Orbite terrestre

Demi-grand axe

Le satellite circule sur une ellipse (une orbite circulaire est un cas particulier d'ellipse). Le demi-grand axe ${\displaystyle a}$ est la moitié de la distance qui sépare le périgée (point bas de l'ellipse) de l'apogée (point haut de l'ellipse). Ce paramètre définit la taille absolue de l'orbite. Dans la plupart des publications non scientifiques ce paramètre est formulé en donnant la distance du périgée d'une part et de l'apogée d'autre part les séparant de la surface de la Terre (par exemple Cluster 19 000 x 119 000 km). Lorsque l'orbite est circulaire, une seule valeur est fournie (par exemple Sentinel 2 : 786 km).

Excentricité

L'Excentricité ${\displaystyle e}$ : une ellipse est le lieu des points dont la somme des distances à deux points fixes, les foyers (${\displaystyle S}$ et ${\displaystyle S'}$ sur le diagramme), est constante. L'excentricité mesure le décalage des foyers par rapport au centre de l'ellipse (${\displaystyle C}$ sur le diagramme) ; c'est le rapport de la distance centre-foyer au demi-grand-axe. Le type de trajectoire dépend de l'excentricité :

• ${\displaystyle e=0}$ : orbite circulaire
• ${\displaystyle 0<e<1}$ : orbite elliptique
• ${\displaystyle e=1}$ : trajectoire parabolique : le satellite ne reste pas en orbite et retombe sur Terre.
• ${\displaystyle e>1}$ : trajectoire hyperbolique : le satellite quitte l'orbite terrestre et se place sur une orbite héliocentrique.

• Paramètres de l'orbite d'un satellite autour de la Terre
• 
  Paramètres orbitaux d'un satellite artificiel : ascension droite du nœud ascendant ☊, inclinaison i, argument du périgée ω.
• 
  Vue perpendiculaire au plan orbital : demi-grand axe a, argument du périgée ω, anomalie vraie ν.

Le plan de référence ou plan référentiel est pour les orbites terrestres le plan passant par l'équateur. Le plan de référence et le plan de l'orbite sont ainsi deux plans sécants. Leur intersection est une droite appelée ligne des nœuds. L'orbite coupe le plan de référence en deux points, appelés nœuds. Le nœud ascendant est celui par lequel le corps passe en trajectoire ascendante ; l'autre est le nœud descendant. Les trois paramètres suivent décrivent le passage entre le plan orbital et le plan de référence qui correspondent à des angles d'Euler : l'inclinaison orbitale, la longitude du nœud ascendant et l'argument du périgée.

Inclinaison orbitale

L'inclinaison, notée ${\displaystyle i}$, qui correspond à l'angle de nutation : l'inclinaison (entre 0 et 180 degrés) est l'angle que fait le plan orbital avec le plan passant par l'équateur.

• 90° : le satellite survole les pôles. Les orbites dont l'inclinaison est proche de 90° sont des orbites polaires. L'orbite héliosynchrone est un sous-type de l'orbite polaire.
• 0° : le satellite est en permanence au-dessus de l'équateur. Les orbites dont l'inclinaison est proche de 0° sont des orbites quasi équatoriales.

Longitude du noeud ascendant

La longitude du nœud ascendant, notée ☊, qui correspond à l'angle de précession : il s'agit de l'angle entre la direction du point vernal et la ligne des nœuds, dans le plan de l'écliptique. La direction du point vernal est la droite joignant le Soleil et le point vernal (point de repère astronomique correspondant à la position du Soleil au moment de l'équinoxe du printemps). La ligne des nœuds est la droite à laquelle appartiennent les nœuds ascendants (le point de l'orbite où l'objet passe au nord du plan équatorial) et descendant (le point de l'orbite où l'objet passe au sud de celui-ci).

Pour les orbites équatoriale (inclinaison orbitale nulle) ce paramètre n'a pas de sens. Par convention il est valorisé à 0.

Argument du périgée

L'argument du périgée, noté ${\displaystyle \omega }$ est l'angle formé par la ligne des nœuds et la direction du périgée (la droite passant par la Terre et le périgée de l'orbite) dans le plan orbital. La longitude du périgée est la somme de la longitude du nœud ascendant et de l'argument du périgée.

• Un argument du périgée de 0° signifie que le satellite est au plus près de la Terre au même moment où il traverse le plan équatorial du Sud vers le Nord.
• Un argument du périgée de 90° indique que le périgée est atteint lorsque le corps est à sa distance maximale au-dessus du plan équatorial.

Instant τ de passage au périgée

L'Instant τ de passage au périgée est la position du corps orbitant sur son orbite à un instant donné. Elle est nécessaire pour pouvoir définir celle-ci dans le futur. Elle peut être exprimée de plusieurs manières :

• L'anomalie moyenne M de l'objet pour un instant conventionnel (l'époque de l'orbite). L'anomalie moyenne n'est pas un angle physique, mais spécifie la fraction de la surface de l'orbite balayée par la ligne joignant le foyer à l'objet depuis son dernier passage au périgée, exprimée sous forme angulaire. Par exemple, si la ligne joignant le foyer à l'objet a parcouru le quart de la surface de l'orbite, l'anomalie moyenne est ${\displaystyle 0,25\times 360}$°${\displaystyle =90}$°. La longitude moyenne de l'objet est la somme de la longitude du périgée et de l'anomalie moyenne.
• L'anomalie vraie.
• L'argument de latitude.

Caractéristiques de l'orbite découlant des paramètres orbitaux

La période de révolution et la vitesse orbitale découle des caractéristiques précédentes.

Représentation des paramètres orbitaux des satellites terrestres

Les paramètres orbitaux des objets en orbite terrestre sont représentés de manière standard sous la forme de Paramètres orbitaux à deux lignes (en anglais Two-Line Elements ou TLE). Le NORAD et la NASA maintiennent un catalogue de ces paramètres non seulement pour les satellites artificiels, mais également pour les débris spatiaux d'une taille supérieure à 10 centimètres en orbite basse et 1 mètre en orbite géostationnaire (sous cette taille les débris ne peuvent pas être suivis de manière individuelle par les radars). Les données contenues dans ce catalogue permettent de calculer à tout instant la position des objets en orbite. À cause des nombreuses perturbations dont ils font l'objet (influences de l'attraction de la Lune et du Soleil, freinage atmosphérique, vent solaire, pression photonique… mais également manœuvres orbitales , ces paramètres doivent cependant être régulièrement mis à jour et ne sont valables que pour une période limitée.

Les paramètres gérés dans le catalogue sont les suivants :

• Époque du moment de la mesure (Deux derniers chiffres de l'année) 21
• Époque du moment de la mesure (jour de l'année et portion fractionnelle du jour) 264,51782528
• Dérivée première du mouvement moyen divisée par 2 6 −,00002182
• Dérivée seconde du mouvement moyen divisée par 6 (après la virgule) 00000-0
• Coefficient de trainée BSTAR par exemple 7
• Inclinaison orbitale par exemple 51,6416°
• Longitude du nœud ascendant par exemple 247,4627°
• Excentricité par exemple 0,0006703
• Argument du périastre par exemple 130,5360°
• Anomalie moyenne par exemple 325,0288°
• Nombre de révolutions par jour par exemple 15,72125391
• Nombre de révolutions effectuées à l'époque donnée par exemple 56353

Catalogue des objets en orbite terrestre

Le catalogue listait mi 2019 environ 44000 objets dont 8558 satellites lancés depuis 1957. 17 480 font l'objet d'un suivi régulier. En janvier 2019 l'Agence spatiale européenne estimait que l'organisation américaine était en mesure de suivre 34 000 débris spatiaux . Des millions de débris de plus petite taille ne sont pas répertoriés.

Dans ce catalogue chaque objet en orbite a deux identifiants attribué au lancement du satellite ou lors de l'apparition d'un nouveau débris : l'identifiant COSPAR et l'identifiant NORAD. L'identifiant COSPAR est un identifiant international qui est attribué à tout objet placé en orbite ayant une trajectoire indépendante. Sa structure est la suivante : année de lancement, n°ordre du lancement, lettre permettant de distinguer les différents satellites lancés. 2021-05C désigne ainsi un satellite placé en orbite en 2021 lors du cinquième lancement de l'année qui comportait au moins trois satellites (puisqu'il lui est attribué la lettre C). L'identifiant NORAD est un numéro d'ordre attribué par l'organisation américaine au fur et à mesure des lancements ou des détections de débris spatiaux.

Classification par altitude

Orbite terrestre haute

L'orbite terrestre haute, également désigné par l'acronyme HEO (High Earth Orbit), est une orbite terrestre dont l'apogée est situé au-dessus de l'orbite géosynchrone (35 786 kilomètres). Elle est toujours très excentrique (HEO signifie également Highly eccentric orbit. L'apogée d'un satellite circulant sur une telle orbite est le point situé le plus loin de la Terre tandis que le périgée est le point le plus proche. Le satellite sur la majeure partie de sa trajectoire fait donc face à la même hémisphère de la Terre. Aussi est-elle utilisée pour observer la Terre et son environnement de manière continue depuis une altitude importante sur de longues durées. Elle est principalement utilisée pour l'étude de la magnétosphère terrestre et de ses interactions avec le vent solaire. C'est par exemple l'orbite choisie pour le satellite scientifique sino-européen SMILE lancé en 2026. Un autre usage est la gestion des télécommunications pour les régions proches des pôles (Orbite de Molnia) mal couvertes par les satellites en orbite géostationnaire. Toutefois ce besoin est désormais mieux couvert par les méga constellations circulant en orbite basse.

Classement par inclinaison

Une orbite inclinée est une orbite dont l'inclinaison est différente de 0 par rapport au plan équatorial. Une Orbite non inclinée est une orbite avec une inclinaison égale à 0 (orbite géostationnaire).

Les orbites inclinées sont regroupées dans plusieurs catégories :

• L'orbite quasi équatoriale est caractérisée par une inclinaison proche de 0 degré ;
• L'orbite polaire est caractérisée par uneune inclinaison élevée, proche de 90 degrés. Sur cette orbite le satellite survole les pôles de la Terre à chaque révolution. Son altitude, généralement assez basse, avoisine les 700 kilomètres ;
• L'Orbite héliosynchrone (SSO pour Sun-synchronous orbit) est un type d'orbite polaire qui permet au satellite d'être synchronisé avec la direction du Soleil. Il circule autour de la Terre de manière à ce que le Soleil éclaire toujours de la même manière (=toujours à la même heure solaire) la région survolée. Grâce à cet éclairage toujours identique ses instruments permettent d'effectuer un suivi précis des changements intervenus sur des périodes pouvant aller d'un jour à plusieurs années. Les scientifiques utilisent cette caractéristique pour étudier l'émergence des phénomènes météorologiques, prédire les événements météorologiques extrêmes, surveiller les incendies de forêt ou les inondations et accumuler des données sur la déforestation ou la montée du niveau des océans. L'orbite est souvent calée sur le lever ou le coucheer du Soleil pour disposer d'une illumination et d'une constantes. L'orbite héliosynchrone est obtenue en exploitant les irrégularités du champ gravitationnel terrestre qui permettent de faire tourner le plan orbital du satellite se manière synchronisée avec le mouvement de rotation du Soleil. Pour ce faire l'altitude du satellite est comprise entre 600 et 800 km.

Classement par excentricité

Orbite prograde ou rétrograde

Lorsque le satellite tourne autour de la Terre avec un mouvement de rotation identique à celui de la Terre (dans le sens inverse des aiguilles d'une montre lorsqu'on regarde depuis le pôle nord), son orbite est dite prograde. La très grande des majorités des satellites sont placés sur une orbite prograde car cela permet de bénéficier de la vitesse de rotation de la Terre (0,46 km/s à l'équateur). Parmi les exceptions figurent les satellites israéliens qui ne peuvent être lancés vers l'est (soit le sens de la rotation de la Terre) car le lanceur survolerait des terres habitées. Par convention l'inclinaison orbitale des satellites prograde prend une valeur comprise entre 0 et 90 degrés tandis que celle des satellites rétrograde prend une valeur comprise entre 90 et 180 degrés.

Classement par destination

Certaines orbites sont définies par leurs usages :

• L'orbite de rebut (ou orbite cimetière) est une orbite qui est réservée aux satellites arrivés en fin de vie. Elle est définie par des normes internationales destinées à réduire la production de débris spatiaux et libérer les orbites les plus utilisées. Pour les satellites circulant sur une orbite géosynchrone, l'orbite de rebut est située à une altitude située au minimum 235 km au dessus de l'orbite opérationnelle (36 000 km).
• L'orbite d'attente ou orbite de parking est une orbite provisoire sur laquelle circule un engin spatial avant d'être injecté sur son orbite ou sa trajectoire définitive. Le séjour sur cette orbite peut durer de quelques secondes à quelques heures. Elle est notamment utilisée pour atteindre l'orbite géostationnaire ou pour le lancement des sondes spatiales à destination de la Lune ou d'autres planètes.

Orbites liées à la Terre

Orbite autour des points de Lagrange

Les orbites autour des points de Lagrange du système Terre-Soleil ou du système Terre-Lune ne sont pas à proprement dit des orbites terrestres mais elles sont liées à l'orbite de la Terre c'est à dire qu'elles permettent à un objet naturel ou un satellite de se maintenir à une distance relativement constante de la Terre en orbitant autour de ces points au prix d'une très faible dépense d'ergols. Trois des quatre points de Lagrange du système Terre-Soleil sont ou ont été ou seront utilisées :

• Le point de Lagrange L2 suit la Terre à l'extérieur de son orbite à une distance de 1,5 millions de kilomètres. Plusieurs observatoires spatiaux circulent autour de L2 (par exemple JWST, Gaia) car depuis cette région de l'espace le télescope est faiblement perturbé par le rayonnement émis par le Soleil et la Terre.
• Le point de Lagrange L1 suit la Terre à l'intérieur de son orbite à une distance de 1,5 millions de kilomètres. Il est utilisé par des satellites scientifiques qui étudient le Soleil (depuis ce point l'observation de l'astre peut être continue) ou assurent un suivi de la météorologie spatiale (ils détectent les tempêtes solaire avant qu'elles ne viennent perturber l'atmosphère terrestre).
• Le point de Lagrange L5 (orbite suiveuse ou orbite de traîne) se situe derrière la Terre. Il a été utilisé par le télescope Spitzer et c'est la destination de la future mission de météorologie spatiale Vigil.

Orbite des quasi satellites

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Multiplication des satellites et des débris spatiaux

Le nombre de satellites artificiels en orbite autour de la Terre s'est considérablement accru depuis le milieu de la décennie 2010 : la miniaturisation des satellites (CubeSats, micro-satellites) et le déploiement de méga constellations de satellites (Starlink,...) a fait passer le nombre de satellites lancés annuellement d'environ 200 (2016) à plusieurs milliers (2022) et cet accroissement va en s'accélérant avec la multiplication des constellations que chaque puissance spatiale compte déployer. Fin 2025 l'astrophysicien Daniel Marin estimait, au vu des différentes annonces, que le nombre de satellites actifs en orbite passerait de 13 000 à un demi million d'ici 2030. L'orbite basse constitue la principale destination de ces satellites. Malgré le volume important de la région concernée, la probabilité d'une collision croit rapidement : un rapport de 2026 estimait que deux satellites de la constellation Starlink passaient à moins de 1 km l'un de l'autre toutes les 22 secondes). Le risque de collision augmente d'autant plus rapidement que les lancements produisent de nombreux débris spatiaux de toute nature : satellites "morts", corps d'étage supérieur de fusée, pièces résultant du processus de déploiement des satellites ou issues d'explosions ou de collisions accidentelles, résultats de tests anti-satellites.

Préconisations mises en place pour limiter le nombre de débris spatiaux

Pour limiter les risques de collision accidentelle entre les satellites opérationnels et les débris spatiaux les principales puissances spatiales ont adhéré à l'Inter-Agency Space Debris Coordination Committee (IADC), créé en 1993 pour faciliter l'échange de données sur les débris spatiaux, mener des études techniques (modélisation du comportement des débris en orbite, étude technique des systèmes de blindage), réaliser des campagnes d'observation et établir des recommandations. Ce comité a établi un recueil de principes à appliquer, Space Debris Mitigation Guidelines (IADC-02-01, Rev. 2007), qui a été validé la même année par les 69 pays membres du Comité des utilisations pacifiques de l'espace extra-atmosphérique (COPUOS) consacré aux activités spatiales. Le comité scientifique et technique du COPUOS a établi et publié en 2009 son propre recueil de règles, Space Debris Mitigation Guidelines of the Scientific and Technical Subcommittee of the Committee on the Peaceful Uses of the Outer Space (A/AC.105/890, 2009). Ces recommandations sont les suivantes :

• Passivation des étages de fusée et des satellites une fois leur mission achevée.
• Limitation du temps de séjour des satellites sur les orbites les plus fréquentés lorsqu'ils arrivent en fin de vie :
  • pour les engins placés sur une orbite basse les opérateurs doivent respecter la règle dite des « 25 ans » qui impose que tout satellite se trouvant en orbite basse doit rentrer dans l’atmosphère avant un quart de siècle :
  • pour les satellites circulant à des altitudes où la désorbitation n'est pas économiquement envisageable :
    • si le satellite est sur une orbite géostationnaire, il doit être déplacé vers une orbite de rebut où il ne risque pas de croiser l'orbite d'un engin opérationnel. L'orbite de rebut débute à 235 km au-dessus de l'orbite géostationnaire (en pratique 300 km),
    • si le satellite est situé sur une orbite basse il doit être déplacé sur une orbite dont l'altitude est constamment supérieure à 2 000 km.

Selon l'IASDC ces seules mesures ne seront pas suffisantes pour stabiliser le nombre de débris en orbite basse. Il sera également nécessaire que l'orbite de certains satellites inactifs soit abaissée par des remorqueurs spatiaux ou autres dispositifs externes. Plusieurs approches techniques ont été expérimentées depuis le début de la décennie 2020. Par ailleurs les constructeurs ajoutent des blindages à certains de leurs engins spatiaux pour les protéger des débris spatiaux les plus petits.

Suivi des débris spatiaux et manœuvres anti-collisions des satellites

Les principales puissances spatiales, en particulier la NASA, l'Agence spatiale européenne et l'agence spatiale russe Roscosmos, ont mis en place des réseaux de radars et télescopes optiques pour tenter de prévenir les impacts de débris spatiaux sur les satellites en établissant un catalogue recensant les orbites des débris les plus gros. En dessous de 10 cm de diamètre les débris spatiaux ne sont pas suivis individuellement mais leur volume par orbite est déterminé statistiquement à l'aide de modèles qui s'appuient sur des observations radar et des constatations des impacts in situ^,. Le catalogue « Two Lines » du DoD est exploité par les militaires à la fois à des fins internes (détection de lancement de missiles, surveillance des satellites militaires étrangers et plus généralement de toute activité suspecte) et pour répondre aux besoins des opérateurs de satellites civils qu'ils soient américains ou étrangers : ceux-ci reçoivent des messages d'alerte dès qu'un risque de collision entre un satellite et un autre engin spatial ou un débris spatial. Le message d'alerte est transmis trois à cinq jours avant l'impact potentiel pour permettre à l'opérateur de planifier et réaliser les manœuvres d'évitement. La prédiction est d'autant plus précise que les caractéristiques orbitales du débris sont connues. Cette précision n'existe pas pour les débris de très petite taille car elle nécessiterait des moyens supérieurs à ceux disponibles (400 000 observations effectuées chaque jour). La solution adoptée est de déterminer les risques d'impact en prenant des marges importantes puis de raffiner le résultat en effectuant des observations complémentaires pour préciser l'orbite et déterminer le risque de collision réel.

Pollution lumineuse et radio impactant les observations astronomiques

La multiplication des satellites, souvent équipés de grandes surfaces de panneaux solaires réfléchissant le rayonnement du Soleil, engendre une pollution lumineuse spatiale du ciel nocturne qui perturbe le travail des astronomes qui sont obligés de filtrer ces sources indésirables. La magnitude des satellites peut ainsi atteindre la valeur de -2, soit davantage que Sirius, l'étoile la plus brillante (magnitude apparente de -1,76). Les constellations sont également à l'origine d'une pollution des bandes de fréquence radio réservées à la radioastronomie.

Bibliographie

• [Capderou 2012] Michel Capderou, Satellites de Kepler au GPS, Springer, 2012 (ISBN 978-2-287-99049-6)
• [Duriez 1992] Luc Duriez, « Le problème des deux corps revisité », dans Daniel Benest et Claude Froeschle ( éd.), Les méthodes modernes de la mécanique céleste, Gif-sur-Yvette, Frontières, 1992, 2^e éd. (ISBN 2-86332-091-2)
• Robert Guiziou, Cours de Mécanique spatiale (DESS des techniques de l'espace), université de la méditerranée - Aix-Marseille II, 2000, 184 p. (lire en ligne)

Articles connexes

• Orbite
• Vitesse de satellisation minimale, vitesse de libération
• Satellite artificiel
• Débris spatial
• Constellation de satellites
• Trace au sol
• Paramètres orbitaux à deux lignes
• Déclin d'orbite
• Vol suborbital
• Lune

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