Orbite de transfert géostationnaire

Dans la conception des missions spatiales, une orbite de transfert géostationnaire ( GTO ) ou orbite de transfert géosynchrone est un type d' orbite géocentrique très elliptique , généralement avec un périgée aussi bas que l'orbite terrestre basse (LEO) et un apogée aussi haut que l'orbite géostationnaire (GEO). Les satellites destinés à l'orbite géosynchrone (GSO) ou GEO sont souvent placés dans une GTO comme étape intermédiaire pour atteindre leur orbite finale. Les fabricants de lanceurs annoncent souvent la quantité de charge utile que le véhicule peut placer dans une GTO.

Les orbites géostationnaires et géosynchrones sont très souhaitables pour de nombreux satellites de communication et d'observation de la Terre . Cependant, le coût delta-v , et donc financier, pour envoyer un vaisseau spatial sur de telles orbites est très élevé en raison de leur rayon orbital élevé. Une GTO est une orbite intermédiaire utilisée pour rendre ce processus plus efficace. Les opérateurs de satellites utilisent souvent un lanceur à forte poussée et à faible efficacité pour placer leur satellite en GTO, puis, après avoir détaché le lanceur, utilisent des propulseurs à faible poussée et à haute efficacité à bord du satellite lui-même pour circulariser son orbite (vers GEO) sur une période de temps plus longue. Ce processus est appelé spiral-out . Cette architecture de mission est utile car elle minimise la masse que le vaisseau spatial doit pousser vers GEO, permet des combustions de circularisation d'une efficacité maximale en tirant parti de l' effet Oberth , et permet au lanceur épuisé de se désorbiter principalement par aérofreinage en raison de son faible périgée, minimisant ainsi sa durée de vie orbitale .

L'orbite géostationnaire est une orbite terrestre hautement elliptique avec un apogée (le point de l'orbite de la lune ou d'un satellite auquel il est le plus éloigné de la terre) de 42 164 km (26 199 milles), ou une hauteur de 35 786 km (22 236 milles) au-dessus du niveau de la mer, ce qui correspond à l'altitude géostationnaire. La période d'une orbite de transfert géosynchrone standard est d'environ 10,5 heures. L' argument du périgée est tel que l'apogée se produit sur ou près de l'équateur. Le périgée peut être n'importe où au-dessus de l'atmosphère, mais est généralement limité à quelques centaines de kilomètres au-dessus de la surface de la Terre pour réduire les exigences du delta-V du lanceur ( ) et pour limiter la durée de vie orbitale du propulseur épuisé afin de réduire les débris spatiaux.

Si l'on utilise des moteurs à faible poussée tels que la propulsion électrique pour passer de l'orbite de transfert à l'orbite géostationnaire, l'orbite de transfert peut être supersynchrone (ayant un apogée au-dessus de l'orbite géostationnaire finale). Cependant, cette méthode prend beaucoup plus de temps à réaliser en raison de la faible poussée injectée dans l'orbite. Le lanceur typique injecte le satellite sur une orbite supersynchrone ayant l'apogée au-dessus de 42 164 km. Les moteurs à faible poussée du satellite sont propulsés en continu autour des orbites de transfert géostationnaires. La direction et l'amplitude de la poussée sont généralement déterminées pour optimiser le temps et/ou la durée du transfert tout en satisfaisant les contraintes de la mission. La composante hors plan de la poussée est utilisée pour réduire l'inclinaison initiale définie par l'orbite de transfert initiale, tandis que la composante dans le plan élève simultanément le périgée et abaisse l'apogée de l'orbite de transfert géostationnaire intermédiaire. Dans le cas de l'utilisation de l'orbite de transfert de Hohmann, seuls quelques jours sont nécessaires pour atteindre l'orbite géosynchrone. En utilisant des moteurs à faible poussée ou une propulsion électrique, il faudra des mois pour que le satellite atteigne son orbite finale.

L' inclinaison orbitale d'un GTO est l'angle entre le plan de l'orbite et le plan équatorial de la Terre . Elle est déterminée par la latitude du site de lancement et l' azimut (direction) du lancement. L'inclinaison et l'excentricité doivent toutes deux être réduites à zéro pour obtenir une orbite géostationnaire. Si seule l' excentricité de l'orbite est réduite à zéro, le résultat peut être une orbite géosynchrone mais ne sera pas géostationnaire. Comme la vitesse requise pour un changement de plan est proportionnelle à la vitesse instantanée, l'inclinaison et l'excentricité sont généralement modifiées ensemble lors d'une seule manœuvre à l'apogée, où la vitesse est la plus faible.

La distance requise pour un changement d'inclinaison au niveau du nœud ascendant ou descendant de l'orbite est calculée comme suit :

Pour un GTO typique avec un demi-grand axe de 24 582 km, la vitesse au périgée est de 9,88 km/s et la vitesse à l'apogée de 1,64 km/s, ce qui rend clairement le changement d'inclinaison beaucoup moins coûteux à l'apogée. En pratique, le changement d'inclinaison est combiné avec la circularisation orbitale (ou « coup d'apogée ») pour réduire le total des deux manœuvres. Le combiné est la somme vectorielle du changement d'inclinaison et de la circularisation , et comme la somme des longueurs des deux côtés d'un triangle dépassera toujours la longueur du côté restant, le total d'une manœuvre combinée sera toujours inférieur à celui de deux manœuvres. Le combiné peut être calculé comme suit :

où est la grandeur de la vitesse à l'apogée de l'orbite de transfert et est la vitesse en GEO.

Même à l'apogée, la quantité de carburant nécessaire pour réduire l'inclinaison à zéro peut être importante, ce qui donne aux sites de lancement équatoriaux un avantage substantiel sur ceux situés à des latitudes plus élevées. Le cosmodrome russe de Baïkonour au Kazakhstan est à 46° de latitude nord. Le centre spatial Kennedy aux États-Unis est à 28,5° nord. Le Wenchang en Chine est à 19,5° nord. Le SDSC indien est à 13,7° nord. Le Centre spatial guyanais , le centre de lancement européen Ariane et le centre de lancement russe Soyuz exploités par l'Europe , sont à 5° nord . Le Sea Launch « suspendu indéfiniment » a été lancé depuis une plate-forme flottante directement sur l'équateur dans l' océan Pacifique .

Les lanceurs jetables atteignent généralement directement l'orbite terrestre basse, mais un vaisseau spatial déjà en orbite basse terrestre ( LEO ) peut y entrer en tirant une fusée dans le sens de son orbite pour augmenter sa vitesse. Cela a été fait lorsque des vaisseaux spatiaux géostationnaires ont été lancés depuis la navette spatiale ; un « moteur de poussée périgée » attaché au vaisseau spatial s'est allumé après que la navette l'ait libéré et retiré à une distance sûre.

Bien que certains lanceurs puissent amener leur charge utile jusqu'à l'orbite géostationnaire, la plupart terminent leur mission en larguant leur charge utile sur l'orbite géostationnaire. Le vaisseau spatial et son opérateur sont alors responsables de la manœuvre vers l'orbite géostationnaire finale. Le trajet de 5 heures jusqu'au premier apogée peut être plus long que la durée de vie de la batterie du lanceur ou du vaisseau spatial, et la manœuvre est parfois effectuée à un apogée ultérieur ou répartie sur plusieurs apogées. L'énergie solaire disponible sur le vaisseau spatial permet de soutenir la mission après la séparation du lanceur. De plus, de nombreux lanceurs transportent désormais plusieurs satellites à chaque lancement afin de réduire les coûts globaux, et cette pratique simplifie la mission lorsque les charges utiles peuvent être destinées à différentes positions orbitales.

En raison de cette pratique, la capacité du lanceur est généralement citée en tant que masse du vaisseau spatial par rapport au GTO, et ce nombre sera supérieur à la charge utile qui pourrait être livrée directement en GEO.

Par exemple, la capacité (adaptateur et masse du vaisseau spatial) du Delta IV Heavy est de 14 200 kg jusqu'à l'orbite géostationnaire, ou de 6 750 kg directement jusqu'à l'orbite géostationnaire.

Si la manœuvre de GTO à GEO doit être effectuée avec une seule impulsion, comme avec un seul moteur à propergol solide, l'apogée doit se produire lors d'un croisement équatorial et à une altitude orbitale synchrone. Cela implique un argument de périgée de 0° ou 180°. Comme l'argument du périgée est lentement perturbé par l' aplatissement de la Terre, il est généralement biaisé au lancement de sorte qu'il atteigne la valeur souhaitée au moment approprié (par exemple, il s'agit généralement du sixième apogée sur les lancements d'Ariane 5 ). Si l'inclinaison du GTO est nulle, comme avec Sea Launch , alors cela ne s'applique pas. (Cela ne s'appliquerait pas non plus à un GTO impraticable incliné à 63,4° ; voir Orbite de Molniya .)

La discussion précédente s'est principalement concentrée sur le cas où le transfert entre LEO et GEO s'effectue avec une seule orbite de transfert intermédiaire. Des trajectoires plus compliquées sont parfois utilisées. Par exemple, le Proton-M utilise un ensemble de trois orbites intermédiaires, nécessitant cinq tirs de fusée à l'étage supérieur, pour placer un satellite en GEO depuis le site à forte inclinaison du cosmodrome de Baïkonour , au Kazakhstan . En raison de la latitude élevée de Baïkonour et des considérations de sécurité de portée qui bloquent les lancements directement vers l'est, il faut moins de delta-v pour transférer des satellites en GEO en utilisant une orbite de transfert supersynchrone où l'apogée (et la manœuvre pour réduire l'inclinaison de l'orbite de transfert) se trouve à une altitude supérieure à 35 786 km, l'altitude géosynchrone. Proton propose même d'effectuer une manœuvre d'apogée supersynchrone jusqu'à 15 heures après le lancement.

L'orbite géostationnaire est un type particulier d'orbite autour de la Terre dans lequel un satellite tourne autour de la planète à la même vitesse que la Terre. Cela signifie que le satellite semble rester stationnaire par rapport à un point fixe de la surface de la Terre. L'orbite géostationnaire est située à une altitude d'environ 35 786 kilomètres (22 236 miles) au-dessus de l'équateur terrestre.