si par contre l'orbite visée est
haute ou si le plan orbital est très éloigné du site de lancement, on intercale
alors durant la phase propulsée des phases balistiques.
Ariane espace lance ses satellites
directement sur l'orbite de transfert GTO (Géostationnaire Transfert Orbite). Les tirs
s'effectuent de Guyane situé à 5,23° au Nord de l'équateur par allumage
successifs de ses trois étages.
Pour une mise en orbite GTO, il est
nécessaire d'adjoindre au satellite en plus de son moteur d'apogée, un moteur
de périgée pour l'injection.
Guidage des fusées
Les premières fusées n'étaient pas
guidées : une fois lancées, elles suivaient une trajectoire balistique.
C'est le cas pour les derniers
étages de quelques lanceurs spatiaux, pour les roquettes, et les micro-fusées
(fusées amateurs, feux d'artifices).
Pour atteindre un
objectif, ou placer un satellite sur orbite, il faut que cette fusée soit
guidée, c'est-à-dire qu'elle puisse modifier sa trajectoire et contrôler son
roulis.
Les ordres sont obtenus par un
système de gyroscopes ou par guidage depuis le sol.
Guidage aérodynamique
Des ailerons à volet
mobile, (au moins 3). En braquant le volet
dans un sens, on crée une force dans un sens ou dans l'autre,
perpendiculairement à l'axe de la fusée. Cette force la fait tourner
autour de son centre de gravité. Le contrôle aérodynamique permet aussi de
contrôler le roulis. Ce système n'est utilisable que dans l'atmosphère.
Dans le cas d'un lanceur
multi-étage, ce n'est utilisable que pour le premier étage qui évolue dans
l'atmosphère.
Les missiles qui ne quittent pas
atmosphère emploient ce système, seul ou avec tuyère orientable.
Méthode de déviation du flux
des tuyères
Parfois, on emploie l'injection de
liquide ou de gaz dans la tuyère pour dévier le flux de gaz. Si un étage
comporte au moins deux tuyères, il n'y a qu'à les braquer différemment pour
avoir un contrôle en roulis.
S’il n'y en a qu'une seule, on a le
choix entre 3 solutions :
-Des verniers, petits moteurs
auxiliaires
Pour les moteurs à ergols liquides,
en emploie une petite partie des gaz produits pour alimenter la turbopompe.
-Le contrôle aérodynamique (pour un
premier étage).
- Un système de vannes sur les
flancs de la fusée.
Mise en orbite
Un satellite tourne autour d'un
astre avec une vitesse telle que la force centrifuge compense son poids. Il est
donc pseudo-isolé, c'est pourquoi sa vitesse reste constante tant qu'il est
hors de l'atmosphère.
Le satellite n'est pas en
apesanteur. Il est même en permanence en train de tomber, mais, grâce à sa
vitesse, il tombe et rate la Terre.
La vitesse donnée à un satellite
diminue avec l'altitude de celui-ci:
Plus il est haut, moins il est
soumis à la gravité. La vitesse de satellisation est de 8 Km/s à 200km et 6,9 à
|
DISTANCE AU SOL |
VITESSE CIRCULAIRE |
DUREE DE REVOLUTION |
|
|
7,86 km/s
|
1 h 28 |
|
|
7,75 km/s
|
1h 30
|
|
|
7,58 km/s
|
1h 36
|
|
|
7,04 km/s
|
2 h
|
|
|
6,15 km/s
|
3 h
|
|
|
5,59 km/s
|
4 h
|
|
|
4,88 km/s
|
6 h
|
|
|
3,87 km/s
|
12 h
|
|
|
3,07
km/s |
24 h
|
Il n'est pas plus facile de placer
un satellite sur une orbite éloignée que sur une orbite proche, puisqu'il lui
faut moins de vitesse.
La satellisation implique à la fois de monter
verticalement une masse à une certaine altitude et à donner à cette même masse,
une vitesse perpandiculaire à la verticale.
Il faut donc fournir un
travail correspondant à l'énergie potentielle pour retrouver la bonne altitude
de satellisation + l'énergie cinétique pour fournir au satellite la vitesse
suffisante à la satellisation.
soit E sat= Ep+Ec
L'énergie potentielle
Ep = m.g.h
m est la masse du système étudié en kilogramme (kg)
g
est l’intensité de pesanteur en newton par kilogramme (N/kg), elle vaut 9,81 au
niveau de la surface terrestre.
Ep est l’énergie potentielle de pesanteur en
joule (joule) est l’altitude en mètre (m), exprimée par rapport à un niveau de
référence.
L'énergie cinétique
Ec = ½.m.v²
Où :
Ec est
en joule (J)
m est la masse du solide en kilogramme (kg)
v est la vitesse
en mètre par seconde (m/s ou m.s-1)
Ces formules ne prennent pas en
compte la résistance aérodynamique de l'air qui sera plus importante à basse
altitude et qui va s'ammenuiser avec l'altitude.
De même l'accélération de la
pesanteur va diminuer avec l'altitude par exemple, dans la Station orbitale à
400 km, la diminution est que 10%. Les astronautes ne pèsent que 90% de leur
poids. à 6400km, iis ne "péseraient" que le quart de leur poids.
Le moyen le plus économique de
placer un satellite sur une orbite éloignée de la Terre est le transfert.
Caractéristiques de l'orbite
Qu'elle soit elliptique ou circulaire, une
orbite se caractérise par:
1 La période T (temps pour une
révolution) qui se calcule par la troisième loi de Kepler. Cette période T
ne dépend que du demi grand axe. Elle sera de 90 mn pour un satellite à
5 Le périgée (la distance la plus courte)
7 La précession de la ligne des
absides : L'axe reliant apogée et périgée (ligne des absides) d'une orbite
elliptique inclinée tourne lui aussi autour de l'axe des pôles.
L'orbite d'un satellite ne sera
circulaire que si son injection s'effectue, d'une part parallèlement à la
terre, et d'autre part à la bonne altitude pour une vitesse donnée. Si ces
conditions ne sont pas respectées, l'orbite est elliptique.
L'orbite GEO
L'orbite géosynchrone a une période
de révolution de 23 h 56 mn 4s, soit la période sidérale de rotation de la
terre. Selon l'inclinaison de cette orbite, le satellite décrira des
"8" dans le ciel plus ou moins allongés selon l'inclinaison.
Le satellite géostationnaire a la
propriété de rester fixe par rapport à un observateur au sol. Son orbite est
équatoriale, circulaire et synchrone avec la rotation de la terre.
La troisième loi de Kepler montre
que l'altitude d'une telle orbite est de 35
Ce type d'orbite est employé pour
les satellites de télécommunication et la plupart des satellites météo.
Pour y accéder, on place le
satellite sur une orbite elliptique dont l'apogée est à
Pour que le satellite reste bien sur
son orbite, il est nécessaire de d'ajuster sa trajectoire ce qui limite sa
durée de vie à 7-10 ans. De petits moteurs de contrôle permettent de réaliser
ses corrections. Le soleil et la lune exercent aussi des perturbations de
l'ordre de 1° par an.
Ces satellites du fait de leur
altitude se trouvent presque en permanence à l'extérieur du cône d'ombre de la
terre et bénéficient de ce fait d'un éclairement constant. En période
d'équinoxe (mars et septembre), ils peuvent quelques fois être plongés chaque
jour dans l'obscurité pour des durées ne dépassant pas les 72 mn.
L'Orbite SSO (
Sun Synchonous Orbite) ou orbite
héliosynchrone.
Le satellite sur son orbite subit
des perturbations dues à la terre toute proche.
Celle ci n'étant pas sphérique et sa
masse n'étant pas uniforme, des variations de gravitation
perturbent la trajectoire du satellite.
Si on veut que le plan de l'orbite
garde une orientation constante par rapport au soleil, il faut lui faire subir
une rotation d'un peu moins de1° par jour (360°/365 jours).
Le satellite reste ainsi exposé au
soleil, au dessus de la zone de pénombre (soir / matin). On place sur de telles
orbites certains satellites d'observation de la Terre, qui ainsi ont toujours
vue sur un sol éclairé (avec la lumière inclinée, donc ombres nettes mettant
les reliefs en valeur).
Cet éclairement profite aussi aux
panneaux solaires du satellite qui se trouvent constamment éclairés de la même
façon. Un tel satellite mis sur une orbite à 830 km, inclinée à 98,7°
survolera un territoire toujours à la même heure solaire. De même, il survolera
une zone selon une période de 26 jours.
Le transfert
Le transfert est une manœuvre
spatiale plus complexe que la satellisation.
Soit un satellite tournant autour de
la Terre à 7,86 km/s, sur une orbite circulaire, à 200
km d'altitude.
Si en un point situé à cette
altitude, au lieu de cette vitesse de 7.86 km/s nous lui donnons 8,72 km/s, il
ira jusqu'à un apogée situé à 4
Avec 9,42 km/s, il ira jusqu'à un
apogée situé à 10
Lorsque
le satellite est à l'apogée de sa nouvelle trajectoire, à 4191 km
d'altitude, on peut l'aiguiller sur les orbites circulaires à cette
altitude. Mais la vitesse qui reste au satellite à l'apogée de l'orbite
elliptique est inférieure à la vitesse circulaire correspondant à cette
altitude.
Cette vitesse restante est de:
5,43 km/s à l'apogée de 4
3,69 km/s à l'apogée 10
1,39 km/s à l'apogée de 35900
km.
Il manque donc respectivement 0,72
km/s, 1,19 km/s 1,68 km/s pour que le satellite s'établisse sur sa nouvelle
orbite circulaire.
L'appoint
de vitesse sera fourni par un moteur fusée installé sur le satellite
et dirigeant son jet vers l'arrière de sa course, et créant une poussée vers
l'avant.
L'orbite
de transfert de Hohmann
Une trajectoire (aussi appelée transfert) de Hohmann
est une trajectoire qui permet de passer d'une orbite circulaire basse à une
autre orbite circulaire plus haute située dans le même plan, en utilisant
uniquement deux manœuvres impulsionnelles. En se
limitant à deux manœuvres, cette trajectoire est la trajectoire consommant le
moins d'énergie possible.
Qu'il s'agisse de perdre une
certaine quantité de vitesse ou de la gagner, que le transfert 
soit
négatif ou positif, les fusées de manœuvre du satellite ont rigoureusement la
même énergie à développer.
.
Passage en orbite géostationnaire
GTO
Les
satellites de télécoms (télévision par satellite) sont t mis sur une
orbite de transfert géostationnaire (GTO). C'est une orbite elliptique, avec un
apogée à 36000 km d'altitude et un périgée à (
La fusée
propulse le satellite à 200
km avec une vitesse de 10.2 km/s. Cette vitesse étant supérieure à celle de satellisation (8 km/s), il s'éloigne de l’orbite circulaire et perd de la vitesse (comme un planeur qui
monte). Il arrive à 36000
km (apogée de son orbite) et il ne lui reste plus qu’une vitesse de 1.6
km/s. Il doit utiliser son propre moteur d'apogée
pour gagner un peu de vitesse (passant de 1.6 à
3 km/s) et circulariser son orbite. Certaines fusées
(proton et de futures fusées Américaines) peuvent lancer directement en GTO.
On
réserve du carburant pour corriger les modifications de l’orbite par
les vents solaires. Le moteur de circularisation est toujours celui
qui effectue ensuite les rectifications.
Le système de correction doit être à
ergol liquide, car il doit être rallumé
un grand nombre de fois). Quand il n'a plus de carburant, il est hors service.
Pour éviter d'encombrer l'orbite, les plus récents emploient leurs dernières réserves de carburant pour s'en écarter.
La durée
de vie d’un satellite géo est de 10 à 15 ans.
Mais si le tir est fait d'un site éloigné de l'équateur, il faut faire plus de détours. Si on tire d'un centre éloigné de l'équateur, le satellite doit utiliser une part
importante de carburant pour effectuer un "virage". Sa
durée de vie en est diminuée.
Il n'y a
pas de différence entre le lancement
d'un vaisseau habité et celui d'un
satellite ordinaire, si ce n’est une différence de poids et de précision.
Retour
sur terre
Le vaisseau spatial habité, pour revenir sur terre réalise des manoeuvres.
A l'inverse du lancement, si l'on réduit la vitesse circulaire, le satellite va
raccourcir sa trajectoire.
A 200 km d'altitude, l'orbite est
près des premières couches denses de l'atmosphère. Un petit ralentissement va le faire plonger dans
l'atmosphère pour qu'il soit détruit par combustion dans l'atmosphère.
Un vaisseau habité doit être
conçu au contraire pour ne pas être détruit.
La rentrée dans l'atmosphère consiste en un freinage hors de l'atmosphère, et un freinage dans l'atmosphère puis une stabilisation du vaisseau.
L'orbite sur laquelle circule le
vaisseau habité est déterminée par sa vitesse de satellisation.
Le ralentissement volontaire doit être obtenu par un système de réaction, par une fusée éjectant des
gaz
Il faut
que la fusée soit dirigée vers l'avant " rétro-fusée".
A 200 km d'altitude, une perte de
vitesse de 60 m/s suffirait à raccourcir la
trajectoire de 200 km, si
l'atmosphère n'existait pas, le satellite, au
bout d'un demi-tour, viendrait tangenter la terre.
L’énergie
capable de ralentir de 60 m/s un satellite est exactement le même que celle qui aurait pu lui communiquer une vitesse de 60 m/s.
Selon l'équation de Tsiolkovski:Δv=ve ln m0/m1 -gT .
Cela donne, avec des gaz à 2
500 m/s environ 600 kg de combustible à éjecter à 2500m/s. pour ralentir un engin
de 6000 kg
Facteurs sont à prendre en compte :
-La précisons du moment de l’allumage
-La direction du jet de la rétrofusée exactement dans le sens de la
course du satellite.
Pour stabiliser un vaisseau dans
l'espace sans air, le seul moyen est la réaction. Il faut faire agir de petites fusées projetant leur gaz dans le sens
des mouvements giratoires.
Le mécanisme de la stabilisation sera constitué d'un ensemble de petites fusées disposées
autour du vaisseau et pouvant entrer en action chacune isolément dans une direction donnée, selon le sens du tournoiement et avec la
force nécessaire.
C'est un
système gyroscopique, à 3 degrés de liberté, qui guidera le
vaisseau dans l'espace.
Le vaisseau va pénétrer dans
l'atmosphère à une vitesse supérieure à 7km/s (
- ralentissement de l'engin
- échauffement du vaisseau par effet d’impact.
A cette vitesse, l'énergie à développer est énorme
à la fois sous forme cinétique du fait de la vitesse et sous forme potentielle
du fait de l’altitude.
L'idéal serait un freinage puissant (donc très consommateur) avant l'arrivée
dans les couches de l'atmosphère puis une
descente verticale sous parachute, mais trop consommateur d’énergie. On va utiliser la trainée de l'engin dans l'atmosphère pour le ralentir. Mais il va falloir protéger le vaisseau de la chaleur.
On
trouve deux grandes classes de solutions. Dans la première cette fonction est réalisée par un isolant placé sous le matériau de
surface. Dans la seconde, c'est le matériau
de surface lui même.
Les
objets rentrants de grande taille de type orbiteur de la navette spatiale sont
soumis à des conditions d'environnement
relativement modestes, au moins si on les compare à celui des sondes spatiales. En effet la nécessité
d'obtenir des accélérations faibles pour le vol humain
s'accompagne de l'obtention de flux de chaleur modérés. D'où la conception d'objets manœuvrant capables de grandes incidences à haute altitude et donc d'un freinage
important dans les tranches peu denses de l'atmosphère.
Protection thermique réutilisable
Pour
obtenir ce résultat le fonctionnement
thermique repose donc sur la réémission
d'une grande partie de l'énergie
incidente, obtenue par une surface de forte émissivité et sur un matériau
de faible conductivité thermique.
On peut distinguer trois types de régions:
-La pointe avant et les bords d'attaque des ailes qui supportent les conditions
d'environnement les plus sévères. On utilise un matériau carbone-carbone de masse volumique 1
980 kg/m3 formé de mèches obtenues par filature textile de fibres
de carbone imprégnées d'un carbone obtenu par pyrolyse de polymères. Il est protégé de l'oxygène par un dépôt de carbure de silicium. Ces pièces ont une fonction structurale. La température maximale atteint 1 900 K.
-La partie inférieure au vent lors de l'entrée est constituée
de tuiles High-temperature Reusable
Surface Insulation (HRSI) comportant une structure
formée de fibres de silice poreuse
(porosité 94 %) surmontée d'une couche de borosilicate comportant un additif
destiné à
augmenter l'émissivité de la surface, d'où son aspect noir. La masse volumique est de 140 kg/m3. La température de surface atteint environ 1 500 K.
-Les
parties moins exposées sont protégées
par des tuiles Low-temperature
Reusable Surface Insulation
(LRSI) analogues aux HRSI mais avec un dépôt d'oxyde d'aluminium qui lui donne une
couleur blanche. Elles sont qualifiées
pour un usage jusqu'à 900 K. Elles
participent aussi à la régulation thermique en orbite, c'est pour
cette raison que l'on a choisi une surface possédant
une forte réflectivité donc une faible émissivité.
D'autres isolants de moindres performances sont utilisés localement. Au total la protection thermique représente 10 % de la masse totale de l'orbiteur.
Compte tenu de la complexité de la
surface externe d'une navette la protection thermique est découpée
en un grand nombre de tuiles (20 548 tuiles sur la navette spatiale, 38 600 sur
Bourane2). Cela conduit à une gestion technique complexe mais aussi à un problème
important constitué par la jonction
entre deux tuiles. Il faut en effet concilier la dilatation avec celui d'entrée des gaz chauds dans l'interstice entre
deux tuiles.
Systèmes ablatifs
ex : Bouclier thermique PICA de la sonde Mars Science Laboratory.
Les écrans thermiques utilisés pour les sondes spatiales subissent un
environnement beaucoup plus sévère que celui de la navette spatiale. Les
flux de chaleur maximaux se comptent en MW/m2 : 5 pour Apollo 4, 11 pour
Stardust, la rentrée terrestre la plus
sévère jamais effectuée et jusqu'à
350 pour Galileo
La
valeur réelle dépend du matériau par
l'intermédiaire de la température pariétale
et du phénomène d'injection des gaz issus de la décomposition physique ou chimique et qui vont s'opposer à la convection des gaz chauds dans la couche
limite. 
Ce phénomène réduit le flux de chaleur mais aussi le transfert des gaz vers la paroi, en particulier celui de l'oxygène lorsque celui-ci est présent. On lui donne parfois le nom de blocage.
