Orbite terrestre

Une orbite terrestre ou orbite géocentrique est l'orbite suivie par un objet circulant autour de la Terre. Depuis le début de l'ère spatiale (1957) plusieurs milliers de satellites ont été placés en orbite autour de notre planète. Les orbites de ces engins spatiaux ont des caractéristiques différentes dans le but de répondre aux objectifs de leur mission. Par ailleurs des millions de débris spatiaux de toute taille résultant de l'activité spatiale sont également en orbite autour de la Terre ainsi qu'un objet naturel, la Lune.

Schéma à l'échelle montrant la Terre, les principales orbites (orbites basse, moyenne et géostationnaire) utilisées par les satellites, les vitesses et les périodes orbitales à différentes altitudes ainsi que la position de quelques satellites ou constellations de satellites remarquables : GPS, GLONASS, Galileo and Compass, Station spatiale internationale, télescope Hubble et la constellation Iridium .

Définition

L'orbite terrestre est la trajectoire elliptique/circulaire qu'un objet fabriqué par l'homme (satellite artificiel) ou un corps céleste (Lune) décrit dans l'espace autour de la Terre sous l'effet de la gravitation de cette planète et des forces d'inertie en application des lois de la mécanique céleste et de la mécanique spatiale. Cette orbite a la forme d'une ellipse dont l'un des foyers coïncide avec le centre de gravité de la Terre (dans le cas d'une orbite circulaire, les deux foyers occupent la même position). Pour que cet objet se maintienne sur cette trajectoire orbitale, sa vitesse horizontale doit être supérieure à 7,9 km/s (vitesse de satellisation). En deçà de cette valeur l'objet retombe sur Terre après avoir suivi une trajectoire parabolique (vol suborbital). Au-delà de 11,2 km/h l'objet échappe à l'attraction de la Terre (vitesse de libération) et sa trajectoire le place sur une orbite héliocentrique (autour du Soleil).

Caractéristiques décrivant l'orbite terrestre : les paramètres orbitaux

L'orbite elliptique d'un satellite autour de la Terre est décrite à l'aide de six paramètres (les éléments) (le demi-grand axe, l'excentricité, l'inclinaison, la longitude du nœud ascendant, l'argument du périgée et la position de l'objet sur son orbite) - en utilisant deux plans de référence : le plan de l'orbite (plan orbital) et le plan équatorial (ce dernier est le plan qui passe par l'équateur de la Terre). Deux de ces paramètres - excentricité et demi-grand axe - définissent la trajectoire dans un plan, trois autres - inclinaison, longitude du nœud ascendant et argument du péricentre - définissent l'orientation du plan dans l'espace et le dernier - instant de passage au péricentre - définit la position de l'objet.

Demi-grand axe

Le satellite circule sur une ellipse (une orbite circulaire est un cas particulier d'ellipse). Le demi-grand axe $a$ 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 $e$ : une ellipse est le lieu des points dont la somme des distances à deux points fixes, les foyers ($S$ et $S'$ sur le diagramme), est constante. L'excentricité mesure le décalage des foyers par rapport au centre de l'ellipse ($C$ sur le diagramme) ; c'est le rapport de la distance centre-foyer au demi-grand-axe. Le type de trajectoire dépend de l'excentricité :

• $e=0$ : orbite circulaire
• $0<e<1$ : orbite elliptique
• $e=1$ : trajectoire parabolique : le satellite ne reste pas en orbite et retombe sur Terre.
• $e>1$ : 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 $i$, 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 $\omega$ 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 $0,25\times 360$°$=90$°. 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.

Période de révolution

La période de révolution (période orbitale) d'un satellite autour de la Terre est la durée mise par accomplir une révolution complète autour de la Terre. Sa valeur diminue avec la distance entre la Terre et le satellite. Elle est de 90 minutes sur une orbite basse à 200 kilomètres d'altitude et de 23 heures 56 minutes sur une orbite géostationnaire. Sur cette dernière orbite, elle coïncide avec la période de révolution de la Terre. Le satellite reste de ce fait en permanence au-dessus de la même région terrestre. La période orbitale de la Lune est de 27,27 jours.

Vitesse orbitale

La vitesse orbitale autour de la Terre est d'autant plus faible que l'orbite amène le satellite à s'éloigner à une distance importante de la Terre. Sur une orbite circulaire terrestre, cette vitesse est de 7,9 km/s à 200 kilomètres et 3,1 km/s au niveau de l'orbite géostationnaire. La Lune circule à une vitesse orbitale qui oscille entre 0,97 et 1,08 km/s car son orbite est légèrement elliptique. La vitesse d'un objet circulant sur une orbite elliptique (non circulaire) varie : elle atteint son maximum au périgée et son minimum à l'apogée. Ainsi, un satellite placé sur une orbite de Molnia dont le périgée se situe à 500 kilomètres de la surface de la Terre et l'apogée à 39 900 kilomètres voit sa vitesse passer de 10 km/s à proximité de la Terre à 1,5 km/s à son apogée.

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 des orbites terrestres

Les orbites terrestres sont regroupées en grandes catégories liées à leurs principales caractéristiques et à leur usage.

Classification par altitude

Orbites basses (bleu) et moyennes (jaune) à l'échelle. La ligne pointillée noire représente l'orbite géostationnaire. La ligne verte pointillée correspond à l'orbite des satellites de systèmes de positionnement comme le GPS.

Orbite terrestre basse

L'orbite terrestre basse, ou LEO (Low Earth orbit en anglais), est la région de l'orbite terrestre la plus proche de la surface de la Terre. Sa limite supérieure se situe à 2 000 kilomètres de la surface : au-dessus de cette altitude commencent les ceintures de Van Allen caractérisée par la présence de particules chargées nocives pour l'électronique (et le vivant). La limite inférieure se situe à 180 km. En dessous de cette altitude l'atmosphère devient trop dense et les forces de trainée entrainent rapidement la rentrée atmosphérique et donc le retour vers la surface d'un objet en orbite. Même en utilisant une propulsion de manière continue pour compenser cette force, un satellite circulant en dessous de 90 kilomètres ne peut se maintenir en orbite. Entre 180 et 400 kilomètres, l'atmosphère résiduelle entraine la rentrée atmosphérique de l'engin spatial au bout de quelques jours (pour les altitudes les plus basses) et quelques années.

L'orbite terrestre basse est la région de l'espace où se concentre la majorité des satellites. La faible distance entre le satellite et la surface présente en effet des avantages décisifs pour les applications spatiales : résolution spatiale des mesures maximale, faible temps de latence des communications. On y retrouve des satellites d'observation de la Terre (météorologie, étude du climat, gestion des désastres, surveillance des récoltes, océanographie, géodésie, ...), certains satellites de télécommunications, des satellites militaires (satellites de reconnaissance) ainsi que les stations spatiales occupée par des astronautes, dont la Station spatiale internationale. Cette orbite ne présente pas que des avantages : s'il est nécessaire de disposer d'une couverture continue, il faut déployer une flotte importante de satellites car la portion de la surface visible depuis cette orbite est limitée. La concentration des satellites dans cette zone est devenue encore plus importante depuis le début de la décennie 2020 avec le déploiement des méga constellations de satellites de télécommunications rendue possible par la miniaturisation des satellites (abaissement de leur cout par rapport à leurs performances) et la baisse des couts de lancements. Compte tenu de l'occupation très dense de cette région de l'espace les opérateurs de satellites doivent faire face à la prolifération des débris spatiaux (corps de fusée, satellites morts, pièces liées aux processus de déploiement, résidus de collisions ou d'explosions antérieures) qui accroissent les risques de collision.

Orbite terrestre moyenne

L'orbite terrestre moyenne ou MEO (Medium Earth Orbit) se situe dans la région de l'espace située entre 2 000 et 35 786 kilomètres d'altitude, soit au-dessus de l'orbite terrestre basse et en dessous de l'orbite géostationnaire. Les satellites qui y circulent doivent faire face à un environnement hostile pour leur électronique du fait des particules chargées des ceintures de Van Allen. Elle a été néanmoins choisie par les systèmes de positionnement par satellites (GPS, Glonass, Galileo, Beidou) assurant une couverture continue complète de la Terre car elle permet celle-ci avec une constellation relativement réduite de satellites (une trentaine).

Orbite géosynchrone

L'orbite géosynchrone, en abrégé GEO (de l'anglais Geosynchronous Orbit), est une orbite sur laquelle un satellite se déplace dans le même sens que la planète (d'ouest en est pour la Terre) et dont la période orbitale est égale à la période de rotation sidérale de la Terre (soit environ 23 h 56 min 4,1 s). Cette orbite a un demi-grand axe d'environ 42 200 km (35 786 km en moyenne au-dessus de la surface terrestre). Sur cette orbite le satellite se déplace à une vitesse d'environ 3 kilomètres par seconde pour rester en permanence au-dessus du même point de la surface.

Depuis cette orbite le champ de vue des instruments et des équipements embarqués sur le satellite s'étend à pratiquement une hémisphère terrestre complète. Avec trois satellites convenablement espacés en longitude, l'ensemble de la planète peut être couverte à l'exception des régions situées aux latitudes élevées. Cette orbite est utilisée pour cette raison par des satellites météorologiques qui peuvent fournir à intervalles très rapprochés des données sur l'ensemble du globe. Elle est également exploitée par les satellites de télécommunications qui avec une poignée de satellites peuvent échanger des données avec des terminaux utilisateurs de l'ensemble du globe sans qu'il soit nécessaire de modifier le pointage des antennes de réception. Les inconvénients de cette orbite sont liées à la distance importante entre le satellite et la surface : la résolution des images est réduite, le débit des communications est limité et le temps de latence de celles-ci est élevé. Par ailleurs la mise en orbite d'un satellite géostationnaire est couteuse.

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.

Les catégories d'orbite des satellites artificiels selon l'altitude (schéma à l'échelle).

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 de Hohmann.

Orbite circulaire

L'orbite circulaire est une orbite dont l'excentricité est nulle. L'altitude du périgée est égale à celle de l'apogée. La plupart des satellites artificiels placés en orbite autour de la Terre ont pour objectif de réaliser des observations de la surface de la Terre ou d'échanger avec des utilisateurs situés à sa surface. Aussi leur orbite est circulaire pour que les conditions de fonctionnement restent identiques en tout point du globe.

Orbite elliptique

Certains satellites circulent sur des orbites elliptiques pour répondre à des besoins spécifiques. Parmi ces orbites elliptiques on distingue :

• L'orbite de Hohmann est une trajectoire qui permet de passer d'une orbite circulaire à une autre orbite circulaire située dans le même plan, en utilisant uniquement deux manœuvres impulsionnelles. En se limitant à deux manœuvres, cette trajectoire est celle consommant le moins d'énergie pour y parvenir.
• L'orbite de transfert géostationnaire est une orbite elliptique qui est utilisée pour transférer un satellite sur une orbite géostationnaire. L'apogée se situe à une altitude de 35 786 km (l'altitude de l'orbite géostationnaire) tandis que le périgée est en général de 200 km.
• L'orbite de Molnia est une catégorie d'orbite très elliptique, inclinée à 63,4° par rapport au plan de l'équateur et d'une période de 12 heures. Son apogée est proche de 40 000 km et son périgée proche de 1 000 km. Un satellite placé sur cette orbite passe la plupart de son temps au-dessus des régions polaires. Il vient compléter la couverture des satellites en orbite géostationnaire qui ne sont pas reçus dans ces régions. Il a été mis en œuvre pour la première fois par les soviétiques dont une grande partie du territoire se situe à des latitudes élevées.
• L'orbite toundra est un type d'orbite géosynchrone très elliptique d'une période de 24 heures. Elle s'apparente à l'orbite de Molnia qui a une période de 12 heures. Elle était utilisée par certains satellites de télécommunications pour couvrir des zones mal desservies par l'orbite géostationnaire, notamment les pôles. Cette orbite fut également utilisée pour la première fois par les Soviétiques.

Orbite prograde ou rétrograde

Satellite (rouge) circulant sur une orbite rétrograde autour de la Terre.

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.

Principales caractéristiques d'une sélection d'orbites terrestres

Type orbite	Altitude au-dessus de la surface	Distance du centre de la Terre	Vitesse orbitale	Période orbitale	Energie orbitale	Avantages	Inconvénients	Principaux usages
Surface de la Terre (pour référence, ce n'est pas une orbite)	0 km	6378 km	465 m/s (1674 km/h)	23 h 56 min 4 s 9	-62,6 Mj/kg
Orbite au niveau de la surface (théorique)	0 km	6378 km	7,9 km/s (28 440 km/h)	1 h 24 min 18 s	-31,2 Mj/kg
Orbite basse	200 à 2000 km km	6 600 à 8 400 km	7,8 à 6,9 km/s	1 h 29 à 2 h 8	-29,8 Mj/kg	Cout de lancement, résolution spatiale, temps de latence	Grand nombre de satellites pour assurer une couverture globale continue	Satellites d'observation de la Terre, de télécommunications
Orbite géostationnaire	35 786 km	42 000 km	3,1 km/s	23 h 56 min 4 s 9	-4,6 Mj/kg	Un seul satellite couvre pratiquement une hémisphère de manière continue	Temps de latence, cout de lancement, résolution spatiale, régions polaires mal couvertes	Satellites météorologiques et de télécommunications, satellites d'alerte précoce
Orbite de Molnia	500–39 900 km	6 900–46 300 km	0,97-1,08 km/s	11 h 58	-4,7 Mj/kg	Couverture des régions polaires	Cout de lancement, couverture discontinue	Satellites de télécommunications
Orbite de la Lune	357 000 - 399 000 km	363 000 - 406 000 km	0,97-1,08 km/s	27,27 jours	-0,5 Mj/kg

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.

Insertion en orbite terrestre

Pour qu'un véhicule spatial se place sur une orbite terrestre, il est nécessaire de lui communiquer une vitesse minimale. Cette vitesse de satellisation minimale est d'environ 7,9 km/s pour un satellite sur une orbite circulaire à 200 kilomètres d'altitude (il s'agit d'une vitesse horizontale, un objet lancé verticalement à cette vitesse ou à une vitesse supérieure retomberait sur Terre).

Si la vitesse horizontale est inférieure à 7,9 km/s l'engin décrit une parabole plus ou moins longue selon la vitesse avant de revenir sur Terre. Si la vitesse est supérieure à la vitesse de libération (11,2 km/s soit 40 320 km/h) sa trajectoire décrit une hyperbole et il quitte l'orbite terrestre pour se placer une orbite héliocentrique (autour du Soleil).

Déclin de l'orbite

Durée de vie d'un satellite en orbite basse

Altitude	Durée de vie
200 km	Quelques jours
250 km	~60 jours
300 km	~220 jours
500 km	Quelques années
1000 km	Plusieurs siècles (indicatif)
1500 km	10 000 ans (indicatif)

L'orbite d'un satellite autour de la Terre n'est pas stable. Elle subit des forces qui progressivement la modifient. En particulier sur l'orbite basse terrestre, l'atmosphère résiduelle, bien que très ténue, agit sur le véhicule spatial en générant une force aérodynamique comprenant deux composantes : la portance, perpendiculaire au vecteur vitesse, dont la valeur est négligeable jusqu'à ce que les couches denses de l'atmosphère soient atteintes (à une altitude d'environ 200 km et en dessous) et la traînée qui vient diminuer la vitesse et entraine ainsi une diminution de l'altitude. La valeur de la trainée s'accroit lorsque l'altitude diminue car l'atmosphère se densifie. Lorsque l'activité solaire est plus intense la densité de l'atmosphère en haute altitude s'accroit ce qui augmente la trainée. Enfin, la trainée dépend également du coefficient balistique de l'engin spatial c'est-à-dire du rapport entre sa section telle qu'elle se présente dans le sens du déplacement et sa masse. Du fait de cette force, un engin spatial circulant à une altitude de 200 kilomètres ne restera en orbite que quelques jours avant de pénétrer dans les couches épaisses de l'atmosphère et d'être détruit (ou d'atterrir s'il a été conçu pour survivre aux hautes températures). S'il circule à une altitude de 1500 kilomètres, cet événement ne se produira qu'au bout d'environ 10 000 ans.

Lorsque l'altitude du satellite le fait pénétrer dans les couches plus denses de l'atmosphère, la chaleur produite par la trainée, du fait de sa vitesse de l'ordre de 8 km/s, atteint plusieurs milliers de degrés. Si l'engin spatial n'a pas été conçu pour survivre à sa rentrée atmosphérique, il brûle tout en se brisant en plusieurs morceaux dont certains peuvent atteindre le sol. À cause de la traînée atmosphérique, l'altitude la plus basse au-dessus de la Terre à laquelle un objet en orbite circulaire peut effectuer au moins un tour complet sans propulsion est d'environ 150 km tandis que le plus faible périgée d'une orbite elliptique est d'environ 90 km.

Trace au sol

En haut, orbite héliosynchrone rétrograde de 99° d'inclinaison. En bas, orbite de Molnia ellipse avec une forte excentricité (40000 km x 400 km), une inclinaison de 63° et une période de 12 heures.

La trace au sol d'un satellite artificiel est une ligne imaginaire constituée par l'ensemble des points situés sur une verticale qui passe par le centre de la Terre et le satellite. La trace permet de déterminer les lieux de visibilité du satellite depuis le sol, et, à l'inverse, de déterminer les portions de la surface couverts par le satellite. Ses caractéristiques sont déterminées par les paramètres de l'orbite. Les objectifs de la mission remplie par le satellite, la position des stations terriennes communiquant avec le satellite contribuent à fixer la forme de la trace au sol et donc en retour les paramètres de l'orbite retenus.

Encombrement de l'orbite terrestre et débris spatiaux

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.

Le diagramme présente l'évolution entre 2012 et 2022 du nombre de satellites placés en orbite chaque année par grande catégorie : satellites géosynchrones, mégaconstellations, CubeSats et picosatellites (<1 kg) et autres satellites. Le nombre de satellites faisant partie des méga-constellations (Starlink et OneWeb en 2023, d'autres constellations étant en cours de préparation) croit de manière quasi exponentielle et risque d’accroître fortement le volume de débris spatiaux.

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.

Annexes

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