FR 3030455 A1 20160624 FR 1462920 A 20141219 DOMAINE TECHNIQUE GENERAL La présente invention concerne un procédé de transfert orbital pour transférer une charge utile spatiale d'une orbite à une autre. ETAT DE LA TECHNIQUE La mise en orbite d'une charge utile spatiale, comme par exemple un satellite ou une cargaison fret comprend classiquement les étapes suivantes. Un véhicule, de type lanceur spatial, place sur une orbite intermédiaire la charge utile. Un système propulsif ou remorqueur, comme par exemple une baie propulsive ou un véhicule de transfert orbital vient alors capturer la charge utile de l'orbite intermédiaire pour la placer sur son orbite finale. L'orbite intermédiaire est classiquement une orbite de transfert géostationnaire (en anglais, « Geostationary Transfert Orbit», (GTO)) qui est une orbite elliptique dont le périgé » se situe à basse altitude et l'apogée à l'altitude de l'orbite géostationnaire. Une fois la charge utile arrivée à l'apogée le véhicule induit une poussée pour modifier la trajectoire et notamment rendre circulaire l'orbite afin de placer la charge utile en orbite géostationnaire. Un tel transfert est long pour une cha rge utile autonome et nécessite de franchir plusieurs fois des zones à risque comme les zones de débris orbitaux mais aussi les ceintures de radiations de Van Allen. Le passage de la charge utile dans ces zones risque d'endommager la charge utile. En outre, un rendez-vous entre la charge utile et le véhicule nécessite d'avoir des trajectoires compatibles entre eux. Ainsi, les solutions actuelles doivent donc être améliorée afin d'augmenter leurs performances. PRESENTATION DE L'INVENTION L'invention permet d'améliorer les solutions actuelles. A cet effet, l'invention propose un procédé de transfert d'une charge utile spatiale d'une première orbite vers une seconde orbite au moyen d'un véhicule de transfert orbital, la charge utile étant fixée audit véhicule, le procédé comprenant une étape de transfert de la charge utile spatiale vers la seconde orbite par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital, la première orbite étant circulaire et est définie par un périgée et une apogée situé au-delà de zones ayant des concentrations élevées de débris et au-delà du pic de flux de la première ceinture de Van Allen. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible. L'inclinaison de la première orbite est telle qu'un effort propulsif d'un lanceur injectant une charge utile sur cette première orbite soit minimal. L'inclinaison de la première orbite est telle qu'un effort propulsif du véhicule soit réduit au minimum. La première orbite est définie par un périgée compris entre 4000 et 8000 km, une apogée comprise entre 4000 km et 8000 km, et une inclinaison comprise entre -5° et 5°. La première orbite est définie par un périgée égal à 6000 km, une apogée égale à 6000 km, une inclinaison égale à 00. Le procédé comprend en outre des étapes de : - injection d'un ensemble comprenant le véhicule de transfert orbital et la charge utile spatiale fixée audit véhicule sur la première orbite ; - transfert de l'ensemble vers la seconde orbite par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital. Le procédé comprend également des étapes de - détachement de la charge utile du véhicule de transfert orbital ; - déplacement du véhicule de transfert orbital vers une autre orbite de manière à attendre qu'une nouvelle charge utile évolue sur la première orbite en vue d'être transférée. Le procédé comprend des étapes de : - injection d'une nouvelle charge utile sur la première orbite ; - fixation de la charge utile au véhicule de transfert orbital. Les avantages de l'invention sont multiples. L'invention offre une optimisation technique et économique des véhicules opérant du décollage à l'arrivée sur l'orbite finale (typiquement une orbite Géosynchrone pour un satellite de télécommunications). L'invention offre un service plus étendu au profit des charges utiles : Dont la prise en charge est assurée jusqu'à proximité de son positionnement final. La norme actuelle étant la séparation définitive des charges utiles sur une orbite de transfert, une partie non négligeable de l'effort propulsif total demeurant à la charge du client. Dans de meilleures conditions économiques, par le recours à un véhicule optimisé pour réduire la durée des transferts Dont la durée de vie est étendue : o Par la possibilité de consommer les ergols de maintien à poste jusqu'à leur épuisement, le véhicule assurant désormais le service de libération d'orbite (transfert vers l'orbite cimetière) en fin de vie des charges utiles. o Par l'utilisation une fois à poste en orbite GEO de ses propres moteurs électriques dont le potentiel est intact. L'invention permet de réduire des contraintes opérationnelles pour les charges utiles : Réduction des délais de transfert par le recours à une orbite de départ circulaire élevée réduisant la durée des passages dans le cône d'ombre de la Terre (qui peut induire une perte de la propulsion) ; Réduction de la durée d'exposition aux débris par un nombre de passage très réduits (voir unique) dans les zones concernées, ce qui est rendu possible par le recours à une orbite circulaire située au-delà des zones dangereuses ; Réduction de la durée d'exposition aux radiations par un nombre de passage très réduits dans les zones concernées, ce qui est rendu possible par une orbite circulaire située au- delà du pic d'intensité de la première ceinture de Van Allen. L'invention permet la suppression de la notion contraignante de « fenêtre » de tir pour les missions d'exploration. Le recours à la propulsion électrique depuis l'orbite terrestre offre une augmentation de la performance qui permet le départ libre vers des destinations éloignées (qui exigent généralement des trajectoires accessibles durant des créneaux très courts). PRESENTATION DES FIGURES D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 illustre un procédé de transfert selon l'invention ; - la figure 2 illustre une vue de dessus des contraintes opérationnelles traitées par une orbite mise en oeuvre dans le procédé de transfert selon l'invention ; - la figure 3 illustre une vue latérale des contraintes opérationnelles traitées par une orbite mise en oeuvre dans le procédé de transfert selon l'invention.35 DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION Procédé de transfert On décrit en relation avec la figure 1 un procédé de transfert d'une première orbite 01 vers une seconde orbite 03, 04. La charge utile spatiale 2, 2' est par exemple, mais non limitativement, un satellite, une cargaison de fret, ou un module cargo pour une station spatiale ou une infrastructure orbitale. En l'espèce, la charge utile spatiale 2, 2' est un module cargo comprenant du fret 32 à destination d'une infrastructure orbitale 34. La charge utile 2, 2' peut également comprendre un satellite qu'un opérateur souhaite mettre sur la seconde orbite 03, 04. Le véhicule de transfert orbital 3 est par exemple un véhicule utilisable pour une seule mission (comme l'ATV) ou un véhicule réutilisable pour plusieurs missions, c'est-à-dire pouvant rester en orbite après sa mission afin de réaliser des missions ultérieures. Il s'agit par exemple d'un véhicule comprenant, outre une propulsion de base chimique (notamment pour son contrôle d'attitude), une propulsion principale électrique ou chimique. Le procédé comprend une première étape El d'injection d'un ensemble constitué par le véhicule de transfert orbital 3 et la charge utile 2 sur la première orbite 01. Cette injection est effectuée au moyen d'un lanceur spatial 35 qui comprend dans un étage, en général l'étage supérieur, l'ensemble comprenant la charge utile 2 et dans le cadre de l'étape El le véhicule de transfert orbital 3. La charge utile 2 est fixée au véhicule de transfert orbital 3 par l'intermédiaire d'un dispositif 1 de liaison (non décrit ici). Le procédé comprend une seconde étape E2 de transfert de la charge utile spatiale 2 vers la seconde orbite 03 par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital 3. Pour ce faire, le véhicule de transfert orbital 3 active son système de propulsion électrique ou éventuellement son système de propulsion alimenté en carburant par un réservoir soit fixé à la charge utile 2 soit intégré au véhicule 3, la charge utile 2 comprenant alors une réserve en carburant pour ravitailler le véhicule 3. Le procédé comprend alors une troisième étape E3 de transfert du contenu 32 de la charge utile à l'infrastructure orbitale 34. De manière alternative, le satellite contenu dans la charge utile 2 est largué sur la seconde orbite 03. Ainsi, le procédé permet le transfert d'une charge utile 2 dès la première mission. Puis le procédé comprend une quatrième étape E4 de redescente du véhicule 3 depuis la seconde orbite 03 vers la première orbite 01. Le procédé comprend alors une cinquième étape E5 de détachement de la charge utile 2 du véhicule 3, la charge utile 2 peut alors redescendre dans l'atmosphère et se désintégrer. Dans une sixième étape E6, le véhicule 3 se dirige vers une orbite 02 « parking » dans l'attente d'une nouvelle mission. De manière avantageuse, pour rejoindre cette orbite 02 parking, le véhicule 3 utilise sa propulsion électrique, le carburant ayant été en principe consommé au cours du transfert de la charge utile 2. Le procédé comprend ensuite une septième étape E7 d'injection d'une nouvelle charge utile spatiale 2' comprenant une nouvelle cargaison de fret 32' (ou un satellite) vers la première orbite 01 via le lanceur spatial 35. Ensuite, le procédé comprend une huitième étape E8 de descente du véhicule 3 de l'orbite 02 parking vers la première orbite 01. Le procédé comprend alors une neuvième étape E9 de fixation de la charge utile 2' au véhicule 3 au cours d'une procédure dite de « rendez-vous ». Puis, le procédé comprend une dixième étape E10 de transfert depuis la première orbite vers une autre seconde orbite 4 comme précédemment. Cette autre seconde orbite 04 peut être identique à l'autre seconde orbite 03. De cette manière, une pluralité de missions peut être réalisée, par exemple cinq ou dix missions sont réalisées, le véhicule 3 restant soit sur son orbite 02 parking soit sur la première orbite 01 pour attendre une charge utile à transférer. Ainsi, le véhicule 3 peut se trouver sur la première orbite 01 suite à une ou plusieurs mission(s) précédente(s) ou avoir été lancé de manière indépendante dans le but de rencontrer la charge utile spatiale. Définition de la première orbite La première orbite 01 est l'orbite à partir de laquelle le véhicule de transfert orbital transfère sur son orbite finale (la seconde orbite) une charge utile 2, 2'. Cette première orbite 01 est optimisée pour répondre à des problématiques inhérentes non seulement à des problématiques économiques (plus un lanceur injecte une charge utile à une orbite élevée plus c'est couteux) mais aussi relatives aux contraintes opérationnelles notamment aux zone à risque que la charge utile et le véhicule devront traverser. On a illustré sur les figures 2 et 3 les différentes contraintes opérationnelles à traiter en fonction des zones à traverser. Sur ces figures, on a illustré la Terre T ayant un axe de rotation A et un plan P de rotation. La première zone Z1 est celle des débris orbitaux, elle s'étend principalement de 800 km à 1600 km, c'est-à-dire l'orbite basse. Plusieurs milliers de débris évoluent à grande vitesse dans cette zone, de plus, leur nombre va croissant. Dans cette première zone Z1, si le risque demeure statistiquement réduit, son évaluation demeure purement statistique, contexte peu favorable au développement d'une activité opérationnelle. Si toutes les collisions avec les débris n'ont pas des conséquences catastrophiques le niveau de gravité moyen (élevé) conduit à tout faire pour les éviter. La seconde zone à risque correspond aux ceintures de radiations de Van Allen VA1INT, VA1EXT, VA2. La première ceinture comprenant une zone interne VA1INT et une zone externe VA1EXT s'étend principalement entre 2000 km et 7500 km (avec une lacune centrale), la seconde VA2 est plus éloignée, plus étendue, mais nettement moins dense (de 15000 km à 65 000 km). Si la nature énergétique de ces ceintures protège l'environnement terrestre des émissions du soleil les véhicules qui les traversent sont soumis à des particules dangereuses. Les équipements électroniques et certains matériaux (notamment les panneaux solaires) y sont sensibles dans la durée. C'est particulièrement le cas du véhicule et de sa charge utile. Enfin, il faut ajouter à ces contraintes directes l'impact du cône C d'ombre de la Terre et du cône C' de pénombre de la Terre dans lesquels passent les véhicules à propulsion électrique dont l'alimentation dépend de panneaux solaires. Le passage dans le cône d'ombre ralenti le transfert de la charge utile, ce qui n'est pas conséquences économiques du fait du coût d'immobilisation des satellites de la charge utile (leur transfert étant une durée d'activité perdue). Compte tenu de toutes ces contraintes, le déposant a spécifié une première orbite 01 remarquable à partir de laquelle un véhicule 3 de transfert orbital opère. Cette orbite 01 est définie de la manière suivante : - Un périgée situé simultanément au-delà : - des zones les plus élevées de concentration de débris ; et - du pic de flux de la première ceinture de Van Allen ; - Une apogée situé simultanément au-delà : - des zones les plus élevées de concentration de débris ; et - du pic de flux de la première ceinture de Van Allen ; - Un facteur de forme circulaire : - réduisant à leur minimum les opérations de phasage nécessaire à un rendez-vous orbital entre le remorqueur et ses charges utiles ; - réduisant les pertes propulsives du véhicule réutilisable de transfert inter-orbital par une optimisation de l'angle du vecteur poussée dans son référentiel terrestre. - Une inclinaison telle que - L'effort propulsif à la charge du lanceur soit réduit ; et/ou - L'effort propulsif à la charge du véhicule réutilisable soit réduit au minimum. Plus précisément, l'orbite 01 est définie par un périgée compris entre 4000 km et 8000 km, une apogée comprise entre 4000 km et 8000 km, et une inclinaison comprise entre -5° et 5°. Et encore plus précisément, l'orbite 01 est définie par un périgée égal à 6000 km, une apogée égale à 6000 km, une inclinaison égale à 00. De manière avantageuse, la seconde orbite (référencée par GS0 sur les figures 2 et 3) présente avantageusement une altitude plus élevée que la première orbite 01. A titre d'exemple, la seconde orbite présente un périgée de 35786 km, une apogée de 35786 km et une inclinaison de 0°. Il s'agit d'une orbite Géosynchrone GEO. REVENDICATIONS1. Procédé de transfert d'une charge utile (2, 2') spatiale d'une première orbite (01) vers une seconde orbite (02, 04) au moyen d'un véhicule de transfert orbital (3), la charge utile (2, 2') étant fixée audit véhicule (3), le procédé comprenant une étape de transfert (E2, E10) de la charge utile spatiale (2, 2') vers la seconde orbite (03, 04) par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital (3), la première orbite (01) étant circulaire et est définie par un périgée et une apogée situé au-delà de zones ayant des concentrations élevées de débris et au-delà du pic de flux de la première ceinture de Van Allen. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'inclinaison de la première orbite (01) est telle qu'un effort propulsif d'un lanceur injectant une charge utile (2) sur cette première orbite soit minimal. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 à 2, dans lequel l'inclinaison de la première orbite est telle qu'un effort propulsif du véhicule (3) soit réduit au minimum. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel la première orbite (01) est définie par un périgée compris entre 4000 et 8000 km, une apogée comprise entre 4000 km et 8000 km, et une inclinaison comprise entre -5° et 5°. 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel la première orbite est définie par un périgée égal à 6000 km, une apogée égale à 6000 km, une inclinaison égale à 00. 25 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, comprenant des étapes de : - injection (El) d'un ensemble comprenant le véhicule de transfert orbital (3) et la charge utile spatiale (2) fixée audit véhicule (3) sur la première orbite (01) ; - transfert (E2) de l'ensemble vers la seconde orbite (03) par l'intermédiaire du 30 véhicule de transfert orbital (3). 7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 6, comprenant les étapes de - détachement (E3) de la charge utile du véhicule de transfert orbital ;- déplacement (E6) du véhicule de transfert orbital vers une autre orbite (02) de manière à attendre qu'une nouvelle charge utile (2') évolue sur la première orbite en vue d'être transférée. 8. Procédé selon la revendication 7, comprenant les étapes de : - injection (E7) d'une nouvelle charge utile (2') sur la première orbite ; - fixation (E9) de la charge utile (2') au véhicule de transfert orbital.10