FR 2650135 A1 19910125 FR 8909713 A 19890719 DESCRIPTION SATELLITE ET PROCEDE DE MISE EN ORBITE PAR ASSISTANCE 6RAVITATIONNELLE. La présente invention a pour objet un satel- Lite destiné à être mis en orbite autour de La Terre sur une orbite inclinée par rapport au plan équatorial et un procédé de mise en orbite d'un tel satellite. L'invention trouve un domaine privilégié d'application en télécommunications spatiales. Bien que l'invention s'applique à tout type de satellite et à tout type d'orbite, on considérera plus particulièrement par la suite le cas des satellites à orbite elliptique inclinée par rapport au plan équato- rial. A titre d'exemple, on se référera ainsi aux satellites destinés au système de communication que le Demandeur désigne par "SYCOMORES", abréviation de "Système de Communications avec des Mobiles Relayés par Satellites". Un tel système de communications est décrit dans la demande oe brevet français N 88/02632 déposée le 2 Mars 1988 par le Demandeur. La Figure 1 rappelle brièvement en quoi consiste ce système. Au centre d'une zone de couverture Z, en forme de triangle sphérique, se trouve une station centrale SC. Deux satellites géosynchrones S-A et S-B ont des orbites elliptiques de paramètres identiques. A titre explicatif, ces paramètres peuvent âtre les 3U suivants -apogée situé-à environ 50 543,4 km, v - périgée située à environ 21 028,6 km, demi-grand axe de 42 164 km, - inclinaison de 63 4, - argument du périgée 270, - excentricité de l'orbite 0,35. Chaque satellite comprend une ou des antennes 11 et 12; chaque antenne est pointée vers La station centrale SC pendant toute la durée o Le satellite défile au-dessus de La zone de couverture. La station centrale comprend une station de connexion et une station de contrôLe. Est également représenté, sur La figure 1, un mobile M (qui, cela va sans dire, est situé dans La zone Z mais qui est représenté au-dessus de celleci pour plus de cLarté). Ce mobile est équipé d'une antenne 14 oont l'axe pointe en permanence vers le zénith. Pour la mise à poste de tels satellites, bien des stratégies sont possibles. On n'en décrira qu'une en liaison avec la figure 2. Cette mise à poste utilise la fusée ARIANE IV et nécessite trois impul- sions. Lors du lancement, le satellite est accompagné d'un satellite géostationnaire ordinaire. L'ensemble des deux satellites est placé sur l'orbite de transfert standard de la fusée ARIANE IV, qui est une orbite située dans un plan quasi-équatorial (inclinaison de ), avec un périgée à 200 km, un apogée à 35 975 km et un argument du périgée oe 178 (orbite marquée OST sur la figure 2). A proximité du périgée, une fusée du satellite est allumée pour une première impulsion apte à porter l'apogée à 98 000 km, l'orbite restant dans le même plan (orbite 01). Cette impulsion peut être décomposée en deux ou trois impulsions. 3U A proximité de l'apogée de l'orbite 01, une nouvelle impulsion est communiquée au satellite pour changer le plan de son orbite. L'inclinaison de ce plan est proche de celle du plan de l'orbite définitive (à savoir 63 4). Cette poussée est la pLus importante et peut être décomposée en deux ou trois poussées. L'orbite devient 02. Enfin, en un point approprié de cette orbite, une troisième poussée est communiquée au satellite pour lui donner l'orbite définitive. Si cette stratégie est satisfaisante à cer- tains égards, elle présente néanmoins un inconvénient. En effet, elle oblige à basculer le plan orbital, lors du passage de l'orbite 01 à l'orbite 02, ce qui entraîne une grande consommation d'ergots. Il serait souhaitable de pouvoir diminuer cette consommation pour augmenter la masse de la charge utile. La présente invention vise justement ce but. A cette fin, elle propose un satellite et un procédé de transfert tels que le basculement du plan orbital s'effectue sans consommation d'ergots. Pour atteindre ce but l'invention préconise l'exploitation d'un effet en soi connu, mais appliqué jusqu'ici à d'autres fins. Cet effet est l'assistance gravitationnelle. Déjà utilisé pour les sondes inter- planataires, il est obtenu en faisant survoler une planète par la sonde. La masse et la vitesse de la planète survolée ont pour effet de modifier la direction du vecteur vitesse de la sonde (vitesse par rapport à la planète), la norme de cette vitesse restant sensi- blement constante. La conséquence de cet effet gravitationnel est que L'orientation et la norme du vecteur vitesse relative sont modifiées entre l'arrivée à proximité de la planète et le départ. 1l y a alors bascuiement 3U du plan de l'orbite. Cet effet, dit d'assistance gravitationnelle a été utilisé pour placer des sondes sur des orbites héliocentriques dans des plans hors du plan de l'éclip- tique, sans qu'il soit nécessaire de réaliser une ma- noeuvre coOteuse en ergots. Selon L'invention, on applique et on adapte cette technique au cas de l'assistance gravitationnelle lunaire. Le système mis en jeu n'est donc plus héLio- centrique (soleil, planète, sonde) mais géocentrique (terre, lune, satellite). De manière plus précise, l'invention a pour objet un satellite destiné à être mis en orbite autour de la terre sur une orbite elliptique inclinée par rapport au plan équatorial, caractérisé par le fait qu'il comprend: - des moyens de télécommunications avec une station de commande et de contrôLe située au sol, - des moyens pour communiquer au satellite, préalablement mis sur une orbite de transfert standard située dans un plan quasi-équatorial, une première poussée exercée dans ce plan et apte à transférer le satellite sur une orbite circumlunaire située dans le même plan quasi-équatorial, - des moyens de stabilisation trois axes de l'attitude du satellite, - des moyens pour ajuster la vitesse du satel- lite sur son orbite circumlunaire pour qu'il pénètre dans la sphère a'influence de la Lune et en ressorte, le satellite voyant son vecteur vitesse changer de direction naturellement dans cette sphère, l'orbite du satellite passant ainsi dans un nouveau plan qui est incliné par rapport au plan quasi-équatorial, - des moyens pour communiquer au satellite une nouvelle poussée dans ce nouveau plan pour le trans- 3U férer sur l'orbite elliptique finale souhaitée. La présente invention a également pour objet un procédé de mise en orbite d'un tel satellite. Selon ce procédé: - on met le satellite sur une orbite de trans- fert standard située dans un plan quasi-équatorial, - on exerce une poussée dans ce plan apte à transférer le satellite sur une orbite circumLunaire située dans le même plan quasi-équatorial, - on stabilise selon trois axes l'attitude du satellite, - on ajuste la vitesse du satellite sur son orbite circumlunaire pour qu'il pénètre dans la sphère d'influence de la Lune et en ressorte, le satellite voyant son vecteur vitesse changer de direction naturel- lement dans cette sphère, t'orbite du satellite passant ainsi dans un nouveau pl-an qui est incliné par rapport au plan quasi-équatorial, - on communique au satellite une nouvelle poussée dans ce nouveau plan pour le transférer sur l'orbite finale souhaitée. Grâce à l'invention, la somme des poussées requises se trouve réduite. Les écarts de vitesses sont en effet d'environ 690 m/s pour le transfert sur l'orbite circumlunaire et de 1360 m/s pour le raccorde- ment à l'orbite finale, soit au total environ 2050 m/s à comparer aux 2350 m/s avec la stratégie illustrée en figure 2 (et à comparer à 1700 m/s dans le cas de la mise à poste d'un satellite géostationnaire). L'aug- mentation permise pour la masse de la charge utile est de 60X, toutes choses égales par ailleurs. On passe ainsi une charge utile de 120 kg utilisée jusqu'ici et nécessitant un coût en ergol équivalent à 2350 m/s, à une charge utile de 200 kg avec la présente invention. La mise en oeuvre de l'assitance gravitation- 3U nettlle lunaire nécessite la résolution de problèmes de navigation sur l'orbite circumlunaire. Ces problèmes trouvent leur solution par l'utilisation d'un système de stabilisation dite "trois axes", pseudoinertielle autour d'un axe Nord-Sud, utilisant des senseurs stel- Laires. Les effets de parallaxe deviennent alors négli- 2650-135 geables. Comme souligné plus haut, l'invention peut s'appliquer au transfert d'un satellite dans n'importe quel plan, depuis une orbite d'injection de type stan- dard. Elle autorise également des missions secondaires lors du survol de la Lune, à des distances obligatoire- ment plus faibles que le rayon de la sphère d'influence (lequel est égal à 10,34 fois le rayon terrestre, soit 950 km environ). De toute façon, les caractéristiques et avan- tages oe l'invention apparaîtront mieux à la lumière de la description qui va suivre; cette description porte sur des exemples de réalisation, donnés à titre explicatif et nullement limitatif, et elle se réfère à des dessins annexés sur lesquels: - la figure 1, déjà décrite, illustre un système de communications par satellites, - la figure 2, déjà décrite, illustre une stratégie de transfert selon l'art antérieur, - la figure 3 montre schématiquement les différentes phases de mise en orbite selon l'invention, - la figure 4 précise les différentes vitesses et poussées mises en jeu, - la figure 5 montre la modification du vec- teur vitesse à la traversée de la sphère d'influence de la Lune, - la figure 6 montre les variations de l'ex- centricité en fonction du coût du transfert, - la figure 7 est un abaque correspondant 3U à la traversée de la sphère d'influence de la Lune, - la figure 8 montre l'attitude du satellite sur sa trajectoire finale. Sur la figure 3 est représenté, schématique- ment, le principe de transfert par assistance gravita- tionnelle lunaire selon l'invention. Le satellite est d'abord transféré sur une orbite standard 01 située dans un plan quasi-équatorial, qui est en pratique l'orbite UST de La figure 1, (-dite encore GTO pour "Geostationary Transfer Orbit"); en T1 on transfère le satellite sur une orbite 02 circumlunaire toujours située dans le plan quasi-équatorial. Pratiquement, on choisira une orbite très elliptique dont le grand axe est, par exemple, voisin de deux fois la distance Terre-Lune, soit 768 800 km environ. Le satellite pénètre dans la sphère d'influen le plan est très incliné par rapport au plan équatorial. En T2, on injecte le satellite sur l'orbite définitive 04, dans le même plan que l'orbite 03. La figure 4 permet de préciser quelque peu les différents paramètres mis en jeu dans un mode de mise en oeuvre particulier. Sur cette figure sont représentées trois orbites: l'orbite 01, qui est l'orbite géostationnaire de transfert classique, une orbite intermédiaire 0I, et l'orbite circumlunaire 02. L'impulsion 6V1 a pour but de relever l'alti- tude du périgée de l'orbite de transfert GTO pour la faire passer de 200 à 450 km. L'impulsion ûV2 a pour but de passer sur l'orbite circumlunaire, avec un demi grand axe égal à la distance Terre-Lune, soit 384 402 km. Compte tenu de la très grande excentricité de l'orbite circumlunaire, lorsque le satellite pénètre dans la sphère d'influence de la Lune, ou, si l'on veut, vient "couper" l'orbite de la Lune, sa vitesse par rapport à la Terre Vl est pratiquement la même que celle de la Lune VL par rapport à la Terre. De plus, les deux vecteurs vitesse sont pratiquement per- pendiculaires. 2650 135 Les caractéristiques principales des trois orbites 01, OI et 02 sont données dans le tableau suivant o a aésigne le - demi-grand axe, e l'excentricité, zp l'altitude du périgée, za l'altitude de l'apogée, Va la vitesse à l'apogée et Vp la vitesse au périgée. Orbite 01 Orbite OI Orbite 03 a 24 465,5 km 24 590,5 km 384 402 km e 0, 731 0,722 0,982 zp 200 km 450 km 450 km za 35 975 km 35 975 km 7618 84,76 km Va 1591,18m/s 1617,67m/s 97,04m/s Vp 10 020,26m/s 10 685,41m/s L'écart de vitesse à l'apogée entre les orbites 01 et OI est donc de 6Va=26 m/s et l'écart de vitesse au périgée entre les orbites OI et 03 est de 6Vp=665,15 m/s, soit au total: 6V1= LVa+ 6Vp=691,65 m/s. C'est ce qui correspond à la valeur de 690 m/s annoncée plus haut pour la poussée LV1, laquelle a donc été fractionnée en deux poussées, l'une d'apogée, l'autre de périgée. La figure 5 montre la modification du vecteur vitesse à la traversée ae la sphère a'influence de la Lune. La Lune est repérée par la lettre L. Sa vitesse --> par rapport à la Terre est -notée VL et est supposée être airigée de la gauche vers la droite. La sphère d'influence est notée SI. Le satellite S pénètre dans la sphère d'influence au point E avec une vitesse (V1)T par rapport à la Terre. Dans un repère lié à la Lune, cette vitesse doit être composée avec la vitesse V pour donner le vecteur (VL. En traversant la sphère d'influence, Le vecteur (V'L ne change pas de module mais sa direction bascule d'un angle. - A la sortie S de La sphère d'influence, le vecteur vitesse du satellite, par rapport à la Lune, est devenu (V2)L. Il doit être composé avec la vitesse de la Lune t pour obtenir Le vecteur vitesse (V)T par rapport à la Terre. Le vecteur vitesse du satellite, par rapport à La Terre, a donc basculé de (V-T à (VT soit d'un angle e. Les calculs effectués par l'inventeur permettent *de tracer deux séries de courbes représentées sur les figures 6 et 7: - la figure 6 montre la relation entre l'excentri- cité e de l'orbite terrestre après sortie de la sphère d'influence, en fonction ou coût total de transfert A V en m/s, pour e=0,88 on a AV=2050 m/s, - la figure 7 montre un abaque reliant l'altitude minimale de survol de la Lune Hm exprimée en km, (ordon- nées de gauche), le coût du transfert par assistance gravitationnelle AV (en abscisses exprimé en m/s) et la déviation e au voisinage de la Lune (ordonnées de droite) exprimée en degrés. Pour AV=2050 m/s, l'altitude minimale est Hm=816 km et l'angle de déviation e =8b . Le basculement du plan orbital est alors de 60 . Enfin, la' figure 8 montre l'attituoe du satellite sur sa trajectoire finale. Le satellite est orienté selon trois axes, l'axe de tangage étant orienté Nord-Sud; le satellite utilise entre autres un double senseur stellaire 20. Naturellement, la station au sol contrôle et com- mande toutes ces opérations, à l'aide de moyens de calcul, de télécommunications, etc... qu'il n'est pas 26-50135 besoin de décrire car ils sont bien connus de l'homme de L'art. REVENDICATIONS 1. Satellite aestiné à être mis en orbite autour de la Terre sur une orbite el-liptique inclinée par rapport au plan équatorial, caractérisé par le fait qu'il comprend: - des moyens de télécommunications avec une station de commande et de contrôle située au sol, - des moyens pour communiquer au satellite, préala- blement mis sur une orbite de transfert standard située dans un plan quasi-équatorial, une première poussée exercée dans ce plan apte à transférer le satellite sur une orbite circumlunaire située dans le même plan quasi-équatorial, - des moyens de stabilisation trois axes de l'atti- tude du satellite, - des moyens pour ajuster la vitesse du satellite sur son orbite circumlunaire pour qu'il pénètre dans la sph'ere d'influence de la Lune et en ressorte, le satellite voyant son vecteur vitesse changer de direc- tion naturellement dans cette sphère, l'orbite du satel- lite passant ainsi dans un nouveau plan qui est incliné par rapport au plan quasi-équatorial, - aes moyens pour communiquer au satellite une nouvelle poussée dans ce nouveau plan pour le trans- férer sur l'orbite elliptique finale souhaitée. 2. Satellite selon la revendication 1, caractérisé par le fait que les moyens pour communiquer au satellite lesdites poussées sont aptes à fractionner ces poussées en plusieurs poussées élémentaires. 3. Procédé de mise en orbite du satellite selon la revendication 1, caractérisé par le fait qu'il consiste: - mettre le satellite sur une orbite de transfert standard située dans un plan quasi-équatorial, - exercer une poussée dans ce plan apte à transfé- rer le satellite sur une orbite circumlunaire située dans le même plan quasi-équatorial, - stabiliser selon trois axes l'attitude du satel- lite, - ajuster la vitesse du satellite sur son orbite circumlunaire pour qu'il pénètre dans la sphère d'in- fluence ae la lune et en ressorte, le satellite voyant son vecteur vitesse changer de direction naturellement dans cette sphère, l'orbite du satellite passant ainsi dans un nouveau plan qui est incliné par rapport au plan quasi-équatorial, - communiquer au satellite une nouvelle poussée dans ce nouveau plan pour le transférer sur l'orbite finale souhaitée. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé par le fait que, pour communiquer au satellite lesdites poussées, on fractionne ces poussées en plusieurs pous- sées élémentaires.