satellite artificiel (suite)

Lorsqu’un satellite est en mouvement sur son orbite, son énergie mécanique se compose de deux termes : l’énergie cinétique, 1/2 mv² ; et l’énergie potentielle, égale au travail à fournir contre l’attraction terrestre pour élever le satellite à l’altitude où il se trouve. Sur une orbite déterminée, la somme de ces deux énergies reste constante, l’énergie potentielle se transformant en énergie cinétique lorsque le satellite se rapproche de la Terre, et inversement. La vitesse d’un satellite sur son orbite est donc maximale au périgée et minimale à l’apogée. Si l’on applique au satellite une variation d’énergie cinétique au moyen d’un moteur-fusée, l’énergie totale ayant varié, le satellite suit une orbite différente, extérieure ou intérieure à la première selon qu’il y a accroissement ou diminution de l’énergie cinétique. Pour rendre circulaire une orbite elliptique, il suffit de créer à l’apogée une impulsion de valeur telle qu’elle élève le périgée à l’altitude de l’apogée.

La période de révolution d’un satellite sur son orbite est donnée par la seconde loi de Kepler, aux termes de laquelle l’aire balayée par le rayon vecteur issu du centre d’attraction est proportionnelle au temps. Elle ne dépend que du demi-grand axe de l’ellipse a, quelle que soit la valeur de l’excentricité, et est donnée par la formule

dans laquelle g₀ désigne l’intensité de la pesanteur à la surface de la Terre et R le rayon terrestre. Si l’on exprime a en kilomètres, la période en heures est donnée par la formule T = 8,6 ∙ 10^–11 ∙ a^3/2. D’après cette formule, pour que la période de révolution d’un satellite soit égale à la période de rotation de la Terre sur elle-même, c’est-à-dire 24 heures, l’altitude de son orbite supposée circulaire doit être de 36 000 km ; le satellite reste alors stationnaire par rapport à la Terre. La même formule indique que deux orbites pour lesquelles la somme du périgée et de l’apogée est la même sont parcourues pendant le même temps.

Lancement d’un satellite

Il comporte trois phases. Dans la première, le véhicule de lancement est accéléré d’une façon continue pendant la traversée des basses couches de l’atmosphère. Il parcourt ensuite une trajectoire balistique qui est une ellipse définie par les valeurs, à la fin de la phase propulsée, de l’altitude et de la vitesse de mouvement. À l’apogée de cette ellipse commence une nouvelle phase propulsée qui place le satellite sur l’orbite choisie. Les caractéristiques de l’orbite sont très sensibles aux erreurs sur les différents paramètres du lancement, c’est-à-dire les conditions à la fin de la première phase propulsée et l’impulsion de vitesse finale. Une mise sur orbite correcte suppose donc le recours à une procédure de guidage ; celle-ci comporte deux aspects : le guidage initial pendant la première phase propulsée et les corrections à apporter en cours ou en fin de trajectoire. Ces dernières ne sont d’ailleurs nécessaires que lorsque la trajectoire s’éloigne beaucoup de la Terre, par exemple pour la mise sur orbite de satellites stationnaires. Différentes techniques peuvent être utilisées pour le guidage initial. La plus simple consiste à programmer dans un calculateur embarqué à bord du lanceur les caractéristiques de la trajectoire à suivre sous forme d’une loi d’orientation du lanceur en fonction de la vitesse. Le calculateur détermine l’orientation de la poussée et commande l’arrêt de la propulsion lorsque la vitesse désirée est atteinte. Une telle procédure a été adoptée pour les lancements effectués par « Diamant B ». Une autre technique consiste à suivre la trajectoire du lanceur depuis le sol, à la comparer à la trajectoire nominale et à transmettre au lanceur par télécommande les ordres de pilotage permettant de compenser les écarts observés. Il faut, évidemment, disposer des moyens de trajectographie nécessaires sur le champ de tir ; tel était le cas de celui de Woomera, en Australie, où ont été tirés les lanceurs expérimentaux « Europa », dont le développement a été abandonné. Le plan de l’orbite est défini par la verticale du point d’injection, puisque la force d’attraction terrestre passe par le centre de la Terre et par la direction du vecteur vitesse lors de l’injection sur orbite. Son inclinaison sur l’équateur ne peut donc être inférieure à la latitude du lieu de lancement. Pour lancer un satellite dont l’orbite soit parallèle au plan de l’équateur, il faut donc que la base de lancement soit située sur l’équateur ou à son voisinage : c’est là un des intérêts de la base française de Kourou, en Guyane, dont la latitude est voisine de 5° N. En première approximation, le plan orbital reste fixe par rapport à l’espace absolu, mais, du fait de la rotation de la Terre sur elle-même, il paraît en mouvement par rapport à cette dernière. En définitive, le satellite survole toute la surface terrestre comprise entre deux latitudes Nord et Sud ayant pour valeur l’inclinaison du plan de l’orbite sur le plan de l’équateur. Ainsi, le plan orbital repasse deux fois par 24 heures à la verticale du point de lancement.

Du fait d’un certain nombre d’actions perturbatrices, l’orbite d’un satellite ne reste pas rigoureusement invariable. La plus importante de ces actions tient au fait que la Terre présente un renflement dans la région équatoriale. La force d’attraction qui s’exerce sur le satellite peut alors l’écarter plus ou moins du centre de la Terre suivant la position sur l’orbite ; il en résulte une rotation lente du plan orbital, appelé mouvement de précession. De plus, pour des orbites de grande excentricité, les actions de la Lune et, à un degré moindre, du Soleil se font sentir. Enfin, l’atmosphère terrestre, sauf pour des orbites dont le périgée est très élevé, exerce un freinage et réduit progressivement le périgée et l’apogée. Si le satellite n’est pas protégé efficacement, le frottement dans les basses couches de l’atmosphère suffit pour le détruire.